L'inventeur du stabilisateur, Gustav Lachmann, a proposé à la fin des années 30 d'équiper l'avion sans queue d'un petit aileron flottant placé à l'avant de l'aile. Cet aileron était doté d'un servo-commandement, qui permettait de réguler sa portance. Il servait à compenser le moment de piqué supplémentaire de l'aile créé lors de la sortie d'un volet. Étant employé de la société Handley Page, celle-ci détenait le brevet de cette solution technique et cette idée est mentionnée dans la littérature technique sous cette marque. Cependant, cette idée n'a toujours pas trouvé d'application pratique ! Quelle en est la raison ?
Pertes de mise en balance
L'aile de l'avion, qui génère de la portance, possède un produit secondaire, on peut dire négatif, sous la forme d'un moment de piqué qui tend à plonger l'avion. Pour éviter que l'avion ne pique, un petit aileron – le stabilisateur – est présent à l'arrière afin d'empêcher ce piqué, en créant une portance dirigée vers le bas, donc négative. Ce schéma aérodynamique de l'avion est appelé "normal". Étant donné que la portance du stabilisateur est négative, elle s'additionne à la force de gravité de l'avion, et l'aile doit donc générer une portance supérieure à cette force de gravité.
La différence entre ces forces est appelée pertes de mise en balance, qui peuvent atteindre jusqu'à 20%.
Cependant, le premier avion volant des frères Wright n'avait pas de telles pertes, car le petit aileron – le déstabilisateur, qui évite le piqué – était placé non pas derrière l'aile, mais devant elle. Ce schéma aérodynamique est appelé "canard". Pour empêcher le piqué de l'avion, le déstabilisateur doit créer une portance dirigée vers le haut, c'est-à-dire positive. Elle s'additionne à la portance de l'aile, et cette somme est égale à la force de gravité de l'avion. En conséquence, l'aile doit créer une portance inférieure à la force de gravité. Ainsi, pas de pertes de mise en balance !
Le stabilisateur et le déstabilisateur sont regroupés sous un seul terme – la gouverne horizontale ou GH.
Cependant, avec le développement massif au début des années trente, la mécanisation des ailes a fait perdre à l'« canard » cet avantage. L'élément principal de la mécanisation est le volet – la partie arrière de l'aile qui s'incline vers le bas. Il augmente la portance de l'aile d'environ deux fois, permettant ainsi de réduire la vitesse au décollage et à l'atterrissage, ce qui économise sur le poids du train d'atterrissage. Mais l'effet secondaire sous la forme d'un moment de piqué lors de l'extension du volet augmente à tel point que le déstabilisateur ne peut pas y faire face, alors que le stabilisateur peut le gérer. Casser n'est pas construire, dans ce cas, en ce qui concerne la force positive.
Pour que l'aile génère de la portance, elle doit être orientée sous un certain angle par rapport à la direction du flux d'air incident. Cet angle est appelé angle d'attaque, et à mesure qu'il augmente, la portance augmente également, mais pas indéfiniment, jusqu'à un angle critique situé entre 15 et 25 degrés. Ainsi, la force aérodynamique totale n'est pas dirigée strictement vers le haut, mais inclinée vers l'arrière de l'avion. Elle peut être décomposée en une composante dirigée strictement vers le haut – la portance, et en une composante dirigée vers l'arrière – la force de résistance aérodynamique. Le rapport de la portance à la force de résistance est un indicateur de la qualité aérodynamique de l'avion, qui peut varier de 7 à 25.
En faveur du schéma normal, il existe un phénomène tel que l'inclinaison du flux d'air derrière l'aile, qui consiste en une déviation vers le bas de la direction du flux, et cette déviation est d'autant plus importante que la portance de l'aile est élevée. Par conséquent, lorsque le volet est déployé, en raison de l'aérodynamique, l'angle d'attaque négatif effectif du stabilisateur augmente automatiquement, et par conséquent, sa force de portance négative.
En outre, un autre facteur en faveur du schéma « normal » par rapport au « canard » est la garantie de la stabilité longitudinale du vol de l'avion. L'angle d'attaque de l'avion peut subir des variations dues aux mouvements verticaux des masses d'air. Les avions sont conçus en tenant compte de ce phénomène et cherchent à résister aux perturbations. Chaque surface de l'avion a un foyer aérodynamique – le point d'application de l'augmentation de la portance lorsqu'il y a un changement d'angle d'attaque. Si l'on considère la résultante des augmentations des ailes et de l'empennage horizontal, il y a également un foyer pour l'avion. Si le foyer de l'avion se trouve derrière le centre de gravité, alors lors d'une augmentation accidentelle de l'angle d'attaque, l'augmentation de la portance tend à incliner l'avion de manière à réduire l'angle d'attaque. Et l'avion retourne à son mode de vol précédent. Dans le schéma « normal », l'aile crée un moment déstabilisant (lors d'une augmentation de l'angle d'attaque), tandis que le stabilisateur crée un moment stabilisant (lors d'une réduction de l'angle d'attaque) et ce dernier prévaut d'environ 10 %. Dans le schéma « canard », le moment déstabilisant est créé par le déstabilisateur, tandis que le stabilisant est l'aile, qui est environ 10 % plus importante. Par conséquent, l'augmentation de la surface et du bras de levier de l'empennage horizontal augmente la stabilité dans le schéma normal et la diminue dans le « canard ». Tous les moments agissent et sont calculés par rapport au centre de gravité de l'avion (voir fig. 1).
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Si le foyer de l'avion se trouve devant le centre de gravité, une légère augmentation de l'angle d'attaque entraîne une augmentation supplémentaire et l'avion devient statiquement instable. Cette configuration du foyer et du centre de gravité est utilisée dans les chasseurs modernes pour charger le stabilisateur et générer une portance positive plutôt que négative. Le vol de l'avion est assuré non par l'aérodynamique, mais par un système automatique de stabilité artificielle quadruplement redondant, qui ajuste la direction lorsque l'avion s'écarte de l'angle d'attaque requis. Lorsque l'automatisme est désactivé, l'avion commence à tourner avec la queue vers l'avant, ce qui est la base de la figure « Cobra de Pougatchev », où le pilote désactive volontairement l'automatisme et, lorsqu'il atteint l'angle de roulis requis, lâche un missile dans la sphère arrière, puis réactive l'automatisme.
Dans la suite, nous ne considérons que les avions statiquement stables, car seuls ceux-ci peuvent être utilisés dans l'aviation civile.
La configuration relative du foyer de l'avion et du centre de gravité caractérise le concept de « centrage ».
Puisque le foyer se trouve derrière le centre de gravité quelle que soit la configuration, la distance entre eux, appelée marge de stabilité, augmente le bras du CG dans une configuration normale et le diminue dans une « canard ».
Le rapport entre l'aile et le CG dans une « canard » est tel que la portance du déstabilisateur, à l'angle maximal des gouvernes de profondeur, est entièrement utilisée lors de la mise en virage de l'avion à de grands angles d'attaque. Et il y aura un manque de portance lors du déploiement des volets. C'est pourquoi tous les « canards » du célèbre concepteur américain Rutan n'ont aucune mécanisation. Son avion « Voyager » a fait le tour de la terre sans escale ni ravitaillement en 1986.
Une exception est faite pour le Beechcraft « Starship », mais là, pour permettre l'utilisation des volets, une conception très complexe de déstabilisateur à géométrie variable a été appliquée, qui n'a pas pu être mise en production régulière, entraînant la fermeture du projet.
Le bras de l'aile dépend en grande partie de l'augmentation de la force portante du déstabilisateur lorsqu'on augmente son angle d'attaque d'un degré, ce paramètre est appelé la dérivée par rapport à l'angle d'attaque du coefficient de portance ou simplement dérivée du déstabilisateur. Plus cette dérivée est faible, plus le centre de gravité de l'avion peut être placé près de l'aile, donc plus le bras de l'aile sera petit. Pour réduire cette dérivée, l'auteur a proposé en 1992 de réaliser le déstabilisateur selon le schéma biplan (2). Cela permet de réduire tellement le bras de l'aile qu'il élimine les obstacles à l'utilisation d'un volet. Cependant, un effet secondaire se manifeste avec une augmentation de la traînée due à la biplanité. De plus, la complexité de la construction de l'avion s'accroît, car il faut fabriquer en réalité deux déstabilisateurs au lieu d'un.
Des collègues ont mentionné que le critère « déstabilisateur biplan » était présent sur l'avion des frères Wright, mais dans les inventions, non seulement le nouveau critère est breveté, mais aussi le nouvel ensemble de critères. Les Wright n'avaient pas de critère de « volet ». De plus, si l'ensemble des critères de la nouvelle invention est connu, alors pour reconnaître cette invention, au moins un critère doit être utilisé à des fins nouvelles. Chez les Wright, la biplanité était utilisée pour réduire le poids de la construction, tandis que dans l'invention décrite, elle est utilisée pour réduire la dérivée.
« Canard girouette »
Il y a près de deux décennies, on a rappelé l'idée de « canard girouette », mentionnée au début de l'article.
Elle utilise un empennage horizontal girouette comme déstabilisateur — FGO, qui est composé du déstabilisateur proprement dit, monté de manière articulée sur un axe perpendiculaire au fuselage, et lié au déstabilisateur par un servocommande. C'est un petit avion de conception standard, où l'aile de l'avion est le déstabilisateur FGO, et le stabilisateur de l'avion est le servocommande FGO. Cet avion ne vole pas, mais est monté sur un axe, et il s'oriente lui-même par rapport au flux d'air. En modifiant l'angle d'attaque négatif du servocommande, nous modifions l'angle d'attaque du déstabilisateur par rapport au flux et, par conséquent, la force portante du FGO lors du contrôle en tangage.
Avec la position inaltérée du servo-ailerons par rapport au déstabilisateur, le FGO ne réagit pas aux rafales de vent vertical, c'est-à-dire aux variations de l'angle d'attaque de l'avion. Par conséquent, sa dérivée est nulle. D'après nos considérations précédentes, c'est l'option idéale.
Lors de l'essai du premier avion du schéma « canard fleuve » du concepteur A. Yourkonenko avec un FGO efficacement chargé, plus de deux douzaines de vols réussis ont été réalisés. Néanmoins, des signes évidents d'instabilité de l'avion ont été constatés.
« Superstabilité »
Aussi paradoxal que cela puisse paraître, l'instabilité du « canard fleuve » est le résultat de sa « superstabilité ». Le moment stabilisateur du canard classique avec un FGO fixe est composé du moment stabilisateur de l'aile et du moment déstabilisateur opposé du FGO. Dans le cas du canard fleuve, le FGO ne participe pas à la formation du moment stabilisateur, qui est uniquement constitué du moment stabilisateur de l'aile. Ainsi, le moment stabilisateur chez le « canard fleuve » est environ dix fois plus important que celui du canard classique. Lors d'une augmentation accidentelle de l'angle d'attaque, l'avion, sous l'effet d'un moment stabilisateur excessif de l'aile, ne revient pas à son mode précédent, mais le « dépasse ». Après ce « dépassement », l'avion a un angle d'attaque réduit par rapport à son mode précédent, ce qui crée un moment stabilisateur d'un autre signe, également excessif, entraînant ainsi des oscillations auto-entretenues que le pilote ne peut pas éteindre.
Une des conditions de la stabilité est la capacité de l'avion à atténuer les effets des perturbations atmosphériques. Par conséquent, en l'absence de perturbations, un vol satisfaisant d'un avion instable est possible. Cela explique les vols réussis de l'avion YUAN-1. Dans un lointain passé, l'auteur a observé un cas où un nouveau modèle de planeur volait en soirée par temps calme pendant au moins 45 minutes, montrant des vols tout à fait satisfaisants et présentant une nette instabilité : des cabrages alternaient avec des piqués lors du premier vol par temps venteux. Tant que le temps restait calme et qu'il n'y avait pas de perturbations, le planeur affichait un vol satisfaisant, mais son réglage était instable. Il n'y avait tout simplement pas de raisons pour que cette instabilité se manifeste.
Le FGO décrit peut en principe être utilisé dans un "pseudo-cygne". Cet avion est essentiellement un schéma "sans queue" et possède un centrage approprié. Le FGO est utilisé uniquement pour compenser le moment de piqué supplémentaire de l'aile, qui se produit lors de la mise en service de la mécanisation. En configuration de croisière, il n'y a pas de charge sur le FGO. Ainsi, en mode de vol opérationnel principal, le FGO ne fonctionne en fait pas, et son utilisation dans cette variante est donc peu productive.
"KRASNOV-CYGNE"
"La superstabilité" peut être éliminée en augmentant la dérivée du FGO de zéro à un niveau acceptable. L'objectif visé est atteint grâce au fait que l'angle de rotation du FGO est considérablement inférieur à l'angle de rotation du servo-aileron, provoqué par le changement de l'angle d'attaque de l'avion (5). Cela est réalisé grâce à un mécanisme relativement simple, illustré à la figure 2. Le FGO 1 et le servo-aileron 3 sont montés de manière articulée sur l'axe O01. Les tringles 4 et 6, via des articulations 5, 7, 9, 10, relient le FGO 1 et le servo-aileron 3 au bras 8. L'accouplement 12 permet de modifier la longueur de la tige 6 par le pilote dans le but de gérer le tangage. La rotation du FGO 1 ne s'effectue pas sur tout l'angle de déviation du servo-aileron 3 par rapport à l'AAC lors du changement de direction du flux d'air, mais seulement sur sa partie proportionnelle. Si la proportion est égale à la moitié, alors, lors de l'action d'un courant ascendant, provoquant une augmentation de l'angle d'attaque de l'AAC de 2 degrés, l'angle d'attaque réel du FGO n'augmentera que de 1 degré. En conséquence, la dérivée du FGO sera deux fois inférieure comparée au FGO fixe. Les lignes en pointillés indiquent la position du FGO 1 et du servo-aileron 3 après modification de l'angle d'attaque de l'AAC. Le changement de proportion et, par conséquent, la détermination de la valeur de la dérivée, peut facilement être réalisé en choisissant les distances appropriées des articulations 5 et 7 par rapport à l'axe O01.
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La réduction de la dérivée du FGO grâce au flugeage permet de placer le foyer dans n'importe quelle limite, et par la suite le centre de masse de l'avion. Cela constitue le concept de déplacement aérodynamique du centrage. Ainsi, toutes les restrictions concernant l'utilisation de mécanisation moderne de l'aile dans le schéma "cygne" sont levées tout en maintenant la stabilité statique.
"KRASNOV-FLUGE"
Tout est parfait ! Mais il y a un petit défaut. Pour que le FGO 1 génère une portance positive, une force de portance négative doit agir sur le servo-aileron 3. L'analogie est la normale d'un avion. Cela signifie qu'il y a des pertes de mise en équilibre, dans ce cas, l'équilibre du FGO. Ainsi, la solution à ce petit défaut est le schéma « canard ». Nous plaçons le servo-aileron devant le FGO, comme le montre la figure 3.
Le FGO fonctionne comme suit (6). En raison des forces aérodynamiques agissant sur le FGO 1 et le servo-aileron 4, le FGO 1 se positionne spontanément sous un certain angle d'attaque par rapport au flux d'air opposé. Les angles d'attaque du FGO 1 et du servo-aileron 4 ont le même signe, par conséquent, les forces de portance de ces surfaces auront également la même direction. C'est-à-dire que la force aérodynamique du servo-aileron 4 n'atténue pas, mais augmente la portance du FGO 1. Pour augmenter l'angle d'attaque de l'avion, le pilote déplace le câble 6 vers l'avant, ce qui fait que le servo-aileron 4 pivote dans le sens des aiguilles d'une montre autour du pivot 5 et l'angle d'attaque du servo-aileron 4 augmente. Cela conduit à une augmentation de l'angle d'attaque du FGO 1, c'est-à-dire à une augmentation de sa portance.
En plus de la gestion du tangage, la liaison assurée par le câble 7 permet d'augmenter la dérivée du FGO à partir de zéro jusqu'à la valeur nécessaire.
Supposons que l'avion soit entré dans un courant ascendant et que son angle d'attaque ait augmenté. Dans ce cas, la poutre 2 tourne dans le sens inverse des aiguilles d'une montre et les pivots 9 et 8, en l'absence du câble 7, devraient se rapprocher. Le câble 7 empêche ce rapprochement et fait pivoter le servo-aileron 4 dans le sens des aiguilles d'une montre, augmentant ainsi son angle d'attaque.
Ainsi, lorsque la direction du flux d'air opposé change, l'angle d'attaque du servo-aileron 4 change, et le FGO 1 se positionne spontanément sous un angle différent par rapport au flux et génère une portance différente. Par ailleurs, la valeur de cette dérivée dépend de la distance entre les pivots 8 et 3, ainsi que de la distance entre les pivots 9 et 5.
Le FGO proposé a été testé sur le modèle de schéma « canard », réduisant ainsi sa dérivée par rapport au GO fixe de moitié. La charge du FGO était de 68 % de celle de l’aile. L’objectif de la vérification n’était pas d’obtenir des charges égales, mais d’obtenir une charge du FGO inférieure à celle de l’aile, car si cela est accompli, il est facile d’atteindre l’égalité. Dans les « canards » avec le GO fixe, la charge de la surface de contrôle dépasse généralement celle de l'aile de 20 à 30 %.
« Avion idéal »
Si la somme de deux nombres est une constante, alors la somme de leurs carrés sera minimale lorsque ces nombres sont égaux. Puisque l'impédance inductive de la surface portante est proportionnelle au carré de son coefficient de portance, la limite minimale de l'impédance de l'avion se produira lorsque ces coefficients des deux surfaces portantes sont égaux en mode de croisière. Un tel avion doit être considéré comme « idéal ». Les inventions « Krasnov-canard » et « Krasnov-flèche » permettent de concrétiser le concept d'« avion idéal » sans recourir au soutien artificiel de la stabilité par des systèmes automatiques.
La comparaison entre « l'avion idéal » et un avion moderne à configuration normale montre qu'il est possible d'obtenir un gain de 33 % en charge commerciale tout en économisant 23 % de carburant.
Le FGO génère une portance maximale à des angles d'attaque proches de la limite critique, un mode caractéristique de la phase d'atterrissage. Dans ce cas, l'écoulement autour de la surface portante par des particules d'air est proche de la frontière entre l'écoulement régulier et le décrochage. Le décrochage de l'écoulement de la surface du GO s'accompagne d'une perte brusque de portance, entraînant une descente intense de l'avant de l'avion, ce que l'on appelle un « picage ». Un exemple frappant de « picage » est la catastrophe du Tu-144 au Bourget, lorsqu'il s'est détruit après une plongée précisément à la suite d'un picage. L'utilisation du FGO proposé permet de résoudre facilement ce problème. Pour cela, il suffit de limiter l'angle de rotation du servo-commandeur par rapport au FGO. Dans ce cas, l'angle d'attaque réel du FGO sera limité et ne deviendra jamais égal au critère critique.
« Stabilisateur de flèche »
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La question de l'utilisation du FGO dans un schéma normal est intéressante. Si au lieu de réduire, nous augmentons l'angle de rotation du FGO par rapport au servo-roue, comme illustré sur la fig. 4, alors la dérivée du FGO sera bien plus élevée comparée à celle d'un stabilisateur fixe (7).
Cela permet un déplacement significatif du centre de gravité de l'avion vers l'arrière. En conséquence, la charge de croisière du stabilisateur FGO devient positive plutôt que négative. De plus, si le centre de gravité de l’avion se déplace au-delà du foyer en cas d'angle de déviation du volet (point d'application de l'augmentation de portance due à la déviation du volet), alors le stabilisateur à queue crée également une portance positive en configuration d'atterrissage.
Mais tout cela reste valable jusqu'à ce que nous prenions en compte l'effet du freinage et du décalage du flux de l'élément porteur avant vers l'arrière. Il est évident que dans le cas d'un « canard », le rôle de cet effet est considérablement réduit. Et d'un autre côté, si sur les chasseurs militaires le stabilisateur « porte », pourquoi cesserait-il de « porter » sur les appareils civils ?
« Plan Krasnov » ou « pseudo-stabilisateur canard »
Le montage articulé du déstabilisateur, bien qu'il ne soit pas fondamental, complexifie néanmoins la structure de l'avion. Il s'avère que la réduction de la dérivée du déstabilisateur peut être atteinte par des moyens beaucoup moins coûteux.
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La fig. 4 présente un déstabilisateur rigoureusement lié au fuselage (non montré sur le schéma) du véhicule aérien proposé. Il est équipé d'un dispositif de variation de sa portance sous la forme d'un contrôle d'altitude 2, qui est fixé par un arbre 3 sur un support 4, rigoureusement lié au déstabilisateur 1. Sur ce même support 4, à l'aide d'un arbre 5, se trouve une tige 6, dont l'extrémité arrière est rigoureusement fixée au servo-roue 7. À l'extrémité avant de la tige 6, près de l'arbre 5, est fixée de manière rigide un levier 8, dont l'extrémité supérieure est reliée par un arbre 9 à une tige 10. À l'extrémité arrière de la tige 10 se trouve un arbre 11, qui la relie au levier 12 du trim 13 du contrôle d'altitude 2. Dans ce cas, le trim 13 est fixé par un arbre 14 à l'arrière du contrôle d'altitude 2. L'accouplement 15 modifie la longueur de la tige 10 sous le contrôle du pilote pour gérer l'assiette.
Le déstabilisateur présenté fonctionne de la manière suivante. Lorsqu'il y a une augmentation accidentelle de l'angle d'attaque de l'aéronef, par exemple lors de son entrée dans un courant ascendant, le servotransmetteur 7 se déplace vers le haut, entraînant un déplacement de la poussée 10 vers la gauche, c'est-à-dire vers l'avant, ce qui entraîne une déviation du trim 13 vers le bas, entraînant ainsi un relèvement du gouvernail 2 de hauteur. La position du gouvernail 2 de hauteur, du servotransmetteur 7 et du trim 13 dans cette situation est représentée sur le dessin par des lignes en pointillés.
En conséquence, l'augmentation de la portance du déstabilisateur 1 due à l'augmentation de l'angle d'attaque sera en partie compensée par la déviation vers le haut du gouvernail 2 de hauteur. Le degré de cette compensation dépend du rapport entre les angles de déviation du servotransmetteur 7 et du gouvernail 2 de hauteur. Et ce rapport est déterminé par la longueur des bras 8 et 12. Lors de la réduction de l'angle d'attaque, le gouvernail 2 de hauteur se déplace vers le bas, et la portance du déstabilisateur 1 augmente, compensant ainsi la réduction de l'angle d'attaque.
Ainsi, on atteint une réduction de la dérivée du déstabilisateur par rapport au classique « canard ».
Étant donné que le servotransmetteur 7 et le trim 13 sont cinématiquement liés entre eux, ils se compensent mutuellement. Si cette compensation est insuffisante, il est nécessaire d'introduire un contrepoids dans la structure, qui doit être placé soit à l'intérieur du servotransmetteur 7, soit sur la prolongation de la tige 6 devant l'articulation 5. Le gouvernail 2 de hauteur doit également être équilibré.
Puisque la dérivée par rapport à l'angle d'attaque de la surface portante est environ deux fois supérieure à celle de l'angle de déviation du volet, il est possible d'atteindre une dérivée du déstabilisateur proche de zéro lorsque l'angle de déviation du gouvernail 2 de hauteur est deux fois supérieur à celui du servotransmetteur 7.
Le servotransmetteur 7 a une surface égale à celle du trim 13 du gouvernail 2 de hauteur. Autrement dit, les ajouts à la structure de l'avion sont très petits en taille et n'en compliquent que négligeablement la conception.
Ainsi, il est tout à fait possible d'obtenir des résultats similaires à ceux d'un « canard girouette » en n'utilisant que des technologies traditionnelles de fabrication d'avions. Par conséquent, un avion avec un tel déstabilisateur peut être qualifié de « pseudo-canard girouette ». Un brevet a été obtenu pour cette invention sous le nom de « Krasnov-plan » (8).
« Avion ignorant la turbulence »
Il est tout à fait judicieux de concevoir un avion dont les surfaces portantes avant et arrière ont une dérivée nulle.
Un tel avion ignorera pratiquement complètement les courants verticaux de l'air, et ses passagers ne ressentiront pas de "secousses", même en cas de forte turbulence atmosphérique. De plus, puisque les courants verticaux ne provoquent pas de surcharge sur l'avion, cela peut être allié à une surcharge opérationnelle nettement inférieure, ce qui influe positivement sur la masse de sa structure. Étant donné que l'avion ne subit pas de surcharge en vol, son fuselage n'est pas sujet à l'usure par fatigue.
La réduction de la dérivée des ailes de cet avion est atteinte de la même manière que pour le déstabilisateur dans le "canard pseudo-flèche". Mais le servopale n'agit pas sur les gouvernes de profondeur, mais sur les flaperons de l'aile. Le flaperon est une partie de l'aile qui fonctionne comme un aileron et un volet. Ainsi, à la suite d'une variation aléatoire de l'angle d'attaque de l'aile, l'augmentation de sa portance se produit au foyer en fonction de l'angle d'attaque. Et la diminution de la portance de l'aile en raison de la déviation du flaperon par le servopale se produit au foyer en fonction de l'angle de déviation du flaperon. La distance entre ces foyers est pratiquement égale à un quart de la corde aérodynamique moyenne de l'aile. En fin de compte, l'action de ce couple de forces opposées génère un moment déstabilisateur qui doit être compensé par le moment du déstabilisateur. Dans ce cas, le déstabilisateur doit avoir une petite dérivée négative, et la valeur de la dérivée de l'aile doit être légèrement supérieure à zéro. Un brevet RF n°2710955 a été obtenu pour un tel avion.
L'ensemble des inventions décrites constitue probablement la dernière ressource aérodynamique informationnelle non exploitée pour augmenter l'efficacité économique de l'aviation subsonique d'un tiers ou plus.
Yuri Krasnov
LITTÉRATURE
- D. Sobolev. Une histoire centenaire du "profil volé", Moscou, Rusavia, 1988, p. 100.
- Yu. Krasnov. Brevet RF n° 2000251.
- A. Yurkonenko. "Canard alternatif". Technique - Jeunesse 2009-08. p. 6-11
- V. Lapine. Quand volera le "canard fléché"? Aviation générale. 2011. n°8. p. 38-41.
- Yu. Krasnov. Brevet RF n° 2609644.
- Yu. Krasnov. Brevet RF n° 2651959.
- Y. Krasnov. Brevet RF n° 2609620.
- Y. Krasnov. Brevet RF n° 2666094.
Source : habr.com
