هواپیما با تعادل آیرودینامیکی جابجا شده

مخترع تخته سنگ، گوستاو لاخمان، در پایان دهه سی قرن گذشته، پیشنهاد کرد که بدون دم را با یک بال شناور آزادانه که در جلوی بال قرار داده شده است، تجهیز کند. این بالچه مجهز به سکان سروو بود که با کمک آن نیروی بالابر آن تنظیم می شد. این برای جبران لحظه شیرجه اضافی بال که هنگام رها شدن فلپ رخ می دهد، خدمت می کرد. از آنجایی که Lachmann کارمند شرکت Handley-Page بود، او صاحب امتیاز این راه حل فنی بود و این ایده تحت این نام تجاری در ادبیات فنی ذکر شده است. اما هنوز اجرای عملی این ایده وجود ندارد! دلیل ش چیه؟

از دست دادن تعادل

یک بال هواپیما که بالابر ایجاد می کند، یک محصول جانبی همزمان، می توان گفت منفی، از یک لحظه شیرجه دارد که هواپیما را به شیرجه می برد. برای جلوگیری از غواصی هواپیما، یک بال کوچک در دم آن وجود دارد - یک تثبیت کننده، که از این شیرجه جلوگیری می کند و یک نیروی بالابر رو به پایین، یعنی منفی ایجاد می کند. چنین طرح آیرودینامیکی هواپیما "عادی" نامیده می شود. از آنجایی که بالابر تثبیت کننده منفی است، به گرانش هواپیما می افزاید و بال باید بالاتر از نیروی جاذبه داشته باشد.

تفاوت بین این نیروها تلفات تعادلی نامیده می شود که می تواند تا 20 درصد نیز برسد.
اما اولین هواپیمای پرنده برادران رایت چنین تلفاتی نداشت، زیرا یک بال کوچک - یک بی ثبات کننده که از شیرجه جلوگیری می کرد، نه در پشت بال، بلکه در مقابل آن قرار داشت. چنین طرح آیرودینامیکی هواپیما "اردک" نامیده می شود. و برای جلوگیری از غواصی هواپیما، بی ثبات کننده باید یک نیروی بالابر رو به بالا، یعنی مثبت ایجاد کند. به نیروی بالابر بال اضافه می شود و این مجموع برابر با گرانش هواپیما است. در نتیجه، بال باید نیروی بالابری ایجاد کند که کمتر از نیروی گرانش باشد. و بدون از دست دادن تعادل!

تثبیت کننده و بی ثبات کننده در یک اصطلاح ترکیب می شوند - دم افقی یا GO.
با این حال، با توسعه گسترده مکانیزاسیون برخاست و فرود بال در اوایل سی قرن گذشته، "اردک" این مزیت را از دست داد. عنصر اصلی مکانیزاسیون فلپ است - قسمت عقب بال به سمت پایین منحرف شده است. به طور تقریبی افزایش بال را دو برابر می کند، به همین دلیل می توان در هنگام فرود و برخاستن سرعت را کاهش داد و در نتیجه در جرم شاسی صرفه جویی کرد. اما محصول جانبی لحظه حرکت در هنگام گسترش فلپ به حدی افزایش می یابد که بی ثبات کننده نمی تواند با آن مقابله کند، اما تثبیت کننده می تواند آن را مدیریت کند. شکستن ساختن نیست، در این مورد یک نیروی مثبت است.

برای اینکه بال بالابر ایجاد کند، باید در جهت جریان هوای ورودی زاویه داشته باشد. این زاویه را زاویه حمله می نامند و با رشد آن نیروی بالابر نیز رشد می کند اما نه بی نهایت بلکه تا زاویه بحرانی که در محدوده 15 تا 25 درجه است. بنابراین، کل نیروی آیرودینامیکی به شدت به سمت بالا هدایت نمی شود، بلکه به سمت دم هواپیما متمایل است. و می توان آن را به یک جزء که به شدت به سمت بالا هدایت می شود - نیروی بالابر و هدایت به عقب - - نیروی کشش آیرودینامیکی تجزیه می شود. نسبت نیروی بالابر به نیروی پسا برای قضاوت در مورد کیفیت آیرودینامیکی هواپیما استفاده می شود که می تواند بین 7 تا 25 باشد.

به نفع طرح معمولی، پدیده ای مانند مورب جریان هوا در پشت بال که شامل انحراف جهت جریان به سمت پایین است، بیشتر است، هر چه نیروی بالابر بال بیشتر باشد. بنابراین، هنگامی که فلپ به دلیل آیرودینامیک منحرف می شود، زاویه منفی واقعی حمله تثبیت کننده به طور خودکار افزایش می یابد و در نتیجه بالابر منفی آن افزایش می یابد.

علاوه بر این، به نفع طرح "عادی"، در مقایسه با "اردک"، چنین شرایطی مانند اطمینان از ثبات طولی پرواز هواپیما نیز کار می کند. زاویه حمله یک هواپیما ممکن است در نتیجه حرکات عمودی توده های هوا تغییر کند. هواپیماها با در نظر گرفتن این پدیده طراحی شده اند و تمایل دارند در برابر اختلالات مقاومت کنند. هر سطح از هواپیما دارای تمرکز آیرودینامیکی است - نقطه اعمال افزایش بالابر هنگامی که زاویه حمله تغییر می کند. اگر افزایش های حاصل از بال و GO را در نظر بگیریم، هواپیما نیز دارای تمرکز است. اگر تمرکز هواپیما در پشت مرکز جرم باشد، با افزایش تصادفی در زاویه حمله، افزایش در لیفت تمایل به کج کردن هواپیما دارد به طوری که زاویه حمله کاهش می یابد. و هواپیما به حالت پرواز قبلی برمی گردد. در همان زمان، در طرح "عادی"، بال یک لحظه بی ثبات کننده ایجاد می کند (برای افزایش زاویه حمله) و تثبیت کننده یک لحظه تثبیت کننده (برای کاهش زاویه حمله) ایجاد می کند و دومی حدود 10 بر آن غالب می شود. ٪. در "اردک" لحظه بی ثبات کننده توسط بی ثبات کننده ایجاد می شود و لحظه تثبیت کننده که حدود 10٪ بزرگتر است توسط بال ایجاد می شود. بنابراین، افزایش در ناحیه و شانه دم افقی منجر به افزایش ثبات در طرح طبیعی و کاهش آن در "اردک" می شود. تمام گشتاورها نسبت به مرکز جرم هواپیما عمل می کنند و محاسبه می شوند (شکل 1 را ببینید).

![تصویر]()

اگر تمرکز هواپیما جلوتر از مرکز جرم باشد، با افزایش جزئی تصادفی در زاویه حمله، حتی بیشتر افزایش می‌یابد و هواپیما از نظر استاتیکی ناپایدار خواهد بود. این ترتیب متقابل تمرکز و مرکز جرم در جنگنده های مدرن به منظور بارگیری تثبیت کننده و سوار شدن بر روی آن نه منفی، بلکه یک بالابر مثبت استفاده می شود. و پرواز هواپیما نه توسط آیرودینامیک، بلکه توسط یک سیستم خودکار تکراری چهارگانه پایداری مصنوعی ارائه می شود که زمانی که هواپیما از زاویه حمله مورد نیاز خارج می شود "تاکسی" می کند. هنگامی که اتوماسیون خاموش می شود، هواپیما شروع به چرخش دم به جلو می کند، این اساس شکل کبری پوگاچف است، که در آن خلبان به عمد اتوماسیون را خاموش می کند و هنگامی که به زاویه چرخش دم مورد نیاز رسید، موشکی را به سمت دم شلیک می کند. نیمکره عقب و سپس دوباره اتوماسیون را روشن می کند.
در ادامه، ما فقط هواپیماهای پایدار استاتیک را در نظر می گیریم، زیرا فقط چنین هواپیماهایی را می توان در هوانوردی غیرنظامی استفاده کرد.

آرایش متقابل تمرکز هواپیما و مرکز جرم مفهوم "مرکز" را مشخص می کند.
از آنجایی که تمرکز پشت مرکز جرم است، صرف نظر از طرح، فاصله بین آنها که حاشیه پایداری نامیده می شود، بازوی GO را در طرح عادی افزایش می دهد و در "اردک" کاهش می یابد.

نسبت شانه های بال و GO در "اردک" به گونه ای است که نیروی بالابرنده بی ثبات کننده با حداکثر انحراف آسانسورها زمانی که هواپیما به زوایای حمله بالا آورده می شود کاملاً استفاده می شود. و با رها شدن فلپ ها از بین خواهد رفت. بنابراین، تمام "اردک های" طراح مشهور آمریکایی روتان هیچ مکانیزه ای ندارند. هواپیمای ویجر او برای اولین بار در سال 1986 بدون فرود یا سوخت گیری به دور جهان پرواز کرد.

استثناء Beechcraft Starship است ، اما در آنجا برای استفاده از فلپ ها از یک طرح بسیار پیچیده با هندسه بی ثبات کننده متغیر استفاده شده است که نمی توان آن را به حالت تکرارشونده سریال رساند و در نتیجه پروژه بسته شد.
شانه بال تا حد زیادی به این بستگی دارد که با افزایش یک درجه زاویه حمله بی ثبات کننده چقدر نیروی بالابرنده آن افزایش می یابد، این پارامتر را مشتق زاویه حمله ضریب بالابر یا به سادگی می نامند. مشتق بی ثبات کننده و هر چه این مشتق کوچکتر باشد، می توانید مرکز جرم هواپیما را به بال نزدیکتر کنید، بنابراین، شانه بال کوچکتر خواهد بود. برای کاهش این مشتق، نویسنده در سال 1992 پیشنهاد کرد که بی‌ثبات‌کننده را طبق طرح دوطرفه (2) انجام دهد. این امر باعث می شود تا شانه بال را به حدی کاهش دهیم که مانع در استفاده از فلپ روی آن شود. با این حال، یک عارضه جانبی به شکل افزایش مقاومت GO به دلیل دوطرفه بودن وجود دارد. علاوه بر این، یک پیچیدگی در طراحی هواپیما وجود دارد، زیرا در واقع ساخت دو GO ضروری است و نه یک.

همکاران اشاره کردند که ویژگی «بی‌ثبات‌کننده دوبال» در هواپیمای برادران رایت در دسترس است، اما نه تنها یک ویژگی جدید در اختراعات ثبت شده است، بلکه مجموعه‌ای از ویژگی‌های جدید نیز به ثبت رسیده است. رایت ها فاقد علامت «فلپ» بودند. علاوه بر این، اگر مجموعه ویژگی های یک اختراع جدید شناخته شده باشد، برای اینکه این اختراع شناخته شود، باید حداقل از یک ویژگی برای اهداف جدید استفاده شود. در رایت ها از دوطرفه برای کاهش وزن سازه و در اختراع توصیف شده برای کاهش مشتق استفاده می شد.

"اردک آب و هوا"

تقریباً دو دهه پیش، آنها ایده "اردک آب و هوا" را که در ابتدای مقاله ذکر شد به یاد آوردند.

از یک دم افقی پردار به عنوان بی ثبات کننده استفاده می کند - FGO که از خود بی ثبات کننده تشکیل شده است که به صورت محوری روی یک محور عمود بر بدنه قرار گرفته و به سروو بی ثبات کننده متصل است. نوعی هواپیمای یک طرح معمولی، که در آن بال هواپیما بی‌ثبات‌کننده CSF است و تثبیت‌کننده هواپیما سروو CSF است. و این هواپیما پرواز نمی کند بلکه روی یک محور قرار می گیرد و خودش نسبت به جریان مقابل جهت گیری می کند. با تغییر زاویه حمله منفی سروو، زاویه حمله بی‌ثبات‌کننده را نسبت به جریان و در نتیجه نیروی لیفت CSF در حین کنترل زمین تغییر می‌دهیم.

با موقعیت ثابت فرمان سروو نسبت به بی ثبات کننده، CSF به وزش باد عمودی پاسخ نمی دهد، یعنی. تغییر در زاویه حمله هواپیما. بنابراین مشتق آن صفر است. بر اساس استدلال قبلی ما - گزینه ایده آل.

هنگام آزمایش اولین هواپیمای طرح "اردک آب و هوا" طراحی شده توسط A. Yurkonenko (3) با یک CSF بارگیری موثر، بیش از دوجین پرواز موفقیت آمیز انجام شد. در همان زمان، علائم واضحی از ناپایداری هواپیما پیدا شد (4).

"تاب آوری فوق العاده"

همانطور که متناقض نیست، اما ناپایداری "پره هوا" نتیجه "فوق پایداری" آن است. ممان تثبیت کننده یک کانارد کلاسیک با یک GO ثابت از لحظه تثبیت کننده بال و ممان بی ثبات کننده مقابله با GO شکل می گیرد. در اردک های پره هوا، CSF در تشکیل ممان تثبیت کننده شرکت نمی کند و فقط از لحظه تثبیت بال تشکیل می شود. بنابراین، لحظه تثبیت کننده "پره هوا" حدود ده برابر بیشتر از لحظه کلاسیک است. با افزایش تصادفی زاویه حمله، هواپیما، تحت تأثیر یک لحظه تثبیت کننده بیش از حد بال، به حالت قبلی باز نمی گردد، بلکه از آن عبور می کند. پس از "فرار بیش از حد" ، هواپیما نسبت به رژیم قبلی زاویه حمله کمتری به دست می آورد ، بنابراین ، یک لحظه تثبیت کننده علامت دیگری ایجاد می شود ، همچنین بیش از حد ، و بنابراین خود نوساناتی رخ می دهد که خلبان قادر به خاموش کردن آنها نیست.

یکی از شرایط پایداری، توانایی هواپیما در تسطیح اثرات اختلالات جوی است. بنابراین، در صورت عدم وجود اختلال، پرواز رضایت بخش یک هواپیمای ناپایدار امکان پذیر است. این رویکردهای موفقیت آمیز هواپیمای YuAN-1 را توضیح می دهد. نویسنده در جوانی دور خود موردی داشت که یک مدل جدید از یک گلایدر در عصرها در هوای آرام در مجموع حداقل 45 دقیقه پرواز کرد و پروازهای کاملا رضایت بخشی را نشان داد و بی ثباتی درخشان را نشان داد - بینی به بالا با شیرجه متناوب بود. در اولین پرواز در هوای بادی. تا زمانی که هوا آرام بود و هیچ اختلالی وجود نداشت، گلایدر پرواز رضایت بخشی را از خود نشان داد، اما تنظیم آن ناپایدار بود. دلیلی برای نشان دادن این بی ثباتی وجود نداشت.

CSF توصیف شده، در اصل، می تواند در یک "شبه اردک" استفاده شود. چنین هواپیمایی اساساً یک طرح "بدون دم" است و دارای مرکز مناسب است. و CSF او فقط برای جبران لحظه غواصی اضافی بال که در خلال آزادسازی مکانیزاسیون رخ می دهد استفاده می شود. در پیکربندی کروز، هیچ باری روی CSF وجود ندارد. بنابراین، CSF در واقع در حالت پرواز عملیاتی اصلی کار نمی کند، و بنابراین استفاده از آن در این نوع غیرمولد است.

"کراسنوف-اردک"

با افزایش مشتق CSF از صفر به سطح قابل قبول، می توان "فوق ثبات" را حذف کرد. این هدف به این دلیل محقق می شود که زاویه چرخش FGO به طور قابل توجهی کمتر از زاویه چرخش سروو ناشی از تغییر زاویه حمله هواپیما است (5). این کار با یک مکانیسم بسیار ساده انجام می شود که در شکل 2 نشان داده شده است. 1. CSF 3 و سرو 1 به صورت محوری بر روی محور OO4 قرار می گیرند. میله های 6 و 5,7 از طریق لولاهای 9,10،1، 3،8 CSF 12 و سروو 6 را با راکر 1 متصل می کنند. کلاچ 3 برای تغییر طول میله 2 توسط خلبان به منظور کنترل گام عمل می کند. چرخش CSF 1 نه با کل زاویه انحراف سروو 1 نسبت به هواپیما هنگام تغییر جهت جریان روبرو، بلکه فقط توسط قسمت متناسب آن انجام می شود. اگر نسبت برابر با نصف باشد، پس تحت عمل جریان رو به بالا، که منجر به افزایش زاویه حمله هواپیما به میزان 3 درجه می شود، زاویه حمله واقعی CSF تنها 5 درجه افزایش می یابد. بر این اساس، مشتق CSF در مقایسه با GO ثابت دو برابر کمتر خواهد بود. خطوط بریده شده موقعیت CSF 7 و servo 1 را پس از تغییر زاویه حمله هواپیما مشخص می کنند. تغییر نسبت و در نتیجه تعیین مقدار مشتق با انتخاب فواصل مناسب لولاهای XNUMX و XNUMX تا محور OOXNUMX آسان است.

![تصویر]()

کاهش مشتق GO به دلیل پر کردن باعث می شود که فوکوس در هر محدودیتی قرار گیرد و در پشت آن مرکز جرم هواپیما قرار گیرد. این مفهوم تغییر مرکز آیرودینامیکی است. بنابراین، تمام محدودیت های استفاده از مکانیزاسیون مدرن بال در طرح "اردک" با حفظ ثبات استاتیک حذف می شود.

"KRASNOV-FLUGER"

همه چیز خوب است! اما، یک اشکال وجود دارد. برای اینکه CSF 1 دارای نیروی بالابر مثبت باشد، یک نیروی بالابر منفی باید روی سروو 3 عمل کند. قیاس - طرح معمولی هواپیما. یعنی برای متعادل کردن ضرر و زیان وجود دارد، در این مورد، تعادل CSF. از این رو راه رفع این نقص طرح "اردک" است. همانطور که در شکل نشان داده شده است، سروو را در جلوی CSF قرار می دهیم. 3.

CSF به شرح زیر عمل می کند (6). در نتیجه عمل نیروهای آیرودینامیکی بر روی CSF 1 و سروو 4، CSF 1 به طور خود به خود در یک زاویه حمله مشخص نسبت به جهت جریان مقابل تنظیم می شود. زوایای حمله CSF 1 و سرو 4 دارای علامت یکسانی هستند، بنابراین نیروهای بالابر این سطوح دارای جهت یکسان خواهند بود. یعنی نیروی آیرودینامیکی سروو 4 کاهش نمی یابد، بلکه نیروی بالابر CSF 1 را افزایش می دهد. برای افزایش زاویه حمله هواپیما، خلبان نیروی رانش را 6 به جلو می برد که در نتیجه سروو 4 روی لولا 5 در جهت عقربه های ساعت می چرخد ​​و زاویه حمله سروو 4 افزایش می یابد. این منجر به افزایش زاویه حمله CSF 1 می شود، به عنوان مثال، افزایش نیروی بالابر آن.
علاوه بر کنترل گام، پیوند ارائه شده توسط رانش 7 افزایش از صفر به مقدار مورد نیاز مشتق CSF را فراهم می کند.

فرض کنید که هواپیما وارد مسیر بالارفته شده و زاویه حمله آن افزایش یافته است. در این حالت، تیر 2 در خلاف جهت عقربه های ساعت می چرخد ​​و لولاهای 9 و 8 در غیاب رانش 7 باید به یکدیگر نزدیک شوند. Thrust 7 از همگرایی جلوگیری می کند و سروو 4 را در جهت عقربه های ساعت می چرخاند و در نتیجه زاویه حمله آن را افزایش می دهد.

بنابراین، هنگامی که جهت جریان مقابل تغییر می کند، زاویه حمله سروو 4 تغییر می کند و CSF 1 به طور خود به خود در زاویه متفاوتی نسبت به جریان قرار می گیرد و نیروی بالابر متفاوتی ایجاد می کند. در این حالت، مقدار این مشتق به فاصله بین لولاهای 8 و 3 و همچنین به فاصله بین لولاهای 9 و 5 بستگی دارد.

CSF پیشنهادی بر روی مدل بند ناف الکتریکی مدار "اردک" آزمایش شد، در حالی که مشتق آن در مقایسه با CSF ثابت به نصف کاهش یافت. بارگیری CSF 68 درصد از آن برای بال بود. وظیفه چک به دست آوردن بارهای مساوی نبود، بلکه به دست آوردن دقیقاً بار کمتری از CSF در مقایسه با بال بود، زیرا اگر آن را دریافت کنید، بدست آوردن مساوی کار دشواری نخواهد بود. در "اردک ها" با GO ثابت، بارگذاری پرها معمولاً 20 تا 30٪ بیشتر از بارگذاری بال است.

"هواپیما عالی"

اگر مجموع دو عدد یک مقدار ثابت باشد، اگر این اعداد مساوی باشند، مجموع مربع های آنها کوچکترین خواهد بود. از آنجایی که مقاومت القایی سطح یاتاقان متناسب با مجذور ضریب بالابر آن است، پس کوچکترین حد مقاومت هواپیما در حالتی خواهد بود که این ضرایب هر دو سطح یاتاقان در حالت پرواز کروز با یکدیگر برابر باشند. چنین هواپیمایی را باید "ایده آل" در نظر گرفت. اختراعات "Krasnov-Dak" و "Krasnov-Weather Vane" امکان تحقق مفهوم "هواپیما ایده آل" را در واقعیت بدون توسل به حفظ پایداری مصنوعی توسط سیستم های خودکار امکان پذیر می کند.

مقایسه "هواپیمای ایده آل" با یک هواپیمای معمولی مدرن نشان می دهد که می توان با صرفه جویی 33 درصدی سوخت همزمان، 23 درصد افزایش بار را به دست آورد.

CSF حداکثر افزایش را در زوایای حمله نزدیک به بحران ایجاد می کند و این حالت برای مرحله فرود پرواز معمولی است. در این حالت، جریان اطراف سطح یاتاقان توسط ذرات هوا نزدیک به مرز بین نرمال و استال است. جدا شدن جریان از سطح GO با از دست دادن شدید بالابر روی آن و در نتیجه با پایین آمدن شدید دماغه هواپیما، به اصطلاح "غواصی" همراه است. یک مورد گویا از "غواصی" سقوط Tu-144 در Le Bourget است، زمانی که پس از خروج از شیرجه بلافاصله پس از شیرجه سقوط کرد. استفاده از CSF پیشنهادی حل این مشکل را آسان می کند. برای انجام این کار، فقط باید زاویه چرخش فرمان سروو را نسبت به CSF محدود کرد. در این حالت، زاویه حمله CSF واقعی محدود خواهد شد و هرگز با زاویه بحرانی برابر نخواهد شد.

"تثبیت کننده بادگیر"

![تصویر]()

موضوع جالب استفاده از CSF در یک طرح عادی است. اگر کاهش نمی دهید، اما برعکس، زاویه چرخش CSF را در مقایسه با فرمان سروو افزایش دهید، همانطور که در شکل نشان داده شده است. 4، سپس مشتق CSF در مقایسه با تثبیت کننده ثابت بسیار بالاتر خواهد بود (7).

این به شما امکان می دهد تا به طور قابل توجهی تمرکز و مرکز جرم هواپیما را به عقب برگردانید. در نتیجه، بار کروز تثبیت کننده CSF منفی نمی شود، بلکه مثبت می شود. علاوه بر این، اگر مرکز جرم هواپیما از نظر زاویه انحراف فلپ (نقطه اعمال افزایش نیروی بالابر به دلیل انحراف فلپ) فراتر از فوکوس جابجا شود، تثبیت کننده پره یک مثبت ایجاد می کند. نیروی بالابر در پیکربندی فرود نیز.

اما همه اینها احتمالاً درست است تا زمانی که تأثیر ترمز و شیب جریان از سطح یاتاقان جلو به عقب را در نظر نگیریم. واضح است که در مورد «اردک» نقش این تأثیر بسیار کمتر است. و از سوی دیگر، اگر تثبیت کننده جنگنده های نظامی را "حمل" می کند، پس چرا از "حمل" در زندگی غیرنظامی دست می کشد؟

"طرح کراسنوف" یا "اردک شبه پره"

بی‌ثبات‌کننده مفصلی، اگرچه نه به شدت، اما هنوز طراحی هواپیما را پیچیده می‌کند. به نظر می رسد که کاهش مشتقات بی ثبات کننده را می توان با روش های بسیار ارزان تری به دست آورد.

![تصویر]()

روی انجیر شکل 4 یک بی ثبات کننده 1 از هواپیمای پیشنهادی را نشان می دهد که به طور صلب به بدنه متصل است (در نقشه نشان داده نشده است). مجهز به وسیله ای برای تغییر نیروی بالابر به شکل آسانسور 2 است که با استفاده از لولای 3 بر روی براکت 4 به طور محکم به بی ثبات کننده 1 متصل شده است. در همان براکت 4 با استفاده از لولا 5، یک میله 6 قرار داده شده است که در انتهای عقب آن یک فرمان سروو 7 به طور سفت و محکم ثابت شده است. در انتهای جلوی میله 6 در کنار لولای 5 یک اهرم 8 به طور صلب ثابت شده است که انتهای بالایی آن متصل است. به میله 9 با استفاده از یک لولا 10. در انتهای عقب میله 10 یک لولا وجود دارد که آن را به اهرم 11 تریمر 12 آسانسور 13 متصل می کند. هنگامی که این ماشین اصلاح 2 با کمک لولا 13 در پشت فرمان 14 ارتفاع نصب شده است. کلاچ 2 طول رانش 15 را تحت کنترل خلبان برای کنترل زمین تغییر می دهد.

بی ثبات کننده ارائه شده به شرح زیر عمل می کند. در صورت افزایش تصادفی زاویه حمله هواپیما، به عنوان مثال، هنگامی که وارد یک جریان صعودی می شود، سروو 7 به سمت بالا منحرف می شود، که مستلزم جابجایی رانش 10 به سمت چپ است، یعنی. به سمت جلو و باعث انحراف تریمر 13 به سمت پایین می شود که در نتیجه آسانسور 2 به سمت بالا منحرف می شود. موقعیت سکان 2 ارتفاع، سروو 7 و تریمر 13 در وضعیت توصیف شده در نقشه با خطوط چین نشان داده شده است.

در نتیجه افزایش نیروی بالابر ناپایدار 1 به دلیل افزایش زاویه حمله تا حدودی با انحراف آسانسور 2 به سمت بالا تراز خواهد شد. درجه این تسطیح به نسبت زوایای انحراف سروو 7 و ارتفاع آسانسور 2 بستگی دارد. و این نسبت با طول اهرم های 8 و 12 تنظیم می شود. هنگامی که زاویه حمله کاهش می یابد، آسانسور 2 به سمت پایین منحرف می شود و نیروی بالابر ناپایدار 1 افزایش می یابد و کاهش زاویه حمله را یکسان می کند.

بنابراین، کاهش مشتقات بی ثبات کننده در مقایسه با "اردک" کلاسیک به دست می آید.

با توجه به اینکه سروو 7 و تریمر 13 از نظر حرکتی به هم متصل هستند، یکدیگر را متعادل می کنند. اگر این بالانس کافی نیست، لازم است یک وزنه متعادل کننده در طرح گنجانده شود که باید یا در داخل فرمان سروو 7 قرار داده شود، یا روی امتداد میله 6 در جلوی لولا 5 قرار گیرد. آسانسور 2 باید نیز متعادل باشد.

از آنجایی که مشتق نسبت به زاویه حمله سطح یاتاقان تقریباً دو برابر مشتق نسبت به زاویه انحراف فلپ است، پس با دو برابر بیشتر از زاویه انحراف سکان 2 نسبت به زاویه انحراف در سروو 7، می توان به مقدار مشتق بی ثبات کننده نزدیک به صفر دست یافت.

سروو 7 از نظر مساحت با تریمر 13 از ارتفاع سکان 2 برابر است. یعنی اضافات به طراحی هواپیما از نظر اندازه بسیار کوچک است و آن را به طرز چشمگیری پیچیده می کند.

بنابراین، به دست آوردن نتایج مشابه با "پره هوا" تنها با استفاده از فناوری های سنتی ساخت هواپیما کاملاً ممکن است. بنابراین می توان هواپیمای با چنین بی ثبات کننده ای را «اردک شبه پره» نامید. این اختراع حق اختراع با نام "Krasnov-plan" دریافت کرد (8).

"هواپیما نادیده تلاطم"

ساخت هواپیمایی که در مجموع سطوح یاتاقان جلو و عقب آن مشتق برابر با صفر داشته باشد، بسیار مصلحت است.

چنین هواپیمایی تقریباً به طور کامل جریان های عمودی توده های هوا را نادیده می گیرد و مسافران آن حتی با تلاطم شدید جوی احساس "گفتگو" نخواهند کرد. و از آنجایی که جریان های عمودی توده های هوا منجر به اضافه بار هواپیما نمی شود، می توان روی اضافه بار عملیاتی بسیار کمتری حساب کرد که بر جرم ساختار آن تأثیر مثبت خواهد گذاشت. با توجه به اینکه هواپیما در حین پرواز بار اضافی را تجربه نمی کند، بدنه آن در معرض فرسایش خستگی نیست.

کاهش مشتقات بال چنین هواپیمایی به همان روشی که برای بی ثبات کننده در "اردک شبه پره" حاصل می شود. اما سروو روی آسانسورها عمل نمی کند، بلکه روی فلپرون های بال عمل می کند. فلپرون قسمتی از بال است که به عنوان بال و فلپ عمل می کند. در این حالت در نتیجه تغییر تصادفی زاویه حمله بال، افزایش لیفت آن در کانون از نظر زاویه حمله اتفاق می افتد. و افزایش منفی بالابر بال در نتیجه انحراف فلاپرون توسط فرمان سروو در فوکوس در امتداد زاویه انحراف فلاپرون رخ می دهد. و فاصله بین این کانون ها تقریباً برابر با یک چهارم متوسط ​​وتر آیرودینامیکی بال است. در نتیجه عمل جفت نیروهای مشخص شده با هدایت متفاوت، یک لحظه بی ثبات کننده تشکیل می شود که باید با لحظه بی ثبات کننده جبران شود. در این حالت، بی ثبات کننده باید یک مشتق منفی کوچک داشته باشد و مقدار مشتق بال باید کمی بیشتر از صفر باشد. ثبت اختراع RF شماره 2710955 برای چنین هواپیمایی به دست آمده است.

مجموع اختراعات فوق احتمالاً آخرین منبع آیرودینامیکی اطلاعاتی استفاده نشده برای افزایش بازده اقتصادی هوانوردی زیر صوت به میزان یک سوم یا بیشتر است.

یوری کراسنوف

ادبیات

1. D. Sobolev. تاریخ صد سالگی "بال پرواز"، مسکو، روسیه، 1988، ص 100.
2. ی. کراسنوف. ثبت اختراع RF شماره 2000251.
3. A. Yurkonenko. اردک جایگزین. تکنیک - جوانان 2009-08. صفحه 6-11
4. وی. لاپین. "اردک بادگیر" چه زمانی پرواز می کند؟ هوانوردی عمومی 2011. شماره 8. صفحه 38-41.
5. ی. کراسنوف. ثبت اختراع RF شماره 2609644.
6. ی. کراسنوف. ثبت اختراع RF شماره 2651959.
7. ی. کراسنوف. ثبت اختراع RF شماره 2609620.
8. ی. کراسنوف. ثبت اختراع RF شماره 2666094.

منبع: www.habr.com