Säleen keksijä Gustav Lachmann ehdotti viime vuosisadan XNUMX-luvun lopulla hännänttömän varustamista siiven eteen sijoitetulla vapaasti kelluvalla siipirenkaalla. Tämä siipivarsi oli varustettu servoperäsimellä, jonka avulla sen nostovoimaa säädettiin. Se kompensoi siiven lisäsukellusmomenttia, joka syntyy, kun läppä vapautetaan. Koska Lachmann oli Handley-Pagen työntekijä, hän oli tämän teknisen ratkaisun patentin omistaja ja tämä idea mainitaan tällä tuotemerkillä teknisessä kirjallisuudessa. Mutta tällä idealla ei ole vieläkään käytännön toteutusta! Mikä on syy?
Tasapainotushäviö
Lentokoneen siivessä, joka luo noston, on samanaikainen, voisi sanoa negatiivinen, sukellushetken sivutuote, joka pyrkii tuomaan lentokoneen sukellukseen. Lentokoneen sukeltamisen estämiseksi sen pyrstössä on pieni siipi - stabilointiaine, joka estää tämän sukelluksen luoden alaspäin, eli negatiivisen, nostovoiman. Tällaista ilma-aluksen aerodynaamista kaaviota kutsutaan "normaaliksi". Koska stabilisaattorin nosto on negatiivinen, se summautuu lentokoneen painovoimaan, ja siiven noston on oltava painovoimaa suurempi.
Näiden voimien välistä eroa kutsutaan tasapainotushäviöiksi, jotka voivat olla jopa 20 %.
Mutta Wright Brothersin ensimmäisellä lentävällä lentokoneella ei ollut tällaisia tappioita, koska pieni siipi - sukelluksen estänyt epävakautus - ei sijainnut siiven takana, vaan sen edessä. Tällaista ilma-aluksen aerodynaamista järjestelmää kutsutaan "ankaksi". Ja estääkseen lentokoneen sukeltamisen, epävakautuslaitteen on luotava ylöspäin suuntautuva, eli positiivinen nostovoima. Se laskee yhteen siiven nostovoiman, ja tämä summa on yhtä suuri kuin lentokoneen painovoima. Tämän seurauksena siiven on luotava nostovoima, joka on pienempi kuin painovoima. Ja ei tasapainon menetystä!
Stabilisaattori ja epävakauttaja yhdistetään yhdeksi termiksi - vaakasuora häntä tai GO.
Kuitenkin, kun siiven nousu- ja laskukoneisointi kehitettiin massiivisesti viime vuosisadan XNUMX-luvun alussa, "ankka" menetti tämän edun. Mekanisoinnin pääelementti on läppä - siiven takaosa on taipunut alaspäin. Se noin kaksinkertaistaa siiven noston, minkä ansiosta on mahdollista vähentää nopeutta laskeutumisen ja nousun aikana, mikä säästää alustan massaa. Mutta iskumomentin sivutuote läpän pidentyessä kasvaa siinä määrin, että epävakautus ei kestä sitä, mutta stabilointilaite pystyy käsittelemään sitä. Rikkominen ei ole rakentamista, tässä tapauksessa positiivista voimaa.
Jotta siipi luo nostovoimaa, sen on oltava kulmassa vastaantulevan ilmavirran suuntaan. Tätä kulmaa kutsutaan iskukulmaksi, ja sen kasvaessa myös nostovoima kasvaa, mutta ei äärettömästi, vaan kriittiseen kulmaan, joka on alueella 15-25 astetta. Siksi aerodynaaminen kokonaisvoima ei ole suunnattu tiukasti ylöspäin, vaan se on kallistettu lentokoneen häntää kohti. Ja se voidaan hajottaa komponentiksi, joka on suunnattu tiukasti ylöspäin - nostovoimaksi ja suunnatuksi taaksepäin - aerodynaamiseksi vastusvoimaksi. Nostovoiman ja vastusvoiman suhdetta käytetään arvioimaan lentokoneen aerodynaamista laatua, joka voi vaihdella välillä 7-25.
Normaalin kaavion eduksi sellainen ilmiö kuin siiven takana olevan ilmavirran viisto, joka muodostuu virtauksen suunnan poikkeamasta alaspäin, on sitä suurempi, mitä suurempi siiven nostovoima on. Siksi, kun läppä on taipunut aerodynamiikan vuoksi, stabilisaattorin todellinen negatiivinen iskukulma kasvaa automaattisesti ja sen seurauksena sen negatiivinen nosto.
Lisäksi "normaalin" järjestelmän puolesta "ankkaan" verrattuna toimii myös sellainen seikka, kuten lentokoneen lennon pituussuuntaisen vakauden varmistaminen. Lentokoneen hyökkäyskulma voi muuttua ilmamassojen pystysuuntaisten liikkeiden seurauksena. Lentokoneet on suunniteltu tätä ilmiötä ajatellen ja ne kestävät yleensä häiriöitä. Jokaisella lentokoneen pinnalla on aerodynaaminen fokus - nostokorkeuden sovelluskohta, kun hyökkäyskulma muuttuu. Jos otamme huomioon tuloksena olevat siiven ja GO:n lisäykset, myös lentokoneella on fokus. Jos lentokoneen painopiste on massakeskipisteen takana, niin iskukulman satunnaisen kasvun myötä nostovoiman lisäys pyrkii kallistamaan lentokonetta siten, että hyökkäyskulma pienenee. Ja kone palaa edelliseen lentotilaan. Samaan aikaan "normaalissa" järjestelmässä siipi luo epävakauttavan momentin (hyökkäyskulman lisäämiseksi) ja stabilointiaine luo vakauttavan momentin (hyökkäyskulman pienentämiseksi), ja jälkimmäinen hallitsee noin 10 %. "Ankassa" epävakautusmomentti syntyy epävakauttajalla ja stabilointimomentti, joka on noin 10 % suurempi, syntyy siiven avulla. Siksi vaakasuuntaisen hännän alueen ja olkapään kasvu johtaa vakauden lisääntymiseen normaalissa järjestelmässä ja sen vähenemiseen "ankassa". Kaikki momentit vaikuttavat ja lasketaan suhteessa lentokoneen massakeskipisteeseen (katso kuva 1).
)
Jos lentokoneen painopiste on massakeskipisteen edellä, niin iskukulman satunnaisella lievällä kasvulla se kasvaa entisestään ja lentokoneesta tulee staattisesti epävakaa. Tätä keskinäistä painopisteen ja massakeskuksen järjestelyä käytetään nykyaikaisissa hävittäjissä stabilisaattorin lataamiseksi ja sen saattamiseksi ei negatiivista, vaan positiivista nostoa. Ja lentokoneen lentoa ei tarjoa aerodynamiikka, vaan nelinkertainen automaattinen keinovakausjärjestelmä, joka "taksoi", kun lentokone jättää vaaditun hyökkäyskulman. Kun automaatio kytketään pois päältä, lentokone alkaa kääntää häntää eteenpäin, tämä on Pugachev Cobra -hahmon perusta, jossa lentäjä tarkoituksella sammuttaa automaation ja kun vaadittu hännän kääntökulma on saavutettu, laukaisee raketin takapuoliskolla ja käynnistää sitten automaation uudelleen.
Seuraavassa tarkastellaan vain staattisesti vakaita lentokoneita, koska vain sellaisia lentokoneita voidaan käyttää siviili-ilmailussa.
Lentokoneen painopisteen ja massakeskuksen keskinäinen järjestely luonnehtii "keskityksen" käsitettä.
Koska painopiste on massakeskipisteen takana kaaviosta riippumatta, niiden välinen etäisyys, jota kutsutaan vakausmarginaaliksi, kasvattaa GO-vartta normaalissa järjestelmässä ja pienentää "ankassa".
Siiven ja GO:n olkapäiden suhde "ankassa" on sellainen, että destabilisaattorin nostovoima hissien suurimmalla poikkeamalla käytetään täysin, kun lentokone tuodaan suuriin hyökkäyskulmiin. Ja se jää kaipaamaan, kun läpät vapautetaan. Siksi kaikilla kuuluisan amerikkalaisen suunnittelijan Rutanin "ankoilla" ei ole koneistusta. Hänen Voyager-koneensa lensi maailman ympäri ensimmäistä kertaa vuonna 1986 ilman laskua tai tankkausta.
Poikkeuksena on Beechcraft Starship, mutta siellä läppien käyttämiseksi käytettiin erittäin monimutkaista rakennetta vaihtelevalla destabilisaattorigeometrialla, jota ei voitu saada sarjatoistettavaksi, minkä seurauksena projekti suljettiin.
Siiven olkapää riippuu suurelta osin siitä, kuinka paljon epävakauttajan nostovoima kasvaa sen iskukulman kasvaessa yhdellä asteella, tätä parametria kutsutaan nostokertoimen iskukulman derivaatiksi tai yksinkertaisesti destabilisaattorin johdannainen. Ja mitä pienempi tämä johdannainen, sitä lähemmäksi siipeä voit sijoittaa lentokoneen massakeskuksen, joten sitä pienempi siiven olkapää on. Tämän johdannaisen vähentämiseksi kirjoittaja ehdotti vuonna 1992 destabilisaattorin suorittamista kaksitasokaavion mukaisesti (2). Tämä mahdollistaa siiven olakkeen pienentämisen niin paljon, että se poistaa läpän käytön esteen. Kaksitasoisuudesta johtuu kuitenkin sivuvaikutus GO-resistenssin lisääntymisenä. Lisäksi lentokoneen suunnittelussa on hankaluuksia, koska itse asiassa on tarpeen valmistaa kaksi GO:ta, ei yhtä.
Kollegat huomauttivat, että Wright Brothersin lentokoneissa on "kaksitasoisen epävakautus" -ominaisuus, mutta keksinnöissä ei ole patentoitu vain uutta ominaisuutta, vaan myös uusia ominaisuuksia. Wrightilta puuttui "läppä"-merkki. Lisäksi, jos uuden keksinnön ominaisuusjoukko on tiedossa, niin tämän keksinnön tunnistamiseksi on käytettävä vähintään yhtä ominaisuutta uusiin tarkoituksiin. Wrightissa kaksitasoisuutta käytettiin vähentämään rakenteen painoa ja kuvatussa keksinnössä vähentämään johdannaista.
"Tuuliviiri ankka"
Lähes kaksi vuosikymmentä sitten he muistivat artikkelin alussa mainitun "sääankan" idean.
Se käyttää epävakauttajana höyhenellä varustettua vaakasuoraa häntää - FGO, joka koostuu itse epävakauttajasta, joka on kääntyvästi sijoitettu runkoon nähden kohtisuoralle akselille ja yhdistetty epävakauttajaservoon. Eräänlainen normaalin kaavan mukainen lentokone, jossa lentokoneen siipi on CSF:n epävakauttaja ja lentokoneen stabilisaattori on CSF-servo. Ja tämä lentokone ei lennä, vaan asetetaan akselille, ja se itse suuntautuu vastaan tulevan virtauksen suhteen. Muuttamalla servon negatiivista iskukulmaa muutamme epävakauttajan iskukulmaa suhteessa virtaukseen ja siten CSF:n nostovoimaa nousun säädön aikana.
Kun servo-ohjaus on kiinteässä asennossa epävakauttajaan nähden, CSF ei reagoi pystysuuntaisiin tuulenpuuskiin, ts. lentokoneen hyökkäyskulman muutoksiin. Siksi sen derivaatta on nolla. Aikaisempien päättelyjemme perusteella - ihanteellinen vaihtoehto.
Testattaessa ensimmäistä A. Jurkonenkon (3) suunnittelemaa "sää ankka" -konetta tehokkaasti ladatulla CSF:llä, suoritettiin yli kaksi tusinaa onnistunutta lentoa. Samaan aikaan havaittiin selviä merkkejä lentokoneen epävakaudesta (4).
"Superresilienssi"
Koska se ei ole paradoksaalista, mutta "tuuliviiren" epävakaus on seurausta sen "superstabiilisuudesta". Kiinteällä GO:lla varustetun klassisen kanardin vakauttava momentti muodostuu siiven vakauttavasta momentista ja GO:n vastavaikuttavasta epävakauttavasta momentista. Tuuliviiriankoissa CSF ei osallistu stabilointimomentin muodostumiseen, ja se muodostuu vasta siiven vakautusmomentista. Siten "tuuliviiren" stabilointimomentti on noin kymmenen kertaa suurempi kuin klassisen. Jos hyökkäyskulma kasvaa vahingossa, lentokone ei palaa siiven liiallisen stabilointimomentin vaikutuksesta edelliseen tilaan, vaan "ylittää" sen. ”Ylityksen” jälkeen ilma-alus saa edelliseen järjestelmään verrattuna pienentyneen hyökkäyskulman, jolloin syntyy toisen merkin stabiloiva hetki, myös liiallinen, ja näin syntyy itsevärähtelyjä, joita ohjaaja ei pysty sammuttamaan.
Yksi vakauden edellytyksistä on ilma-aluksen kyky tasoittaa ilmakehän häiriöiden vaikutuksia. Siksi epävakaan lentokoneen tyydyttävä lento on mahdollista ilman häiriöitä. Tämä selittää YuAN-1-koneen onnistuneet lähestymiset. Kirjoittajalla oli kaukaisessa nuoruudessaan tapaus, jossa uusi purjelentokoneen malli lensi iltaisin tyynellä säällä yhteensä vähintään 45 minuuttia osoittaen varsin tyydyttäviä lentoja ja osoittaen kirkasta epävakautta - nenä ylös vuorotellen sukelluksen kanssa. ensimmäisellä lennolla tuulisella säällä. Niin kauan kuin sää oli tyyni eikä ollut häiriöitä, purjelentokone osoitti tyydyttävää lentoa, mutta sen säätö oli epävakaa. Ei yksinkertaisesti ollut mitään syytä osoittaa tätä epävakautta.
Kuvattua CSF:ää voidaan periaatteessa käyttää "pseudo-ankassa". Tällainen lentokone on pohjimmiltaan "häntätön" järjestelmä ja sillä on asianmukainen keskitys. Ja hänen CSF:ään käytetään vain kompensoimaan siiven ylimääräinen sukellusmomentti, joka syntyy koneellistamisen vapauttamisen aikana. Risteilyasennossa CSF:llä ei ole kuormitusta. Näin ollen CSF ei itse asiassa toimi päätoiminnallisessa lentotilassa, ja siksi sen käyttö tässä versiossa on tehotonta.
"KRASNOV-ANKA"
"Superstabiilius" voidaan eliminoida nostamalla CSF-johdannaista nollasta hyväksyttävälle tasolle. Tämä tavoite saavutetaan johtuen siitä, että FGO:n kiertokulma on huomattavasti pienempi kuin servon kiertokulma, joka johtuu lentokoneen iskukulman muutoksesta (5). Tämä tehdään hyvin yksinkertaisella mekanismilla, joka näkyy kuvassa. 2. CSF 1 ja servo 3 on sijoitettu kääntyvästi akselille OO1. Tangot 4 ja 6 saranoiden 5,7, 9,10, 1, 3 kautta yhdistävät CSF 8:n ja servon 12 keinuvivulla 6. Kytkimen 1 avulla ohjaaja muuttaa tangon 3 pituutta kaltevuuden ohjaamiseksi. CSF 2:n kierto ei suoriteta servon 1 koko poikkeamakulmalla lentokoneeseen nähden, kun vastaantulevan virtauksen suuntaa muutetaan, vaan vain sen verrannollisella osalla. Jos osuus on puolet, niin ylöspäin suuntautuvan virtauksen vaikutuksesta, mikä johtaa ilma-aluksen hyökkäyskulman kasvuun 1 astetta, CSF:n todellinen hyökkäyskulma kasvaa vain 3 asteen. Näin ollen CSF-johdannainen on kaksi kertaa pienempi kuin kiinteä GO. Katkoviivat osoittavat CSF 5:n ja servon 7 sijainnin lentokoneen iskukulman muuttamisen jälkeen. Suhteen muuttaminen ja siten derivaatan arvon määrittäminen on helppo toteuttaa valitsemalla saranoiden 1 ja XNUMX sopivat etäisyydet akseliin OOXNUMX.
![kuva]()
Höyhennästä johtuva GO-johdannaisen pieneneminen mahdollistaa tarkennuksen sijoittamisen mihin tahansa rajoihin ja sen taakse lentokoneen massakeskuksen. Tämä on aerodynaamisen keskityssiirron käsite. Siten kaikki rajoitukset siiven nykyaikaisen mekanisoinnin käytölle "ankka" -järjestelmässä poistetaan säilyttäen samalla staattinen vakaus.
"KRASNOV-FLUGER"
Kaikki on hyvin! Mutta, siinä on haittapuoli. Jotta CSF 1:llä olisi positiivinen nostovoima, negatiivisen nostovoiman on vaikutettava servoon 3. Analogia - lentokoneen normaali kaavio. Eli tasapainottamisesta, tässä tapauksessa CSF:n tasapainottamisesta, aiheutuu tappioita. Näin ollen tapa poistaa tämä puute on "ankka" -järjestelmä. Asetamme servon CSF:n eteen, kuten kuvassa. 3.
CSF toimii seuraavasti (6). CSF 1:een ja servoon 4 kohdistuvien aerodynaamisten voimien vaikutuksesta CSF 1 asettuu spontaanisti tiettyyn iskukulmaan vastaantulevan virtauksen suuntaan. CSF 1:n ja servon 4 iskukulmilla on sama merkki, joten näiden pintojen nostovoimat ovat samansuuntaisia. Toisin sanoen servon 4 aerodynaaminen voima ei vähennä, vaan lisää CSF 1:n nostovoimaa. Lentokoneen iskukulman lisäämiseksi ohjaaja siirtää työntövoimaa 6 eteenpäin, minkä seurauksena servo 4 kytkeytyy päälle. sarana 5 kääntyy myötäpäivään ja servon 4 iskukulma kasvaa. Tämä johtaa CSF 1:n iskukulman kasvuun, ts. sen nostovoiman kasvuun.
Sävelkorkeuden säädön lisäksi työntövoiman 7 aikaansaama linkki tarjoaa lisäyksen nollasta vaadittuun CSF-derivaatan arvoon.
Oletetaan, että lentokone meni ylävirtaan ja sen hyökkäyskulma kasvoi. Tässä tapauksessa palkki 2 pyörii vastapäivään ja saranoiden 9 ja 8 olisi työntövoiman puuttuessa 7 lähestyttävä toisiaan. Työntövoima 7 estää konvergenssin ja kääntää servoa 4 myötäpäivään ja siten lisää sen iskukulmaa.
Siten kun vastaantulevan virtauksen suunta muuttuu, servon 4 iskukulma muuttuu ja CSF 1 asettuu spontaanisti eri kulmaan virtauksen suhteen ja luo erilaisen nostovoiman. Tässä tapauksessa tämän derivaatan arvo riippuu saranoiden 8 ja 3 välisestä etäisyydestä sekä saranoiden 9 ja 5 välisestä etäisyydestä.
Ehdotettu CSF testattiin "ankka"-piirin sähköjohtomallilla, kun taas sen johdannainen pieneni puoleen verrattuna kiinteään CSF:ään. CSF:n kuormitus oli 68 % siiven kuormituksesta. Tarkastuksen tehtävänä ei ollut saada yhtäläisiä kuormia, vaan saada täsmälleen pienempi CSF:n kuormitus verrattuna siipiin, koska jos saat sen, ei ole vaikea saada yhtä suuria. "Ankoissa", joissa on kiinteä GO, höyhenen kuormitus on yleensä 20 - 30 % suurempi kuin siiven kuormitus.
"Täydellinen lentokone"
Jos kahden luvun summa on vakioarvo, niiden neliöiden summa on pienin, jos nämä luvut ovat yhtä suuret. Koska laakeripinnan induktiivinen vastus on verrannollinen sen nostokertoimen neliöön, niin lentokoneen vastuksen pienin raja on siinä tapauksessa, että nämä molempien laakeripintojen kertoimet ovat keskenään yhtä suuret risteilylentotilassa. Tällaista lentokonetta tulisi pitää "ihanteelliseksi". "Krasnov-ankka" ja "Krasnov-tuuliviiri" mahdollistavat "ihanteellisen lentokoneen" käsitteen toteuttamisen todellisuudessa turvautumatta keinotekoiseen vakauden ylläpitoon automaattisilla järjestelmillä.
"Ihanteelisen lentokoneen" vertailu nykyaikaiseen tavanomaiseen lentokoneeseen osoittaa, että on mahdollista saada 33 % lisäys hyötykuormaan samalla kun polttoainetta säästyy 23 %.
CSF luo maksimaalisen noston hyökkäyskulmissa lähellä kriittistä, ja tämä tila on tyypillinen lennon laskeutumisvaiheessa. Tässä tapauksessa ilmahiukkasten virtaus laakeripinnan ympärillä on lähellä normaalin ja pysähtymisen välistä rajaa. Virtauksen eroamiseen GO:n pinnasta liittyy jyrkkä nostovoiman menetys ja tämän seurauksena ilma-aluksen nokan voimakas lasku, niin kutsuttu "sukellus". Esimerkki "sukelluksesta" on Tu-144:n törmäys Le Bourget'ssa, kun se romahti poistuessaan sukelluksesta heti sukelluksen jälkeen. Ehdotetun CSF:n käyttö helpottaa tämän ongelman ratkaisemista. Tätä varten on tarpeen vain rajoittaa servo-ohjauksen kiertokulmaa suhteessa CSF:ään. Tässä tapauksessa CSF:n todellinen hyökkäyskulma on rajoitettu, eikä se koskaan tule yhtä suureksi kuin kriittinen.
"Tuuliviiri stabilisaattori"
![kuva]()
Kiinnostava on kysymys CSF:n käytöstä normaalissa järjestelmässä. Jos et vähennä, vaan päinvastoin, lisää CSF:n kiertokulmaa verrattuna servo-ohjaukseen, kuten kuvassa 4. 7, silloin CSF-johdannainen on paljon korkeampi verrattuna kiinteään stabilointiaineeseen (XNUMX).
Tämän avulla voit siirtää merkittävästi lentokoneen painopistettä ja massakeskiötä taaksepäin. Tämän seurauksena CSF-stabilisaattorin matkakuorma ei tule negatiiviseksi, vaan positiiviseksi. Lisäksi, jos lentokoneen massakeskipiste siirtyy fokuksen ulkopuolelle läpän poikkeutuskulman (siiven taipuman aiheuttaman noston lisäyksen kohdistamispiste) vuoksi, siipivakain luo positiivisen noston myös laskeutumiskonfiguraatiossa. .
Mutta kaikki tämä on luultavasti totta, kunhan emme ota huomioon jarrutuksen ja virtauksen vaikutusta laakerin etupinnalta taakse. On selvää, että "ankan" tapauksessa tämän vaikutuksen rooli on paljon pienempi. Ja toisaalta, jos stabilointiaine "kantaa" sotilaallisia hävittäjiä, niin miksi se lakkaa "kantamaan" siviilielämässä?
"Krasnov-suunnitelma" tai "pseudo-siipiankka"
Nivelletty epävakauttaja, vaikkakaan ei rajusti, mutkistaa silti lentokoneen suunnittelua. Osoittautuu, että destabilisaattorin johdannaisen lasku voidaan saavuttaa paljon halvemmilla tavoilla.
![kuva]()
Kuvassa Kuvassa 4 on esitetty ehdotetun lentokoneen epävakautuslaite 1, joka on jäykästi liitetty runkoon (ei esitetty piirustuksessa). Se on varustettu välineellä sen nostovoiman muuttamiseksi hissin 2 muodossa, joka saranan 3 avulla on asennettu kannakkeelle 4, joka on jäykästi yhdistetty epävakauttajaan 1. Samassa kannakkeessa 4 saranalla 5, on sijoitettu tanko 6, jonka takapäähän on jäykästi kiinnitetty servo-ohjauspyörä 7. Tangon 6 etupäähän, saranan 5 viereen, on jäykästi kiinnitetty vipu 8, jonka yläpää on kytketty tangolle 9 saranan 10 avulla. Tangon 10 takapäässä on sarana 11, joka yhdistää sen elevaattorin 12 trimmerin 13 vipuun 2. Kun tämä trimmeri 13 saranan 14 avulla on asennettu ohjauspyörän takaosaan 2 korkeutta. Kytkin 15 muuttaa työntövoiman 10 pituutta ohjaajan ohjauksessa kaltevuuden ohjaamiseksi.
Esitetty epävakauttaja toimii seuraavasti. Ilma-aluksen iskukulman vahingossa kasvaessa, esimerkiksi sen tullessa ylävirtaan, servo 7 poikkeaa ylöspäin, mikä johtaa työntövoiman 10 siirtymiseen vasemmalle, ts. eteenpäin ja saa trimmerin 13 poikkeamaan alaspäin, minkä seurauksena elevaattori 2 poikkeaa ylöspäin. Peräsimen 2 korkeuden, servon 7 ja trimmerin 13 sijainti kuvatussa tilanteessa on esitetty piirustuksessa katkoviivoin.
Tämän seurauksena iskukulman kasvusta johtuva epävakautuslaitteen 1 nostovoiman kasvu tasoittuu jossain määrin hissin 2 ylöspäin suuntautuvalla. Tämän tasoituksen aste riippuu servon 7 taipumakulmien ja hissin 2 korkeuden suhteesta. Ja tämä suhde määräytyy vipujen 8 ja 12 pituuksien mukaan. Kun kohtauskulma pienenee, hissi 2 poikkeaa alas ja epävakauttajan 1 nostovoima kasvaa tasaamalla iskukulman pienenemisen.
Siten destabiloijan johdannaisen lasku saavutetaan verrattuna klassiseen "ankkaan".
Koska servo 7 ja trimmeri 13 ovat kinemaattisesti yhteydessä toisiinsa, ne tasapainottavat toisiaan. Jos tämä tasapainotus ei riitä, niin suunnitteluun on sisällytettävä tasapainotuspaino, joka tulee sijoittaa joko servo-ohjauksen 7 sisään tai tangon 6 jatkeeseen saranan 5 eteen. Hissin 2 täytyy olla myös tasapainossa.
Koska derivaatta laakeripinnan iskukulman suhteen on noin kaksinkertainen derivaatta läpän taipumakulmaan nähden, niin peräsimen 2 taipumakulman kaksinkertaisella ylityksellä verrattuna peräsimen poikkeutuskulmaan. servolla 7 on mahdollista saavuttaa destabilisaattorin derivaatan arvo lähellä nollaa.
Servo 7 on pinta-alaltaan yhtä suuri kuin peräsimen 13 korkeudella oleva trimmeri 2. Toisin sanoen lentokoneen suunnitteluun tehdyt lisäykset ovat kooltaan hyvin pieniä ja vaikeuttavat sitä merkityksettömästi.
Siten on täysin mahdollista saada samat tulokset kuin "tuuliviiri" käyttämällä vain perinteisiä lentokoneiden valmistustekniikoita. Siksi lentokonetta, jossa on tällainen epävakautus, voidaan kutsua "pseudo-siipiankkaaksi". Tämä keksintö sai patentin nimellä "Krasnov-plan" (8).
"Turbulenssia välittävät lentokoneet"
On erittäin tarkoituksenmukaista tehdä lentokone, jossa etu- ja takalaakeripinnat ovat yhteensä derivaatta, joka on yhtä suuri kuin nolla.
Tällainen lentokone jättää melkein kokonaan huomiotta ilmamassojen pystysuuntaiset virrat, eivätkä sen matkustajat tunne "puhinaa" edes voimakkaassa ilmakehän turbulenssissa. Ja koska ilmamassojen pystysuuntaiset virtaukset eivät johda lentokoneen ylikuormitukseen, sen voidaan laskea huomattavasti pienempään toiminnalliseen ylikuormitukseen, mikä vaikuttaa positiivisesti sen rakenteen massaan. Koska lentokoneeseen ei tule lennon aikana ylikuormituksia, sen runko ei ole alttiina väsymiskulumiselle.
Tällaisen lentokoneen siiven johdannaisen pieneneminen saavutetaan samalla tavalla kuin "pseudo-siipiankan" epävakauttajalla. Mutta servo ei vaikuta hisseihin, vaan siipipeleihin. Flaperon on siiven osa, joka toimii siivekkeenä ja läppänä. Tässä tapauksessa siiven hyökkäyskulman satunnaisen muutoksen seurauksena sen nostovoima lisääntyy fokuskohdassa hyökkäyskulman suhteen. Ja siiven noston negatiivinen lisäys, joka johtuu servo-ohjauksen aiheuttamasta flaperonin taipumisesta, tapahtuu fokusoinnissa flaperonin taipumakulmaa pitkin. Ja näiden polttopisteiden välinen etäisyys on melkein yhtä suuri kuin neljännes siiven keskimääräisestä aerodynaamisesta jänteestä. Määritellyn eri suunnattujen voimien parin toiminnan seurauksena muodostuu epävakauttava momentti, joka on kompensoitava destabilisaattorin momentilla. Tässä tapauksessa destabilisaattorilla tulisi olla pieni negatiivinen derivaatta ja siipiderivaatan arvon tulisi olla hieman suurempi kuin nolla. RF-patentti nro 2710955 on saatu tällaiselle lentokoneelle.
Yllä olevien keksintöjen kokonaisuus on luultavasti viimeinen käyttämätön aerodynaaminen informaatioresurssi aliäänilmailun taloudellisen tehokkuuden lisäämiseksi kolmanneksella tai enemmän.
Juri Krasnov
Suositukset
- D. Sobolev. "Lentävän siiven" satavuotishistoria, Moskova, Rusavia, 1988, s. 100.
- Y. Krasnov. RF-patentti nro 2000251.
- A. Jurkonenko. Vaihtoehtoinen ankka. Tekniikka - nuoriso 2009-08. Sivu 6-11
- V. Lapin. Milloin "tuuliviiri" lentää? Yleisilmailu. 2011. Nro 8. Sivu 38-41.
- Y. Krasnov. RF-patentti nro 2609644.
- Y. Krasnov. RF-patentti nro 2651959.
- Y. Krasnov. RF-patentti nro 2609620.
- Y. Krasnov. RF-patentti nro 2666094.
Lähde: will.com