A finales de los años treinta del siglo pasado, el inventor del slat, Gustav Lachmann, propuso equipar el sin cola con un ala flotante colocada delante del ala. Esta ala estaba equipada con un servotimón, con la ayuda del cual se regulaba su fuerza de elevación. Sirvió para compensar el momento adicional de inmersión del ala que se produce cuando se suelta el flap. Como Lachmann era empleado de la empresa Handley-Page, era el propietario de la patente de esta solución técnica y bajo esta marca la idea se menciona en la literatura técnica. ¡Pero todavía no existe una implementación práctica de esta idea! ¿Cuál es la razón?
Pérdida de equilibrio
El ala de un avión, que crea sustentación, tiene un subproducto, podría decirse, negativo que lo acompaña en forma de un momento de inmersión que tiende a hacer que el avión caiga en picada. Para evitar que el avión se hunda, en su cola hay una pequeña ala, un estabilizador, que evita esta caída, creando una fuerza de elevación hacia abajo, es decir, negativa. Esta configuración aerodinámica del avión se denomina “normal”. Debido a que la sustentación del estabilizador es negativa, aumenta la gravedad de la aeronave y el ala debe tener una sustentación mayor que la gravedad.
La diferencia entre estas fuerzas se denomina pérdidas de equilibrio y pueden alcanzar hasta el 20%.
Pero el primer avión volador de los hermanos Wright no sufrió tales pérdidas, porque un ala pequeña, un desestabilizador que impedía la inmersión, no estaba ubicada detrás del ala, sino delante de ella. Este esquema aerodinámico de la aeronave se llama "pato". Y para evitar que la aeronave se hunda, el desestabilizador debe crear una fuerza de elevación ascendente, es decir, positiva. Se suma a la fuerza de sustentación del ala y esta suma es igual a la gravedad del avión. Como resultado, el ala debe crear una fuerza de sustentación menor que la fuerza de gravedad. ¡Y sin pérdida de equilibrio!
Estabilizador y desestabilizador se combinan en un solo término: cola horizontal o GO.
Sin embargo, con el desarrollo masivo de la mecanización de las alas de despegue y aterrizaje a principios de los años treinta del siglo pasado, el "pato" perdió esta ventaja. El elemento principal de la mecanización es el flap, la parte trasera del ala que se desvía hacia abajo. Aproximadamente duplica la fuerza de elevación del ala, por lo que es posible reducir la velocidad durante el aterrizaje y el despegue, ahorrando así peso en el chasis. Pero el subproducto en forma de momento de inmersión cuando se suelta el flap aumenta hasta tal punto que el desestabilizador no puede hacer frente a él, pero el estabilizador tampoco puede hacer frente. Romper no es construir, en este caso una fuerza positiva.
Para que el ala genere sustentación, debe estar orientada en ángulo con la dirección del flujo de aire que se aproxima. Este ángulo se llama ángulo de ataque y, a medida que crece, la fuerza de elevación también crece, pero no infinitamente, sino hasta un ángulo crítico, que está en el rango de 15 a 25 grados. Por lo tanto, la fuerza aerodinámica total no se dirige estrictamente hacia arriba, sino que se inclina hacia la cola del avión. Y se puede descomponer en un componente dirigido estrictamente hacia arriba (la fuerza de elevación) y dirigido hacia atrás: la fuerza de arrastre aerodinámica. La relación entre la fuerza de sustentación y la fuerza de arrastre se utiliza para juzgar la calidad aerodinámica del avión, que puede oscilar entre 7 y 25.
A favor del esquema normal, un fenómeno como el bisel del flujo de aire detrás del ala, que consiste en una desviación hacia abajo de la dirección del flujo, es mayor cuanto mayor es la fuerza de sustentación del ala. Por lo tanto, cuando el flap se desvía debido a la aerodinámica, el ángulo de ataque negativo real del estabilizador aumenta automáticamente y, en consecuencia, su sustentación negativa.
Además, a favor del esquema "normal", en comparación con el "pato", también funciona una circunstancia como garantizar la estabilidad longitudinal del vuelo del avión. El ángulo de ataque de un avión puede cambiar como resultado de los movimientos verticales de las masas de aire. Los aviones están diseñados teniendo en cuenta este fenómeno y tienden a resistir las perturbaciones. Cada superficie del avión tiene un foco aerodinámico: el punto de aplicación del incremento de sustentación cuando cambia el ángulo de ataque. Si consideramos los incrementos resultantes del ala y del GO, entonces el avión también tiene un foco. Si el foco del avión está detrás del centro de masa, entonces con un aumento aleatorio en el ángulo de ataque, el incremento en la sustentación tiende a inclinar el avión de modo que el ángulo de ataque disminuye. Y el avión vuelve al modo de vuelo anterior. Al mismo tiempo, en el esquema "normal", el ala crea un momento desestabilizador (para aumentar el ángulo de ataque), y el estabilizador crea un momento estabilizador (para disminuir el ángulo de ataque), y este último prevalece en aproximadamente 10 %. En el "pato", el momento desestabilizador lo crea el desestabilizador, y el momento estabilizador, que es aproximadamente un 10% mayor, lo crea el ala. Por tanto, un aumento en el área y el hombro de la cola horizontal conduce a un aumento de la estabilidad en el esquema normal y a su disminución en el "pato". Todos los momentos actúan y se calculan en relación con el centro de masa de la aeronave (ver Fig. 1).
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Si el foco del avión está por delante del centro de masa, entonces, con un ligero aumento aleatorio en el ángulo de ataque, aumentará aún más y el avión quedará estáticamente inestable. Esta disposición mutua del foco y el centro de masa se utiliza en los cazas modernos para cargar el estabilizador y obtener una elevación no negativa, sino positiva. Y el vuelo del avión no está garantizado por la aerodinámica, sino por un sistema automático de estabilidad artificial cuádruple duplicado, que "rodea" cuando el avión abandona el ángulo de ataque requerido. Cuando se apaga la automatización, el avión comienza a girar la cola hacia adelante, esta es la base de la figura de Pugachev Cobra, en la que el piloto apaga deliberadamente la automatización y, cuando se alcanza el ángulo de giro de cola requerido, dispara un cohete hacia el hemisferio trasero, y luego vuelve a encender la automatización.
A continuación consideraremos únicamente aviones estáticamente estables, ya que sólo dichos aviones pueden utilizarse en la aviación civil.
La disposición mutua del foco de la aeronave y el centro de masa caracteriza el concepto de "centrado".
Dado que el foco está detrás del centro de masa, independientemente del esquema, la distancia entre ellos, llamada margen de estabilidad, aumenta en el brazo GO en el esquema normal y disminuye en el "pato".
La relación entre los hombros del ala y el GO en el "pato" es tal que la fuerza de elevación del desestabilizador con la desviación máxima de los elevadores se utiliza por completo cuando el avión se lleva a ángulos de ataque altos. Y lo extrañaremos cuando se suelten las aletas. Por tanto, todos los "patos" del famoso diseñador estadounidense Rutan no tienen ningún tipo de mecanización. Su avión Voyager dio la vuelta al mundo por primera vez en 1986 sin aterrizar ni repostar combustible.
La excepción es Beechcraft Starship, pero allí, para utilizar flaps, se utilizó un diseño muy complejo con una geometría desestabilizadora variable, que no pudo llevarse a un estado reproducible en serie, por lo que se cerró el proyecto.
El hombro del ala depende en gran medida de cuánto aumenta la fuerza de sustentación del desestabilizador con un aumento en su ángulo de ataque en un grado, este parámetro se llama derivada del ángulo de ataque del coeficiente de sustentación o simplemente el Derivado del desestabilizador. Y cuanto más pequeña sea esta derivada, más cerca del ala se podrá ubicar el centro de masa del avión, por lo tanto, más pequeño será el hombro del ala. Para reducir esta derivada, el autor propuso en 1992 realizar el desestabilizador según el esquema biplano (2). Esto permite reducir tanto el hombro del ala que elimina el obstáculo al utilizar el flap sobre ella. Sin embargo, existe un efecto secundario en forma de un aumento en la resistencia al GO debido a la biplanidad. Además, existe una complicación en el diseño del avión, ya que en realidad es necesario fabricar dos GO, y no uno.
Los colegas señalaron que la función "desestabilizador biplano" está disponible en el avión de los hermanos Wright, pero no solo se patenta una nueva característica en los inventos, sino también un nuevo conjunto de funciones. Los Wright carecían del cartel de la "flap". Además, si se conoce el conjunto de características de una nueva invención, para que esta invención sea reconocida, al menos una característica debe utilizarse para nuevos propósitos. En los Wright se utilizó la biplanidad para reducir el peso de la estructura, y en la invención descrita, para reducir la derivada.
"Pato Veleta"
Hace casi dos décadas, recordaron la idea del “pato meteorológico”, mencionada al principio del artículo.
Utiliza una cola horizontal emplumada como desestabilizador - FGO, que consiste en el propio desestabilizador, colocado de forma pivotante sobre un eje perpendicular al fuselaje y conectado al servo desestabilizador. Una especie de avión de esquema normal, donde el ala del avión es el desestabilizador del CSF y el estabilizador del avión es el servo CSF. Y este avión no vuela, sino que está colocado sobre un eje y él mismo se orienta con respecto al flujo que se aproxima. Al cambiar el ángulo de ataque negativo del servo, cambiamos el ángulo de ataque del desestabilizador en relación con el flujo y, en consecuencia, la fuerza de sustentación del CSF durante el control de cabeceo.
Con una posición fija de la servodirección con respecto al desestabilizador, el CSF no responde a ráfagas de viento verticales, es decir. a cambios en el ángulo de ataque de la aeronave. Por tanto, su derivada es cero. Según nuestro razonamiento anterior, la opción ideal.
Durante las pruebas del primer avión del esquema "pato meteorológico" diseñado por A. Yurkonenko (3) con un CSF efectivamente cargado, se realizaron más de dos docenas de vuelos exitosos. Al mismo tiempo, se encontraron signos claros de inestabilidad de la aeronave (4).
"Súper Resiliencia"
No es paradójico, pero la inestabilidad de la "veleta" es consecuencia de su "superestabilidad". El momento estabilizador de un canard clásico con un GO fijo se forma a partir del momento estabilizador del ala y el momento desestabilizador que lo contrarresta del GO. En los patos veleta, el LCR no participa en la formación del momento estabilizador y se forma únicamente a partir del momento estabilizador del ala. Así, el momento estabilizador de la "veleta" es unas diez veces mayor que el de la clásica. Con un aumento accidental en el ángulo de ataque, la aeronave, bajo la influencia de un momento estabilizador excesivo del ala, no vuelve al modo anterior, sino que lo "sobrepasa". Tras el “sobrepaso”, la aeronave adquiere un ángulo de ataque reducido respecto al régimen anterior, por lo que surge un momento estabilizador de otro signo, también excesivo, y con ello se producen autooscilaciones que el piloto no es capaz de extinguir.
Una de las condiciones para la estabilidad es la capacidad de una aeronave para nivelar los efectos de las perturbaciones atmosféricas. Por tanto, en ausencia de perturbaciones, es posible un vuelo satisfactorio de una aeronave inestable. Esto explica los exitosos acercamientos del avión YuAN-1. En su juventud lejana, el autor tuvo un caso en el que un nuevo modelo de planeador voló por las tardes en un clima tranquilo durante un total de al menos 45 minutos, demostrando vuelos bastante satisfactorios y mostrando una brillante inestabilidad: un morro hacia arriba se alternaba con una inmersión. en el primer vuelo con tiempo ventoso. Mientras el tiempo estuvo tranquilo y no hubo perturbaciones, el planeador demostró un vuelo satisfactorio, pero su ajuste fue inestable. Simplemente no había ninguna razón para mostrar esta inestabilidad.
El LCR descrito se puede utilizar en principio en un "pseudopato". Un avión de este tipo tiene esencialmente un esquema "sin cola" y tiene un centrado adecuado. Y su CSF se usa solo para compensar el momento de inmersión adicional del ala que se produce durante la liberación de la mecanización. En la configuración de crucero, no hay carga en el CSF. Por lo tanto, el CSF en realidad no funciona en el modo de vuelo operativo principal y, por lo tanto, su uso en esta variante es improductivo.
"PATO KRASNOV"
La "superestabilidad" puede eliminarse aumentando el derivado del LCR de cero a un nivel aceptable. Este objetivo se logra debido al hecho de que el ángulo de rotación del FGO es significativamente menor que el ángulo de rotación del servo causado por un cambio en el ángulo de ataque de la aeronave (5). Esto se hace mediante un mecanismo muy simple, como se muestra en la Fig. 2. CSF 1 y servo 3 están colocados de forma pivotante en el eje OO1. Las varillas 4 y 6 a través de las bisagras 5,7, 9,10 conectan el CSF 1 y el servo 3 con el balancín 8. El embrague 12 sirve para que el piloto cambie la longitud de la varilla 6 para controlar el paso. La rotación del CSF 1 no se lleva a cabo por todo el ángulo de desviación del servo 3 con respecto a la aeronave al cambiar la dirección del flujo que se aproxima, sino solo por su parte proporcional. Si la proporción es igual a la mitad, entonces bajo la acción del flujo ascendente, que conduce a un aumento en el ángulo de ataque de la aeronave en 2 grados, el ángulo de ataque real del CSF aumentará solo en 1 grado. En consecuencia, el derivado del CSF será dos veces menor en comparación con el GO fijo. Las líneas discontinuas marcan la posición del CSF 1 y del servo 3 después de cambiar el ángulo de ataque de la aeronave. Cambiar la proporción y, por tanto, determinar el valor de la derivada, es fácil de implementar eligiendo las distancias adecuadas de las bisagras 5 y 7 al eje OO1.
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La reducción de la derivada de GO debido al desvanecimiento permite colocar el foco dentro de cualquier límite, y detrás de él el centro de masa de la aeronave. Este es el concepto de cambio de centrado aerodinámico. Por lo tanto, se eliminan todas las restricciones al uso de la mecanización moderna del ala en el esquema "pato", manteniendo la estabilidad estática.
"KRASNOV-FLUGER"
¡Todo esta bien! Pero hay un inconveniente. Para que el CSF 1 tenga una fuerza de elevación positiva, debe actuar una fuerza de elevación negativa sobre el servo 3. Analogía: el esquema normal de la aeronave. Es decir, existen pérdidas por equilibrar, en este caso, equilibrar el MCA. Por lo tanto, la forma de eliminar esta deficiencia es el esquema "pato". Colocamos el servo delante del CSF, como se muestra en la Fig. 3.
El LCR funciona de la siguiente manera (6). Como resultado de la acción de las fuerzas aerodinámicas sobre el CSF 1 y el servo 4, el CSF 1 se ajusta espontáneamente en un cierto ángulo de ataque con respecto a la dirección del flujo que se aproxima. Los ángulos de ataque del CSF 1 y del servo 4 tienen el mismo signo, por lo tanto, las fuerzas de sustentación de estas superficies tendrán la misma dirección. Es decir, la fuerza aerodinámica del servo 4 no reduce, sino que aumenta la sustentación del CSF 1. Para aumentar el ángulo de ataque de la aeronave, el piloto desplaza el empuje 6 hacia adelante, como resultado de lo cual el servo 4 en la bisagra 5 gira en el sentido de las agujas del reloj y el ángulo de ataque del servo 4 aumenta. Esto conduce a un aumento del ángulo de ataque del CSF 1, es decir, a un aumento de su fuerza de elevación.
Además del control de cabeceo, el vínculo proporcionado por el empuje 7 proporciona un aumento desde cero hasta el valor requerido de la derivada CSF.
Supongamos que el avión entró en la corriente ascendente y su ángulo de ataque aumentó. En este caso, la viga 2 gira en sentido antihorario y las bisagras 9 y 8, en ausencia del empuje 7, tendrían que acercarse entre sí. El empuje 7 evita la convergencia y gira el servo 4 en el sentido de las agujas del reloj y, por lo tanto, aumenta su ángulo de ataque.
Por lo tanto, cuando cambia la dirección del flujo entrante, el ángulo de ataque del servo 4 cambia y el CSF 1 se establece espontáneamente en un ángulo diferente con respecto al flujo y crea una fuerza de elevación diferente. En este caso, el valor de esta derivada depende de la distancia entre las bisagras 8 y 3, así como de la distancia entre las bisagras 9 y 5.
El CSF propuesto se probó en el modelo de cable eléctrico del circuito “pato”, mientras que su derivada se redujo a la mitad en comparación con el CSF fijo. La carga del LCR fue el 68% de la del ala. La tarea de la prueba no era obtener cargas iguales, sino obtener precisamente una carga del LCR más baja en comparación con el ala, ya que si se consigue, no será difícil igualarla. En los "patos" con un GO fijo, la carga del plumaje suele ser entre un 20 y un 30% mayor que la carga del ala.
"Avión perfecto"
Si la suma de dos números es un valor constante, entonces la suma de sus cuadrados será la más pequeña si estos números son iguales. Dado que la resistencia inductiva de la superficie de apoyo es proporcional al cuadrado de su coeficiente de sustentación, entonces el límite más pequeño de resistencia de la aeronave será en el caso en que estos coeficientes de ambas superficies de apoyo sean iguales entre sí en el modo de vuelo de crucero. Un avión de este tipo debería considerarse "ideal". Los inventos "Pato Krasnov" y "Veleta Krasnov" permiten hacer realidad el concepto de "avión ideal" sin recurrir al mantenimiento artificial de la estabilidad mediante sistemas automáticos.
Una comparación del "avión ideal" con un avión convencional moderno muestra que es posible obtener un aumento del 33% en la carga útil con un ahorro simultáneo de combustible del 23%.
CSF crea una sustentación máxima en ángulos de ataque cercanos a los críticos, y este modo es típico de la etapa de aterrizaje del vuelo. En este caso, el flujo de partículas de aire alrededor de la superficie del rodamiento está cerca del límite entre normal y pérdida. La separación del flujo de la superficie del GO va acompañada de una fuerte pérdida de sustentación y, como resultado, de un descenso intensivo del morro del avión, el llamado "buceo". Un caso ilustrativo de "inmersión" es el accidente del Tu-144 en Le Bourget, cuando se desplomó al salir de la inmersión justo después de la inmersión. El uso del CSF propuesto facilita la solución de este problema. Para hacer esto, solo es necesario limitar el ángulo de rotación de la servodirección con respecto al CSF. En este caso, el ángulo de ataque real del LCR será limitado y nunca será igual al crítico.
"Estabilizador de veleta"
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De interés es la cuestión del uso del LCR en un esquema normal. Si no reduce, sino viceversa, aumente el ángulo de rotación del CSF en comparación con la servodirección, como se muestra en la Fig. 4, entonces el derivado del LCR será mucho mayor en comparación con el estabilizador fijo (7).
Esto permite que el enfoque y el centro de masa del avión se desplacen significativamente hacia atrás. Como resultado, la carga de crucero del estabilizador FGO no se vuelve negativa, sino positiva. Además, si el centro de masa de la aeronave se desplaza más allá del foco a lo largo del ángulo de deflexión del flap (el punto de aplicación del incremento en sustentación debido a la deflexión del flap), entonces el estabilizador de pluma crea una fuerza de sustentación positiva en la configuración de aterrizaje. .
Pero todo esto probablemente sea cierto siempre que no tengamos en cuenta la influencia del frenado y la pendiente del flujo desde la superficie de apoyo delantera hacia la trasera. Está claro que en el caso del "pato" el papel de esta influencia es mucho menor. Y, por otro lado, si el estabilizador "lleva" a los combatientes militares, ¿por qué dejará de "llevarse" en la vida civil?
"Plan Krasnov" o "pato pseudo-veleta"
El desestabilizador articulado, aunque no de forma drástica, complica el diseño del avión. Resulta que se puede lograr una disminución de la derivada del desestabilizador por medios mucho más económicos.
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En la fig. La figura 4 muestra un desestabilizador 1 del avión propuesto rígidamente unido al fuselaje (no mostrado en el dibujo). Está equipado con un medio para cambiar su fuerza de elevación en forma de un elevador 2 que, mediante una bisagra 3, se monta en un soporte 4 conectado rígidamente al desestabilizador 1. En el mismo soporte 4, utilizando una bisagra 5, Se coloca una varilla 6, en cuyo extremo trasero se fija rígidamente un servo volante 7. En el extremo delantero de la varilla 6, junto a la bisagra 5, se fija rígidamente una palanca 8, cuyo extremo superior está conectado a la varilla 9 mediante una bisagra 10. En el extremo trasero de la varilla 10 hay una bisagra 11 que la conecta con la palanca 12 del trimmer 13 del ascensor 2. Cuando este recortador 13 con ayuda de la bisagra 14 se monta en la parte trasera del volante a 2 alturas. El embrague 15 cambia la longitud del empuje 10 bajo el control del piloto para controlar el cabeceo.
El desestabilizador presentado funciona de la siguiente manera. En caso de un aumento accidental del ángulo de ataque de la aeronave, por ejemplo, cuando entra en una corriente ascendente, el servo 7 se desvía hacia arriba, lo que conlleva un desplazamiento del empuje 10 hacia la izquierda, es decir. hacia adelante y hace que el recortador 13 se desvíe hacia abajo, como resultado de lo cual el elevador 2 se desvía hacia arriba. La posición de la altura del timón 2, el servo 7 y el trimmer 13 en la situación descrita se muestra en el dibujo con líneas discontinuas.
Como resultado, el aumento de la fuerza de elevación del desestabilizador 1 debido al aumento del ángulo de ataque se nivelará en cierta medida mediante la desviación hacia arriba del elevador 2. El grado de esta nivelación depende de la relación entre los ángulos de desviación del servo 7 y la altura del elevador 2. Y esta relación está determinada por la longitud de las palancas 8 y 12. Cuando el ángulo de ataque disminuye, el ascensor 2 se desvía hacia abajo y la fuerza de elevación del desestabilizador 1 aumenta, nivelando la disminución del ángulo de ataque.
Así, se consigue una disminución de la derivada del desestabilizador en comparación con el clásico "pato".
Debido a que el servo 7 y el trimmer 13 están interconectados cinemáticamente, se equilibran entre sí. Si este equilibrio no es suficiente, entonces es necesario incluir en el diseño un peso de equilibrio, que debe colocarse dentro de la servodirección 7 o en la extensión de la varilla 6 delante de la bisagra 5. El ascensor 2 debe también estar equilibrado.
Dado que la derivada con respecto al ángulo de ataque de la superficie de apoyo es aproximadamente el doble de la derivada con respecto al ángulo de deflexión del flap, entonces con un exceso del doble del ángulo de deflexión del timón 2 en comparación con el ángulo de deflexión de el servo 7, es posible alcanzar un valor de la derivada desestabilizadora próximo a cero.
El servo 7 tiene la misma superficie que el trimmer 13 del timón 2 en altura. Es decir, las adiciones al diseño del avión son de tamaño muy pequeño y lo complican de manera insignificante.
Por lo tanto, es muy posible obtener los mismos resultados que la "veleta" utilizando únicamente tecnologías tradicionales de fabricación de aviones. Por lo tanto, un avión con tal desestabilizador puede denominarse "pato pseudo-veleta". Este invento recibió una patente con el nombre "Krasnov-plan" (8).
"Aviones que ignoran las turbulencias"
Es muy conveniente fabricar un avión en el que las superficies de apoyo delanteras y traseras en total tengan una derivada igual a cero.
Un avión de este tipo ignorará casi por completo los flujos verticales de masas de aire y sus pasajeros no sentirán "charla" incluso en caso de intensas turbulencias atmosféricas. Y, dado que los flujos verticales de masas de aire no provocan una sobrecarga del avión, se puede contar con una sobrecarga operativa significativamente menor, lo que afectará positivamente la masa de su estructura. Debido a que el avión no sufre sobrecargas en vuelo, su estructura no está sujeta a desgaste por fatiga.
La reducción de la derivación del ala de dicho avión se logra de la misma manera que para el desestabilizador en un "pseudo-paleta canard". Pero el servo no actúa sobre los elevadores, sino sobre los flaperones de las alas. Flaperón es una parte del ala que funciona como alerón y flap. En este caso, como resultado de un cambio aleatorio en el ángulo de ataque del ala, su fuerza de sustentación aumenta en el foco a lo largo del ángulo de ataque. Y se produce un incremento negativo en la fuerza de sustentación del ala como resultado de la desviación del flaperón por el servotimón en el foco a lo largo del ángulo de desviación del flaperón. Y la distancia entre estos focos es casi igual a una cuarta parte de la cuerda aerodinámica media del ala. Como resultado de la acción de este par de fuerzas multidireccionales se forma un momento desestabilizador, que debe ser compensado por el momento del desestabilizador. En este caso, el desestabilizador debería tener una pequeña derivada negativa y el valor de la derivada del ala debería ser ligeramente mayor que cero. Para dicho avión se recibió la patente RF nº 2710955.
La totalidad de los inventos anteriores es probablemente el último recurso aerodinámico informativo no utilizado para aumentar la eficiencia económica de la aviación subsónica en un tercio o más.
Юрий Краснов
REFERENCIAS
- D. Sobolev. Centenario de la historia del “ala voladora”, Moscú, Rusia, 1988, página 100.
- Y. Krasnov. Patente de RF nº 2000251.
- A. Yurkonenko. Pato alternativo. Técnica - juvenil 2009-08. Página 6-11
- V. Lapin. ¿Cuándo volará el "pato veleta"? Aviación general. 2011. N° 8. Página 38-41.
- Y. Krasnov. Patente de RF nº 2609644.
- Y. Krasnov. Patente de RF nº 2651959.
- Y. Krasnov. Patente de RF nº 2609620.
- Y. Krasnov. Patente de RF nº 2666094.
Fuente: habr.com