La inventinto de la lato, Gustav Lachmann, fine de la tridekaj jaroj de la pasinta jarcento, proponis ekipi la senvoston per libere flosanta flugilo metita antaŭ la flugilo. Tiu ĉi flugilo estis ekipita per servodirektado, per kies helpo oni reguligis ĝian levforton. Ĝi servis por kompensi la kroman plonĝmomenton de la flugilo kiu okazas kiam la klapo estas liberigita. Ĉar Lachmann estis dungito de la kompanio Handley-Page, ŝi estis la posedanto de la patento por ĉi tiu teknika solvo kaj ĉi tiu ideo estas menciita sub ĉi tiu marko en la teknika literaturo. Sed ankoraŭ ne ekzistas praktika realigo de ĉi tiu ideo! Kio estas la kialo?
Ekvilibrado de perdo
Aviadila flugilo kiu kreas lifton havas akompanan, oni povus diri negativan, kromprodukton de plonĝmomento tendenca alporti la aviadilon en plonĝon. Por malhelpi la aviadilo plonĝi, estas malgranda flugilo sur ĝia vosto - stabiligilo, kiu malhelpas ĉi tiun plonĝon, kreante malsupren, tio estas, negativan, levan forton. Tia aerodinamika skemo de la aviadilo nomiĝas "normala". Ĉar la stabiligillifto estas negativa, ĝi aldonas al la gravito de la aviadilo, kaj la flugilo devas havi lifton pli granda ol gravito.
La diferenco inter ĉi tiuj fortoj nomiĝas ekvilibraj perdoj, kiuj povas atingi ĝis 20%.
Sed la unua fluga aviadilo de la Fratoj Wright ne havis tiajn perdojn, ĉar malgranda flugilo - malstabiligilo, kiu malhelpis plonĝon, situis ne malantaŭ la flugilo, sed antaŭ ĝi. Tia aerodinamika skemo de la aviadilo nomiĝas "anaso". Kaj por malhelpi la aviadilon plonĝi, la malstabiligilo devas krei suprenan, tio estas, pozitivan, levan forton. Ĝi aldonas al la levforto de la flugilo, kaj ĉi tiu sumo estas egala al la gravito de la aviadilo. Kiel rezulto, la flugilo devas krei levforton kiu estas malpli ol la forto de gravito. Kaj neniu perdo de ekvilibro!
Stabiligilo kaj malstabiligilo estas kombinitaj en unu terminon - horizontala vosto aŭ GO.
Tamen, kun la amasa disvolviĝo de ekflugo kaj surteriĝo mekanizado de la flugilo en la fruaj tridekaj de la pasinta jarcento, la "anaso" perdis ĉi tiun avantaĝon. La ĉefa elemento de mekanizado estas la klapo - la malantaŭa parto de la flugilo deturnita malsupren. Ĝi proksimume duobligas la lifton de la flugilo, pro kio eblas redukti la rapidecon dum surteriĝo kaj ekflugo, ŝparante tiel sur la maso de la ĉasio. Sed la kromprodukto de svingomomento dum etendado de la klapo pliiĝas tiomgrade ke la malstabiligilo ne povas elteni ĝin, sed la stabiligilo povas trakti ĝin. Rompi ne estas konstrui, ĉi-kaze pozitiva forto.
Por ke la flugilo kreu lifton, ĝi devas esti orientita laŭ angulo al la direkto de la aliranta aerfluo. Ĉi tiu angulo estas nomita la angulo de atako, kaj kun ĝia kresko, la leva forto ankaŭ kreskas, sed ne senlime, sed ĝis kritika angulo, kiu estas en la intervalo de 15 ĝis 25 gradoj. Tial, la totala aerdinamika forto ne estas direktita strikte supren, sed estas klinita al la vosto de la aviadilo. Kaj ĝi povas esti malkomponita en komponanton direktita strikte supren - la levforto, kaj direktita malantaŭen - la aerodinamika tirforto. La rilatumo de la levforto al la tirforto kutimas juĝi la aerdinamikan kvaliton de la aviadilo, kiu povas varii de 7 ĝis 25.
En favoro de la normala skemo, tia fenomeno kiel la bevelo de la aerfluo malantaŭ la flugilo, kiu konsistas en la malsupreniĝa devio de la direkto de la fluo, estas pli granda, des pli granda la leva forto de la flugilo. Tial, kiam la klapo estas deviigita pro aerodinamiko, la fakta negativa angulo de atako de la stabiligilo aŭtomate pliiĝas kaj, sekve, ĝia negativa levo.
Krome, favore al la "normala" skemo, kompare kun la "anaso", tia cirkonstanco kiel certigi la longitudan stabilecon de la aviadila flugo ankaŭ funkcias. La angulo de atako de aviadilo povas ŝanĝiĝi kiel rezulto de vertikalaj movoj de aeramasoj. Aviadiloj estas dizajnitaj kun ĉi tiu fenomeno en menso kaj tendencas rezisti tumultojn. Ĉiu surfaco de la aviadilo havas aerdinamikan fokuson - la punkto de apliko de la liftopliigo kiam la angulo de atako ŝanĝiĝas. Se ni konsideras la rezultajn pliiĝojn de la flugilo kaj GO, tiam la aviadilo ankaŭ havas fokuson. Se la fokuso de la aviadilo estas malantaŭ la centro de maso, tiam kun hazarda pliiĝo en la angulo de atako, la pliiĝo en lifto tendencas klini la aviadilon tiel ke la angulo de atako malpliiĝas. Kaj la aviadilo revenas al la antaŭa flugreĝimo. Samtempe, en la "normala" skemo, la flugilo kreas malstabiligan momenton (por pliigi la angulon de atako), kaj la stabiligilo kreas stabiligan momenton (por malpliigi la angulon de atako), kaj ĉi-lasta regas ĉirkaŭ 10. %. En la "anaso", la malstabiliga momento estas kreita de la malstabiligilo, kaj la stabiliga momento, kaj ĝi estas ĉirkaŭ 10% pli granda, estas kreita de la flugilo. Sekve, pliigo de la areo kaj ŝultro de la horizontala vosto kondukas al pliigo de stabileco en la normala skemo kaj al ĝia malpliigo de la "anaso". Ĉiuj momentoj agas kaj estas kalkulitaj relative al la centro de maso de la aviadilo (vidu Fig. 1).
)
Se la fokuso de la aviadilo estas antaŭ la centro de maso, tiam kun hazarda eta pliiĝo en la angulo de atako, ĝi pliiĝas eĉ pli kaj la aviadilo estos statike malstabila. Ĉi tiu reciproka aranĝo de la fokuso kaj la centro de maso estas uzata en modernaj batalantoj por ŝarĝi la stabiligilon kaj atingi ĝin ne negativan, sed pozitivan lifton. Kaj la flugo de la aviadilo estas provizita ne de aerodinamiko, sed de kvarobla duobligita aŭtomata sistemo de artefarita stabileco, kiu "taksas" kiam la aviadilo forlasas la bezonatan angulon de atako. Kiam la aŭtomatigo estas malŝaltita, la aviadilo komencas turni voston antaŭen, ĉi tio estas la bazo de la Pugachev Cobra figuro, en kiu la piloto intence malŝaltas la aŭtomatigon kaj, kiam la bezonata vostoturniĝo-angulo estas atingita, pafas raketon en la malantaŭa hemisfero, kaj poste ŝaltas la aŭtomatigon denove.
En la sekvanta, ni konsideras nur statike stabilajn aviadilojn, ĉar nur tiaj aviadiloj povas esti uzataj en civila aviado.
La reciproka aranĝo de la fokuso de la aviadilo kaj la centro de maso karakterizas la koncepton de "centrado".
Ĉar la fokuso estas malantaŭ la centro de maso, sendepende de la skemo, la distanco inter ili, nomita la stabilecmarĝeno, pliigas la GO-brakon en la normala skemo kaj malpliiĝas en la "anaso".
La proporcio de la ŝultroj de la flugilo kaj GO en la "anaso" estas tia, ke la levforto de la malstabiligilo kun la maksimuma devio de la liftoj estas plene uzata kiam la aviadilo estas alportita al altaj anguloj de atako. Kaj ĝi estos maltrafita kiam la klapoj estos liberigitaj. Tial, ĉiuj "anasoj" de la fama usona dezajnisto Rutan ne havas ajnan mekanizadon. Lia aviadilo Voyager flugis ĉirkaŭ la mondon unuafoje en 1986 sen surteriĝo aŭ benzinumado.
La escepto estas Beechcraft Starship, sed tie, por uzi klapojn, oni uzis tre kompleksan dezajnon kun varia malstabiligila geometrio, kiu ne povus esti alportita al serio reproduktebla stato, kiel rezulto de kiu la projekto estis fermita.
La ŝultro de la flugilo dependas grandparte de kiom la levforto de la malstabiligilo pliiĝas kun pliiĝo de sia angulo de atako je unu grado, ĉi tiu parametro nomiĝas la derivaĵo de la atako de la levkoeficiento aŭ simple la derivaĵo de la malstabiligilo. Kaj, ju pli malgranda ĉi tiu derivaĵo, des pli proksime al la flugilo vi povas meti la centron de maso de la aviadilo, tial, des pli malgranda estos la flugilŝultro. Por redukti ĉi tiun derivaĵon, la aŭtoro en 1992 proponis efektivigi la malstabiligilon laŭ la biplana skemo (2). Ĉi tio ebligas redukti la ŝultron de la flugilo tiom, ke ĝi forigas la malhelpon en uzado de la klapo sur ĝi. Tamen, ekzistas kromefiko en la formo de pliiĝo en GO-rezisto pro biplaneco. Krome, estas komplikaĵo en la dezajno de la aviadilo, ĉar efektive necesas produkti du GO-ojn, kaj ne unu.
Kolegoj atentigis, ke la funkcio "biplana malstabiligilo" disponeblas en la aviadiloj de la Fratoj Wright, sed ne nur nova funkcio estas patentita en inventoj, sed ankaŭ nova aro da funkcioj. Al la Wrights mankis la "klapo-" signo. Krome, se la aro de trajtoj de nova invento estas konata, tiam por ke ĉi tiu invento estu rekonita, almenaŭ unu trajto devas esti uzata por novaj celoj. En la Wrights, biplaneco kutimis redukti la pezon de la strukturo, kaj en la priskribita invento, por redukti la derivaĵon.
"Vetermontra Anaso"
Antaŭ preskaŭ du jardekoj, ili memoris la ideon de la "vetera anaso", menciita komence de la artikolo.
Ĝi uzas plumitan horizontalan voston kiel malstabiligilon - FGO, kiu konsistas el la malstabiligilo mem, pivote metita sur akso perpendikulara al la fuzelaĝo, kaj konektita al la malstabiligilo servo. Speco de aviadilo de normala skemo, kie la flugilo de la aviadilo estas la malstabiligilo de la CSF, kaj la stabiligilo de la aviadilo estas la CSF-servo. Kaj ĉi tiu aviadilo ne flugas, sed estas metita sur akson, kaj ĝi mem orientas sin relative al la venanta fluo. Ŝanĝante la negativan atakon de la servo, ni ŝanĝas la atakon de la malstabiligilo rilate al la fluo kaj, sekve, la levforton de la CSF dum tonalto kontrolo.
Kun fiksa pozicio de la servostirado rilate al la malstabiligilo, la CSF ne respondas al vertikalaj ventoblovoj, t.e. al ŝanĝoj en la angulo de atako de la aviadilo. Tial, ĝia derivaĵo estas nul. Surbaze de nia antaŭa rezonado - la ideala opcio.
Provante la unuan aviadilon de la "vetera anaso" skemo desegnita de A. Yurkonenko (3) kun efike ŝarĝita CSF, pli ol du dekduoj sukcesaj flugoj estis faritaj. Samtempe, klaraj signoj de aviadilmalstabileco estis trovitaj (4).
"Bonega Eltenemo"
Ĉar ĝi ne estas paradoksa, sed la malstabileco de la "vetermontrilo" estas sekvo de ĝia "superstabileco". La stabiliga momento de klasika kanardo kun fiksa GO estas formita de la stabiliga momento de la flugilo kaj la kontraŭa malstabiliga momento de la GO. Ĉe veterflansaj anasoj, CSF ne partoprenas en la formado de la stabiliga momento, kaj ĝi formiĝas nur de la stabiliga momento de la flugilo. Tiel, la stabiliga momento de la "veterflanko" estas proksimume dekoble pli granda ol tiu de la klasika. Kun akcidenta pliiĝo de la angulo de atako, la aviadilo, sub la influo de troa stabiliga momento de la flugilo, ne revenas al la antaŭa reĝimo, sed "superpasas". Post la "superpaso", la aviadilo akiras reduktitan angulon de atako kompare kun la antaŭa reĝimo, tial ekestas stabiliga momento de alia signo, ankaŭ troa, kaj tiel okazas mem-osciladoj, kiujn la piloto ne kapablas estingi.
Unu el la kondiĉoj por stabileco estas la kapablo de aviadilo ebenigi la efikojn de atmosferaj tumultoj. Tial, en foresto de tumultoj, kontentiga flugo de malstabila aviadilo eblas. Ĉi tio klarigas la sukcesajn alirojn de la aviadilo YuAN-1. En sia malproksima juneco, la aŭtoro havis kazon, kiam nova modelo de glisaviadilo flugis vespere en trankvila vetero entute almenaŭ 45 minutojn, montrante sufiĉe kontentigajn flugojn kaj montrante brilan malstabilecon - nazsupreniĝo alternis kun plonĝo. en la unua flugo en venta vetero. Tiel longe kiel la vetero estis trankvila kaj ekzistis neniuj tumultoj, la glisaviadilo montris kontentigan flugon, sed ĝia alĝustigo estis malstabila. Simple ne estis kialo por montri ĉi tiun malstabilecon.
La priskribita CSF principe povas esti uzata en "pseŭdo-anaso". Tia aviadilo estas esence "senvosta" skemo kaj havas taŭgan centradon. Kaj lia CSF estas uzata nur por kompensi la aldonan plonĝan momenton de la flugilo, kiu okazas dum la liberigo de mekanizado. En la kroza agordo, ne estas ŝarĝo sur la CSF. Tiel, la CSF fakte ne funkcias en la ĉefa funkcia flugreĝimo, kaj tial ĝia uzo en ĉi tiu varianto estas neproduktiva.
"KRASNOV-ANASO"
"Super-stabileco" povas esti eliminita pliigante la CSF-derivaĵon de nul ĝis akceptebla nivelo. Ĉi tiu celo estas atingita pro la fakto, ke la angulo de rotacio de la FGO estas signife malpli granda ol la angulo de rotacio de la servo kaŭzita de ŝanĝo en la angulo de atako de la aviadilo (5). Tio estas farita per tre simpla mekanismo, montrita en Fig. 2. CSF 1 kaj servo 3 estas pivote metitaj sur la akson OO1. Vergoj 4 kaj 6 tra ĉarniroj 5,7, 9,10 kunligas CSF 1 kaj servon 3 per balancilo 8. Kluĉilo 12 servas por ŝanĝi la longon de bastono 6 de la piloto por kontroli la tonalton. La rotacio de CSF 1 estas efektivigita ne per la tuta devio-angulo de la servo 3 rilate al la aviadilo kiam ŝanĝas la direkton de la venanta fluo, sed nur per ĝia proporcia parto. Se la proporcio estas egala al duono, tiam sub la ago de la suprenfluo, kondukante al pliigo de la angulo de atako de la aviadilo je 2 gradoj, la fakta angulo de atako de la CSF pliiĝos je nur 1 grado. Sekve, la CSF-derivaĵo estos duoble malpli kompare kun la fiksa GO. Punktlinioj markas la pozicion de CSF 1 kaj servo 3 post ŝanĝado de la angulo de atako de la aviadilo. Ŝanĝi la proporcion kaj, tiel, determini la valoron de la derivaĵo, estas facile efektivigi elektante la taŭgajn distancojn de la ĉarniroj 5 kaj 7 al la akso OO1.
![bildo]()
La redukto de la derivaĵo GO pro plumo ebligas meti la fokuson ene de iuj limoj, kaj malantaŭ ĝi la centron de maso de la aviadilo. Tio estas la koncepto de aerdinamika centra ŝanĝo. Tiel, ĉiuj limigoj pri la uzo de moderna mekanizado de la flugilo en la "anaso-" skemo estas forigitaj konservante senmovan stabilecon.
"KRASNOV-FLUGER"
Ĉio estas en ordo! Sed, estas malavantaĝo. Por ke CSF 1 havu pozitivan levforton, negativa levforto devas agi sur servo 3. Analogio - la normala skemo de la aviadilo. Tio estas, estas perdoj por ekvilibrigi, en ĉi tiu kazo, ekvilibrigi la CSF. Tial la maniero forigi ĉi tiun mankon estas la "anaso" skemo. Ni metas la servon antaŭ la CSF, kiel montrite en Fig. 3.
CSF funkcias jene (6). Kiel rezulto de la ago de aerdinamikaj fortoj sur CSF 1 kaj servo 4, CSF 1 estas spontane metita laŭ certa angulo de atako al la direkto de la venanta fluo. La anguloj de atako de CSF 1 kaj servo 4 havas la saman signon, tial la levfortoj de ĉi tiuj surfacoj havos la saman direkton. Tio estas, la aerdinamika forto de la servo 4 ne reduktas, sed pliigas la levon de la CSF 1. Por pliigi la angulon de atako de la aviadilo, la piloto movas la puŝon 6 antaŭen, rezulte de kiu la servo 4 sur la ĉarniro 5 turniĝas dekstrume kaj la angulo de atako de la servo 4 pliiĝas. Ĉi tio kondukas al pliiĝo en la angulo de atako de CSF 1, t.e., al pliiĝo en ĝia levforto.
Aldone al tonalto-kontrolo, la ligo disponigita per la puŝo 7 disponigas pliiĝon de nul ĝis la postulata valoro de la CSF-derivaĵo.
Ni supozu, ke la aviadilo eniris la suprenfluon kaj ĝia angulo de atako pliiĝis. En ĉi tiu kazo, la trabo 2 turniĝas maldekstrume kaj la ĉarniroj 9 kaj 8 en foresto de puŝo 7 devus alproksimiĝi unu al la alia. Puŝo 7 malhelpas konverĝon kaj turnas la servon 4 dekstrume kaj per tio pliigas ĝian angulon de atako.
Tiel, kiam la direkto de la venanta fluo ŝanĝiĝas, la atako angulo de la servo 4 ŝanĝiĝas, kaj CSF 1 spontane metas laŭ malsama angulo kun respekto al la fluo kaj kreas malsaman levforton. En ĉi tiu kazo, la valoro de ĉi tiu derivaĵo dependas de la distanco inter la ĉarniroj 8 kaj 3, same kiel de la distanco inter la ĉarniroj 9 kaj 5.
La proponita CSF estis testita sur la elektra ŝnuretomodelo de la "anaso-" cirkvito, dum ĝia derivaĵo estis reduktita je duono kompare kun la fiksa CSF. La ŝarĝado de la CSF estis 68% de tio por la flugilo. La tasko de la ĉeko estis ne akiri egalajn ŝarĝojn, sed akiri ĝuste pli malaltan ŝarĝon de la CSF kompare kun la flugilo, ĉar se vi ricevas ĝin, tiam ne estos malfacile egali. Ĉe "anasoj" kun fiksa GO, la ŝarĝo de la plumaro estas kutime 20 - 30% pli alta ol la ŝarĝo de la flugilo.
"Perfekta Aviadilo"
Se la sumo de du nombroj estas konstanta valoro, tiam la sumo de iliaj kvadratoj estos la plej malgranda se ĉi tiuj nombroj estas egalaj. Ĉar la indukta rezisto de la portanta surfaco estas proporcia al la kvadrato de sia levkoeficiento, tiam la plej malgranda limo de aviadilrezisto estos en la kazo kiam tiuj koeficientoj de ambaŭ portantaj surfacoj estas egalaj unu al la alia en la kroza flugreĝimo. Tia aviadilo devus esti konsiderata "ideala". La inventoj "Krasnov-anaso" kaj "Krasnov-veterflanko" ebligas realigi la koncepton de "ideala aviadilo" en realeco sen recurri al artefarita stabileco prizorgado per aŭtomataj sistemoj.
Komparo de la "ideala aviadilo" kun moderna konvencia aviadilo montras, ke eblas akiri 33% gajnon en utila ŝarĝo kun samtempa fuelŝparo de 23%.
CSF kreas maksimuman lifton laŭ anguloj de atako proksimaj al kritika, kaj ĉi tiu reĝimo estas tipa por la alteriĝa stadio de flugo. En ĉi tiu kazo, la fluo ĉirkaŭ la porta surfaco de aerpartikloj estas proksima al la limo inter normalo kaj stalo. La fluo-disiĝo de la surfaco de la GO estas akompanata de akra perdo de lifto sur ĝi kaj, kiel rezulto, de intensa malaltiĝo de la nazo de la aviadilo, la tiel nomata "plonĝo". Ilustra kazo de "plonĝo" estas la kraŝo de la Tu-144 ĉe Le Bourget, kiam ĝi kolapsis sur forlasado de la plonĝo ĵus post la plonĝo. La uzo de la proponita CSF faciligas solvi ĉi tiun problemon. Por fari tion, necesas nur limigi la angulon de rotacio de la servostirado rilate al la CSF. En ĉi tiu kazo, la fakta CSF-angulo de atako estos limigita kaj neniam iĝos egala al la kritika.
"Vetmontrila Stabiligilo"
![bildo]()
Interesa estas la demando pri uzado de CSF en normala skemo. Se vi ne reduktas, sed inverse, pliigu la angulon de rotacio de la CSF kompare kun la servostirado, kiel montrite en Fig. 4, tiam la CSF-derivaĵo estos multe pli alta kompare kun la fiksa stabiligilo (7).
Ĉi tio ebligas al vi signife movi la fokuson kaj centron de maso de la aviadilo reen. Kiel rezulto, la kroza ŝarĝo de la CSF-stabiligilo fariĝas ne negativa, sed pozitiva. Krome, se la centro de maso de la aviadilo estas ŝovita preter la fokuso per la klapdeklinangulo (la punkto de apliko de la liftopliigo pro la klapdeklino), tiam la paletstabiligilo kreas pozitivan lifton en la alteriĝa konfiguracio ankaŭ. .
Sed ĉio ĉi verŝajne estas vera kondiĉe ke ni ne konsideras la influon de bremsado kaj fluo dekliva de la antaŭa portanta surfaco al la malantaŭo. Estas klare, ke ĉe la "anaso" la rolo de ĉi tiu influo estas multe malpli. Kaj aliflanke, se la stabiligilo "portas" sur armeajn batalantojn, kial do ĝi ĉesos "porti" en la civila vivo?
"Krasnov-plano" aŭ "pseŭdoflansa anaso"
La artika malstabiligilo, kvankam ne draste, ankoraŭ malfaciligas la dezajnon de la aviadilo. Rezultas, ke malpliigo de la derivaĵo de la malstabiligilo povas esti atingita per multe pli malmultekostaj rimedoj.
![bildo]()
Sur fig. 4 montras malstabiligilon 1 de la proponita aviadilo rigide ligita al la fuzelaĝo (ne montrita en la desegnaĵo). Ĝi estas ekipita per rimedo por ŝanĝi sian levan forton en la formo de lifto 2, kiu, uzante ĉarniro 3, estas muntita sur krampo 4 rigide ligita al la malstabiligilo 1. Sur la sama krampo 4, uzante ĉarniro 5, estas metita bastono 6, ĉe kies malantaŭa fino estas rigide fiksita servo-stilo 7. Ĉe la antaŭa fino de la bastono 6, apud la ĉarniro 5, estas rigide fiksita levilo 8, kies supra fino estas kunligita. al la bastono 9 per ĉarniro 10. Ĉe la malantaŭa fino de la bastono 10 estas ĉarniro 11 kunliganta ĝin kun la levilo 12 de la tondilo 13 de la lifto 2. Kiam ĉi tiu trimmer 13 kun la helpo de la ĉarniro 14 estas muntita sur la malantaŭo de la stirilo 2 altecoj. La kluĉilo 15 ŝanĝas la longon de la puŝo 10 sub la kontrolo de la piloto por kontroli la tonalton.
La prezentita malstabiligilo funkcias jene. Kaze de akcidenta pliiĝo de la angulo de atako de la aviadilo, ekzemple, kiam ĝi eniras suprenfluon, la servo 7 deflankiĝas supren, kio implicas movon de la puŝo 10 maldekstren, t.e. antaŭen kaj igas la tondilon 13 deflankiĝi malsupren, rezulte de kiu la lifto 2 deflankiĝas supren. La pozicio de la rudro 2 alteco, servo 7 kaj trimmer 13 en la priskribita situacio estas montrita en la desegno kun strekitaj linioj.
Kiel rezulto, la pliiĝo de la levforto de la malstabiligilo 1 pro la pliiĝo de la angulo de atako estos iagrade ebenigita per la suprena deklino de la lifto 2. La grado de ĉi tiu ebenigo dependas de la proporcio de la anguloj de deklino de la servo 7 kaj la lifto 2 alteco. Kaj ĉi tiu proporcio estas fiksita de la longo de la leviloj 8 kaj 12. Kiam la angulo de atako malpliiĝas, la lifto 2 deflankiĝas malsupren, kaj la levforto de la malstabiligilo 1 pliiĝas, ebenigante la malkreskon de la angulo de atako.
Tiel, malkresko en la derivaĵo de la malstabiligilo estas atingita kompare kun la klasika "anaso".
Pro la fakto, ke la servo 7 kaj la tondilo 13 estas kinematike interligitaj, ili ekvilibrigas unu la alian. Se ĉi tiu ekvilibro ne sufiĉas, tiam necesas enmeti ekvilibran pezon en la dezajnon, kiu devas esti metita aŭ ene de la servostirado 7, aŭ sur la etendo de la bastono 6 antaŭ la ĉarniro 5. La lifto 2 devas. ankaŭ esti ekvilibra.
Ĉar la derivaĵo kun respekto al la angulo de atako de la portanta surfaco estas proksimume duoble la derivaĵo rilate al la deklinangulo de la klapo, tiam kun duobla troo de la deklinangulo de la direktilo 2 kompare kun la deklinangulo de la servo 7, eblas atingi valoron de la malstabiligiga derivaĵo proksima al nulo.
La servo 7 estas egala en areo al la tondilo 13 de la direktilo 2 altecoj. Tio estas, la aldonoj al la aviadildezajno estas tre malgrandaj en grandeco kaj malfaciligas ĝin neglekteble.
Tiel, estas tute eble akiri la samajn rezultojn kiel la "vetermontrilo" uzante nur tradiciajn aviadilajn fabrikajn teknologiojn. Sekve, aviadilo kun tia malstabiligilo povas esti nomita "pseŭdo-vana anaso". Tiu ĉi invento ricevis patenton kun la nomo "Krasnov-plano" [8].
"Turbulec-ignorantaj aviadiloj"
Estas tre oportune fari aviadilon, en kiu la antaŭaj kaj malantaŭaj portantaj surfacoj entute havas derivaĵon egalan al nulo.
Tia aviadilo preskaŭ tute ignoros la vertikalajn fluojn de aeramasoj, kaj ĝiaj pasaĝeroj ne sentos "babiladon" eĉ kun intensa atmosfera turbuleco. Kaj, ĉar la vertikalaj fluoj de aeraj masoj ne kondukas al superŝarĝo de la aviadilo, ĝi povas esti kalkulita je signife pli malalta operacia troŝarĝo, kiu pozitive influos la mason de ĝia strukturo. Pro la fakto, ke la aviadilo ne spertas superŝarĝojn dumfluge, ĝia aviadilskeleto ne estas submetata al laceca eluziĝo.
La malkresko de la derivaĵo de la flugilo de tia aviadilo estas atingita en la sama maniero kiel por la malstabiligilo en la "pseŭdo-anaso". Sed la servo ne agas sur la liftoj, sed sur la flugilflaperons. La klapo estas la parto de la flugilo kiu funkcias kiel la alerono kaj klapo. En ĉi tiu kazo, kiel rezulto de hazarda ŝanĝo en la angulo de atako de la flugilo, la pliiĝo en ĝia levo okazas ĉe la fokuso laŭ la angulo de atako. Kaj la negativa pliigo de la flugillevo kiel rezulto de deklino de la flaperon per la servostirado okazas ĉe la fokuso laŭ la deklinangulo de la flaperon. Kaj la distanco inter ĉi tiuj fokusoj estas preskaŭ egala al kvarono de la meza aerodinamika kordo de la flugilo. Kiel rezulto de la ago de la specifita paro de malsame direktitaj fortoj, malstabiliga momento formiĝas, kiu devas esti kompensita per la momento de la malstabiligilo. En ĉi tiu kazo, la malstabiligilo devus havi malgrandan negativan derivaĵon, kaj la valoro de la flugila derivaĵo devus esti iomete pli granda ol nulo. RF patento n-ro 2710955 estis akirita por tia aviadilo.
La totalo de ĉi-supraj inventoj estas verŝajne la lasta neuzata informa aerdinamika rimedo por pliigi la ekonomian efikecon de subsona aviado je triono aŭ pli.
Jurij Krasnov
LITERATURO
- D. Sobolev. Centjara historio de la "flugilo", Moskvo, Rusavia, 1988, p. 100.
- Y. Krasnov. RF patento n-ro 2000251.
- A. Jurkonenko. Alternativa anaso. Tekniko - junularo 2009-08. Paĝo 6-11
- V. Lapin. Kiam flugos la "vetermontra anaso"? Ĝenerala Aviado. 2011. n-ro 8. Paĝo 38-41.
- Y. Krasnov. RF patento n-ro 2609644.
- Y. Krasnov. RF patento n-ro 2651959.
- Y. Krasnov. RF patento n-ro 2609620.
- Y. Krasnov. RF patento n-ro 2666094.
fonto: www.habr.com