L'inventeur du latte, Gustav Lachmann, à la fin des années trente du siècle dernier, a proposé d'équiper le sans queue d'un winglet flottant librement placé devant l'aile. Cet aileron était équipé d'un servo-gouvernail, à l'aide duquel sa force de levage était régulée. Il servait à compenser le moment de plongée supplémentaire de l'aile qui se produit lorsque le volet est relâché. Puisque Lachmann était une employée de la société Handley-Page, elle était propriétaire du brevet de cette solution technique et cette idée est mentionnée sous cette marque dans la littérature technique. Mais il n’y a toujours pas de mise en œuvre pratique de cette idée ! Quelle est la raison?
Perte d'équilibrage
Une aile d'avion qui crée de la portance a un sous-produit concomitant, pourrait-on dire négatif, d'un moment de plongée tendant à amener l'avion en plongée. Pour empêcher l'avion de plonger, il y a un petit aileron sur sa queue - un stabilisateur, qui empêche cette plongée, créant une force de levage vers le bas, c'est-à-dire négative. Un tel schéma aérodynamique de l'avion est appelé "normal". Étant donné que la portance du stabilisateur est négative, elle s'ajoute à la gravité de l'avion et l'aile doit avoir une portance supérieure à la gravité.
La différence entre ces forces est appelée pertes d’équilibrage, qui peuvent atteindre jusqu’à 20 %.
Mais le premier avion volant des frères Wright n'a pas subi de telles pertes, car une petite aile - un déstabilisateur qui empêchait la plongée - n'était pas située derrière l'aile, mais devant elle. Un tel schéma aérodynamique de l'avion est appelé "canard". Et pour empêcher l'avion de plonger, le déstabilisateur doit créer une force de portance vers le haut, c'est-à-dire positive. Cela s'ajoute à la force de portance de l'aile, et cette somme est égale à la gravité de l'avion. En conséquence, l’aile doit créer une force de portance inférieure à la force de gravité. Et pas de perte d'équilibre !
Le stabilisateur et le déstabilisateur sont combinés en un seul terme : queue horizontale ou GO.
Cependant, avec le développement massif de la mécanisation du décollage et de l'atterrissage de l'aile au début des années trente du siècle dernier, le « canard » a perdu cet avantage. L'élément principal de la mécanisation est le volet - la partie arrière de l'aile déviée vers le bas. Il double approximativement la portance de l'aile, grâce à quoi il est possible de réduire la vitesse lors de l'atterrissage et du décollage, économisant ainsi sur la masse du châssis. Mais le sous-produit du moment de descente lors de l'extension du volet augmente à tel point que le déstabilisateur ne peut pas y faire face, mais le stabilisateur peut le gérer. Briser n’est pas construire, en l’occurrence une force positive.
Pour que l'aile crée de la portance, elle doit être orientée selon un angle par rapport à la direction du flux d'air venant en sens inverse. Cet angle est appelé angle d'attaque et, avec sa croissance, la force de levage augmente également, mais pas à l'infini, mais jusqu'à un angle critique compris entre 15 et 25 degrés. Par conséquent, la force aérodynamique totale n’est pas dirigée strictement vers le haut, mais est inclinée vers la queue de l’avion. Et elle peut être décomposée en une composante dirigée strictement vers le haut - la force de levage, et dirigée vers l'arrière - la force de traînée aérodynamique. Le rapport entre la force de portance et la force de traînée permet de juger de la qualité aérodynamique de l'avion, qui peut aller de 7 à 25.
En faveur du schéma normal, un phénomène tel que le biseau du flux d'air derrière l'aile, qui consiste en une déviation vers le bas de la direction du flux, est d'autant plus important que la force de portance de l'aile est grande. Par conséquent, lorsque le volet est dévié en raison de l'aérodynamisme, l'angle d'attaque négatif réel du stabilisateur augmente automatiquement et, par conséquent, sa portance négative.
De plus, en faveur du schéma "normal", par rapport au "canard", une circonstance telle que garantir la stabilité longitudinale du vol de l'avion fonctionne également. L'angle d'attaque d'un avion peut changer en raison des mouvements verticaux des masses d'air. Les avions sont conçus en tenant compte de ce phénomène et ont tendance à résister aux perturbations. Chaque surface de l'avion a une orientation aérodynamique - le point d'application de l'incrément de portance lorsque l'angle d'attaque change. Si l'on considère les incréments résultants de l'aile et du GO, alors l'avion a également un focus. Si le foyer de l'avion est derrière le centre de masse, alors avec une augmentation aléatoire de l'angle d'attaque, l'augmentation de la portance a tendance à incliner l'avion de sorte que l'angle d'attaque diminue. Et l'avion revient au mode de vol précédent. Dans le même temps, dans le schéma « normal », l'aile crée un moment déstabilisant (pour augmenter l'angle d'attaque), et le stabilisateur crée un moment stabilisant (pour diminuer l'angle d'attaque), et ce dernier prévaut d'environ 10 %. Dans le « canard », le moment déstabilisant est créé par le déstabilisateur, et le moment stabilisateur, et il est environ 10 % plus grand, est créé par l'aile. Par conséquent, une augmentation de la surface et de l'épaule de la queue horizontale entraîne une augmentation de la stabilité dans le schéma normal et une diminution du "canard". Tous les moments agissent et sont calculés par rapport au centre de masse de l'avion (voir Fig. 1).
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Si le foyer de l'avion est en avant du centre de masse, alors avec une légère augmentation aléatoire de l'angle d'attaque, il augmente encore plus et l'avion sera statiquement instable. Cette disposition mutuelle du foyer et du centre de masse est utilisée dans les chasseurs modernes afin de charger le stabilisateur et d'obtenir une portance non pas négative, mais positive. Et le vol de l'avion n'est pas assuré par l'aérodynamique, mais par un système automatique de stabilité artificielle quadruple dupliqué, qui « roule » lorsque l'avion quitte l'angle d'attaque requis. Lorsque l'automatisation est éteinte, l'avion commence à tourner la queue vers l'avant, c'est la base de la figure du Cobra de Pougatchev, dans laquelle le pilote éteint délibérément l'automatisation et, lorsque l'angle de virage arrière requis est atteint, tire une fusée dans le hémisphère arrière, puis rallume l'automatisation.
Dans ce qui suit, nous considérons uniquement les avions statiquement stables, car seuls de tels avions peuvent être utilisés dans l'aviation civile.
La disposition mutuelle du foyer de l'avion et du centre de masse caractérise la notion de « centrage ».
Puisque le foyer est derrière le centre de masse, quel que soit le schéma, la distance entre eux, appelée marge de stabilité, augmente le bras GO dans le schéma normal et diminue chez le "canard".
Le rapport entre les épaules de l'aile et GO dans le "canard" est tel que la force de portance du déstabilisateur avec la déviation maximale des gouvernes de profondeur est pleinement utilisée lorsque l'avion est amené à des angles d'attaque élevés. Et cela nous manquera lorsque les volets seront relâchés. Ainsi, tous les « canards » du célèbre designer américain Rutan ne disposent d'aucune mécanisation. Son avion Voyager a fait le tour du monde pour la première fois en 1986 sans atterrir ni ravitailler.
L'exception est Beechcraft Starship, mais là, pour utiliser des volets, une conception très complexe avec une géométrie de déstabilisateur variable a été utilisée, qui n'a pas pu être amenée à un état reproductible en série, ce qui a entraîné la clôture du projet.
L'épaulement de l'aile dépend dans une large mesure de l'augmentation de la force de portance du déstabilisateur avec une augmentation de son angle d'attaque d'un degré, ce paramètre est appelé la dérivée de l'angle d'attaque du coefficient de portance ou simplement le dérivé du déstabilisateur. Et, plus cette dérivée est petite, plus vous pouvez placer le centre de masse de l'avion près de l'aile, donc plus l'épaulement 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 l'épaulement de l'aile qu'il élimine l'obstacle à l'utilisation du volet sur celle-ci. Cependant, il existe un effet secondaire sous la forme d’une augmentation de la résistance GO due au biplan. De plus, il existe une complication dans la conception de l’avion, puisqu’il faut en réalité fabriquer deux GO, et non un.
Des collègues ont souligné que la fonction « déstabilisateur biplan » est disponible sur l'avion des frères Wright, mais que non seulement une nouvelle fonctionnalité est brevetée dans les inventions, mais également un nouvel ensemble de fonctionnalités. Les Wright n'avaient pas le panneau « rabat ». De plus, si l'ensemble des caractéristiques d'une nouvelle invention est connu, alors pour que cette invention soit reconnue, au moins une caractéristique doit être utilisée à de nouvelles fins. Chez les Wright, le biplan était utilisé pour réduire le poids de la structure, et dans l'invention décrite, pour réduire la dérivée.
"Canard girouette"
Il y a près de deux décennies, ils se sont souvenus de l'idée du « canard météorologique », évoquée au début de l'article.
Il utilise une queue horizontale à plumes comme déstabilisateur - FGO, qui se compose du déstabilisateur lui-même, placé de manière pivotante sur un axe perpendiculaire au fuselage et connecté au servo du déstabilisateur. Une sorte d'avion de schéma normal, où l'aile de l'avion est le déstabilisateur du CSF, et le stabilisateur de l'avion est le servo du CSF. Et cet avion ne vole pas, mais est placé sur un axe, et il s'oriente lui-même par rapport au flux venant en sens inverse. En modifiant l'angle d'attaque négatif du servo, on modifie l'angle d'attaque du déstabilisateur par rapport au flux et, par conséquent, la force de portance du CSF lors du contrôle du pas.
Avec une position fixe de la servodirection par rapport au déstabilisateur, le CSF ne réagit pas aux rafales de vent verticales, c'est-à-dire aux changements de l'angle d'attaque de l'avion. Sa dérivée est donc nulle. Sur la base de notre raisonnement précédent - l'option idéale.
Lors des tests du premier avion du système « canard météo » conçu par A. Yurkonenko (3) avec un CSF efficacement chargé, plus de deux douzaines de vols réussis ont été effectués. Dans le même temps, des signes évidents d’instabilité de l’avion ont été constatés (4).
"Super résilience"
Comme ce n'est pas paradoxal, mais l'instabilité de la « girouette » est une conséquence de sa « superstabilité ». Le moment stabilisateur d'un canard classique avec un GO fixe est formé à partir du moment stabilisateur de l'aile et du moment déstabilisant antagoniste du GO. Chez les canards girouettes, le CSF ne participe pas à la formation du moment stabilisateur, et il se forme uniquement à partir du moment stabilisateur de l'aile. Ainsi, le moment de stabilisation de la « girouette » est environ dix fois supérieur à celui de la girouette classique. Avec une augmentation accidentelle de l'angle d'attaque, l'avion, sous l'influence d'un moment de stabilisation excessif de l'aile, ne revient pas au mode précédent, mais le « dépasse ». Après le "dépassement", l'avion acquiert un angle d'attaque réduit par rapport au régime précédent, par conséquent, un moment de stabilisation d'un autre signe apparaît, également excessif, et ainsi des auto-oscillations se produisent, que le pilote n'est pas en mesure d'éteindre.
L'une des conditions de stabilité est la capacité d'un avion à atténuer les effets des perturbations atmosphériques. Ainsi, en l’absence de perturbations, un vol satisfaisant d’un avion instable est possible. Ceci explique les approches réussies de l'avion YuAN-1. Dans sa lointaine jeunesse, l'auteur a eu un cas où un nouveau modèle de planeur a volé le soir par temps calme pendant au moins 45 minutes au total, démontrant des vols tout à fait satisfaisants et montrant une brillante instabilité - un cabré alterné avec une plongée lors du premier vol par temps venteux. Tant que le temps était calme et qu'il n'y avait pas de perturbations, le planeur démontrait un vol satisfaisant, mais son réglage était instable. Il n’y avait tout simplement aucune raison de montrer cette instabilité.
Le CSF décrit peut, en principe, être utilisé chez un "pseudo-canard". Un tel avion est essentiellement un système « sans queue » et possède un centrage approprié. Et son CSF ne sert qu'à compenser le moment de plongée supplémentaire de l'aile qui se produit lors du déclenchement de la mécanisation. En configuration croisière, il n'y a aucune charge sur le CSF. Ainsi, le CSF ne fonctionne pas réellement dans le mode de vol opérationnel principal et son utilisation dans cette variante est donc improductive.
"KRASNOV-CANARD"
La « super-stabilité » peut être éliminée en augmentant le dérivé CSF de zéro à un niveau acceptable. Cet objectif est atteint grâce au fait que l'angle de rotation du FGO est nettement inférieur à l'angle de rotation du servo provoqué par un changement de l'angle d'attaque de l'avion (5). Cela se fait grâce à un mécanisme très simple, illustré sur la figure. 2. CSF 1 et servo 3 sont placés de manière pivotante sur l'axe OO1. Les tiges 4 et 6 à travers les charnières 5,7, 9,10 relient le CSF 1 et le servo 3 à la bascule 8. L'embrayage 12 sert à modifier la longueur de la tige 6 par le pilote pour contrôler le pas. La rotation du CSF 1 s'effectue non pas par la totalité de l'angle de déviation du servo 3 par rapport à l'avion lors du changement de direction du flux venant en sens inverse, mais uniquement par sa partie proportionnelle. Si la proportion est égale à la moitié, alors sous l'action du flux ascendant, entraînant une augmentation de l'angle d'attaque de l'avion de 2 degrés, l'angle d'attaque réel du CSF n'augmentera que de 1 degré. Ainsi, le dérivé CSF sera deux fois inférieur à celui du GO fixe. Les lignes pointillées marquent la position du CSF 1 et du servo 3 après changement de l'angle d'attaque de l'avion. Changer la proportion et donc déterminer la valeur de la dérivée est facile à mettre en œuvre en choisissant les distances appropriées des charnières 5 et 7 à l'axe OO1.
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La réduction de la dérivée GO due à la mise en drapeau permet de placer la mise au point dans n'importe quelle limite, et derrière elle le centre de masse de l'avion. C'est le concept de décalage de centrage aérodynamique. Ainsi, toutes les restrictions sur l'utilisation de la mécanisation moderne de l'aile dans le schéma "canard" sont supprimées tout en maintenant la stabilité statique.
"KRASNOV-FLUGER"
Tout va bien! Mais il y a un inconvénient. Pour que le CSF 1 ait une force de levage positive, il faut qu'une force de levage négative agisse sur le servo 3. Analogie - le schéma normal de l'avion. Autrement dit, il y a des pertes pour l’équilibrage, dans ce cas, l’équilibrage du CSF. Le moyen d’éliminer cette lacune est donc le système du « canard ». Nous plaçons le servo devant le CSF, comme indiqué sur la Fig. 3.
CSF fonctionne comme suit (6). En raison de l'action des forces aérodynamiques sur le CSF 1 et le servo 4, le CSF 1 est spontanément réglé à un certain angle d'attaque par rapport à la direction du flux venant en sens inverse. Les angles d'attaque du CSF 1 et du servo 4 ont le même signe, donc les forces de portance de ces surfaces auront la même direction. C'est-à-dire que la force aérodynamique du servo 4 ne réduit pas, mais augmente la force de portance du CSF 1. Pour augmenter l'angle d'attaque de l'avion, le pilote déplace la poussée 6 vers l'avant, ce qui fait que le servo 4 sur la charnière 5 tourne dans le sens des aiguilles d'une montre et l'angle d'attaque du servo 4 augmente. Cela conduit à une augmentation de l'angle d'attaque du CSF 1, c'est-à-dire à une augmentation de sa force de portance.
En plus du contrôle du tangage, la liaison assurée par la poussée 7 assure une augmentation de zéro à la valeur requise de la dérivée CSF.
Supposons que l'avion soit entré dans le 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 charnières 9 et 8 en l'absence de poussée 7 devraient se rapprocher. La poussée 7 empêche la convergence et fait tourner le servo 4 dans le sens des aiguilles d'une montre et augmente ainsi son angle d'attaque.
Ainsi, lorsque la direction du flux venant en sens inverse change, l'angle d'attaque du servo 4 change, et le CSF 1 se règle spontanément à un angle différent par rapport au flux et crée une force de levage différente. Dans ce cas, la valeur de cette dérivée dépend de la distance entre les charnières 8 et 3, ainsi que de la distance entre les charnières 9 et 5.
Le CSF proposé a été testé sur le modèle du cordon électrique du circuit « canard », tandis que sa dérivée a été réduite de moitié par rapport au CSF fixe. La charge du CSF représentait 68 % de celle de l'aile. La tâche du contrôle n'était pas d'obtenir des charges égales, mais d'obtenir précisément une charge inférieure du CSF par rapport à l'aile, car si vous l'obtenez, il ne sera pas difficile d'obtenir l'égalité. Chez les "canards" avec un GO fixe, la charge du plumage est généralement 20 à 30 % supérieure à la charge de l'aile.
"Avion parfait"
Si la somme de deux nombres est une valeur constante, alors la somme de leurs carrés sera la plus petite si ces nombres sont égaux. Étant donné que la résistance inductive de la surface d'appui est proportionnelle au carré de son coefficient de portance, alors la plus petite limite de résistance de l'avion sera dans le cas où ces coefficients des deux surfaces d'appui sont égaux entre eux en mode vol de croisière. Un tel avion devrait être considéré comme « idéal ». Les inventions "Krasnov-canard" et "Krasnov-girouette" permettent de concrétiser le concept d'"avion idéal" sans recourir au maintien artificiel de la stabilité par des systèmes automatiques.
Une comparaison de « l'avion idéal » avec un avion conventionnel moderne montre qu'il est possible d'obtenir un gain de charge utile de 33 % avec une économie de carburant simultanée de 23 %.
CSF crée une portance maximale à des angles d'attaque proches de la critique, et ce mode est typique de l'embarcadère du vol. Dans ce cas, l'écoulement des particules d'air autour de la surface d'appui est proche de la limite entre la normale et le décrochage. La séparation du flux de la surface du GO s'accompagne d'une forte perte de portance sur celui-ci et, par conséquent, d'un abaissement intensif du nez de l'avion, ce qu'on appelle la « plongée ». Un cas illustratif de « plongée » est le crash du Tu-144 au Bourget, lorsqu'il s'est effondré à la sortie de la plongée juste après la plongée. L'utilisation du CSF proposé permet de résoudre facilement ce problème. Pour ce faire, il suffit de limiter l'angle de rotation de la servodirection par rapport au CSF. Dans ce cas, l’angle d’attaque réel du CSF sera limité et ne deviendra jamais égal à l’angle critique.
"Stabilisateur de girouette"
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La question de l’utilisation du CSF dans un schéma normal est intéressante. Si vous ne réduisez pas, mais vice versa, augmentez l'angle de rotation du CSF par rapport à la direction assistée, comme indiqué sur la Fig. 4, alors la dérivée CSF sera beaucoup plus élevée par rapport au stabilisateur fixe (7).
Cela vous permet de déplacer considérablement la mise au point et le centre de masse de l'avion. En conséquence, la charge de croisière du stabilisateur CSF ne devient pas négative, mais positive. De plus, si le centre de masse de l'avion est déplacé au-delà de la focalisation par l'angle de déflexion des volets (le point d'application de l'incrément de portance dû à la déflexion des volets), alors le stabilisateur à palette crée également une portance positive dans la configuration d'atterrissage. .
Mais tout cela est probablement vrai tant qu'on ne prend pas en compte l'influence du freinage et de l'écoulement en pente de la surface d'appui avant vers l'arrière. Il est clair que dans le cas du « canard », le rôle de cette influence est bien moindre. Et d'un autre côté, si le stabilisateur « porte » sur les combattants militaires, alors pourquoi cessera-t-il de « transporter » dans la vie civile ?
"Krasnov-plan" ou "pseudo-canard à girouette"
Le déstabilisateur articulé, même s'il n'est pas radical, complique néanmoins la conception de l'avion. Il s'avère qu'une diminution de la dérivée du déstabilisateur peut être obtenue par des moyens beaucoup moins coûteux.
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Sur la fig. La figure 4 montre un déstabilisateur 1 de l'avion proposé relié rigidement au fuselage (non représenté au dessin). Il est équipé d'un moyen de modification de sa force de levage sous la forme d'un élévateur 2, qui, à l'aide d'une charnière 3, est monté sur une équerre 4 reliée rigidement au déstabilisateur 1. Sur la même équerre 4, à l'aide d'une charnière 5, est placée une tige 6, à l'extrémité arrière de laquelle est rigidement fixé un servovolant 7. A l'extrémité avant de la tige 6, à côté de la charnière 5, est rigidement fixé un levier 8 dont l'extrémité supérieure est reliée à la tige 9 au moyen d'une charnière 10. A l'extrémité arrière de la tige 10 se trouve une charnière 11 la reliant au levier 12 du trimmer 13 de l'élévateur 2. Lorsque ce trimmer 13 à l'aide de la charnière 14 est monté à l'arrière du volant 2 hauteurs. L'embrayage 15 modifie la longueur de la poussée 10 sous le contrôle du pilote pour contrôler le pas.
Le déstabilisateur présenté fonctionne comme suit. En cas d'augmentation accidentelle de l'incidence de l'avion, par exemple lorsqu'il entre dans un courant ascendant, le servo 7 dévie vers le haut, ce qui entraîne un déplacement de la poussée 10 vers la gauche, c'est-à-dire vers l'avant et fait dévier le trimmer 13 vers le bas, ce qui fait que l'élévateur 2 dévie vers le haut. La position de la hauteur du gouvernail 2, du servo 7 et du trim 13 dans la situation décrite est représentée sur le dessin en lignes pointillées.
En conséquence, l'augmentation de la force de portance du déstabilisateur 1 due à l'augmentation de l'angle d'attaque sera dans une certaine mesure nivelée par la déviation vers le haut de la gouverne de profondeur 2. Le degré de ce nivellement dépend du rapport des angles de déviation du servo 7 et de la hauteur de la gouverne de profondeur 2. Et ce rapport est fixé par la longueur des leviers 8 et 12. Lorsque l'angle d'attaque diminue, la gouverne de profondeur 2 dévie vers le bas et la force de levage du déstabilisateur 1 augmente, nivelant la diminution de l'angle d'attaque.
Ainsi, une diminution de la dérivée du déstabilisateur est obtenue par rapport au « canard » classique.
Du fait que le servo 7 et le trimmer 13 sont cinématiquement interconnectés, ils s'équilibrent. Si cet équilibrage n'est pas suffisant, alors il est nécessaire d'inclure dans la conception une masse d'équilibrage, qui doit être placée soit à l'intérieur de la servodirection 7, soit sur le prolongement de la tige 6 devant la charnière 5. L'ascenseur 2 doit également être équilibré.
Puisque la dérivée par rapport à l'angle d'attaque de la surface d'appui est environ deux fois la dérivée par rapport à l'angle de braquage du volet, alors avec un double excès de l'angle de braquage du gouvernail 2 par rapport à l'angle de braquage de le servo 7, il est possible d'atteindre une valeur de la dérivée du déstabilisateur proche de zéro.
Le servo 7 est égal en surface au trim 13 des hauteurs du gouvernail 2. Autrement dit, les ajouts à la conception de l’avion sont de très petite taille et la compliquent de manière négligeable.
Ainsi, il est tout à fait possible d'obtenir les mêmes résultats que la « girouette » en utilisant uniquement les technologies traditionnelles de fabrication aéronautique. Par conséquent, un avion doté d'un tel déstabilisateur peut être qualifié de « canard pseudo-girouette ». Cette invention a reçu un brevet sous le nom de « Plan Krasnov » (8).
"Avion ignorant les turbulences"
Il est très judicieux de réaliser un avion dans lequel les surfaces d'appui avant et arrière ont au total une dérivée égale à zéro.
Un tel avion ignorera presque complètement les flux verticaux des masses d'air et ses passagers ne ressentiront pas de « bavardage » même en cas de turbulences atmosphériques intenses. Et comme les flux verticaux de masses d'air n'entraînent pas de surcharge de l'avion, on peut compter sur une surcharge opérationnelle nettement inférieure, ce qui affectera positivement la masse de sa structure. Du fait que l’avion ne subit pas de surcharges en vol, sa cellule n’est pas soumise à l’usure par fatigue.
La diminution de la dérivée de l'aile d'un tel avion est obtenue de la même manière que pour le déstabilisateur du « pseudo-canard à girouette ». Mais le servo n'agit pas sur les gouvernes de profondeur, mais sur les flaperons des ailes. Le flaperon est la partie de l'aile qui fait office d'aileron et de volet. Dans ce cas, à la suite d'un changement aléatoire de l'angle d'attaque de l'aile, l'augmentation de sa portance se produit au niveau du foyer en termes d'angle d'attaque. Et l'augmentation négative de la portance de l'aile résultant de la déviation du flaperon par la servodirection se produit au point le long de l'angle de déviation du flaperon. Et la distance entre ces foyers est presque égale au quart de la corde aérodynamique moyenne de l'aile. À la suite de l'action de la paire spécifiée de forces dirigées différemment, un moment déstabilisant se forme, 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. Le brevet RF n° 2710955 a été obtenu pour un tel avion.
La totalité des inventions ci-dessus est probablement la dernière ressource informationnelle aérodynamique inutilisée pour augmenter d'un tiers ou plus l'efficacité économique de l'aviation subsonique.
Рий Краснов
RÉFÉRENCES
- D. Sobolev. Histoire du centenaire de « l’aile volante », Moscou, Rusavia, 1988, p. 100.
- Y. Krasnov. Brevet RF n° 2000251.
- A. Yurkonenko. Canard alternatif. Technique - jeunesse 2009-08. Page 6-11
- V. Lapin. Quand le « canard girouette » volera-t-il ? L'aviation générale. 2011. N° 8. Page 38-41.
- Y. Krasnov. Brevet RF n° 2609644.
- Y. Krasnov. Brevet RF n° 2651959.
- Y. Krasnov. Brevet RF n° 2609620.
- Y. Krasnov. Brevet RF n° 2666094.
Source: habr.com