Käivitaja eelavioon Gustav Lahmann tegi eelmise sajandi kolmekümnendatel aastatel ettepaneku varustada sabata lennuk vabalt ujuda tiibadega, mis asub tiiva ees. See tiib oli varustatud servotehnika abil, mille kaudu reguleeriti selle tõstejõudu. See teenis tiiva väljaheite täiendava sukeldumishetke kompenseerimiseks. Kuna Lahmann oli ettevõtte Handley Page töötaja, kuulus see tehnilise lahenduse patent sellele ettevõttele ja selle kaubamärgi all mainitakse vastavat ideed tehnilises kirjanduses. Kuid käesolev idee ei ole siiani praktiliselt ellu viidud! Mis on põhjus?
Tasakaalu kaotus
Lennuki tiib, mis loob tõstejõu, omab kaasnevat, võiks öelda, negatiivset kõrvalprodukti sukeldumise hetke kujul, mis püüab lennuki sukelduma. Et lennuk ei sukelduks, on selle sabas väike tiib – stabilisaator, mis takistab seda sukeldumist, luues suunatud allapoole, st negatiivse, tõstejõu. Sellist aerodünaamilist skeemi nimetatakse 'normaalseks'. Kuna stabilisaatori tõstejõud on negatiivne, liitub see lennuki raskusjõuga ning tiival peab olema tõstejõud, mis ületab raskusjõu.
Nende jõudude vahet nimetatakse tasakaalu kaotuseks, mis võib ulatuda kuni 20%.
Kuid Wright'i vendade esimese lendava lennuki puhul selliseid kaotusi ei olnud, kuna väike tiib – distsipliin, mis takistab sukeldumist, asus tiiva tagaosa asemel selle ees. Sellist aerodünaamilist skeemi nimetatakse 'raudteeks'. Ja selleks, et takistada lennuki sukeldumist, peab distsipliin looma suunatud ülespoole, st positiivse, tõstejõu. See liitub tiiva tõstejõuga ja see summa on võrdne lennuki raskusjõuga. Tulemusena peab tiib looma tõstejõu, mis on väiksem kui raskusjõud. Ja mingit tasakaalu kaotust pole!
Stabilisaator ja distsipliin ühendatakse ühte mõistet – horisontaalne õhutamine või HO.
Kuid kolmekümnendate aastate alguses toimunud massilise tiibade lennuportide mehhaniseerimise arenguga kaotas „pardimees“ eelnevalt mainitud eelise. Mehhaniseerimise peamine element on flaps - allapoole liikuv tiiva tagaosa. See suurendab tiiva tõstejõudu umbes kaks korda, mille tõttu on võimalik maandumise ja tõusu kiirus vähendada ning seeläbi säästa alaosade kaalu. Kuid kõrvaltoode, nagu näiteks sukeldumismoment flapside väljalaskmisel, suureneb sellisel määral, et stabilisaator ei suuda sellega toime tulla, kuigi stabilisaator suudab. Purustamine ei ole ehitamine, antud juhul positiivne jõud.
Kuna tiib peab genereerima tõstejõudu, tuleb see suunata nurga all vastassuunalise õhuvoolu suunas. Seda nurka nimetatakse rünnakunurgaks ja selle suurenedes kasvab ka tõstejõud, kuid mitte lõpmatult, vaid kuni kriitilise nurga, mis jääb vahemikku 15-25 kraadi. Seetõttu on kogu aerodünaamiline jõud suunatud mitte rangelt ülespoole, vaid kaldu lennuki sabasse. Seda saab jagada kaheks komponendiks: üks, mis on suunatud rangelt ülespoole - tõstejõud, ja teine, mis on suunatud tahapoole - aerodünaamilise takistuse jõud. Tõstejõu ja takistusjõu suhe annab aimu lennuki aerodünaamilisest kvaliteedist, mis võib jääda vahemikku 7-25.
Normaalse skeemi toetuseks töötab selline nähtus nagu õhuvoo kaldenurk tiiva taga, mis seisneb voolusuuna allapoole kaldumises, seda enam, mida suurem on tiiva tõstejõud. Seetõttu flapside pööramisel suureneb automaatselt stabilisaatori tegelik negatiivne rünnakunurk ja seega ka selle negatiivne tõstejõud.
Lisaks sellele toetab "tavalise" skeemi eelist võrreldes "paatiga" ka see, et see tagab lennuki pikisuunalise stabiilsuse. Lennuki rünnakunurk võib muutuda õhumasside vertikaalsete liikumiste tõttu. Lennukeid projekteeritakse, arvestades seda nähtust, ja nad püüdlevad häirete vastu. Igal lennuki pinnal on aerodünaamiline fookus - punkt, kus rünnakujõud rakendub rünnakunurga muutumise korral. Kui vaadata tiiva ja vertikaalse stabiilija jõudude tulemust, siis on ka lennukil fookus. Kui lennuki fookus asub raskuskeskmest taga, siis kipub juhuslik rünnakunurga suurenemine tõukama lennukit nii, et rünnakunurk väheneb. Ja lennuk naaseb oma varasemasse lennurežiimi. Sellisel juhul loob "tavalises" skeemis tiib destabiliseeriva momendi (rünnakunurga suurenemise suunas), samas kui stabiilija loob stabiliseeriva momendi (rünnakunurga vähendamise suunas) ja viimane ületab umbes 10%. "Paat" skeemis loob destabiliseeriva momendi destabilisaator, samas kui stabiliseeriv moment, mis on umbes 10% suurem, kuulub tiivale. Seetõttu toob horisontaalse opereerimise pinna ja selle pikkuse suurenemine kaasa stabiilsuse suurenemise tavapärases skeemis ja vähenemise "paat" skeemis. Kõik momendid mõjuvad ja arvestatakse lennuki raskuskeskme suhtes (vt joonis 1).
)
Kui lennuki fookus asub massikeskme ees, siis juhusliku väikese nurga suurendamise korral suureneb see veelgi ning lennuk muutub staatiliselt ebastabiilseks. Sellist fookuse ja massikeskme paigutust kasutatakse moodsates hävitajates, et saavutada stabiiliseerija koormus ja saada sellele mitte negatiivne, vaid positiivne tõstejõud. Lennuki lendamiseks tagab mitte aerodünaamika, vaid neli korda dubleeritud automaatne tehisstabiilsuse süsteem, mis korrigeerib lennuki liikumist nõutud nurga saavutamiseks. Automaatika väljalülitamisel hakkab lennuk pöörduma saba ettepoole, millel põhineb "Pugachevi kobras" manööverdus, kus piloot lülitab meelega automaatika välja ja saavutades vajaliku sabapöörde nurgaga laseb raketti tagumise poolkera, seejärel lülitab automaatika taas sisse.
Edasi vaatame ainult staatiliselt stabiilseid lennukeid, kuna ainult selliseid lennukeid saab kasutada tsiviillennunduses.
Lennuki fookuse ja massikeskme vastastikune paigutus määratleb mõiste "centering".
Kuna fookus asub massikeskme taga olenemata skeemist, siis nende vahemaa, mida nimetatakse stabiilsusvaruks, suurendab normaalsetes skeemides MOM-i jõu kätkestust ja vähendab "part to" mudelis.
Tiiva ja MOM suhe "part to" skeemis on selline, et dublikaatori tõstejõud maksimaalses kõrguses joonduseb täielikult, kui lennuk viiakse suurtesse nurkadesse. Ja selle tõstejõud ei piisa, kui raketid on avatud. Seetõttu pole kõik tõuked Ameerika tuntud disainerist Rutanist mehhaniseeritud. Tema lennuk "Voyager" omas esmakordselt ilma maandumiseta ja kütuse tankimiseta ümber maakera 1986. aastal.
Erandiks on Beechcraft "Starship", kuid seal kasutati eesmise kuuli Euroopa rakettide katsetamiseks üsna keerulist konstruktsiooni muutuva geomeetrilise dublikaatori süsteemiga, mida ei suudetud seeriatuvastamiseks saavutada ning seetõttu projekt lõpetati.
Tiiva õlg sõltub suuresti sellest, kui palju tõstejõud dästabilisaator suurendab, kui selle rünnakunurk tõuseb ühe kraadi võrra; seda parameetrit nimetatakse tõstejõu koefitsendi nurga rühma tuletiseks või lihtsalt dästabilisaatori tuletiseks. Mida väiksem on see tuletis, seda lähemale tiivale saab paigutada lennuki massikeskme, seega on tiiva õlg väiksem. Selle tuletise vähendamiseks pakkus autor 1992. aastal välja dästabilisaatori valmistamise biplanide skeemi (2). See võimaldab tiiva õlga nii palju vähendada, et see kõrvaldab takistuse sellel katte kasutamiseks. Kuid sellega kaasneb kõrvalmõjuna suurenenud vastupanu GO biplanuse tõttu. Lisaks on selgelt keerulisem lennuki konstruktsioon, kuna tuleb valmistada tegelikult kaks GO-d, mitte üks.
Kolleegid märkisid, et "biplan dästabilisaatori" tunnus on olemas Wrighti vendade lennukis, kuid leiutistes patenteeritakse mitte ainult uus omadus, vaid ka uus omaduste kogum. Wrightidel puudus "katte" tunnus. Lisaks, kui uue leiutise omaduste kogum on teada, peab selle leiutise tunnus olema vähemalt uutes eesmärkides kasutatav. Wrightidel kasutati biplanust konstruktsiooni kaalu vähendamiseks, samas kui kirjeldatud leiutises - tuletise vähendamiseks.
Ilma lõppakordita lind
Peaaegu kaks aastakümmet tagasi tuletati meelde idee "ilma lõppakordita linnust", mis mainiti artikli alguses.
Kuna dästabilisaatorina kasutatakse ilmaprognoosi horisontaalset juhtimist — FGO, mis koosneb tegelikust dästabilisaatorist, pöördma asetatud teljele, mis on risti kerega, ja dästabilisaatoriga seotud servoruulist. See on omamoodi normatiivse struktuuriga lennuk, kus lennuki tiib on FGO dästabilisaator ja lennuki stabilisaator on FGO servoruul. See lennuk ei lenda, vaid on paigutatud teljele, ning see suunab end suhteliselt vastuvoolu. Muutades servoruuli negatiivset rünnakunurka, muudame dästabilisaatori rünnakunurka voolu suhtes ja seega ka FGO tõstejõudu, kui juhime pitchi.
Sellel juhul, kui serovarre asend destabilisaatori suhtes ei muutu, ei reageeri FGO vertikaalse tuule pursetele, st lennuki rünnaku nurga muutustele. Seetõttu on tema tuletis null. Meie eelnevate arutluste põhjal – ideaalne variant.
«Flüüger-ana» skeemi esimese lennuki katsetamisel, mille konstrueeris A. Jurkonenko (3) ja mis oli efektiivselt koormatud FGO-ga, tehti üle kahekümne eduka maandumise. Sellega seoses ilmnes lennuki selge ebastabiilsuse tunnused (4).
«Ülemineku stabiilsus»
Kuid paradoksaalsel moel on flüüger-ana ebastabiilsus tingitud tema «ülemisest stabiilsusest». Klassikalise anka stabiliseeriv moment tekib tiiva stabiliseerivast momentist ja sellele vastanduvast destabiliseerivast hetkest. Flüüger-anal ei osale FGO stabiliseeriva momendi moodustamises, vaid see tekib ainult tiiva stabiliseerivast momentist. Seega on flüüger-ana stabiliseeriv moment ligikaudu kümme korda suurem kui klassikalise. Juhuslikul rünnaku nurga suurenemisel ei naase lennuk liigse tiiva stabiliseeriva momendi mõjul eelnevale režiimile, vaid „libiseb“ sellest mööda. Pärast „libisemist“ omandab lennuk võrreldes varasema režiimiga väiksema rünnaku nurgaga, mistõttu tekib teise märgiga stabiliseeriv moment, mis on samuti liiga suur, ja seega käivituvad autovibratsioonid, mida piloot ei suuda maha suruda.
Üks stabiilsuse tingimusi on lennuki võime neutraliseerida atmosfääri häirete tagajärgi. Seetõttu on ebastabiilse lennuki rahuldav lend võimalik häirete puudumisel. See seletab edukate maandumiste arvu lennukil JUAN-1. Kaugelt minevikust on autoril juhtum, kui uus mudel oli õhtuti tuulevaikses keskkonnas kokku lennanud vähemalt 45 minutit, demonstreerides täiesti rahuldavaid lende ja näidates tugevat ebastabiilsust — kabriire esines koos allakäiguga juba esimesel lennul tuulise ilma korral. Niikaua kui ilm oli rahulik ja häireid ei esinenud, demonstreeris lennuk rahuldavat lendu, kuid reguleerimine oli ebastabiilne. Lihtsalt polnud põhjust seda ebastabiilsust näidata.
Kirjeldatud FGO võib põhimõtteliselt kasutada "pseudo-oodle" juures. Selline lennuk on tegelikult "sabavaba" skeemi, millel on vastav keskpunkt. FGO-d kasutatakse ainult tiiva täiendava sukeldumismomendi kompenseerimiseks, mis tekib mehaanika väljalaskmisel. Reisikonfiguratsioonis FGO koormust ei esine. Seega ei tööta FGO põhilise lennurežiimi ajal tegelikult ja selle kasutamine selles variandis on seetõttu ebaefektiivne.
"KRASNOV-ÖÖL"
"Üksikstabiilsus" võib elimineerida, tõstes FGO tuletise nullist vastuvõetava tasemeni. Eesmärk saavutatakse selle kaudu, et FGO pööramisnurk on oluliselt väiksem kui servoru pööramisnurk, mis on põhjustatud lennuki rünnaknurga muutumisest (5). Selleks on üsna lihtne mehhanism, nagu on kujutatud joonisel 2. FGO 1 ja servoru 3 on pöördvõrdselt paigaldatud teljele OO1. Tõstukid 4 ja 6, läbi liigendite 5, 7, 9, 10, seovad FGO 1 ja servoru 3 käigukangiga 8. Koppel 12 muudab tõuke 6 pikkust piloodi tegevuse järgi, et juhtida ülespoole. FGO 1 pööramine ei toimu kogu serovuru 3 kõrvalekalde nurga ulatuses suhtes LAs, vaid ainult proportsiooniliselt. Kui proportsioon on pool, siis, kui tõusuvool põhjustab LAs nurgamuutust 2 kraadi võrra, suureneb tegelik FGO rünnaknurga tõus vaid 1 kraadi. Seega on FGO tuletis kahel korral väiksem võrreldes fikseeritud GO-ga. Punktjooned näitavad FGO 1 ja serovuru 3 asendit pärast LAs nurkade muutumist. Proportsiooni muutmine ja seega tuletise suuruse määramine on kerge, valides sobivad kaugused liigenditest 5 ja 7 telgedele OO1.
)
GO tuletise vähendamine flüügimise kaudu võimaldab keskpunkti ja lennuki raskuspunkti asukohta mis tahes piiridesse asetada. See on aerodünaamilise keskpunkti nihke mõisted. Seeläbi kaovad kõik piirangud kaasaegse tiiva mehaanika kasutusele "ööl" skeemis, säilitades samas staatilise stabiilsuse.
"KRASNOV-FLÜÜGER"
Kõik on suurepärane! Kuid on üks puudus. Selleks, et FGO 1-l oleks positiivne tõstejõud, peab servorull 3-l olema negatiivne tõstejõud. Analogia – tavaline lennuki skeem. See tähendab, et on olemas kaotused tasakaalu saavutamisel, antud juhul FGO tasakaalus. Seega on lahendus selle puuduse kõrvaldamiseks skeem „part”. Paigutame servorulli FGO ette, nagu on näidatud joonisel 3.
FGO töötab järgmiselt (6). Aerodünaamiliste jõudude mõjul FGO 1-l ja servorullil 4 seondub FGO 1 iseeneslikult kindla ründeanurgaga kohtutulva suunale. FGO 1 ja servorulli 4 ründeanurgad on sama märgiga, seega on nende pinnad tõstejõud sama suunaga. Ehk siis, servorulli 4 aerodünaamiline jõud ei vähenda, vaid suurendab FGO 1 tõstejõudu. Lennuki ründeanurga suurendamiseks nihutab piloot jõu 6 ettepoole, mistõttu servorull 4 pöördub sildade 5 ümber kellaviitpidi ja servorulli 4 ründeanurk suureneb. See toob kaasa FGO 1 ründeanurga suurenemise, st selle tõstejõu suurenemise.
Lisaks pitch'i juhtimisele tagab tõmme 7 ühenduse, mis tõstab FGO derivatiivi nullist vajaliku suuruseni.
Oletame, et lennuk on sisenenud tõusvasse voolu ja selle ründeanurk on suurenenud. Sel juhul pöörleb tala 2 vastupäeva ja sildade 9 ja 8 puhul ilma tõmbeta 7 peaksid nad lähenduma. Tõmme 7 takistab lähendumist ja pöörab servorulli 4 kellaviitpidi, suurendades seeläbi selle ründeanurka.
Seega, kui kohtutulva suundi muudetakse, muutub servorulli 4 ründeanurk ja FGO 1 seondub juba uue nurga all voolu suhtes, luues uue tõstejõu. Samuti sõltub määratud derivatiivi suurus sildade 8 ja 3 vahemaa ning sildade 9 ja 5 vahemaa järgi.
Pakutud FGO on testitud elektrokorduvmusteri «part» mudeli korral, samas kui selle derivatiiv võrreldes fikseeritud GO-ga on vähenenud kaks korda. FGO koormus oli 68% võrreldes tiiva omadustega. Testimise eesmärk ei olnud saavutada võrdseid koormusi, vaid saavutada madalam FGO koormus võrreldes tiivaga, kuna kui see saavutatakse, siis pole probleem saavutada ka võrdseid koormusi. Fikseeritud GO-dega «partides» on ülemise struktuuri koormus tavaliselt 20-30% suurem kui tiiva koormus.
«Ideaalne lennuk»
Kui kahe arvu summa on muutmatuks jääv suurus, siis nende ruutude summa on minimaalne, kui need arvud on võrdsed. Kuna induktiivne takistus kandepinda on proportsionaalne selle tõstejõu ruuduga, siis lennuki minimaalne takistus eeldab, et nende määrajate väärtused on võrdsed nii lendu mineku ajal. Sellist lennukit tuleks pidada «ideaalseks». «Krasnov-part» ja «Krasnov-vänt» leiutised võimaldavad reaalset ellu viia mõistet «ideaalne lennuk» ilma automaatsete süsteemidega stabiilsuse kunstliku toetamiseta.
Ideaalset lennukit ning kaasajal esindatud tavalist lennukit võrreldes näitab, et on võimalik saavutada 33% kasu kaubanduslikus koormuses koos kütuse kokkuhoiuga 23%.
FGO loob maksimaalse tõstejõu kriitilisest nurkade lähedal ning see režiim iseloomustab maandumisfaasi lendu. Samal ajal on õhuosakeste voolamine kandepindade kohal lähedane piirile normaalse ja voolu kadumise vahel. Voolu kadumine GO pinnalt toob kaasa järsu tõstejõu kaotuse sellel ja, järgnev, intensiivne lennuki nina allakäik, mis on tuntud kui «kallutus». Tüüpiline näide «kallutusest» on Tu-144 katastroof Le Bourget’s, kui see purunes pärast langemist just pärast kallutust. Pakutud FGO kasutamine lahendab lihtsasti antud probleemi. Selleks tuleb lihtsalt piirata servorooli pööramise nurka FGO suhtes. Sel juhul on FGO tegelik tõste nurk piiratud ja ei tõuse kunagi kriitilise tasemeni.
«Vänt stabilisaator»
)
Küsimus, kuidas kasutada FGO tavapärases skeemis, on huvitav. Kui mitte vähendada, vaid vastupidi, suurendada FGO nurka seerorooliga võrreldes, nagu on esitatud joonisel 4, siis on FGO tuletis tunduvalt kõrgem kui fikseeritud stabilisaatoril (7).
See võimaldab oluliselt nihutada fookust ja massikeskust tagasi lennuki. Selle tulemusena muutub FGO-stabilisaatori kriisikoormus mitte negatiivseks, vaid positiivseks. Lisaks, kui lennuki massikeskus asub nurga tõttu, millega klapid kõrvalekaldusid (punkt, kus tõstejõu suurenemine toimub klapide kõrvalekaldumise tõttu), siis loodab tuulekindel stabilisaator ja maandumisrežiimis luua positiivset tõstejõudu.
Kuid kõik see kehtib, kuni me ei arvestata pidurdamise ja voolu kallutamise mõju esikandjale tagakandurile. On arusaadav, et „parti” olukorras on selle mõju roll oluliselt väiksem. Teisest küljest, kui sõjalistes hävitajas kannab stabilisaator, siis miks ta ei peaks tsiviilversioonis „kandma”?
„Krasnovi plaan” või „vale tuulekindel part”
Destsabilisaatori nurgakinnitus, kuigi mitte fundamentaalselt, kuid siiski muudab lennuki konstruktsiooni keerulisemaks. Selgub, et distsiplineeritud distsiplineerimise vähenemist on võimalik saavutada palju odavamate vahenditega.
)
Joonisel 4 on esitatud jäigalt fuselaazi külge seotud (joonisel ei ole näidatud) distsiplineerija 1 soovitatav lennuvahend. Sellel on tõstejõu muutmise vahend, mis on kõrguse rooli 2 kujul, mis on kinnitatud kruthiga 3 tugikruvi 4 kaudu, mis on ühendatud distsiplineerijaga 1. Samas tugikruvis 4 on nurgakinnitus 5, mille kaudu asub 6 varras, mille tagumises osas on jäigalt kinnitatud seerorool 7. Varraste 6 eesosas, lähedal nurgakinnitus 5 kohal jääb jäigalt kinnitatud 8 pikk, mille ülemine lõpp on nurgaga 9 seotud tõugetega 10. Tõuke 10 tagumises osas asub nurgakinnitus 11, mis seob selle trimmi rooli 2 kõrge seadme 13 rocki 12. Samuti on trimmi 13 nurgakinnitus 14 kinnitatud kõrge asjaomase ruumi lõppossa.
Esitatud destabilisator töötab järgmiselt. Kui lennukite rünnakunurk suurendab juhuslikult, näiteks kui see siseneb tõusva voolu, kaldub servokruvi 7 ülespoole, mis tõukab tõuke 10 vasakule, s.t. ettepoole, ja viib trimmi 13 allapoole, mille tulemusena kaldub kõrguse 2 ratas ülespoole. Kirjeldatud olukorras on kõrguse 2 ratas, servokruvi 7 ja trimmi 13 asend joonisel esitatud katkiste joontega.
Seetõttu suureneb destabilisatori 1 tõstejõud rünnakunurga suurenemise tõttu, kuid see tasakaalustatakse osaliselt ülespoole kaldumisega kõrguse 2 roolil. Selle tasakaalustamise aste sõltub servokruvi 7 ja kõrguse 2 rooli kaldumisnurkade suhte poolest. Ja see suhe sõltub käepidemete 8 ja 12 pikkusest. Rünnakunurga vähenemise korral kaldub kõrguse 2 rool allapoole ja destabilisatori 1 tõstejõud suureneb, tasakaalustades rünnakunurga vähenemist.
Nii saavutatakse destabilisatori tuletise vähenemine võrreldes klassikalise ʻöhelise sügisenaʼ.
Kuna servokruvi 7 ja trimmi 13 on kineematiliselt omavahel seotud, tasakaalustavad nad üksteist. Kui see tasakaalustamine on ebapiisav, tuleb konstruktsiooni lisada tasakaalustuspulk, mille tuleb paigutada kas servokruvi 7 sisse või vars 6 jätku ettepoole liigend 5 ees. Ka kõrguse 2 rool peab olema tasakaalustatud.
Kuna kandepinna rünnakunurga tuletis on umbes kaks korda suurem kui klapi kaldumisnurga tuletis, siis kui kõrguse 2 rooli kaldumise nurk ületab servokruvi 7 kaldumise nurga kaks korda, on võimalik saavutada destabilisatori tuletis lähedane nullile.
Servokruvi 7 pindala on võrdne trimmi 13 kõrguse 2 rooliga. See tähendab, et lennuki konstruktsioonile lisanduvad mõõtmed on väga väikesed ja ei tee seda oluliselt keerulisemaks.
Niisiis, on täiesti võimalik saavutada samu tulemusi nagu ʻtuule suunaga öhelise sügisenaʼ, kasutades ainult traditsioonilisi lennukite tootmistehnoloogiaid. Seetõttu võib lennukit, millel on selline destabilisator, nimetada ʻpseudo-tuule suunaga öheliseks sügiseksʼ. Selle leiutise kohta on saadud patent pealkirjaga ʻKrasnov-plaanʼ (8).
ʻTurbulentsi ignoreeriv lennukʼ
On väga mõistlik konstrueerida lennuk, mille esipind ja tagapind kokku annavad tuletise, mis on null.
Selline lennuk ignoreerib praktiliselt täielikult vertikaalseid õhuharusid, ja tema reisijad ei tunne "kolinat" isegi intensiivse atmosfääris turbulentsi korral. Ja kuna vertikaalsed õhuvoolud ei tekita lennukile ülekoormust, siis on sellel oluliselt väiksem tegevusülekoormus, mis omakorda positiivselt mõjutab konstruktsiooni massi. Kuna lennu ajal ei kannata lennuk ülekoormust, siis ei ole tema tiib hävingu väsimuse all.
Sellise lennuki tiiva tuletise vähendamine saavutatakse samuti nagu destabilisaatoril "pseudo-võteseente pardil". Kuid servorool mõjutab mitte kõrgusruole, vaid tiiva flapronisid. Flapron on tiiva osa, mis toimib nii kui aileron ja kärpimisflap. Samal ajal, juhusliku üleminekuna tiiva õngule, tekib selle tõstejõu suurenemine nurga fookuses. Negatiivne tõstejõu suurenemine tiival tähendab flaproni kõrvalekalle piki ühte fokust. Ja vahe nende fookuste vahel on praktiliselt võrdsed veerandi keskmise aerodünaamilise harktiiva ulatusega. Lõpuks tekivad nimetatud paaride vastupidised jõud destabiliseerimise moment, mis tuleb kompenseerida destabilisaatori momentiga. Sel juhul peab destabilisaatoril olema väike negatiivne tuletis ja tiiva tuletis peaks olema veidi üle nulli. Sellise lennuki puhul on saadud RF patent nr 2710955.
Esitatud leiutiste kogum on ilmselt viimane kasutamata informatsiooni aerodünaamiline ressurss subhelise lennunduse majanduslikkuse kolmandiku ja rohkem kasvatamiseks.
Juri Krasnov
KIRJANDUS
- D. Sobolev. Sajandi ajalugu "lendavast tiibast", Moskva, Rusavia, 1988, lk. 100.
- Y. Krasnov. Patent RF nr 2000251.
- A. Jurkoneko. Alternatiivne "pard". Tehnika - noorsoo 2009-08. Lk. 6-11
- V. Lapin. Millal lendab "vooliku pard"? Üldotstarbeline lennundus. 2011, nr 8. Lk. 38-41.
- Y. Krasnov. Patent RF nr 2609644.
- Y. Krasnov. Patent RF nr 2651959.
- Y. Krasnov. Patent RF No. 2609620.
- Y. Krasnov. Patent RF No. 2666094.
Allikas: habr.com
