Ein Flugzeug mit aerodynamisch verschobenem Schwerpunkt

Der Erfinder des Vorflügels, Gustav Lachmann, schlug Ende der 1930er Jahre vor, das Flettner-Flugzeug mit einem frei schwingenden Flügel auf der Vorderkante des Hauptflügels auszustatten. Dieser zusätzliche Flügel war mit einem Servoregler ausgestattet, um seine Auftriebskraft zu steuern. Er diente zur Kompensation des zusätzlichen Eintauchmoments des Hauptflügels, das beim Ausfahren des Klappen entsteht. Da Lachmann Mitarbeiter der Firma Handley Page war, hielt diese das Patent für diese technische Lösung, und unter dieser Marke wird die betreffende Idee in der technischen Literatur erwähnt. Doch eine praktische Umsetzung dieser Idee gibt es bis heute nicht! Was ist der Grund dafür?

Verluste beim Ausbalancieren

Das Flügelprofil eines Flugzeugs, das Auftrieb erzeugt, hat ein begleitendes, man könnte sagen, negatives Nebenprodukt in Form des Nickmoments, das das Flugzeug zum Nicken bringt. Um ein Nicken zu verhindern, verfügt das Flugzeug über ein kleines Flügelchen am Heck – den Höhenleitwerk, das diesem Nicken entgegenwirkt, indem es einen nach unten gerichteten, also negativen Auftrieb erzeugt. Dieses aerodynamische Layout eines Flugzeugs wird als "normal" bezeichnet. Da der Auftrieb des Höhenleitwerks negativ ist, summiert er sich mit der Gewichtskraft des Flugzeugs, und das Hauptflügel muss eine Auftriebskraft haben, die die Gewichtskraft übersteigt.

Die Differenz dieser Kräfte wird als Ausgleichsverluste bezeichnet, die bis zu 20 % betragen können.
Der erste flugfähige Motorflugzeug der Gebrüder Wright hatte jedoch keine solchen Verluste, da das kleine Flügelchen — der Stabilisator, der das Nicken verhindert — nicht hinter dem Flügel, sondern davor positioniert wurde. Diese aerodynamische Anordnung des Flugzeugs wird als "Ente" bezeichnet. Um das Nicken des Flugzeugs zu verhindern, muss der Stabilisator einen nach oben gerichtet positiven Auftrieb erzeugen. Dieser addiert sich zum Auftrieb des Hauptflügels, und die Summe entspricht dem Gewicht des Flugzeugs. Infolgedessen muss das Flügel weniger Auftrieb erzeugen als das Gewicht. Und keine Verluste bei der Balance!

Der Stabilisator und der Destasabilizator werden unter dem gemeinsamen Begriff – horizontale Steuerfläche oder HS – zusammengefasst.
Mit der massiven Entwicklung der Flügelmechanisierung in den frühen dreißiger Jahren des letzten Jahrhunderts verlor das "Duck"-Design seinen Vorteil. Der Hauptbestandteil der Mechanisierung ist die Klappe – der nach unten abgewinkelte hintere Teil des Flügels. Sie verdoppelt ungefähr den Auftrieb des Flügels, wodurch die Geschwindigkeiten beim Starten und Landen verringert werden können, was das Gewicht des Fahrwerks reduziert. Das Nebenprodukt in Form des eintauchenden Moments beim Ausfahren der Klappe nimmt jedoch einen Punkt an, an dem der Dämpfer nicht mehr damit zurechtkommt, während der Stabilisator damit umgehen kann. Brechen ist nicht bauen, in diesem Fall eine positive Kraft.

Um Auftrieb zu erzeugen, muss das Flügelprofil in einem Winkel zur Strömungsrichtung ausgerichtet werden. Dieser Winkel wird als Anstellwinkel bezeichnet und mit dessen Zunahme steigt auch der Auftrieb, jedoch nicht unbegrenzt, sondern bis zu einem kritischen Winkel von 15 bis 25 Grad. Daher ist die gesamte aerodynamische Kraft nicht strikt nach oben gerichtet, sondern geneigt in Richtung des Flugzeughecks. Sie kann in eine Komponente unterteilt werden, die strikt nach oben zeigt – den Auftrieb, und eine, die nach hinten gerichtet ist – den aerodynamischen Widerstand. Das Verhältnis des Auftriebs zum Widerstand gibt Auskunft über die aerodynamische Qualität des Flugzeugs, die zwischen 7 und 25 liegen kann.

Für die normale Konfiguration spricht das Phänomen des Luftstroms hinter dem Flügel, das sich in der Abwärtsabweichung der Strömungsrichtung zeigt, und zwar umso mehr, je größer der Auftrieb des Flügels ist. Daher erhöht sich bei einer Abweichung des Klappenprofils aufgrund der Aerodynamik automatisch der wirkliche negative Anstellwinkel des Stabilisators und folglich auch dessen negativer Auftrieb.

Darüber hinaus spricht auch der Aspekt der longitudinalen Flugstabilität für das „normale“ Schema im Vergleich zum „Düsenflugzeug“. Der Anstellwinkel des Flugzeugs kann sich durch vertikale Bewegungen der Luftmasse ändern. Flugzeuge werden unter Berücksichtigung dieses Phänomens entworfen und streben danach, Störungen entgegenzuwirken. Jede Fläche des Flugzeugs hat einen aerodynamischen Fokus – einen Punkt, an dem der Anstieg des Auftriebs bei einer Änderung des Anstellwinkels angewendet wird. Wenn man die resultierenden Anstiege von Flügel und Höhenleitwerk betrachtet, hat das Flugzeug ebenfalls einen Fokus. Wenn sich der Fokus des Flugzeugs hinter dem Schwerpunkt befindet, tendiert der Anstieg des Auftriebs bei einer zufälligen Erhöhung des Anstellwinkels dazu, das Flugzeug so zu kippen, dass der Anstellwinkel verringert wird. Somit kehrt das Flugzeug in den vorherigen Flugmodus zurück. Dabei erzeugt im „normalen“ Schema der Flügel ein destabilisierendes Moment (bei Erhöhung des Anstellwinkels), während der Stabilisator ein stabilisierendes Moment (bei Verringerung des Anstellwinkels) erzeugt, und letzteres überwiegt mit etwa 10 %. Bei der „Düsenflugzeug“-Konfiguration erzeugt der Destabilisator das destabilisierende Moment, während der Flügel das stabilisierende Moment beiträgt, das etwa 10 % größer ist. Daher führt eine Vergrößerung der Fläche und des Hebels des horizontalen Leitwerks zu einer Erhöhung der Stabilität im normalen Schema und zu dessen Verringerung im „Düsenflugzeug“. Alle Momente wirken und werden relativ zum Schwerpunkt des Flugzeugs betrachtet (siehe Abb. 1).

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Wenn sich der Fokus des Flugzeugs vor dem Schwerpunkt befindet, erhöht sich der Auftrieb bei einer zufälligen kleinen Erhöhung des Anstellwinkels weiter, und das Flugzeug wird statisch instabil. Diese Anordnung von Fokus und Schwerpunkt wird in modernen Kampfjets genutzt, um den Stabilisator zu belasten und eine positive Auftriebskraft zu erzielen, anstatt eine negative. Der Flug des Flugzeugs wird nicht durch Aerodynamik, sondern durch ein vierfach redundantes automatisches System zur künstlichen Stabilität gewährleistet, das „nachjustiert“, wenn das Flugzeug von dem gewünschten Anstellwinkel abweicht. Bei Ausschalten der Automatik beginnt das Flugzeug, sich mit dem Heck voran zu drehen, was die Figur „Kobra Pugatschows“ begründet, bei der der Pilot absichtlich die Automatik ausschaltet und beim Erreichen des gewünschten Wendewinkels eine Rakete in den hinteren Halbkreis abfeuert, bevor er die Automatik erneut einschaltet.
Im Folgenden betrachten wir nur statisch stabile Flugzeuge, da nur solche Flugzeuge in der zivilen Luftfahrt verwendet werden können.

Die relative Anordnung des Fokus des Flugzeugs und des Schwerpunkts karakterisiert das Konzept der „Gewichtsverlagerung“.
Da der Fokus unabhängig von der Anordnung hinter dem Schwerpunkt liegt, erhöht der Abstand zwischen diesen, der als Stabilitätsreserve bezeichnet wird, das Moment des Schwerpunkts im normalen Schema und verringert es im "Duck-Schema".

Das Verhältnis von Flügel- zu Schwerpunkt in der "Duck"-Konfiguration ist so, dass die Auftriebskraft des Detrakters bei maximaler Abweichung der Höhenruder vollständig genutzt wird, wenn das Flugzeug auf große Anstellwinkel gebracht wird. Bei der Auslösung der Klappen wird sie jedoch nicht ausreichen. Daher haben alle "Ducks" des berühmten amerikanischen Designers Rutan keine Mechanisierung. Sein Flugzeug "Voyager" umrundete 1986 als erstes in der Welt ohne Landung und Betankung den Erdball.

Eine Ausnahme bildet die Beechcraft "Starship", aber dort wurde eine ziemlich komplizierte Konstruktion mit veränderlicher Geometrie des Detrakters zum Einsatz gebracht, um Klappen zu verwenden, die jedoch nicht in einen serienmäßig produzierbaren Zustand gebracht werden konnte, weshalb das Projekt eingestellt wurde.
Der Hebel des Flügels hängt maßgeblich davon ab, wie stark die Auftriebskraft des Stabilisators bei einer Erhöhung des Anstellwinkels um ein Grad zunimmt. Dieses Merkmal wird als Ableitung des Auftriebskoeffizienten nach dem Anstellwinkel oder einfach als Ableitung des Stabilisators bezeichnet. Je kleiner diese Ableitung ist, desto näher kann der Massenschwerpunkt des Flugzeugs am Flügel platziert werden, was bedeutet, dass der Hebel des Flügels geringer ausfällt. Um die genannte Ableitung zu verringern, schlug der Autor im Jahr 1992 vor, den Stabilisator nach einem Doppeldecker-Schema auszuführen (2). Dies ermöglicht es, den Hebel des Flügels so weit zu reduzieren, dass die Verwendung von Klappen nicht behindert wird. Allerdings führt dies zu einem Nebeneffekt, nämlich einer Erhöhung des Widerstands aufgrund der Doppeldecker-Konstruktion. Darüber hinaus wird die Konstruktion des Flugzeugs komplexer, da praktisch zwei Stabilisatoren und nicht nur einer gefertigt werden müssen.

Kollegen haben angemerkt, dass das Merkmal "Doppeldecker-Destabilizer" bei den Wright-Brüdern vorhanden war. Doch in Erfindungen wird nicht nur ein neues Merkmal, sondern auch eine neue Kombination von Merkmalen patentiert. Bei den Wrights fehlte das Merkmal "Landeklappe". Zusätzlich gilt, wenn die Kombination der Merkmale einer neuen Erfindung bekannt ist, muss mindestens ein Merkmal in neuen Anwendungen genutzt werden, um diese Erfindung anzuerkennen. Bei den Wrights wurde die Doppeldeckerkonstruktion verwendet, um das Gewicht der Bauweise zu reduzieren, während es in der beschriebenen Erfindung zur Reduzierung der Ableitung genutzt wird.

"Wetterfahne-Ente"

Vor fast zwei Jahrzehnten wurde die Idee der "Wetterfahne-Ente", die zu Beginn des Artikels erwähnt wurde, wieder aufgegriffen.

Als Dämpfer wird eine Flügeldämpfung eingesetzt – FGO, die aus dem eigentlichen Dämpfer besteht, der schwenkbar auf einer Achse montiert ist, die senkrecht zum Rumpf steht, und mit dem Dämpfer über ein Seitenruder verbunden ist. Es handelt sich um ein Flugzeug im Normaldesign, bei dem das Flügel des Flugzeugs – der Dämpfer FGO – und der Höhenruder des Flugzeugs – das Seitenruder FGO – sind. Und dieses Flugzeug fliegt nicht, sondern ist auf einer Achse montiert und orientiert sich selbstständig in Bezug auf den Gegenstrom. Indem wir den negativen Anstellwinkel des Seitenruders ändern, verändern wir den Anstellwinkel des Dämpfers relativ zum Strom und damit auch die Auftriebskraft von FGO bei der Quersteuerung.

Bei unveränderter Position des Seitenruders relativ zum Dämpfer reagiert FGO nicht auf vertikale Windböen, d. h. auf Änderungen des Anstellwinkels des Flugzeugs. Daher ist seine Ableitung gleich null. Aus unseren bisherigen Überlegungen ergibt sich – die ideale Lösung.

Bei den Tests des ersten Flugzeugs des "Wetterfahnenschnabels" von Konstrukteur A. Jurkonenko (3) mit effektiv geladenem FGO wurden über zwei Dutzend erfolgreiche Starts durchgeführt. Dabei traten jedoch deutliche Anzeichen für die Instabilität des Flugzeugs auf (4).

"Überstabilität"

So paradoxal es auch sein mag, die Instabilität der "Wetterfahnenente" ist eine Folge ihrer "Überstabilität". Das stabilisierende Moment der klassischen Ente mit festem CG entsteht aus dem stabilisierenden Moment des Flügels und dem entgegengesetzten destabilisierenden Moment des CG. Bei der Wetterfahnenente spielt das CG jedoch keine Rolle bei der Bildung des stabilisierenden Moments, welches nur aus dem stabilisierenden Moment des Flügels entsteht. Somit ist das stabilisierende Moment bei der "Wetterfahnenente" ungefähr zehnmal größer als bei der klassischen Ente. Bei einer zufälligen Erhöhung des Anstellwinkels bewegt sich das Flugzeug aufgrund des übermäßigen stabilisierenden Moments des Flügels nicht in den vorherigen Zustand zurück, sondern "überspringt" diesen. Nach dem "Überspringen" hat das Flugzeug einen reduzierten Anstellwinkel im Vergleich zum vorherigen Zustand, wodurch ein stabilisierendes Moment entgegengesetzte Richtung, ebenfalls übermäßig, entsteht und so selbstschwingungen auftreten, die der Pilot nicht beherrschen kann.

Eine der Bedingungen für die Stabilität ist die Fähigkeit des Flugzeugs, die Auswirkungen atmosphärischer Störungen auszugleichen. Daher ist ein zufriedenstellender Flug eines instabilen Flugzeugs bei Abwesenheit von Störungen möglich. Dies erklärt die erfolgreichen Anflüge des Flugzeugs JUAN-1. In der fernen Jugend des Autors gab es einen Fall, in dem ein neues Modell eines Segelflugzeugs an windstillen Abenden insgesamt nicht weniger als 45 Minuten flog und dabei durchaus zufriedenstellende Flüge zeigte, aber eine ausgeprägte Instabilität aufwies — Steigrate wechselte mit Sinkflügen bereits im ersten Flug bei windigem Wetter. Solange das Wetter ruhig war und es keine Störungen gab, zeigte das Segelflugzeug einen zufriedenstellenden Flug, jedoch war die Steuerung instabil. Es gab einfach keine Gründe, diese Instabilität zu zeigen.

Das beschriebene FGO kann prinzipiell in einer "Pseudoente" verwendet werden. So ein Flugzeug ist im Wesentlichen ein "Schwanzloses" Design und hat eine entsprechende Schwerpunktlage. Das FGO wird lediglich zur Kompensation des zusätzlichen Abwärtsmoments der Tragfläche verwendet, das beim Ausfahren der Mechanisierung entsteht. In der Reise-Konfiguration gibt es keine Last auf dem FGO. Somit arbeitet das FGO im Hauptbetriebsmodus des Flugs faktisch nicht und seine Verwendung in dieser Variante ist daher wenig produktiv.

"KRASNOV-ENTE"

Die „Überstabilität“ kann durch die Erhöhung der ableitenden FGO von null auf ein akzeptables Niveau beseitigt werden. Das angestrebte Ziel wird erreicht, indem der Drehwinkel der FGO deutlich kleiner ist als der Drehwinkel des Servoruders, der durch die Änderung des Anstellwinkels des Flugzeugs verursacht wird (5). Hierfür dient ein recht einfaches Mechanismus, der in Abbildung 2 dargestellt ist. Die FGO 1 und das Servoruder 3 sind drehgelenkig an der Achse ОО1 angeordnet. Die Stangen 4 und 6 verbinden über Gelenke 5, 7, 9, 10 die FGO 1 und das Servoruder 3 mit der Wippe 8. Die Kupplung 12 dient dazu, die Länge der Stange 6 durch den Piloten zu verändern, um die Steuerung um die Längsachse zu ermöglichen. Die Drehung der FGO 1 erfolgt nicht über den gesamten Ablenkungswinkel des Servoruders 3 relativ zum LA bei einer Richtungsänderung des anströmenden Luftstroms, sondern nur über einen proportionalen Teil davon. Wenn das Verhältnis halbiert ist, wird bei einem ansteigenden Luftstrom, der zu einer Erhöhung des Anstellwinkels des LA um 2 Grad führt, der tatsächliche Anstellwinkel der FGO nur um 1 Grad erhöht. Dementsprechend wird die Ableitung der FGO im Vergleich zu einem festen GO halbiert. Die gestrichelten Linien zeigen die Position der FGO 1 und des Servoruders 3 nach Änderung des Anstellwinkels des LA. Die Änderung des Verhältnisses und damit die Bestimmung der Größe der Ableitung lässt sich durch die Wahl der entsprechenden Abstände der Gelenke 5 und 7 zur Achse ОО1 leicht umsetzen.

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Die Reduzierung der Ableitung des Schwerpunktes durch das Flügeldesign ermöglicht es, den Fokus in jedem Bereich zu platzieren, wodurch auch der Schwerpunkt des Flugzeugs verschoben wird. Dies ist das Konzept der aerodynamischen Verschiebung der Schwerpunktlage. Dadurch entfallen alle Einschränkungen bei der Verwendung moderner Flügelmechanisierung im "Duck"-Schema, während die statische Stabilität erhalten bleibt.

"KRASNOV-FLÜGER"

Alles ist großartig! Aber es gibt einen kleinen Nachteil. Damit am Schwerpunkt 1 eine positive Auftriebskraft entsteht, muss am Seitenruder 3 eine negative Auftriebskraft wirken. Das ist vergleichbar mit der normalen Anordnung eines Flugzeugs. Das bedeutet, dass Verlust bei der Balance entsteht, in diesem Fall bei der Balance des Schwerpunkts. Daher ist der Weg zur Beseitigung dieses Nachteils die "Duck"-Anordnung. Wir platzieren das Seitenruder vor dem Schwerpunkt, wie in Abb. 3 gezeigt.

Das FGO funktioniert folgendermaßen: Aufgrund der aerodynamischen Kräfte auf das FGO 1 und das Seitenruders 4 stellt sich das FGO 1 selbstständig unter einem bestimmten Anstellwinkel zum Verlauf des Windes ein. Die Anstellwinkel von FGO 1 und Seitenruder 4 haben das gleiche Vorzeichen, was bedeutet, dass die Auftriebskräfte dieser Flächen in die gleiche Richtung wirken. Das heißt, die aerodynamische Kraft des Seitenruders 4 verringert nicht, sondern erhöht den Auftrieb des FGO 1. Um den Anstellwinkel des Flugzeugs zu erhöhen, verlagert der Pilot den Schub 6 nach vorne, wodurch sich das Seitenruder 4 am Gelenk 5 im Uhrzeigersinn dreht und der Anstellwinkel des Seitenruders 4 zunimmt. Dies führt zu einer Erhöhung des Anstellwinkels von FGO 1, das heißt, zu einer Erhöhung seines Auftriebs.
Neben der Steuerung der Nickbewegung sorgt die Verbindung, die durch die Zugkraft 7 hergestellt wird, dafür, dass die Ableitung des FGO aus dem Nullwert auf den erforderlichen Wert erhöht wird.

Angenommen, das Flugzeug befindet sich in einem Aufwind und sein Anstellwinkel hat sich erhöht. In diesem Fall dreht sich die Strecke 2 gegen den Uhrzeigersinn, und die Gelenke 9 und 8 würden sich ohne Schub 7 annähern. Der Schub 7 verhindert diese Annäherung und dreht das Höhenruder 4 im Uhrzeigersinn, wodurch sein Anstellwinkel erhöht wird.

Daher ändert sich mit der Änderung der Richtung des Gegenstroms der Anstellwinkel des Höhenruders 4, und das FGO 1 stellt sich selbständig in einem anderen Winkel zum Strom ein und erzeugt eine andere Auftriebskraft. Dabei hängt der Wert der angegebenen Ableitung vom Abstand zwischen den Gelenken 8 und 3 sowie vom Abstand zwischen den Gelenken 9 und 5 ab.

Das vorgeschlagene FGO wurde an einem elektrischen Frequenzmodell des "Entwurfes" getestet, wobei seine Ableitung im Vergleich zu einem festen GO halbiert wurde. Die Belastung des FGO betrug 68 % derjenigen des Flügels. Das Ziel der Prüfung war nicht, gleichmäßige Belastungen zu erhalten, sondern eine geringere Belastung des FGO im Vergleich zum Flügel zu erreichen, denn wenn dies gelingt, ist es einfach, gleichmäßige Lasten zu erzielen. Bei "Entwürfen" mit festem GO übersteigt die Belastung des Höhenruders normalerweise die des Flügels um 20 – 30 %.

"Das perfekte Flugzeug"

Wenn die Summe zweier Zahlen eine konstante Größe ist, ist die Summe ihrer Quadrate am kleinsten, wenn diese Zahlen gleich sind. Da der induktive Widerstand der Tragfläche proportional zum Quadrat ihres Auftriebskoeffizienten ist, wird die niedrigste Widerstandsgrenze eines Flugzeugs erreicht, wenn diese Koeffizienten beider Tragflächen im Reiseflug gleich sind. Ein solches Flugzeug sollte als "ideal" betrachtet werden. Die Erfindungen "Rotfuchs" und "Rotflügel" ermöglichen es in der Realität, das Konzept des "ideal Flugzeugs" ohne künstliche Stabilitätsunterstützung durch automatische Systeme zu verwirklichen.

Der Vergleich des "idealen Flugzeugs" mit einem modernen Flugzeug des Standarddesigns zeigt, dass man 33 % Gewinn bei der kommerziellen Last bei gleichzeitig 23 % Kraftstoffeinsparung erzielen kann.

Das FGO erzeugt den maximalen Auftrieb bei Anstellwinkeln, die nahe an dem kritischen Punkt liegen, was typisch für die Landephase eines Fluges ist. Dabei ist der Luftstrom über die tragende Fläche an der Grenze zwischen normalem und Strömungsabriss. Der Abriss des Flusses von der Tragfläche des FGO geht mit einem dramatischen Verlust des Auftriebs einher und führt, als Folge, zu einem intensiven Absenken der Flugzeugnase, dem sogenannten „Nicken“. Ein charakteristischer Fall des „Nickens“ ist der Unfall der Tu-144 in Le Bourget, bei dem sie beim Verlassen des Sturzes genau nach dem Nicken zerstört wurde. Der Einsatz des vorgeschlagenen FGO ermöglicht eine einfache Lösung für dieses Problem. Dazu muss lediglich der Drehwinkel des Servosteuerhorns relativ zum FGO eingeschränkt werden. In diesem Fall wird der tatsächliche Anstellwinkel des FGO begrenzt und erreicht nie den kritischen Punkt.

„Fledermaus-Stabilisator“

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Die Frage nach der Verwendung des FGOs in der normalen Konfiguration ist von Interesse. Wenn der Winkel des FGOs im Vergleich zum Servolenkrad nicht verringert, sondern erhöht wird, wie in Abbildung 4 dargestellt, wird die Ableitung des FGOs im Vergleich zum festen Stabilisator (7) wesentlich höher sein.

Dies ermöglicht eine signifikante Verschiebung des Schwerpunkts des Flugzeugs nach hinten. Infolgedessen wird die Kreuzlast des FGO-Stabilisators nicht negativ, sondern positiv. Darüber hinaus, wenn der Schwerpunkt des Flugzeugs hinter dem Fokus bei der Abwinkelung des Klappenwinkels liegt (der Punkt, an dem der Auftriebszuwachs durch die Abwinkelung des Klappenwinkels wirkt), erzeugt der flettnerartige Stabilisator auch in der Landekonfiguration positiven Auftrieb.

Aber all dies gilt möglicherweise nur, solange wir den Einfluss von Bremsen und Strömungsablenkung von der vorderen Tragfläche auf die hintere nicht berücksichtigen. Es ist klar, dass in der Fall von der 'Ente' diese Rolle erheblich geringer ist. Andererseits, wenn bei Militärjagdflugzeugen der Stabilisator 'trägt', warum sollte er dann bei zivilen Flugzeugen aufhören zu 'tragen'?

„Krasnov-Plan“ oder „Pseudo-Flettner-Ente“

Die Scharnierhalterung des Destabilisators, auch wenn sie nicht grundlegend ist, erschwert dennoch die Konstruktion des Flugzeugs. Es stellt sich heraus, dass eine Reduzierung der Ableitung des Destabilisators mit viel günstigeren Mitteln erreicht werden kann.

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In Abb. 4 ist der starr mit dem Rumpf verbundene Destabilisator 1 des vorgeschlagenen Fluggeräts dargestellt (im nicht gezeigten Diagramm). Er ist mit einem Mittel zur Änderung seines Auftriebs in Form des Höhenruders 2 ausgestattet, das über das Scharnier 3 am Träger 4 befestigt ist, der starr mit dem Destabilisator 1 verbunden ist. An demselben Träger 4 ist über das Scharnier 5 die Stange 6 angebracht, an deren hinterem Ende das Servoruder 7 starr befestigt ist. Am vorderen Ende der Stange 6, in der Nähe des Scharniers 5, ist der Hebel 8 starr befestigt, dessen oberen Ende über das Scharnier 9 mit dem Zug 10 verbunden ist. Am hinteren Ende des Zuges 10 ist das Scharnier 11 angeordnet, das ihn mit dem Hebel 12 des Trimms 13 des Höhenruders 2 verbindet. Der Trimmer 13 ist dabei über das Scharnier 14 an der Rückseite des Höhenruders 2 befestigt. Die Kupplung 15 ändert die Länge des Zuges 10 unter der Kontrolle des Piloten zur Steuerung der Nickbewegung.

Der vorgestellte Dekompensator funktioniert folgendermaßen: Bei zufälliger Erhöhung des Anstellwinkels des Fluggeräts, beispielsweise beim Eintreten in einen Aufwind, wird das Servoruder 7 nach oben abgelenkt, was zu einer Verschiebung des Schubs 10 nach links, d.h. nach vorne, führt und das Trimmbrett 13 nach unten ablenkt, sodass das Höhenruder 2 nach oben abgelenkt wird. Die Position des Höhenruders 2, des Servoruuders 7 und des Trimmbretts 13 in der beschriebenen Situation ist im Diagramm mit gestrichelten Linien dargestellt.

Infolgedessen wird die Erhöhung der Auftriebskraft des Dekompensators 1 aufgrund der Erhöhung des Anstellwinkels bis zu einem gewissen Grad durch die nach oben abgelenkte Stellung des Höhenruders 2 nivelliert. Der Grad dieser Nivellierung hängt vom Verhältnis der Ablenkwinkel des Servoruuders 7 und des Höhenruders 2 ab. Und dieses Verhältnis wird durch die Längen der Hebel 8 und 12 bestimmt. Bei einer Verringerung des Anstellwinkels wird das Höhenruder 2 nach unten abgelenkt, und die Auftriebskraft des Dekompensators 1 erhöht sich, wodurch die Verringerung des Anstellwinkels nivelliert wird.

Auf diese Weise wird die Ableitung des Dekompensators im Vergleich zum klassischen "Duck" verringert.

Da der Servoruder 7 und der Trimmer 13 kinematisch miteinander verbunden sind, gleichen sie sich gegenseitig aus. Wenn diese Balance nicht ausreichend ist, muss ein Ausgleichsgewicht in die Konstruktion aufgenommen werden, das entweder im Servoruder 7 oder auf der Fortsetzung des Leitschwerts 6 vor dem Gelenk 5 platziert werden muss. Auch das Höhenruder 2 muss ausbalanciert werden.

Da die Ableitung des Anstellwinkels der tragenden Fläche etwa der doppelten Ableitung des Ausschlagwinkels der Klappe entspricht, kann bei einer Verdopplung des Ausschlagwinkels des Höhenruders 2 im Vergleich zum Ausschlagwinkel des Servoruders 7 ein Wert für die Ableitung des Destabilisators erreicht werden, der nahe null liegt.

Die Fläche des Servoruders 7 ist gleich der des Trimmers 13 des Höhenruders 2. Das Hinzufügen zu der Konstruktion des Flugzeugs ist also sehr gering und verkompliziert sie nur unbedeutend.

So ist es durchaus möglich, ähnliche Ergebnisse wie bei der "Wetterfahnen-Ente" zu erzielen, indem man lediglich traditionelle Flugzeugproduktionstechnologien nutzt. Daher kann ein Flugzeug mit einem solchen Desti-bleiser als "Pseudo-Wetterfahnen-Ente" bezeichnet werden. Auf diese Erfindung wurde ein Patent mit dem Titel "Krasnov-Plan" (8) erteilt.

"Turbulenz-ignorierendes Flugzeug"

Es ist äußerst sinnvoll, ein Flugzeug zu konstruieren, dessen Vorder- und Hinterflügel zusammen eine Ableitung von null haben.

Ein solches Flugzeug wird vertikale Luftströmungen praktisch vollständig ignorieren, und seine Passagiere werden selbst bei intensiver atmosphärischer Turbulenz keine "Ruckler" verspüren. Da vertikale Luftströmungen keine Überlastung des Flugzeugs verursachen, kann mit einem erheblich geringeren Betriebslast gerechnet werden, was sich positiv auf die Masse der Konstruktion auswirkt. Da das Flugzeug im Flug keine Überlastungen erfährt, ist sein Rumpf nicht dem Ermüdungsverschleiß ausgesetzt.

Die Reduzierung der Abtriebsderivate eines solchen Flugzeugs erfolgt auf dieselbe Weise wie bei dem Destabilisator in der „Pseudo-Vane Ente“. Doch der Servolenkung wirkt nicht auf die Höhenruder, sondern auf die Flaperons der Tragfläche. Ein Flaperon ist ein Teil der Tragfläche, der wie ein Querruder und eine Klappe funktioniert. Infolge einer zufälligen Änderung des Anstellwinkels der Tragfläche wird die Erhöhung des Auftriebs im Fokus des Anstellwinkels generiert. Das negative Auftriebsdelta der Tragfläche, das durch die Ablenkung des Flaperons durch den Servolenkung erzeugt wird, entsteht im Fokus des Ablenkungswinkels des Flaperons. Der Abstand zwischen den genannten Brennpunkten entspricht praktisch einem Viertel der mittleren aerodynamischen Chord der Tragfläche. Infolgedessen entsteht durch die Wirkung dieses Paars entgegengesetzter Kräfte ein destabilisierendes Moment, das durch das Moment des Destabilisators ausgeglichen werden muss. In diesem Fall sollte der Destabilisator eine geringe negative Ableitung aufweisen, während die Ableitung der Tragfläche leicht über null liegen sollte. Ein Patent für ein solches Flugzeug wurde unter der Russischen Patentnummer №2710955 erteilt.

Die Zusammenstellung der beschriebenen Erfindungen stellt möglicherweise die letzte ungenutzte Informationsressource im Bereich Aerodynamik dar, um die wirtschaftliche Effizienz der Unterschallluftfahrt um ein Drittel und mehr zu steigern.

Yuri Krasnov

LITERATUR

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

Quelle: habr.com