Liistu leiutaja Gustav Lachmann tegi eelmise sajandi kolmekümnendate lõpus ettepaneku varustada sabata tiiva ette asetatud vabalt ujuva tiivavõruga. See tiibvarre oli varustatud servo rooliga, mille abil reguleeriti selle tõstejõudu. Selle eesmärk oli kompenseerida tiiva täiendavat sukeldumismomenti, mis tekib klapi vabastamisel. Kuna Lachmann oli ettevõtte Handley-Page töötaja, oli ta selle tehnilise lahenduse patendi omanik ja seda ideed on tehnilises kirjanduses selle kaubamärgi all mainitud. Kuid selle idee praktilist teostust pole ikka veel! Mis on põhjus?
Tasakaalustamise kaotus
Tõstmist tekitaval lennukitiival on kaasnev, võiks öelda negatiivne, sukeldumishetke kaasprodukt, mis kipub lennukit sukelduma viima. Lennuki sukeldumise vältimiseks on selle sabal väike tiib – stabilisaator, mis takistab seda sukeldumist, tekitades allapoole suunatud ehk negatiivse tõstejõu. Sellist lennuki aerodünaamilist skeemi nimetatakse "tavaliseks". Kuna stabilisaatori tõstejõud on negatiivne, liidab see lennuki raskusjõu ja tiival peab olema gravitatsioonist suurem tõstejõud.
Nende jõudude erinevust nimetatakse tasakaalustavateks kadudeks, mis võivad ulatuda kuni 20%.
Kuid Wrighti vendade esimesel lendaval lennukil selliseid kaotusi ei olnud, sest väike tiib - sukeldumist takistav destabilisaator - ei asunud mitte tiiva taga, vaid selle ees. Sellist lennuki aerodünaamilist skeemi nimetatakse "pardiks". Ja selleks, et vältida lennuki sukeldumist, peab destabilisaator tekitama ülespoole suunatud ehk positiivse tõstejõu. See annab kokku tiiva tõstejõu ja see summa võrdub lennuki raskusjõuga. Selle tulemusena peab tiib tekitama tõstejõu, mis on väiksem kui gravitatsioonijõud. Ja ei mingit tasakaalu kadumist!
Stabilisaator ja destabilisaator on ühendatud üheks terminiks - horisontaalne saba või GO.
Kuid tiiva õhkutõusmise ja maandumise mehhaniseerimise massilise arenguga eelmise sajandi kolmekümnendate alguses kaotas "part" selle eelise. Mehhaniseerimise põhielement on klapp - tiiva tagumine osa on allapoole kaldu. See kahekordistab tiiva tõstejõu ligikaudu kahekordseks, tänu millele on maandumisel ja õhkutõusmisel võimalik kiirust vähendada, säästes sellega šassii massi. Kuid libisemismomendi kõrvalsaadus klapi pikendamisel suureneb sedavõrd, et destabilisaator ei tule sellega toime, kuid stabilisaator saab sellega hakkama. Lõhkuda ei ole ehitamine, antud juhul positiivne jõud.
Et tiib tekitaks tõstejõudu, peab see olema suunatud läheneva õhuvoolu suuna suhtes nurga all. Seda nurka nimetatakse lööginurgaks ja selle kasvuga kasvab ka tõstejõud, kuid mitte lõpmatult, vaid kuni kriitilise nurgani, mis jääb vahemikku 15-25 kraadi. Seetõttu ei ole kogu aerodünaamiline jõud suunatud rangelt ülespoole, vaid on kaldu lennuki saba poole. Ja seda saab lagundada komponendiks, mis on suunatud rangelt ülespoole - tõstejõuks ja tahapoole suunatud - aerodünaamiliseks tõmbejõuks. Lennuki aerodünaamilise kvaliteedi hindamiseks kasutatakse tõstejõu ja tõmbejõu suhet, mis võib olla vahemikus 7 kuni 25.
Tavaskeemi kasuks on selline nähtus nagu tiivataguse õhuvoolu kaldenurk, mis seisneb voolu suuna kõrvalekaldes allapoole, seda suurem, mida suurem on tiiva tõstejõud. Seega, kui klapp on aerodünaamika tõttu kõrvale kaldunud, suureneb automaatselt stabilisaatori tegelik negatiivne lööginurk ja sellest tulenevalt ka selle negatiivne tõstejõud.
Lisaks töötab "tavalise" skeemi kasuks võrreldes "pardiga" ka selline asjaolu nagu lennuki lennu pikisuunalise stabiilsuse tagamine. Lennuki lööginurk võib õhumasside vertikaalse liikumise tagajärjel muutuda. Lennukid on projekteeritud seda nähtust silmas pidades ja kipuvad häiretele vastu pidama. Lennuki igal pinnal on aerodünaamiline fookus – löögi nurga muutumisel tõstetõusu rakenduspunkt. Kui arvestada tulemuseks tiiva ja GO juurdekasvu, siis on ka lennukil fookus. Kui lennuki fookus on massikeskmest tagapool, siis ründenurga juhusliku suurenemisega kipub tõstejõu kasv lennukit kallutama nii, et lööginurk väheneb. Ja lennuk naaseb eelmisele lennurežiimile. Samal ajal tekitab "tavalises" skeemis tiib destabiliseeriva momendi (ründenurga suurendamiseks) ja stabilisaator stabiliseeriva momendi (ründenurga vähendamiseks) ja viimane domineerib umbes 10 võrra. %. “Pardis” tekitab destabiliseeriva momendi destabilisaator ja stabiliseerimismomendi, mis on umbes 10% suurem, tekitab tiib. Seetõttu põhjustab horisontaalse saba pindala ja õla suurenemine tavaskeemi stabiilsuse suurenemist ja "pardi" vähenemist. Kõik momendid toimivad ja arvutatakse lennuki massikeskme suhtes (vt joonis 1).
)
Kui lennuki fookus on massikeskmest eespool, siis ründenurga suvalise kerge suurenemisega suureneb see veelgi ja lennuk on staatiliselt ebastabiilne. Sellist fookuse ja massikeskme vastastikust paigutust kasutatakse kaasaegsetes hävitajates, et laadida stabilisaatorit ja saada sellele mitte negatiivne, vaid positiivne tõste. Ja lennuki lendu ei taga mitte aerodünaamika, vaid neljakordne dubleeritud kunstliku stabiilsuse automaatne süsteem, mis "taksostab", kui lennuk väljub vajalikust rünnakunurgast. Kui automaatika on välja lülitatud, hakkab lennuk saba ette keerama, see on aluseks Pugatšov kobra kujundile, kus piloot lülitab automaatika meelega välja ja kui vajalik saba pöördenurk on saavutatud, laseb raketi lennukisse. tagumine poolkera ja lülitab seejärel automaatika uuesti sisse.
Järgnevalt käsitleme ainult staatiliselt stabiilseid õhusõidukeid, kuna tsiviillennunduses saab kasutada ainult selliseid õhusõidukeid.
Lennuki fookuse ja massikeskme vastastikune paigutus iseloomustab mõistet "tsentreerimine".
Kuna fookus on massikeskme taga, olenemata skeemist, siis nendevaheline kaugus, mida nimetatakse stabiilsusvaruks, suurendab tavaskeemis GO kätt ja väheneb "pardis".
Tiiva ja GO õlgade suhe "pardis" on selline, et destabilisaatori tõstejõud koos liftide maksimaalse kõrvalekaldega on täielikult ära kasutatud, kui lennuk viiakse kõrgete rünnakunurkade alla. Ja see jääb vahele, kui klapid lahti lasta. Seetõttu pole kõigil kuulsa Ameerika disaineri Rutani "partidel" mingit mehhaniseerimist. Tema Voyageri lennuk lendas 1986. aastal esimest korda ümber maailma ilma maandumise ja tankimiseta.
Erandiks on Beechcraft Starship, kuid seal kasutati klappide kasutamiseks väga keerulist, muutuva destabilisaatori geomeetriaga disaini, mida ei suudetud seeriaviisiliselt reprodutseeritavasse olekusse viia, mille tulemusena projekt suleti.
Tiiva õlg sõltub suurel määral sellest, kui palju suureneb destabilisaatori tõstejõud selle lööginurga suurenemisel ühe kraadi võrra, seda parameetrit nimetatakse tõsteteguri lööginurga tuletiseks või lihtsalt destabilisaatori derivaat. Ja mida väiksem on see tuletis, seda lähemale tiivale saate paigutada lennuki massikeskme, seega seda väiksem on tiiva õlg. Selle tuletise vähendamiseks tegi autor 1992. aastal ettepaneku teostada destabilisaator vastavalt kahetasandilisele skeemile (2). See võimaldab vähendada tiiva õlga nii palju, et see kõrvaldab takistuse klapi kasutamisel. Siiski on kõrvalmõju kahetasandilisuse tõttu GO-resistentsuse suurenemise näol. Lisaks on lennuki projekteerimisel keerukus, kuna tegelikult on vaja toota kaks GO-d, mitte ühte.
Kolleegid juhtisid tähelepanu sellele, et Wright Brothersi lennukitel on olemas „kahetasandilise destabilisaatori“ funktsioon, kuid leiutistes pole patenteeritud mitte ainult uus funktsioon, vaid ka uus funktsioonide komplekt. Wrightidel puudus märk "klapp". Lisaks, kui uue leiutise tunnuste kogum on teada, siis selleks, et see leiutis ära tuntaks, peab vähemalt ühte tunnust kasutama uutel eesmärkidel. Wrightides kasutati kahetasandilisust konstruktsiooni kaalu vähendamiseks ja kirjeldatud leiutises tuletise vähendamiseks.
"Tuulpardi"
Peaaegu kaks aastakümmet tagasi meenusid neile artikli alguses mainitud “ilmapardi” idee.
See kasutab destabilisaatorina sulgedega horisontaalset saba - FGO, mis koosneb destabilisaatorist endast, mis on pöördeliselt paigutatud kerega risti olevale teljele ja on ühendatud destabilisaatori servoga. Omamoodi tavalise skeemi lennuk, kus lennuki tiib on CSF-i destabilisaator ja lennuki stabilisaator on CSF-servo. Ja see lennuk ei lenda, vaid asetatakse teljele ja ta ise orienteerub läheneva voolu suhtes. Muudes servo negatiivset lööginurka, muudame destabilisaatori lööginurka voolu suhtes ja sellest tulenevalt ka CSF-i tõstejõudu pigi juhtimisel.
Servorooli fikseeritud asendiga destabilisaatori suhtes ei reageeri CSF vertikaalsetele tuuleiilidele, s.t. õhusõiduki rünnakunurga muutustele. Seetõttu on selle tuletis null. Meie varasemate arutluste põhjal – ideaalne variant.
Katsetades esimest A. Jurkonenko (3) konstrueeritud “ilmapardi” skeemi efektiivselt koormatud CSF-ga lennukit, sooritati üle kahe tosina eduka lennu. Samal ajal leiti selgeid märke lennuki ebastabiilsusest (4).
"Super vastupidavus"
Kuna see pole paradoksaalne, kuid "tuuliku" ebastabiilsus on selle "superstabiilsuse" tagajärg. Fikseeritud GO-ga klassikalise canardi stabiliseerimismoment moodustub tiiva stabiliseerimismomendist ja GO vastumõjuvast destabiliseerivast momendist. Tuulepardil CSF stabiliseerimismomendi kujunemises ei osale ja see tekib alles tiiva stabiliseerimismomendist. Seega on "tuuliku" stabiliseerimismoment umbes kümme korda suurem kui klassikalisel. Ründenurga juhusliku suurenemisega ei naase õhusõiduk tiiva ülemäärase stabiliseerimismomendi mõjul eelmisele režiimile, vaid "ületab". Lennuk omandab pärast “ülepõletamist” võrreldes eelmise režiimiga vähendatud ründenurga, mistõttu tekib mõne muu märgi stabiliseeriv moment, samuti ülemäärane ning seega tekivad isevõnked, mida piloot ei suuda kustutada.
Üheks stabiilsuse tingimuseks on õhusõiduki võime nivelleerida atmosfäärihäirete mõju. Seetõttu on häirete puudumisel võimalik ebastabiilse õhusõiduki rahuldav lend. See seletab YuAN-1 lennuki edukaid lähenemisi. Autoril oli kauges nooruses juhtum, kui purilennuki uus mudel lendas õhtuti tuulevaikse ilmaga kokku vähemalt 45 minutit, demonstreerides üsna rahuldavaid lende ja näidates eredat ebastabiilsust - ninatõstmine vaheldus sukeldumisega. esimesel lennul tuulise ilmaga. Kuni ilm oli tuulevaikne ja häireid ei esinenud, näitas purilennuk rahuldavat lendu, kuid selle reguleerimine oli ebastabiilne. Seda ebastabiilsust ei olnud lihtsalt põhjust näidata.
Kirjeldatud CSF-i saab põhimõtteliselt kasutada "pseudo-pardis". Selline lennuk on sisuliselt "sabata" skeem ja sellel on vastav tsentreerimine. Ja tema CSF-i kasutatakse ainult mehhaniseerimise vabastamisel tekkiva tiiva täiendava sukeldumismomendi kompenseerimiseks. Reisimise konfiguratsioonis pole CSF-il koormust. Seega ei tööta CSF tegelikult põhilises lennurežiimis ja seetõttu on selle kasutamine selles variandis ebaproduktiivne.
"KRASNOVI-PART"
"Superstabiilsust" saab kõrvaldada, tõstes CSF derivaadi nullist vastuvõetava tasemeni. See eesmärk saavutatakse tänu sellele, et FGO pöördenurk on oluliselt väiksem kui servo pöördenurk, mis on põhjustatud lennuki ründenurga muutumisest (5). Seda tehakse väga lihtsa mehhanismi abil, mis on näidatud joonisel fig. 2. CSF 1 ja servo 3 on teljele OO1 pööratavalt paigutatud. Vardad 4 ja 6 läbi hingede 5,7, 9,10, 1, 3 ühendavad CSF 8 ja servo 12 nookuriga 6. Siduri 1 ülesandeks on muuta varda 3 pikkust piloodi poolt, et juhtida sammu. CSF 2 pööramine ei toimu läheneva voolu suuna muutmisel mitte kogu servo 1 kõrvalekalde nurga all õhusõiduki suhtes, vaid ainult selle proportsionaalse osaga. Kui proportsioon on võrdne poolega, siis ülespoole suunatud voolu mõjul, mis põhjustab õhusõiduki rünnakunurga suurenemist 1 kraadi võrra, suureneb CSF-i tegelik ründenurk vaid 3 kraadi võrra. Seega on CSF-i tuletis fikseeritud GO-ga võrreldes kaks korda väiksem. Katkendjooned tähistavad CSF 5 ja servo 7 asukohta pärast lennuki lööginurga muutmist. Proportsiooni muutmist ja seeläbi tuletise väärtuse määramist on lihtne teostada, valides hingede 1 ja XNUMX sobivad kaugused teljest OOXNUMX.
![pilt]()
GO tuletise vähenemine sulgede tõttu võimaldab asetada fookuse mis tahes piiridesse ja selle taha lennuki massikeskme. See on aerodünaamilise tsentreerimise nihke kontseptsioon. Seega eemaldatakse kõik piirangud tiiva kaasaegse mehhaniseerimise kasutamisele "pardi" skeemis, säilitades samal ajal staatilise stabiilsuse.
"KRASNOV-FLUGER"
Kõik on korras! Kuid, on puudus. Selleks, et CSF 1-l oleks positiivne tõstejõud, peab servole 3 mõjuma negatiivne tõstejõud. Analoogia - lennuki tavaline skeem. See tähendab, et tasakaalustamisel, antud juhul CSF-i tasakaalustamisel, on kahju. Seetõttu on selle puuduse kõrvaldamise viis "pardi" skeem. Asetame servo CSF-i ette, nagu on näidatud joonisel fig. 3.
CSF toimib järgmiselt (6). Aerodünaamiliste jõudude toimel CSF 1-le ja servole 4 seatakse CSF 1 spontaanselt teatud lööginurga alla läheneva voolu suuna suhtes. CSF 1 ja servo 4 lööginurgad on sama märgiga, seetõttu on nende pindade tõstejõud sama suunaga. See tähendab, et servo 4 aerodünaamiline jõud ei vähenda, vaid suurendab CSF 1 tõstejõudu. Lennuki lööginurga suurendamiseks nihutab piloot tõukejõudu 6 ettepoole, mille tulemusena servo 4 hingel 5 pöörab päripäeva ja servo 4 lööginurk suureneb. See toob kaasa CSF 1 rünnakunurga suurenemise, st selle tõstejõu suurenemise.
Lisaks helikõrguse juhtimisele tagab tõukejõu 7 ühendus CSF-i tuletise tõusu nullist nõutava väärtuseni.
Oletame, et lennuk sisenes ülesvoolu ja selle ründenurk suurenes. Sel juhul pöörleb tala 2 vastupäeva ning hinged 9 ja 8 peaksid tõukejõu 7 puudumisel üksteisele lähenema. Tõukejõud 7 takistab lähenemist ja pöörab servot 4 päripäeva ja suurendab seeläbi selle lööginurka.
Seega, kui vastutuleva voolu suund muutub, muutub servo 4 lööginurk ja CSF 1 seab spontaanselt voolu suhtes erineva nurga alla ja loob erineva tõstejõu. Sel juhul sõltub selle tuletise väärtus hingede 8 ja 3 vahelisest kaugusest, samuti hingede 9 ja 5 vahelisest kaugusest.
Kavandatavat CSF-i testiti "pardi" ahela elektrijuhtme mudelil, samas kui selle tuletist vähendati fikseeritud CSF-ga võrreldes poole võrra. CSF-i koormus oli 68% tiiva omast. Kontrolli ülesandeks ei olnud saada võrdseid koormusi, vaid saada täpselt väiksem CSF-i koormus võrreldes tiivaga, sest kui selle saate, pole võrdseks saamine keeruline. Fikseeritud GO-ga "partidel" on sulestiku koormus tavaliselt 20 - 30% suurem kui tiiva koormus.
"Täiuslik lennuk"
Kui kahe arvu summa on konstantne väärtus, siis on nende ruutude summa väikseim, kui need arvud on võrdsed. Kuna kandepinna induktiivne takistus on võrdeline selle tõsteteguri ruuduga, siis on õhusõiduki takistuse väikseim piir juhul, kui need mõlema kandepinna koefitsiendid on ristlemise režiimis üksteisega võrdsed. Sellist lennukit tuleks pidada "ideaalseks". "Krasnovi pardi" ja "Krasnovi tuulelipu" leiutised võimaldavad "ideaalse lennuki" kontseptsiooni tegelikkuses realiseerida ilma automaatsete süsteemide abil kunstliku stabiilsuse tagamiseta.
"Ideaalse lennuki" võrdlus kaasaegse tavalennukiga näitab, et kasulikku lasti on võimalik saavutada 33% ja samaaegselt säästa kütust 23%.
CSF loob maksimaalse tõstejõu kriitilise lähedal asuvate rünnakunurkade korral ja see režiim on tüüpiline lennu maandumisfaasis. Sel juhul on õhuosakeste vool ümber laagripinna normaalse ja seiskumise piiri lähedal. Voolu eraldamisega GO pinnast kaasneb selle tõstejõu järsk vähenemine ja selle tulemusena lennuki nina intensiivne langetamine, nn "sukeldumine". "Sukeldumise" näide on Tu-144 allakukkumine Le Bourget's, kui see kukkus sukeldumisest väljumisel vahetult pärast sukeldumist kokku. Kavandatava CSF-i kasutamine muudab selle probleemi lahendamise lihtsaks. Selleks on vaja ainult piirata servorooli pöördenurka CSF-i suhtes. Sel juhul on CSF-i tegelik ründenurk piiratud ja see ei muutu kunagi kriitiliseks.
"Wathervane stabilisaator"
![pilt]()
Huvitav on CSF-i kasutamise küsimus tavalises skeemis. Kui te ei vähenda, vaid vastupidi, suurendage CSF-i pöördenurka võrreldes servojuhtimisega, nagu on näidatud joonisel fig. 4, siis on CSF-i tuletis fikseeritud stabilisaatoriga (7) võrreldes palju suurem.
See võimaldab oluliselt nihutada lennuki fookust ja massikeset tagasi. Selle tulemusena ei muutu CSF-i stabilisaatori reisikoormus mitte negatiivseks, vaid positiivseks. Lisaks, kui õhusõiduki massikese osutub klapi läbipainde nurga (klapi läbipainde tõttu tõstejõu suurenemise rakenduspunkt) fookusest kaugemale nihkunud, loob laba stabilisaator positiivse tõstejõud ka maandumiskonfiguratsioonis.
Kuid see kõik on ilmselt tõsi seni, kuni me ei võta arvesse pidurdamise ja voolu mõju, mis kaldub eesmisest laagripinnast taha. On selge, et "pardi" puhul on selle mõjutaja roll palju väiksem. Ja teisest küljest, kui stabilisaator "kannab" sõjalisi hävitajaid, siis miks see lõpetab "kandmise" tsiviilelus?
"Krasnovi plaan" või "pseudolabapart"
Liigendatud destabilisaator, kuigi mitte drastiliselt, muudab lennuki konstruktsiooni siiski keeruliseks. Selgub, et destabilisaatori derivaadi vähenemist saab saavutada palju odavamate vahenditega.
![pilt]()
Joonisel fig. 4 on kujutatud kavandatava õhusõiduki destabilisaatorit 1, mis on jäigalt ühendatud kerega (joonisel ei ole näidatud). See on varustatud tõstejõu muutmise vahendiga lifti 2 kujul, mis hinge 3 abil on kinnitatud kronsteinile 4, mis on jäigalt ühendatud destabilisaatoriga 1. Samal kronsteinil 4, kasutades hinge 5, asetatakse varras 6, mille tagumisse otsa on jäigalt kinnitatud servo rool 7. Varda 6 esiotsa, hinge 5 kõrval on jäigalt fikseeritud hoob 8, mille ülemine ots on ühendatud varda 9 külge hinge 10 abil. Varda 10 tagumises otsas on liigend 11, mis ühendab seda lifti 12 trimmeri 13 hoova 2 külge. Kui see trimmer 13 hinge 14 abil on paigaldatud rooli tagaküljele 2 kõrgust. Sidur 15 muudab tõukejõu 10 pikkust piloodi kontrolli all, et juhtida tõusu.
Esitatud destabilisaator töötab järgmiselt. Lennuki lööginurga juhusliku suurenemise korral, näiteks kui see siseneb ülesvoolu, kaldub servo 7 ülespoole, mis toob kaasa tõukejõu 10 nihkumise vasakule, s.t. ettepoole ja põhjustab trimmeri 13 kaldumise allapoole, mille tulemusena lift 2 kaldub ülespoole. Rooli 2 kõrguse, servo 7 ja trimmeri 13 asend kirjeldatud olukorras on joonisel näidatud katkendlike joontega.
Selle tulemusena ühtlustab ründenurga suurenemisest tingitud destabilisaatori 1 tõstejõu suurenemine mingil määral lifti 2 kõrvalekaldumisega ülespoole. Selle nivelleerimise aste sõltub servo 7 ja lifti 2 kõrguse paindenurkade suhtest. Ja selle suhte määrab kangide 8 ja 12 pikkus. Kui lööginurk väheneb, kaldub lift 2 allapoole ja destabilisaatori 1 tõstejõud suureneb, ühtlustades ründenurga vähenemist.
Seega saavutatakse destabilisaatori derivaadi vähenemine võrreldes klassikalise "pardiga".
Tänu sellele, et servo 7 ja trimmer 13 on omavahel kinemaatiliselt ühendatud, tasakaalustavad nad üksteist. Kui sellest tasakaalustamisest ei piisa, siis on vaja konstruktsiooni lisada tasakaalustav raskus, mis tuleb asetada kas servo rooli 7 sisse või varda pikendusele 6 hinge 5 ette. Lift 2 peab olla ka tasakaalus.
Kuna tuletis laagripinna lööginurga suhtes on ligikaudu kaks korda suurem kui klapi kõrvalekalde nurga tuletis, siis rooli 2 paindenurga kahekordse ületusega võrreldes servo 7 puhul on võimalik saavutada nullilähedane destabilisaatori derivaadi väärtus.
Servo 7 on pindalalt võrdne rooli 13 kõrguse trimmeriga 2. See tähendab, et lennuki konstruktsiooni täiendused on mõõtmetelt väga väikesed ja muudavad selle ebaoluliselt keeruliseks.
Seega on täiesti võimalik saavutada samu tulemusi kui "tuulelipp", kasutades ainult traditsioonilisi lennukitootmistehnoloogiaid. Seetõttu võib sellise destabilisaatoriga lennukit nimetada "pseudolabapardiks". See leiutis sai patendi nimega "Krasnovi plaan" (8).
"Turbulentsi ignoreeriv lennuk"
Väga otstarbekas on teha selline lennuk, mille esi- ja tagakülgedel on tuletis kokku nulliga.
Selline lennuk ignoreerib peaaegu täielikult õhumasside vertikaalseid voogusid ja selle reisijad ei tunne "juttumist" isegi intensiivse atmosfääri turbulentsi korral. Ja kuna õhumasside vertikaalsed voolud ei too kaasa õhusõiduki ülekoormust, võib seda arvestada oluliselt väiksema tööülekoormusega, mis mõjutab positiivselt selle konstruktsiooni massi. Tänu sellele, et lennukil ei teki lennu ajal ülekoormusi, ei allu selle lennukikere väsimuskulumisele.
Sellise lennuki tiiva derivaadi vähenemine saavutatakse samamoodi nagu destabilisaatori puhul "pseudo-labapardis". Kuid servo ei mõju liftidele, vaid tiivaklappidele. Flaperon on tiiva osa, mis toimib aileroni ja klapina. Sel juhul toimub tiiva ründenurga juhusliku muutumise tulemusena selle tõste suurenemine fookuses ründenurga mõttes. Ja tiiva tõste negatiivne tõus, mis tuleneb flaperoni läbipainest servojuhtimise poolt, toimub fookuses piki flaperoni läbipaindenurka. Ja nende fookuste vaheline kaugus on peaaegu võrdne veerandiga tiiva keskmisest aerodünaamilisest kõõlust. Määratud erinevalt suunatud jõudude paari toimel tekib destabiliseeriv moment, mida tuleb kompenseerida destabilisaatori momendiga. Sel juhul peaks destabilisaatoril olema väike negatiivne tuletis ja tiibderivaadi väärtus peaks olema veidi suurem kui null. Sellise lennuki jaoks on saadud RF patent nr 2710955.
Ülaltoodud leiutiste kogum on tõenäoliselt viimane kasutamata infoaerodünaamiline ressurss, mille abil tõsta allahelikiirusega lennunduse majanduslikku efektiivsust kolmandiku või enama võrra.
Juri Krasnov
KIRJANDUS
- D. Sobolev. “Lendava tiiva” saja-aastane ajalugu, Moskva, Rusavia, 1988, lk 100.
- Y. Krasnov. RF patent nr 2000251.
- A. Jurkonenko. Alternatiivne part. Tehnika - noored 2009-08. Lehekülg 6-11
- V. Lapin. Millal "tuulepart" lendab? Üldlennundus. 2011. nr 8. Lehekülg 38-41.
- Y. Krasnov. RF patent nr 2609644.
- Y. Krasnov. RF patent nr 2651959.
- Y. Krasnov. RF patent nr 2609620.
- Y. Krasnov. RF patent nr 2666094.
Allikas: www.habr.com