Eelkäikude leiutaja Gustav Lachmann pakkus 1930. aastate lõpus välja idee varustada saba puuduv lennuk vabalt ujuga tiiva ees. See tiib oli varustatud servo juhtimisega, millega reguleeriti selle tõstejõudu. See teenis lisatiiva otsa tekkinud lisapõhjaku tõuke kompenseerimiseks, mis tekkis kiltkivi väljalaske korral. Kuna Lachmann töötas Handley Page'is, kuulus patent selle tehnilise lahenduse kohta sellele ettevõttele, ja selle brändi all mainitakse seda ideed tehnilises kirjanduses. Kuid seda ideed pole siiani praktiliselt ellu viidud! Mis on põhjus?
Tasakaalustamise kaotused
Lennuki tiib on tõstejõu genereerimisega seotud negatiivne kõrvaltoime, mis püüab lennuki sukeldumisse viia. Selle vältimiseks on lennuki sabas väike tiib – stabilisaator, mis takistab sukeldumist, genereerides allapoole suunatud, st negatiivse tõstejõu. Sellist lennuki aerodünaamilist skeemi nimetatakse 'normaalseks'. Kuna stabilisaatori tõstejõud on negatiivne, liitub see lennuki raskusjõuduga, mistõttu peab tiib genereerima tõstejõu, mis ületab raskusjõu.
Nende jõudude vahet nimetatakse tasakaalustuse kaotuseks, mis võib ulatuda kuni 20%.
Kuid Brüder Wrighti esimene lendav lennuk ei kannatanud selliseid kaotusi, kuna väike tiib — destabilisator, mis takistab allakäiku, asetati mitte tiiva taha, vaid ettepoole. Sellist aerodünaamilist lennuki skeemi nimetatakse «partideks». Ja selleks, et takistada lennuki allakäiku, peab destabilisator looma suunatud ülespoole, see tähendab positiivse, tõusujõu. See summeerub tiiva tõusujõuga, ja see summa on võrdne lennuki raskusjõuga. Selle tulemusena peab tiib looma väiksema tõusujõu kui raskusjõud. Ja ei mingit kaotust tasakaalustamisel!
Stabilisaator ja destabilisator on ühendatud ühe termini – horisontaalne stabilisaator või HS.
Kuid massilise arendamisega 20. sajandi kolmekümnendate alguses tiiva maandumis- ja tõusumehhaniseerimise osas kaotas "part" selle eelise. Peamine mehhaniseerimise element on flaps – allapoole kalduv tiiva tagumine osa. See suurendab tõstejõudu umbes kaks korda, vähendades seeläbi maandumis- ja tõusukiirusest tulenevat raskust, mis säästab šassiist. Kuid flaps'i vabastamisega kaasnev õhu voolamise tõttu suurenev kumerus hetk tõuseb nii kõrgele, et stabilisaator ei saa sellega hakkama, kuid stabilisaator suudab. Purustamine pole ehitamine, antud juhul positiivne jõud.
Ettevaatlik peab olema, et tiib genereeriks tõstejõu, sest seda tuleb suunata nurga all vastutulval õhuvoolule. Seda nurka nimetatakse rünnakunurgaks, ja selle suurenemisega kasvab ka tõstejõud, kuid mitte lõputult, vaid kuni kriitilise nurga, mis jääb vahemikku 15 kuni 25 kraadi. Seetõttu on kogu aerodünaamiline jõud suunatud mitte rangelt ülespoole, vaid kaldu lennuki sabasse. Seda saab jagada kaheks komponendiks: rangelt ülespoole suunatud tõstejõuks ja tagasi suunatud aerodünaamiliseks takistuseks. Tõstejõu ja takistuse suhe näitab lennuki aerodünaamilist kvaliteeti, mis võib ulatuda 7 kuni 25-ni.
Tavapärase skeemi kasuks mängib selline nähtus nagu õhuvoolu kaldus liikumine tiiva taga, mis seisneb voolu suuna allapoole kaldumises, seda enam, kui suurem on tiiva tõstejõud. Seetõttu, kui flapi kaldenurk muutub aerodünaamika tõttu, suureneb automaatselt stabilisaatori tõhus negatiivne rünnakunurk ja seega selle negatiivne tõstejõud.
Lisaks sellele toetab "tavaline" skeem võrreldes "partidega" ka seda, et lennuki pikaajalist stabiilsust tagatakse. Lennuki innangunurk võib muutuda õhumasside vertikaalsete liikumiste tõttu. Lennukid projekteeritakse arvesse võttes seda nähtust ja püüavad häiretele vastu seista. Igal lennuki pinna osal on aerodünaamika fookus – punkt, kus tõstejõu suurenemine rakendub, kui innangunurk muutub. Kui arvestada tiiva ja aerodünaamika fookuse koondvõimet, siis on ka lennuki fookus olemas. Kui lennuki fookus paikneb massikeskme taga, siis juhusliku innangunurga suurenemise korral püüab tõstejõu tõusindus lennukit nii kallutada, et innangunurk väheneks. Nii tagastatakse lennuk vanasse lendamisrežiimi. Sel juhul loob "tavaline" skeem tiib destabiliseeriva momenti (innangunurga suurendamiseks), samas kui stabilisaator loob stabiliseeriva momenti (innangunurga vähendamiseks) ja see viimane on umbes 10% domineeriv. "Parti" korral loob destabiliseeriva momenti destabilisaator, samas kui stabiliseeriv, ja see on ligikaudu 10% suurem – tiib. Seetõttu suurendab horisontaalse stabiliseerija pindala ja joon suurenemine stabiilsust tavapärase skeemi korral ning vähendab stabiilsust "parti" korral. Kõik momendid toimivad ja arvutatakse lennuki massikeskme suhtes (vt joonis 1).
)
Kui lennuki fookus asub raskuskeskme ees, siis juhusliku väikese nurga tõusu korral suureneb see veelgi ja lennuk muutub staatiliselt ebastabiilseks. Sellist fookuse ja raskuskeskme asendit kasutatakse kaasaegsetes hävitajates, et laadida stabilisaatorit ja saada sellega mitte negatiivne, vaid positiivne tõstejõud. Lennuki lend tagatakse mitte aerodünaamikaga, vaid neljakordse varustatud automaatse tehisstabiilsuse süsteemiga, mis 'korraldab' lennuki tagasi vajaliku nurga juurde. Tulemusena hakkab lennuk automaatika väljalülitamisel pöörduma sabaga ettepoole, sellel põhineb 'Pugachevi Kobras', kus piloot teadlikult automaatika välja lülitab ja saavutatud sabapöörde nurgas laseb raketi tagaküljele, ning seejärel lülitab ta uuesti automaatika sisse.
Edasi käsitleme ainult staatiliselt stabiilseid lennukeid, kuna ainult selliseid lennukeid saab kasutada tsiviillennunduses.
Lennuki fookuse ja raskuskeskme vastastikune paigutus iseloomustab mõistet 'tsentreerimine'.
Kuna fookus jääb massikeskme taha sõltumata skeemist, siis nende vahemaa, mida nimetatakse stabiilsuse varuks, suurendab tavalises skeemis ГО õlavarre ja vähendab 'pardis'.
Tiiva õlavarre ja ГО suhe 'pardis' on selline, et stabilisaatori tõstejõud suurimatel kõrguse juhtimise nurkadel kasutatakse täielikult ära, kui lennukit tõstetakse suurtele ründenurkadele. Ja seda ei jätku, kui kärusid väljastatakse. Seetõttu pole kõik kuulsa Ameerika disaineri Rutan 'pardid' varustatud mingisuguste mehhanismidega. Tema lennuk 'Voyager' lendas 1986. aastal esmakordselt maailmas ümber maakera ilma maandumise ja tankimiseta.
Välja arvatud Beechcraft 'Starship', kuid seal rakendati keerulist konstruktsiooni, millel oli muudetava geomeetriaga stabilisaator, et kasutada kärusid, mida ei suudetud viia seeriatootmisse, mistõttu projekt lõpetati.
Tiiva varrukas sõltub suuresti sellest, kui palju tõstevõime destabilisaatoril suureneb, kui selle rünnakunurka tõsta ühe kraadi võrra. Seda parameetrit nimetatakse tõstefaktori nurga muutuse tuletiseks või lihtsalt destabilisaatori tuletiseks. Ja mida väiksem see tuletis on, seda lähemale tiivale saab paigutada lennuki raskuse keskpunkti, seega on tiiva varrukas väiksem. Selle tuletise vähendamiseks pakkus autor 1992. aastal välja, et destabilisaator tuleks valmistada biplanograafika järgi (2). See võimaldab tiiva varrukat niivõrd vähendada, et see elimineerib takistuse sellel klapi kasutamiseks. Siiski tekib kõrvalefekt, milleks on suurenenud takistus biplaniseerimise tõttu. Lisaks on lennuki konstruktsioon keerulisem, kuna tuleb valmistada tegelikult kaks stabilisaatorit, mitte üks.
Kollegid märkisid, et "biplane stabilisaatori" tunnus on olemas Wrighti vendade lennukis, kuid leiutistes patenditakse mitte ainult uus tunnus, vaid ka uus tunnuste kogum. Wrightidel puudus "lennuki raami" tunnus. Lisaks, kui uue leiutise tunnuste kogum on teada, tuleb selle leiutise tunnustamiseks kasutada vähemalt ühte tunnust uuteks eesmärkideks. Wrightide biplanaarsus oli üles ehitatud konstruktsiooni kaalu vähendamiseks, samas kui kirjeldatud leiutises kasutati seda järeltegevuse vähendamiseks.
"Ilma lehma"
Peaaegu kaks aastakümmet tagasi meenutati "ilma lehma" mõtet, mida mainiti artikli alguses.
Selles kasutatakse desabilisaatorina lipp-horisontaalset stabilisaatorit — FGO, mis koosneb otseselt desabilisaatorist, mis on liigendatult paigutatud telje peale, mis on korpusele risti, ja on seotud desabilisaatoriga servojuhtseadme kaudu. See on nagu tavapärane lennuk, kus lennuki tiib on FGO desabilisaator ja stabilisaator on FGO servojuhtseade. Ja see lennuk pole lennus, vaid on paigutatud teljele, ning see suudab ise orienteeruda vastuvoolu suhtes. Muutes servojuhtseadmest tõusnud nurka, muudame desabilisaatori tõusnud nurka voolu suhtes ja seega FGO tõstejõudu kõrgusjuhtimise raames.
Kui servojuhtseade on desabilisaatoriga fikseeritud, siis FGO ei reageeri vertikaalvoolu tõugetele, st lennuki tõusnud nurga muutustele. Seega on selle tuletis null. Lähtudes meie eelnevatest järeldustest — ideaalne valik.
A. Jurkonenko ehituse 'tuulutaja beebi' esimesel lennu katsetamisel, millel oli tõhusalt koormatud FGOs, tehti üle kaheksa eduka lennu. Samas ilmnes selgeid lennuki ebastabiilsuse tunnuseid.
Ülim stabiilsus
Kuidas see ei ole paradoksaalne, on "ilmapuu" ebastabiilsuse tagajärg selle "üliuskumatusele". K klassikalise pardiga, millel on fikseeritud CG, moodustub stabiliseeriv moment tiiva stabiliseerivast momentist ja sellele vastanduvast destabiliseerivast momentist CG. Ilmapuu puhul ei osale CG stabiliseeriva momendi kujundamises, ning see moodustub vaid tiiva stabiliseerivast momentist. Seega on stabiliseeriv moment "ilmapuul" umbes kümme korda suurem kui klassikalisel. Juhusliku rünnaknurga suurenemise korral ei naase lennuk, millel on tiiva ülemäärane stabiliseeriv moment, endisesse režiimi, vaid "üppab" selle üle. Pärast "üppamist" omandab lennuk võrreldes varasema režiimiga väiksema rünnaknurga, mistõttu tekib stabiliseeriv moment teise märgi all, samuti ülemäärane, ja seega tekivad autooksillatsioonid, mida piloot ei suuda kustutada.
Üks stabiilsuse tingimusi on lennuki võime tasakaalustada atmosfääri häirete tagajärgi. Seetõttu on häirete puudumisel võimalik rahuldav lend ebastabiilse lennuki puhul. Selgitab edukad lähenemised lennukiga JUAN-1. Nooruses juhtus autoril olukord, kus uus kaigu mudel lendas õhtuti tuulevaikuses kokku vähemalt 45 minutit, demonstreerides täiesti rahuldavaid lende ja näidates eredat ebastabiilsust — kabriol ja sukeldumised vaheldusid juba esimeses lennus tormise ilmaga. Kui ilm oli rahulik ja häireid ei olnud, näitas kaigu rahuldavat lendu, kuid reguleerimine oli ebastabiilne. Lihtsalt ei olnud põhjuseid selle ebastabiilsuse näitamiseks.
Kirjeldatud FGO võib põhimõtteliselt kasutada "vale-part". Selline lennuk on sisuliselt "sabatu" skeem ja omab vastavat tsentrideerimist. FGO kasutatakse ainult tiiva täiendava langemomendi kompenseerimiseks, mis tekib mehhaniseerimise väljalaskmisel. Ristlennukonfiguratsioonis puudub FGO koormus. Seega, peamises lennurežiimis FGO tegelikult ei tööta ja seetõttu on selle kasutamine antud variandis vähese tulemuslikkusega.
"KRASNOV-PART"
"Üksikasjalik" võib olla likvideeritud, suurendades FGO derivatiivi nullist vastuvõetava tasemeni. Eesmärgile saavutatakse, kuna FGO pööramisksein on oluliselt väiksem kui servo-ratta pööramismäär, mis on põhjustatud lennuki rünnakunurga muutumisest (5). Selleks on piisavalt lihtne mehhanism, nagu on kujutatud joonisel 2. FGO 1 ja servo-ratast 3 on liigendatud telje OÜ1 peale. Tõuked 4 ja 6 seovad FGO 1 ja servo-ratta 3 kangi 8 kaudu liigendite 5, 7, 9, 10 kaudu. Ühendus 12 on mõeldud tõuke 6 pikkuse muutmiseks piloodi poolt, et juhtida kallutamist. FGO 1 pööramine ei toimu kogu servo-ratta 3 kõrvalekaldumise nurga ulatuses, vaid ainult selle proportsionaalses osas. Kui proportsioon on pool, siis kui tõusva voo tõttu, mis suurendab LA rünnakunurka 2 kraadi, suureneb FGO tegelik rünnakunurk vaid 1 kraadi. Seega on FGO derivatiiv kaks korda väiksem võrreldes fikseeritud GO-ga. Soolistega on näidatud FGO 1 ja servo-ratast 3 asend pärast LA rünnakunurga muutumist. Proportsiooni muutmist ja seega derivatiivi suuruse määramist on lihtne teostada, valides vastavad distantsid liigendite 5 ja 7 vahel telje OÜ1 suhtes.
)
Tuuleflööri kaudu juhendamine võimaldab suunata fokuse igasugustes piirides, samuti lennuki massikeskme. See on aerodünaamilise tasakaalu mõisted. Nii eemaldatakse kõik piirangud kaasaegse tiiva mehhaniseerimise kasutamisel "konn" schemas, säilitades samas staatilise stabiilsuse.
KRAZNOV-FLÜGEL
Kõik on suurepärane! Kuid on üks väike puudus. Et FGO 1-l tekiks positiivne tõstejõud, peab servorool 3-l tegutsema negatiivne tõstejõud. Analoogia – tavaline lennuki süsteem. See tähendab, et tasakaalustamise kaotused on olemas, antud juhul FGO tasakaalu. Seega on lahendus selle väikese puuduse kõrvaldamiseks – "konn" schema. Paigaldame servorooli FGO ette, nagu on näidatud joonisel 3.
FGO töötab järgmiselt (6). Aerodünaamiliste jõudude toimel FGO 1 ja servoruul 4, paigaldub FGO 1 isevoolu all teatud rünnakulgi vastuvoolu suunas. Rünnakud FGO 1 ja servoruul 4 on sama märgiga, seega ka nende pinnad tõstejõud on sama suunaga. See tähendab, et servoruuli 4 aerodünaamiline jõud ei vähenda, vaid suurendab FGO 1 tõstejõudu. Lennuki rünnaku suurendamiseks liigutab piloot tõmbe 6 ettepoole, mille tagajärjel servoruul 4 pöördub sisemise 5 ümber kellaosuti suunas ja suurendab servoruuli 4 rünnakut. See toob kaasa FGO 1 rünnaku suurenemise, st tõstejõu suurenemise.
Peale tõuke juhtimise teadet, mida tõmme 7 edastab, tagab FGO derivaadi suurendamine nullist soovitud väärtuseni.
Oletame, et lennuk siseneb tõusva õhuvoogu ja selle rünnakunurk suureneb. Sel juhul pöördub tala 2 vastupäeva ja kui tõukejõudu 7 ei ole, peaksid hinged 9 ja 8 lähenduma. Tõukejõud 7 takistab nende lähendamist ja pöörab servorooli 4 päripäeva, suurendades seeläbi selle nurka.
Nii et kui vastuvoolu suund muutub, muutub ka servorooli 4 rünnakunurk ja FGO 1 seab end automaatselt uue nurga alla voolu suhtes, luues seeläbi uue tõstejõu. Samuti sõltub antud tuletise suurus hingede 8 ja 3 vahemaa ning hingede 9 ja 5 vahemaa pikkusest.
Pakutud FGOd on kontrollitud elektrikatkestuse mudeli skeemi "part" põhjal ning selle tuletis võrreldes fikseeritud GO-ga on poole võrra vähenenud. FGO koormus oli 68% võrreldes tiiva koormusega. Kontrollimise eesmärk ei olnud saada võrdsed koormused, vaid saavutada madalam FGOn koormus võrreldes tiivaga, kuna kui see on saavutatud, pole võrdsuse saavutamine keeruline. Fikseeritud GO-ga "partides" ületab tavaliselt sarnaste ruumide koormus tiiva koormust 20-30%.
„Ideaalne lennuk“
Kui kahe arvu summa on muutumatu suurus, siis nende ruutude summa on minimaalne, kui need arvud on võrdsed. Kuna kandepinna induktiivne takistus on proportsionaalne selle tõstejõu ruuduga, siis lennuki minimaalne takistus saavutatakse siis, kui mõlema kandepinna koefitsiendid on võrdsed, kui lennuk lendab kruiseerimisrežiimis. Sellist lennukit tuleks pidada 'ideaalseks'. 'Krasnovi kaan' ja 'Krasnovi tuulelipu' leiutised võimaldavad reaalsuses ellu viia mõistet 'ideaallennuk', ilma et oleks vaja automaatsete süsteemide abil kunstlikku stabiilsust säilitada.
Ideaalse lennuki ja kaasaegse tavalise skeemiga lennuki võrdlemine näitab, et 33% suurem kaubakoormus on saavutatav koos kütuse kokkuhoidmisega 23%.
FGO loob maksimaalse tõukejõu rünnakute nurkades, mis on lähedased kriitilisele väärtusele, mis on iseloomulik lennu maandumise etapile. Sellega kaasneb õhuosakeste voolamine tõsteflöödi pinnale, mis on lähedane normaalsetele ja eralduvale piirile. Voolu eraldumise korral tõsteflöödi pinnalt toimub terav tõukejõu kadu ning sellest tulenevalt langeb lennuki nina intensiivselt, nii-öelda, "nokkimine". Näitlikuks näiteks "nokkimisest" on Tu-144 katastroof Le Bourget's, kui lennuk purunes just pärast nokkimist sukeldumisel. FGO kasutamine võimaldab selle probleemi kerget lahendust. Selleks on vajalik, et ainult piirata serovoolu pöördenurka FGO suhtes. Sel juhul jääb FGO tõeline nurk piiratud ja ei muutu kunagi kriitiliseks.
„Küünk-stabilisaator“
)
On huvitav küsimus FGO kasutamisest normaalses skeemis. Kui mitte vähendada, vaid vastupidi, suurendada FGO pöördenurka võrreldes servorooliga, nagu on näidatud joonisel 4, siis FGO tuletis on oluliselt kõrgem kui fikseeritud stabilisaatoril (7).
See võimaldab märkimisväärselt nihutada fookust ja massi keskpunkti tagasi lennuki suhtes. Seetõttu muutub FGO-stabilisaatori reisikoormus mitte negatiivseks, vaid positiivseks. Lisaks, kui lennuki massi keskipunkt osutub nihutatuks fookusest klapi nurga kõrvalekalle tõttu (punkt tõukurjõu tõusu määramisest klapi kõrvalekalde kaudu), siis tuulelossa stabilisaator loob ka maandumiskonfiguratsioonis positiivse tõstejõu.
Kuid kõik see kehtib tõenäoliselt seni, kuni me ei arvesta pidurdamise ja ees oleva tõsteväljundi voolu mõju taga. On selge, et juhul kui „kala” roll on selle mõju osas oluliselt väiksem. Teiselt poolt, kui sõjaväelised hävitajad stabilisaator „kandab”, siis miks ta peaks tsiviillennukites eest „kandma” lõpetama?
„Krasnovi plaan” või „pseudo-ühepoolne kala”
Hüppen reguleerimine, kuigi mitte kardinaalselt, siiski keerukustab lennuki konstruktsiooni. Selgub, et stabiilsuse vähendamist saab saavutada palju odavamate vahenditega.
)
Joonisel 4 on kujutatud jäigalt kerega (joonisel mitte näidatud) seotud stabiilisaatorit 1 pakutud lennuvahendi jaoks. Sellel on tõstejõu muutmise vahend, milleks on kõrguse rool 2, mis on tugevalt kinnitatud konsoolile 4, mis on jäigalt ühendatud stabiilisaatoriga 1, läbi liigendi 3. Sellel samal konsoolil 4, kasutades liigendi 5, asub varras 6, mille tagumises otsas on jäigalt kinnitatud servo rool 7. Varrase 6 esimeses otsas, lähedal liigendi 5, on jäigalt kinnitatud kang 8, mille ülemine ots on kaudu liigendi 9 ühendatud tõukerihmaga 10. Tõukerihma 10 tagumises osas asub liigend 11, mis ühendab selle kangiga 12 trimmi 13 kõrguse roolile 2. Samuti on trimmi 13 läbi liigendi 14 kinnitatud kõrguse rooli 2 tagaosas. Klipp 15 muudab tõukerihma 10 pikkust piloodi juhtimise all, et juhtida tõusu.
Esitatud destabilisaator töötab järgmise põhimõtte järgi. Kui lennuki rünnakunurk juhuslikult suureneb, näiteks kui see siseneb tõusvale õhuvoogule, kaldub servorool 7 ülespoole, mis toob kaasa tõuke 10 nihkumise vasakule, st edasi, ja viib trimmi 13 kaldeni allapoole, mille tulemusena kõrgusrool 2 kaldub üles. Rooli 2 kõrgus, servorooli 7 ja trimmi 13 asend antud olukorras on kujutatud joonisel katkiste joontega.
Seetõttu suureneb destabilisaatori 1 tõstejõud rünnakunurga suurenemise tõttu, kuid see on osaliselt tasakaalustatud kõrgusrooli 2 ülespoole kallutamisega. Tasakaalustamise määr sõltub servorooli 7 ja kõrgusrooli 2 kaldumise nurkade suhte tugevusest. See suhe määratakse ülesannete pikkuse 8 ja 12 järgi. Rünnakunurga vähenemise korral kaldub kõrgusrool 2 allapoole, ja destabilisaatori 1 tõstejõud suureneb, tasakaalustades rünnakunurga vähenemise.
Nii saavutatakse destabilisaatori tuletise vähendamine võrreldes klassikalise "konnaga".
Kuna servorool 7 ja trimmi 13 on kineematiliselt omavahel seotud, tasakaalustavad nad üksteist. Kui see tasakaalustamine pole piisav, tuleb konstruktsiooni lisada tasakaalukaal, mille tuleb paigutada kas servorooli 7 sisse või varre 6 jätkuks enne liigendit 5. Rooli 2 kõrgus peab samuti olema tasakaalustatud.
Kuna kandepinna rünnakunurga derivatiiv on umbes kaks korda suurem kui klapi kõrvalekalde nurga derivatiiv, siis rooli 2 kõrguse kõrvalekalde nurga kahekordsel ületamisel võrreldes servorooli 7 kõrvalekalde nurgaga on võimalik saavutada tasakaalustaja derivatiivi väärtus, mis on lähedane nullile.
Servorool 7 pindala on võrdne rooli 2 kõrguse trimmi 13 pindalaga. Teisisõnu, lennuki konstruktsioonile tehtavad lisandid on üsna väikesed ja ei muuda seda märkimisväärselt keerulisemaks.
Seega on täiesti võimalik saavutada samu tulemusi kui «ilutulestiku pardil», kasutades vaid traditsioonilisi lennukite valmistamise tehnoloogiaid. Seetõttu võib lennukit, millel on selline destabilisatsioon, nimetada «pseudo-ilutulestiku pardiks». Selle leiutise kohta on saadud patent nimega «Krasnovi plaan» (8).
«Turbulentsi ignoreeriv lennuk»
On väga mõistlik ehitada lennuk, mille ees- ja tagakandepindade kogusumma on nulli tuletis.
Selline lennuk ignoreerib praktiliselt täielikult vertikaalseid õhuhulkade vooge, ja selle reisijad ei tunne „raputamist” isegi intensiivse atmosfääri turbulentsi korral. Ja kuna vertikaalsed õhuvood ei põhjusta lennukile ülekoormust, võib seda arvutada oluliselt väiksema töökoormuse jaoks, mis mõjutab positiivselt selle konstruktsiooni kaalu. Kuna lennuku ilulennul ei esine ülekoormusi, ei ole selle tiibadel väsimuslikku kulumist.
Sellega, kuidas saavutada sellise lennuki tiiva negatiivne tootlus, käiakse samal viisil nagu destabilisaatori puhul "pseudo-tuulelõksu" kontekstis. Kuid servopinnad ei mõjuta kõrguse kontrollpindu, vaid tiiva flaperone. Flaperon on tiiva osa, mis töötab nii nagu aileron ja klapp. Juhul, kui tiiva ründenurga juhuslik muudetus toob esile kirjakirja tõusujõu suurenemise selle ründenurga keskpunktis. Tiiva negatiivne tõusujõu suurenemine flaperoni kõrvalekaldumise korral servopinna poolt esineb flaperoni kõrvalekaldumise keskpunktis. Ja vahemaa nende kahe keskpunkti vahel on praktiliselt võrdne tiiva keskmise aerodünaamilise kordi sagediku veerandiga. Lõppkokkuvõttes kujutatakse selle paaris vastandlike jõudude toimel ette destabiliseerivat momenti, mida tuleb kompenseerida destabilisaatori Saatmine. Selles olukorras peaks destabilisaatoril olema väike negatiivne tootlus ning tiiva tootlus peaks olema veidi üle nulli. Sellisele lennukile on saadud Venemaa Föderatsiooni patent nr 2710955.
Esitatud leiutiste kogum on tõenäoliselt viimane kasutamata teabele aerodünaamiline ressurss, et suurendada subskalaari lennunduse majanduslikku efektiivsust kolmandiku või rohkem.
Yuri Krasnov
KIRJANDUS
- D. Sobolev. Saja-aastane ajalugu 'lendavast tiivast', Moskva, Rusavia, 1988, lk. 100.
- Y. Krasnov. Venemaa patent nr 2000251.
- A. Jurkoneko. Alternatiivne 'pardike'. Tehnika – noortele 2009-08. Lk. 6-11.
- V. Lapin. Millal lendab 'ilmastikupardi'? Üldine lennundus. 2011. nr 8. Lk. 38-41.
- Y. Krasnov. Venemaa patent nr 2609644.
- Y. Krasnov. Venemaa patent nr 2651959.
- Y. Krasnov. Venemaa patent nr 2609620.
- Y. Krasnov. Venemaa patent nr 2666094.
Allikas: habr.com
