Flugzeug mit aerodynamisch verschobener Balance

Der Erfinder des Vorflügels, Gustav Lachmann, schlug Ende der dreißiger Jahre des letzten Jahrhunderts vor, den Schwanzlosen mit einem frei schwebenden Winglet auszustatten, das vor dem Flügel platziert wurde. Dieses Winglet war mit einem Servoruder ausgestattet, mit dessen Hilfe seine Auftriebskraft reguliert wurde. Es diente dazu, das zusätzliche Tauchmoment des Flügels auszugleichen, das beim Auslösen der Klappe entsteht. Da Lachmann Mitarbeiterin der Firma Handley-Page war, war sie Inhaberin des Patents für diese technische Lösung und diese Idee wird unter dieser Marke in der Fachliteratur erwähnt. Eine praktische Umsetzung dieser Idee gibt es jedoch noch nicht! Was ist der Grund?

Ausgleichsverlust

Ein Flugzeugflügel, der Auftrieb erzeugt, hat ein begleitendes, man könnte sagen negatives Nebenprodukt eines Sturzflugmoments, das dazu neigt, das Flugzeug in einen Sturzflug zu versetzen. Um das Abtauchen des Flugzeugs zu verhindern, befindet sich an seinem Heck ein kleines Winglet – ein Stabilisator, der dieses Abtauchen verhindert und eine nach unten gerichtete, also negative Auftriebskraft erzeugt. Ein solches aerodynamisches Schema des Flugzeugs wird als „normal“ bezeichnet. Da der Stabilisatorauftrieb negativ ist, addiert er sich zur Schwerkraft des Flugzeugs und der Auftrieb des Flügels muss größer als die Schwerkraft sein.

Die Differenz zwischen diesen Kräften nennt man Ausgleichsverluste, die bis zu 20 % betragen können.
Aber das erste fliegende Flugzeug der Gebrüder Wright hatte solche Verluste nicht, denn ein kleiner Flügel – ein Destabilisator, der einen Sturzflug verhinderte – befand sich nicht hinter dem Flügel, sondern davor. Ein solches aerodynamisches Schema des Flugzeugs wird als „Ente“ bezeichnet. Und um ein Abtauchen des Flugzeugs zu verhindern, muss der Destabilisator eine nach oben gerichtete, also positive Auftriebskraft erzeugen. Sie summiert sich zur Auftriebskraft des Flügels und diese Summe entspricht der Schwerkraft des Flugzeugs. Dadurch muss der Flügel eine Auftriebskraft erzeugen, die geringer ist als die Schwerkraft. Und kein Gleichgewichtsverlust!

Stabilisator und Destabilisator werden in einem Begriff zusammengefasst – horizontales Heck oder GO.
Mit der massiven Entwicklung der Start- und Landemechanisierung des Flügels in den frühen dreißiger Jahren des letzten Jahrhunderts verlor die „Ente“ diesen Vorteil. Das Hauptelement der Mechanisierung ist die Klappe – der nach unten ausgelenkte hintere Teil des Flügels. Dadurch wird der Auftrieb des Flügels ungefähr verdoppelt, wodurch die Geschwindigkeit bei Landung und Start reduziert und dadurch Masse des Fahrwerks eingespart werden kann. Aber das Nebenprodukt des Sturzmoments beim Ausfahren der Klappe nimmt so stark zu, dass der Destabilisator damit nicht zurechtkommt, der Stabilisator aber schon. Brechen bedeutet nicht, eine positive Kraft aufzubauen.

Damit der Flügel Auftrieb erzeugt, muss er in einem Winkel zur Richtung des entgegenkommenden Luftstroms ausgerichtet sein. Dieser Winkel wird Anstellwinkel genannt, und mit seinem Wachstum wächst auch die Auftriebskraft, allerdings nicht unendlich, sondern bis zu einem kritischen Winkel, der im Bereich von 15 bis 25 Grad liegt. Daher ist die gesamte aerodynamische Kraft nicht streng nach oben gerichtet, sondern tendiert zum Heck des Flugzeugs. Und es lässt sich in eine streng nach oben gerichtete Komponente – die Auftriebskraft – und eine nach hinten gerichtete Komponente – die aerodynamische Widerstandskraft – zerlegen. Zur Beurteilung der aerodynamischen Qualität des Flugzeugs wird das Verhältnis der Auftriebskraft zur Widerstandskraft herangezogen, das zwischen 7 und 25 liegen kann.

Zugunsten des normalen Schemas ist ein Phänomen wie die Abschrägung der Luftströmung hinter dem Flügel, die in der Abweichung der Strömungsrichtung nach unten besteht, umso größer, je größer die Auftriebskraft des Flügels ist. Wenn die Klappe aufgrund der Aerodynamik ausgelenkt wird, erhöht sich daher automatisch der tatsächliche negative Anstellwinkel des Stabilisators und damit auch sein negativer Auftrieb.

Darüber hinaus wirkt sich zugunsten des „normalen“ Schemas im Vergleich zur „Ente“ auch ein Umstand wie die Gewährleistung der Längsstabilität des Flugzeugfluges aus. Der Anstellwinkel eines Flugzeugs kann sich durch vertikale Bewegungen von Luftmassen ändern. Flugzeuge sind unter Berücksichtigung dieses Phänomens konzipiert und neigen dazu, Störungen zu widerstehen. Jede Oberfläche des Flugzeugs hat einen aerodynamischen Schwerpunkt – den Angriffspunkt des Auftriebszuwachses, wenn sich der Anstellwinkel ändert. Wenn wir die resultierenden Zuwächse von Flügel und GO berücksichtigen, dann hat das Flugzeug auch einen Schwerpunkt. Wenn der Schwerpunkt des Flugzeugs hinter dem Massenschwerpunkt liegt, neigt die Erhöhung des Auftriebs bei einer zufälligen Erhöhung des Anstellwinkels dazu, das Flugzeug zu neigen, so dass der Anstellwinkel abnimmt. Und das Flugzeug kehrt in den vorherigen Flugmodus zurück. Gleichzeitig erzeugt im „normalen“ Schema der Flügel ein destabilisierendes Moment (um den Anstellwinkel zu vergrößern) und der Stabilisator erzeugt ein stabilisierendes Moment (um den Anstellwinkel zu verringern), wobei letzteres um etwa 10 überwiegt %. Bei der „Ente“ wird das destabilisierende Moment durch den Destabilisator erzeugt, und das stabilisierende Moment, und es ist etwa 10 % größer, wird durch den Flügel erzeugt. Daher führt eine Vergrößerung der Fläche und der Schulter des Höhenleitwerks zu einer Erhöhung der Stabilität im Normalschema und zu einer Verringerung der „Ente“. Alle Momente wirken und werden relativ zum Massenschwerpunkt des Flugzeugs berechnet (siehe Abb. 1).

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Wenn der Schwerpunkt des Flugzeugs vor dem Massenschwerpunkt liegt, nimmt der Anstellwinkel bei zufälliger geringfügiger Erhöhung noch weiter zu und das Flugzeug wird statisch instabil. Diese gegenseitige Anordnung von Schwerpunkt und Massenschwerpunkt wird bei modernen Jägern genutzt, um den Stabilisator zu belasten und ihm keinen negativen, sondern einen positiven Auftrieb zu verleihen. Und für den Flug des Flugzeugs sorgt nicht die Aerodynamik, sondern ein vierfach dupliziertes automatisches System der künstlichen Stabilität, das „rollt“, wenn das Flugzeug den erforderlichen Anstellwinkel verlässt. Wenn die Automatisierung ausgeschaltet wird, beginnt das Flugzeug, das Heck nach vorne zu drehen. Dies ist die Grundlage der Pugatschow-Kobra-Figur, bei der der Pilot die Automatisierung absichtlich ausschaltet und bei Erreichen des erforderlichen Heckdrehwinkels eine Rakete in das Flugzeug abfeuert hintere Halbkugel und schaltet dann die Automatisierung wieder ein.
Im Folgenden betrachten wir nur statisch stabile Flugzeuge, da nur solche Flugzeuge in der zivilen Luftfahrt eingesetzt werden können.

Die gegenseitige Anordnung von Flugzeugschwerpunkt und Massenschwerpunkt kennzeichnet den Begriff „Zentrierung“.
Da der Schwerpunkt unabhängig vom Schema hinter dem Massenschwerpunkt liegt, vergrößert sich der Abstand zwischen ihnen, Stabilitätsmarge genannt, beim normalen Schema beim GO-Arm und verringert sich beim „Ente“.

Das Verhältnis der Flügelschultern und GO in der „Ente“ ist so, dass die Auftriebskraft des Destabilisators bei maximaler Abweichung der Höhenruder voll ausgenutzt wird, wenn das Flugzeug auf große Anstellwinkel gebracht wird. Und es wird vermisst, wenn die Klappen freigegeben werden. Daher verfügen alle „Enten“ des berühmten amerikanischen Designers Rutan über keine Mechanisierung. Sein Voyager-Flugzeug flog 1986 zum ersten Mal um die Welt, ohne zu landen oder aufzutanken.

Ausnahme ist Beechcraft Starship, dort wurde jedoch für den Einsatz von Klappen ein sehr komplexes Design mit variabler Destabilisatorgeometrie verwendet, das nicht in einen serienmäßig reproduzierbaren Zustand gebracht werden konnte, weshalb das Projekt abgeschlossen wurde.
Die Schulter des Flügels hängt in hohem Maße davon ab, wie stark die Auftriebskraft des Destabilisators mit einer Vergrößerung seines Anstellwinkels um ein Grad zunimmt. Dieser Parameter wird als Ableitung des Anstellwinkels des Auftriebskoeffizienten oder einfach als Ableitung bezeichnet Ableitung des Destabilisators. Und je kleiner diese Ableitung ist, desto näher am Flügel kann der Schwerpunkt des Flugzeugs liegen und desto kleiner wird die Flügelschulter. Um diese Ableitung zu reduzieren, schlug der Autor 1992 vor, den Destabilisator nach dem Doppeldeckerschema (2) durchzuführen. Dadurch ist es möglich, die Schulter des Flügels so weit zu verkleinern, dass das Hindernis bei der Verwendung der Klappe auf dem Flügel beseitigt wird. Es gibt jedoch einen Nebeneffekt in Form einer Erhöhung des GO-Widerstands aufgrund der Biplanität. Darüber hinaus gibt es eine Komplikation bei der Konstruktion des Flugzeugs, da eigentlich zwei GOs hergestellt werden müssen und nicht einer.

Kollegen wiesen darauf hin, dass die Funktion „Doppeldecker-Destabilisator“ in den Flugzeugen der Gebrüder Wright verfügbar sei, aber nicht nur eine neue Funktion in Erfindungen patentiert sei, sondern auch eine Reihe neuer Funktionen. Den Wrights fehlte das „Flap“-Schild. Ist darüber hinaus die Gesamtheit der Merkmale einer neuen Erfindung bekannt, so muss für die Anerkennung dieser Erfindung mindestens ein Merkmal für neue Zwecke genutzt werden. Bei den Wrights wurde die Doppelebene verwendet, um das Gewicht der Struktur zu reduzieren, und bei der beschriebenen Erfindung, um die Ableitung zu reduzieren.

„Wetterfahne-Ente“

Vor fast zwei Jahrzehnten erinnerten sie sich an die am Anfang des Artikels erwähnte Idee der „Wetterente“.

Als Destabilisator wird ein gefiedertes Höhenleitwerk (FGO) verwendet, das aus dem Destabilisator selbst besteht, der schwenkbar auf einer Achse senkrecht zum Rumpf angebracht und mit dem Destabilisatorservo verbunden ist. Eine Art Flugzeug eines normalen Schemas, bei dem der Flügel des Flugzeugs der Destabilisator des CSF ist und der Stabilisator des Flugzeugs das CSF-Servo ist. Und dieses Flugzeug fliegt nicht, sondern ist auf einer Achse platziert und richtet sich selbst relativ zur entgegenkommenden Strömung aus. Indem wir den negativen Anstellwinkel des Servos ändern, ändern wir den Anstellwinkel des Destabilisators relativ zur Strömung und damit die Auftriebskraft des CSF während der Pitch-Steuerung.

Bei einer festen Position der Servolenkung relativ zum Destabilisator reagiert der CSF nicht auf vertikale Windböen, d.h. auf Änderungen im Anstellwinkel des Flugzeugs. Daher ist seine Ableitung Null. Basierend auf unserer vorherigen Überlegung – die ideale Option.

Beim Testen des ersten Flugzeugs des von A. Yurkonenko (3) entworfenen „Weather Duck“-Programms mit einem effektiv beladenen CSF wurden mehr als zwei Dutzend erfolgreiche Flüge durchgeführt. Gleichzeitig wurden deutliche Anzeichen einer Flugzeuginstabilität festgestellt (4).

„Super Resilienz“

Denn es ist nicht paradox, aber die Instabilität der „Wetterfahne“ ist eine Folge ihrer „Superstabilität“. Das stabilisierende Moment eines klassischen Canards mit festem GO wird aus dem stabilisierenden Moment des Flügels und dem entgegenwirkenden destabilisierenden Moment des GO gebildet. Bei Wetterfahnenenten ist CSF nicht an der Bildung des stabilisierenden Moments beteiligt, sondern wird nur aus dem stabilisierenden Moment des Flügels gebildet. Somit ist das stabilisierende Moment der „Wetterfahne“ etwa zehnmal größer als das der klassischen. Bei einer versehentlichen Erhöhung des Anstellwinkels kehrt das Flugzeug unter dem Einfluss eines übermäßigen Stabilisierungsmoments des Flügels nicht in den vorherigen Modus zurück, sondern „schießt“ darüber hinaus. Nach dem „Überschwingen“ erhält das Flugzeug einen im Vergleich zum vorherigen Regime verringerten Anstellwinkel, daher entsteht ein stabilisierendes Moment eines anderen Vorzeichens, das ebenfalls überhöht ist, und somit treten Eigenschwingungen auf, die der Pilot nicht auslöschen kann.

Eine der Voraussetzungen für Stabilität ist die Fähigkeit eines Flugzeugs, die Auswirkungen atmosphärischer Störungen auszugleichen. Daher ist bei Abwesenheit von Störungen ein zufriedenstellender Flug eines instabilen Flugzeugs möglich. Dies erklärt die erfolgreichen Ansätze des YuAN-1-Flugzeugs. In seiner fernen Jugend hatte der Autor einen Fall, in dem ein neues Segelflugzeugmodell abends bei ruhigem Wetter insgesamt mindestens 45 Minuten lang flog, recht zufriedenstellende Flüge zeigte und deutliche Instabilität zeigte – ein Nose-Up wechselte mit einem Sturzflug ab beim ersten Flug bei windigem Wetter. Solange das Wetter ruhig war und keine Störungen auftraten, zeigte das Segelflugzeug einen zufriedenstellenden Flug, die Ausrichtung war jedoch instabil. Es gab einfach keinen Grund, diese Instabilität zu zeigen.

Der beschriebene Liquor kann prinzipiell bei einer „Pseudo-Ente“ eingesetzt werden. Ein solches Flugzeug ist im Wesentlichen ein „schwanzloses“ Flugzeug und verfügt über eine entsprechende Zentrierung. Und sein CSF dient nur dazu, das zusätzliche Tauchmoment des Flügels auszugleichen, das beim Auslösen der Mechanisierung auftritt. In der Reisekonfiguration wird der CSF nicht belastet. Somit funktioniert der CSF im Hauptflugmodus nicht wirklich und daher ist sein Einsatz in dieser Variante unproduktiv.

„KRASNOV-ENTE“

„Superstabilität“ kann beseitigt werden, indem die CSF-Ableitung von Null auf ein akzeptables Niveau erhöht wird. Dieses Ziel wird dadurch erreicht, dass der Drehwinkel des FGO deutlich kleiner ist als der Drehwinkel des Servos, der durch eine Änderung des Anstellwinkels des Flugzeugs verursacht wird (5). Dies geschieht durch einen sehr einfachen Mechanismus, der in Abb. 2. CSF 1 und Servo 3 sind schwenkbar auf der Achse OO1 angeordnet. Die Stangen 4 und 6 verbinden über die Scharniere 5,7, 9,10 CSF 1 und Servo 3 mit der Wippe 8. Die Kupplung 12 dient dazu, die Länge der Stange 6 durch den Piloten zu ändern, um die Steigung zu steuern. Die Drehung des CSF 1 erfolgt nicht um den gesamten Abweichungswinkel des Servos 3 relativ zum Flugzeug bei Richtungsänderung der Gegenströmung, sondern nur um seinen proportionalen Teil. Wenn der Anteil gleich der Hälfte ist, erhöht sich unter der Wirkung der Aufwärtsströmung, die zu einer Erhöhung des Anstellwinkels des Flugzeugs um 2 Grad führt, der tatsächliche Anstellwinkel des CSF nur um 1 Grad. Dementsprechend wird das CSF-Derivat im Vergleich zum festen GO doppelt so hoch sein. Gestrichelte Linien markieren die Position von CSF 1 und Servo 3 nach Änderung des Anstellwinkels des Flugzeugs. Die Änderung des Verhältnisses und damit die Bestimmung des Wertes der Ableitung ist durch die Wahl der entsprechenden Abstände der Scharniere 5 und 7 zur Achse OO1 einfach zu realisieren.

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Die Reduzierung der GO-Ableitung durch das Feathering ermöglicht es, den Schwerpunkt innerhalb beliebiger Grenzen und dahinter den Schwerpunkt des Flugzeugs zu platzieren. Dies ist das Konzept der aerodynamischen Zentrierungsverschiebung. Somit werden alle Einschränkungen für den Einsatz moderner Mechanisierung des Flügels im „Enten“-Schema unter Beibehaltung der statischen Stabilität aufgehoben.

„KRASNOV-FLUGER“

Alles ist gut! Aber es gibt einen Nachteil. Damit CSF 1 eine positive Hubkraft hat, muss eine negative Hubkraft auf Servo 3 wirken. Analogie - das normale Schema des Flugzeugs. Das heißt, es entstehen Verluste für den Ausgleich, in diesem Fall den Ausgleich des CSF. Der Weg zur Beseitigung dieses Mangels ist daher das „Enten“-System. Wir platzieren das Servo vor dem CSF, wie in Abb. 3.

CSF funktioniert wie folgt (6). Durch die Einwirkung aerodynamischer Kräfte auf CSF 1 und Servo 4 wird CSF 1 spontan in einen bestimmten Anstellwinkel zur Richtung der Gegenströmung gestellt. Die Anstellwinkel von CSF 1 und Servo 4 haben das gleiche Vorzeichen, daher haben die Auftriebskräfte dieser Flächen die gleiche Richtung. Das heißt, die aerodynamische Kraft des Servos 4 verringert sich nicht, sondern erhöht die Auftriebskraft des CSF 1. Um den Anstellwinkel des Flugzeugs zu vergrößern, verschiebt der Pilot den Schub 6 nach vorne, wodurch das Servo 4 am Scharnier 5 dreht sich im Uhrzeigersinn und der Anstellwinkel des Servos 4 vergrößert sich. Dies führt zu einer Vergrößerung des Anstellwinkels des CSF 1, also zu einer Erhöhung seiner Auftriebskraft.
Zusätzlich zur Pitch-Steuerung sorgt die durch den Schub 7 bereitgestellte Verbindung für einen Anstieg der CSF-Ableitung von Null auf den erforderlichen Wert.

Nehmen wir an, dass das Flugzeug in den Aufwind eingetreten ist und sein Anstellwinkel zugenommen hat. In diesem Fall dreht sich der Balken 2 gegen den Uhrzeigersinn und die Scharniere 9 und 8 müssten sich ohne Schub 7 einander annähern. Schub 7 verhindert Konvergenz und dreht das Servo 4 im Uhrzeigersinn und vergrößert dadurch seinen Anstellwinkel.

Wenn sich also die Richtung der entgegenkommenden Strömung ändert, ändert sich der Anstellwinkel des Servos 4, und CSF 1 stellt sich spontan in einem anderen Winkel in Bezug auf die Strömung ein und erzeugt eine andere Auftriebskraft. In diesem Fall hängt der Wert dieser Ableitung vom Abstand zwischen den Scharnieren 8 und 3 sowie vom Abstand zwischen den Scharnieren 9 und 5 ab.

Der vorgeschlagene CSF wurde am Stromkabelmodell der „Enten“-Schaltung getestet, wobei seine Ableitung im Vergleich zum festen CSF um die Hälfte reduziert wurde. Die Belastung des CSF betrug 68 % derjenigen des Flügels. Die Aufgabe der Prüfung bestand nicht darin, gleiche Belastungen zu erreichen, sondern genau eine geringere Belastung des CSF im Vergleich zum Flügel zu erreichen, denn wenn man diese erreicht, wird es nicht schwierig sein, die gleiche Belastung zu erreichen. Bei „Enten“ mit festem GO ist die Belastung des Gefieders meist 20 – 30 % höher als die Belastung des Flügels.

„Perfektes Flugzeug“

Wenn die Summe zweier Zahlen ein konstanter Wert ist, ist die Summe ihrer Quadrate am kleinsten, wenn diese Zahlen gleich sind. Da der induktive Widerstand der Lagerfläche proportional zum Quadrat ihres Auftriebskoeffizienten ist, liegt die kleinste Grenze des Flugzeugwiderstands dann vor, wenn diese Koeffizienten beider Lagerflächen im Reiseflugmodus einander gleich sind. Ein solches Flugzeug sollte als „ideal“ angesehen werden. Die Erfindungen „Krasnow-Ente“ und „Krasnow-Wetterfahne“ ermöglichen es, das Konzept des „idealen Flugzeugs“ in die Realität umzusetzen, ohne auf künstliche Stabilitätserhaltung durch automatische Systeme zurückgreifen zu müssen.

Ein Vergleich des „idealen Flugzeugs“ mit einem modernen konventionellen Flugzeug zeigt, dass ein Nutzlastzuwachs von 33 % bei gleichzeitiger Treibstoffeinsparung von 23 % möglich ist.

CSF erzeugt maximalen Auftrieb bei Anstellwinkeln nahe dem kritischen Wert, und dieser Modus ist typisch für den Landeplatz des Fluges. In diesem Fall liegt die Umströmung der Lagerfläche durch Luftpartikel nahe der Grenze zwischen Normal und Strömungsabriss. Die Strömungsablösung von der Oberfläche des GO geht mit einem starken Auftriebsverlust einher und infolgedessen mit einem intensiven Absinken der Flugzeugnase, dem sogenannten „Tauchgang“. Ein anschaulicher Fall eines „Tauchgangs“ ist der Absturz der Tu-144 in Le Bourget, als sie beim Verlassen des Tauchgangs kurz nach dem Tauchgang zusammenbrach. Die Verwendung des vorgeschlagenen CSF erleichtert die Lösung dieses Problems. Dazu ist es lediglich erforderlich, den Drehwinkel der Servolenkung relativ zum CSF zu begrenzen. In diesem Fall ist der tatsächliche Liquor-Anstellwinkel begrenzt und erreicht nie den kritischen Wert.

„Wetterfahnenstabilisator“

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Von Interesse ist die Frage der Verwendung von CSF in einem normalen Schema. Wenn Sie nicht verringern, sondern umgekehrt, erhöhen Sie den Drehwinkel des CSF im Vergleich zur Servolenkung, wie in Abb. 4, dann wird die CSF-Ableitung im Vergleich zum festen Stabilisator (7) viel höher sein.

Dadurch können Sie den Schwerpunkt und den Massenschwerpunkt des Flugzeugs deutlich nach hinten verlagern. Dadurch wird die Reiselast des CSF-Stabilisators nicht negativ, sondern positiv. Wenn sich außerdem herausstellt, dass der Schwerpunkt des Flugzeugs in Bezug auf den Klappenausschlagwinkel (der Angriffspunkt des Auftriebskraftzuwachses aufgrund der Klappenauslenkung) über den Fokus hinaus verschoben wird, erzeugt der Flügelstabilisator ein positives Ergebnis Auftriebskraft auch in der Landekonfiguration.

Aber all das trifft wahrscheinlich zu, solange wir den Einfluss des Bremsens und der von der vorderen Auflagefläche nach hinten abfallenden Strömung nicht berücksichtigen. Es ist klar, dass dieser Einfluss im Fall der „Ente“ eine viel geringere Rolle spielt. Und andererseits, wenn der Stabilisator militärische Kämpfer „trägt“, warum hört er dann auf, im zivilen Leben zu „tragen“?

„Krasnov-Plan“ oder „Pseudo-Flügelente“

Der Gelenkdestabilisator verkompliziert, wenn auch nicht drastisch, dennoch die Konstruktion des Flugzeugs. Es zeigt sich, dass eine Verringerung der Ableitung des Destabilisators mit wesentlich günstigeren Mitteln erreicht werden kann.

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Auf Abb. Figur 4 zeigt einen Destabilisator 1 des vorgeschlagenen Flugzeugs, der starr mit dem Rumpf verbunden ist (in der Zeichnung nicht dargestellt). Es ist mit einem Mittel zur Änderung seiner Hubkraft in Form eines Aufzugs 2 ausgestattet, der mit einem Scharnier 3 an einer starr mit dem Destabilisator 4 verbundenen Halterung 1 montiert ist. An derselben Halterung 4 ist mit einem Scharnier 5, Es ist eine Stange 6 angebracht, an deren hinterem Ende eine Servolenkung 7 starr befestigt ist. Am vorderen Ende der Stange 6 ist neben dem Scharnier 5 ein Hebel 8 starr befestigt, dessen oberes Ende mit verbunden ist die Stange 9 mittels eines Scharniers 10. Am hinteren Ende der Stange 10 befindet sich ein Scharnier 11, das sie mit dem Hebel 12 des Trimmers 13 des Elevators 2 verbindet. Beim Trimmer 13 wird dieser mit Hilfe des Scharniers 14 an der Rückseite des Höhenlenkrads 2 befestigt. Die Kupplung 15 verändert die Länge des Schubs 10 unter der Kontrolle des Piloten, um die Steigung zu steuern.

Der vorgestellte Destabilisator funktioniert wie folgt. Bei einer versehentlichen Vergrößerung des Anstellwinkels des Flugzeugs, beispielsweise beim Eintritt in einen Aufwind, weicht das Servo 7 nach oben aus, was eine Verschiebung des Schubs 10 nach links, d.h. nach vorne und bewirkt, dass der Trimmer 13 nach unten ausweicht, wodurch das Elevator 2 nach oben ausweicht. Die Position von Ruder 2, Servo 7 und Trimmer 13 in der beschriebenen Situation ist in der Zeichnung mit gestrichelten Linien dargestellt.

Dadurch wird die Erhöhung der Hubkraft des Destabilisators 1 aufgrund der Vergrößerung des Anstellwinkels durch die Aufwärtsauslenkung des Höhenruders 2 gewissermaßen ausgeglichen. Der Grad dieser Nivellierung hängt vom Verhältnis der Ausschlagwinkel des Servos 7 und der Höhe des Ruders 2 ab. Und dieses Verhältnis wird durch die Länge der Hebel 8 und 12 eingestellt. Wenn der Anstellwinkel abnimmt, lenkt das Höhenruder 2 nach unten aus und die Hubkraft des Destabilisators 1 nimmt zu, wodurch die Abnahme des Anstellwinkels ausgeglichen wird.

Dadurch wird eine Verringerung der Ableitung des Destabilisators im Vergleich zur klassischen „Ente“ erreicht.

Dadurch, dass der Servo 7 und der Trimmer 13 kinematisch miteinander verbunden sind, gleichen sie sich gegenseitig aus. Wenn dieser Ausgleich nicht ausreicht, muss ein Ausgleichsgewicht in die Konstruktion einbezogen werden, das entweder innerhalb der Servolenkung 7 oder auf der Verlängerung der Stange 6 vor dem Scharnier 5 platziert werden muss. Das Höhenruder 2 muss auch ausgeglichen sein.

Da die Ableitung nach dem Anstellwinkel der Auflagefläche etwa doppelt so groß ist wie die Ableitung nach dem Ausschlagwinkel der Klappe, ergibt sich ein zweifacher Überschuss des Ausschlagwinkels des Ruders 2 gegenüber dem Ausschlagwinkel von Mit dem Servo 7 ist es möglich, einen Wert der Destabilisatorableitung nahe Null zu erreichen.

Das Servo 7 hat die gleiche Fläche wie der Trimmer 13 der Ruderhöhen 2. Das heißt, die Ergänzungen zum Flugzeugdesign sind sehr klein und erschweren es nur unwesentlich.

Somit ist es durchaus möglich, nur mit herkömmlichen Flugzeugbautechnologien die gleichen Ergebnisse wie mit der „Wetterfahne“ zu erzielen. Daher kann ein Flugzeug mit einem solchen Destabilisator als „Pseudo-Flügelente“ bezeichnet werden. Diese Erfindung erhielt ein Patent mit dem Namen „Krasnov-Plan“ (8).

„Turbulenzignorierende Flugzeuge“

Es ist äußerst zweckmäßig, ein Flugzeug zu bauen, bei dem die vordere und hintere Auflagefläche insgesamt eine Ableitung gleich Null haben.

Ein solches Flugzeug ignoriert die vertikalen Luftmassenströme fast vollständig und seine Passagiere werden selbst bei intensiven atmosphärischen Turbulenzen kein „Geschwätz“ spüren. Und da die vertikalen Luftmassenströme nicht zu einer Überlastung des Flugzeugs führen, kann mit einer deutlich geringeren betrieblichen Überlastung gerechnet werden, was sich positiv auf die Masse seiner Struktur auswirkt. Da das Flugzeug im Flug keiner Überlastung ausgesetzt ist, unterliegt die Flugzeugzelle keinem Ermüdungsverschleiß.

Die Verringerung der Ableitung des Flügels eines solchen Flugzeugs wird auf die gleiche Weise wie beim Destabilisator in der „Pseudo-Flügelente“ erreicht. Allerdings wirkt das Servo nicht auf die Höhenruder, sondern auf die Flügelflaperons. Der Flaperon ist der Teil des Flügels, der als Querruder und Klappe fungiert. In diesem Fall erfolgt infolge einer zufälligen Änderung des Anstellwinkels des Flügels eine Erhöhung seines Auftriebs im Fokus in Bezug auf den Anstellwinkel. Und die negative Erhöhung des Flügelauftriebs als Ergebnis der Auslenkung des Flaperons durch die Servolenkung erfolgt im Fokus entlang des Auslenkungswinkels des Flaperons. Und der Abstand zwischen diesen Brennpunkten entspricht fast einem Viertel der durchschnittlichen aerodynamischen Flügelsehne. Durch die Wirkung des angegebenen Paares unterschiedlich gerichteter Kräfte entsteht ein destabilisierendes Moment, das durch das Moment des Destabilisators kompensiert werden muss. In diesem Fall sollte der Destabilisator eine kleine negative Ableitung haben und der Wert der Flügelableitung sollte etwas größer als Null sein. Für ein solches Flugzeug wurde das RF-Patent Nr. 2710955 erhalten.

Die Gesamtheit der oben genannten Erfindungen ist wahrscheinlich die letzte ungenutzte aerodynamische Informationsressource zur Steigerung der Wirtschaftlichkeit der Unterschallluftfahrt um ein Drittel oder mehr.

Юрий Краснов

REFERENZEN

1. D. Sobolev. Hundertjährige Geschichte des „fliegenden Flügels“, Moskau, Russland, 1988, S. 100.
2. Y. Krasnov. RF-Patent Nr. 2000251.
3. A. Jurkonenko. Alternative Ente. Technik - Jugend 2009-08. Buchseite 6-11
4. V. Lapin. Wann fliegt die „Wetterfahne-Ente“? Allgemeine Luftfahrt. 2011. Nr. 8. Buchseite 38-41.
5. Y. Krasnov. RF-Patent Nr. 2609644.
6. Y. Krasnov. RF-Patent Nr. 2651959.
7. Y. Krasnov. RF-Patent Nr. 2609620.
8. Y. Krasnov. RF-Patent Nr. 2666094.

Source: habr.com