U kasnim tridesetim godinama prošlog stoljeća, izumitelj letvice, Gustav Lachmann, predložio je opremanje bezrepca slobodnim lebdećim krilom postavljenim ispred krila. Ovo je krilo bilo opremljeno servo-kormilom, uz pomoć kojeg se regulirala njegova sila podizanja. Služio je za kompenzaciju dodatnog momenta poniranja krila koji se javlja kada se zakrilca otpuste. Budući da je Lachmann bio zaposlenik tvrtke Handley-Page, ona je bila vlasnik patenta za ovo tehničko rješenje i pod tim se brendom ideja spominje u tehničkoj literaturi. Ali još uvijek nema praktične provedbe ove ideje! Koji je razlog?
Balansiranje gubitaka
Krilo aviona, koje stvara uzgon, ima i popratnu, reklo bi se, negativnu nusproizvodu u vidu momenta ronjenja koji nastoji dovesti avion u zaron. Da bi se avion spriječio u poniranju, na repu se nalazi malo krilo - stabilizator, koji sprječava to poniranje, stvarajući sila podizanja prema dolje, odnosno negativnu. Ovaj aerodinamički dizajn zrakoplova naziva se "normalan". Budući da je uzgon stabilizatora negativan, on povećava gravitaciju zrakoplova, a krilo mora imati uzgon veći od gravitacije.
Razlika između tih sila naziva se gubici ravnoteže, koji mogu doseći i do 20%.
Ali prvi leteći avion braće Wright nije imao takve gubitke, jer malo krilo - destabilizator koji sprječava zaron - nije bilo iza krila, već ispred njega. Ovakav aerodinamički dizajn zrakoplova naziva se "kanard". A kako bi spriječio letjelicu da zaroni, destabilizator mora stvoriti uzlaznu silu prema gore, odnosno pozitivnu. Dodaje se uzgonu krila i taj zbroj je jednak gravitaciji zrakoplova. Kao rezultat toga, krilo mora proizvesti silu uzgona koja je manja od sile gravitacije. I nema gubitaka za balansiranje!
Stabilizator i destabilizator spojeni su u jedan pojam - horizontalni rep ili GO.
Međutim, masovnim razvojem mehanizacije krila za polijetanje i slijetanje početkom tridesetih godina prošlog stoljeća, "patka" je izgubila tu prednost. Glavni element mehanizacije je flaps - stražnji dio krila koji je otklonjen prema dolje. Otprilike udvostručuje silu podizanja krila, zbog čega je moguće smanjiti brzinu pri slijetanju i polijetanju, čime se štedi na težini šasije. Ali nusproizvod u obliku trenutka zarona kada se flap otpusti povećava se do te mjere da se destabilizator ne može nositi s tim, ali stabilizator se ne može nositi. Lomljenje nije građenje, u ovom slučaju pozitivna sila.
Da bi krilo stvorilo uzgon, mora biti usmjereno pod kutom u odnosu na smjer nadolazećeg protoka zraka. Taj se kut naziva napadnim kutom i njegovim povećanjem raste i sila uzgona, ali ne neograničeno, već do kritičnog kuta, koji se kreće od 15 do 25 stupnjeva. Dakle, ukupna aerodinamička sila nije usmjerena striktno prema gore, već je nagnuta prema repu zrakoplova. I može se rastaviti na komponentu usmjerenu strogo prema gore - sila uzgona, i usmjerena unatrag - aerodinamička sila otpora. Omjer sile uzgona i otpora koristi se za procjenu aerodinamičke kvalitete zrakoplova, koja može biti u rasponu od 7 do 25.
Fenomen koji ide u prilog normalnoj shemi je zakošenje strujanja zraka iza krila, koje se sastoji u otklonu smjera strujanja prema dolje, većem što je uzgon krila veći. Stoga, kada se zakrilca otklone, zbog aerodinamike, automatski se povećava stvarni negativni napadni kut stabilizatora i, posljedično, njegova negativna sila uzgona.
Osim toga, takva okolnost kao što je osiguranje uzdužne stabilnosti leta zrakoplova također ide u korist "normalne" sheme u usporedbi s "kanardom". Napadni kut zrakoplova može se mijenjati kao rezultat vertikalnih kretanja zračnih masa. Zrakoplovi su dizajnirani imajući na umu ovaj fenomen i nastoje izdržati smetnje. Svaka površina zrakoplova ima aerodinamički fokus - točku primjene prirasta uzgona kada se promijeni napadni kut. Ako uzmemo u obzir rezultantu povećanja krila i GO, tada zrakoplov također ima fokus. Ako je žarište zrakoplova iza središta mase, tada s nasumičnim povećanjem napadnog kuta, povećanje uzgona nastoji nagnuti zrakoplov tako da se napadni kut smanji. I avion se vraća na prethodni način letenja. U ovom slučaju, u "normalnoj" konfiguraciji, krilo stvara moment destabilizacije (za povećanje napadnog kuta), a stabilizator stvara stabilizirajući moment (za smanjenje napadnog kuta), a potonji prevladava za oko 10% . Kod kanadera destabilizirajući moment stvara destabilizator, a stabilizacijski moment koji je oko 10% veći stvara krilo. Stoga povećanje površine i ramena vodoravnog repa dovodi do povećanja stabilnosti u normalnom dizajnu i do njegovog smanjenja u "kanardu". Svi momenti djeluju i izračunavaju se u odnosu na centar mase zrakoplova (vidi sliku 1).
)
Ako je fokus aviona ispred središta mase, tada se slučajnim malim povećanjem napadnog kuta on još više povećava i avion će biti statički nestabilan. Ovaj relativni položaj fokusa i centra mase koristi se u modernim lovcima za opterećenje stabilizatora i primanje ne negativnog, već pozitivnog uzgona na njemu. A let zrakoplova nije osiguran aerodinamikom, već četverostruko dupliciranim automatskim sustavom umjetne stabilnosti, koji "upravlja" kada se zrakoplov odmakne od potrebnog kuta napada. Kada se automatizacija isključi, zrakoplov prvo počinje okretati rep, na tome se temelji figura “Pugačovljeva kobra” u kojoj pilot namjerno isključuje automatiku i kada postigne željeni kut zakretanja repa, ispaljuje raketa u stražnju polukuglu, a zatim ponovno uključuje automatiku.
U nastavku razmatramo samo statički stabilne zrakoplove, budući da se samo takvi mogu koristiti u civilnom zrakoplovstvu.
Relativni položaj žarišta zrakoplova i središta mase karakterizira koncept "centriranja".
Budući da je žarište iza središta mase, bez obzira na uzorak, udaljenost između njih, koja se naziva granica stabilnosti, povećava krak GO u normalnom uzorku i smanjuje ga u "kanardu".
Omjer krakova krila i kanarda je takav da se sila podizanja destabilizatora pri maksimalnom otklonu elevatora u potpunosti koristi kada se zrakoplov dovede u visoke napadne kutove. I nedostajat će kad se zakrilca oslobode. Dakle, sve "patke" poznatog američkog dizajnera Rutana nemaju nikakvu mehanizaciju. Njegov zrakoplov Voyager prvi je na svijetu obletio svijet bez slijetanja i punjenja goriva 1986. godine.
Izuzetak je Beechcraft Starship, no tamo je za potrebe korištenja flapsova korišten vrlo složen dizajn s promjenjivom geometrijom destabilizatora koji se nije mogao dovesti u serijski reproduktivno stanje, zbog čega je projekt zatvoren.
Ruka krila uvelike ovisi o tome koliko se uzgonska sila destabilizatora povećava kada se njegov napadni kut poveća za jedan stupanj; ovaj parametar se naziva derivacija u odnosu na napadni kut koeficijenta uzgona ili jednostavno derivacija destabilizatora. I što je ta izvedenica manja, središte mase zrakoplova se može smjestiti bliže krilu, stoga će krak krila biti manji. Da bi se smanjio ovaj derivat, autor je 1992. godine predložio implementaciju destabilizatora prema dvokrilnoj shemi (2). To omogućuje smanjenje ramena krila toliko da eliminira prepreku za korištenje preklopa na njemu. Međutim, javlja se nuspojava u obliku povećanja otpora GO zbog biplana. Osim toga, postoji komplikacija u dizajnu zrakoplova, jer je potrebno zapravo proizvesti dva GO, a ne jedan.
Kolege su istaknule da je značajka "destabilizatora dvokrilca" bila prisutna na avionu braće Wright, ali u izumima nije patentirana samo nova značajka, već i novi skup značajki. Wrightovi nisu imali značajku "preklopa". Osim toga, ako je poznat skup značajki novog izuma, tada da bi taj izum bio priznat, mora se barem jedna značajka koristiti za nove svrhe. Wrightovi su koristili biplan za smanjenje težine konstrukcije, au opisanom izumu - za smanjenje izvedenice.
"Patka vjetrokaz"
Prije gotovo dva desetljeća sjetili smo se ideje o "krilatnoj patki" spomenutoj na početku članka.
Kao destabilizator koristi vjetrokaz horizontalni rep (FGO), koji se sastoji od samog destabilizatora, zglobno postavljenog na os okomitu na trup, i spojenog na destabilizator servo kormila. Vrsta aviona normalne konstrukcije, gdje je krilo aviona FGO destabilizator, a stabilizator aviona je FGO servo. I ovaj avion ne leti, već je postavljen na os, a sam je orijentiran u odnosu na nadolazeći tok. Promjenom negativnog napadnog kuta servo upravljača, mijenjamo napadni kut destabilizatora u odnosu na protok i, posljedično, silu podizanja FGO-a tijekom kontrole nagiba.
Kada položaj servo upravljača ostane nepromijenjen u odnosu na destabilizator, FGO ne reagira na udare okomitog vjetra, tj. na promjene u napadnom kutu zrakoplova. Stoga je njegova derivacija nula. Na temelju naših prethodnih rasprava, ovo je idealna opcija.
Prilikom testiranja prve letjelice dizajna "vane canard" koju je dizajnirao A. Yurkonenko (3) s učinkovito napunjenim FGO-om, izvedeno je više od dvadesetak uspješnih prilaza. Istodobno su otkriveni jasni znakovi nestabilnosti zrakoplova (4).
"Super otpornost"
Koliko god se činilo paradoksalno, nestabilnost "patke s lopaticama" posljedica je njezine "super stabilnosti". Stabilizirajući moment klasičnog kanadera s fiksnim GO formira se od stabilizirajućeg momenta krila i destabilizirajućeg momenta GO koji mu se suprotstavlja. Kod vjetrokrilne patke FGO ne sudjeluje u formiranju stabilizirajućeg momenta, a nastaje samo iz stabilizirajućeg momenta krila. Tako je stabilizirajući moment "patke s lopaticama" otprilike deset puta veći od klasičnog. Ako se napadni kut slučajno poveća, zrakoplov se pod utjecajem prevelikog stabilizirajućeg momenta krila ne vraća na prethodni način, već ga "prelijeće". Nakon "prekoračenja" zrakoplov dobiva smanjeni napadni kut u odnosu na prethodni način, pa se javlja stabilizacijski moment drugog predznaka, također prekomjeran, a samim time nastaju i vlastite oscilacije koje pilot nije u stanju ugasiti.
Jedan od uvjeta stabilnosti je sposobnost zrakoplova da neutralizira posljedice atmosferskih poremećaja. Stoga je u nedostatku smetnji moguć zadovoljavajući let nestabilnog zrakoplova. To objašnjava uspješna približavanja zrakoplova YuAN-1. U mojoj dalekoj mladosti, autor je imao slučaj kada je novi model jedrilice letio u večernjim satima u mirnim uvjetima ukupno najmanje 45 minuta, pokazujući sasvim zadovoljavajuće letove i pokazavši značajnu nestabilnost - propinjanje se izmjenjivalo s poniranjem na prvom letu po vjetrovitom vrijeme. Sve dok je vrijeme bilo mirno i bez smetnji, jedrilica je pokazala zadovoljavajući let, ali njezino podešavanje je bilo nestabilno. Jednostavno nije bilo razloga za pokazivanje te nestabilnosti.
Opisani likvor se u načelu može koristiti u "pseudo-patki". Takav zrakoplov je u biti "bez repa" dizajna i ima odgovarajuće poravnanje. A njegov FGO služi samo za kompenzaciju dodatnog momenta poniranja krila koji se javlja kada se mehanizacija otpusti. U konfiguraciji krstarenja nema opterećenja na FGO. Dakle, FGO zapravo ne radi u glavnom operativnom načinu leta, pa je stoga njegova uporaba u ovoj izvedbi neproduktivna.
"KRASNOV-PAČKA"
"Prekomjerna stabilnost" može se eliminirati povećanjem derivata CSF-a od nule do prihvatljive razine. Ovaj cilj je postignut zahvaljujući činjenici da je kut zakreta FGO-a znatno manji od kuta zakreta servo kormila uzrokovanog promjenom napadnog kuta zrakoplova (5). U tu svrhu koristi se vrlo jednostavan mehanizam prikazan na sl. 2. FGO 1 i servo upravljač 3 zglobno su pričvršćeni na osi OO1. Šipke 4 i 6 preko šarnira 5,7, 9,10 povezuju FGO 1 i servo upravljač 3 sa klackalicom 8. Kvačilo 12 služi za promjenu dužine šipke 6 od strane pilota u svrhu kontrole nagiba. Rotacija FGO 1 ne provodi se kroz cijeli kut otklona servo upravljača 3 u odnosu na zrakoplov kada se promijeni smjer nadolazećeg toka, već samo kroz njegov proporcionalni dio. Ako je udio jednak polovici, tada će se pod djelovanjem strujanja prema gore, što dovodi do povećanja napadnog kuta zrakoplova za 2 stupnja, stvarni napadni kut FGO-a povećati za samo 1 stupanj. Sukladno tome, derivat FGO će biti dva puta manji u usporedbi s fiksnim GO. Isprekidane linije označavaju položaj FGO 1 i servo kormila 3 nakon promjene napadnog kuta zrakoplova. Promjena omjera, a samim time i određivanje vrijednosti derivacije može se lako postići odabirom odgovarajućih razmaka zglobova 5 i 7 do osi OO1.
![slika]()
Smanjenje derivata GO zbog perja omogućuje vam postavljanje fokusa unutar bilo kojih granica, a iza njega centar mase zrakoplova. Ovo je koncept aerodinamičkog neusklađenosti. Time se uklanjaju sva ograničenja u korištenju suvremene mehanizacije krila u konfiguraciji kanarda uz zadržavanje statičke stabilnosti.
"KRASNOV-FLUGER"
Sve je u redu! Ali postoji nedostatak. Kako bi se pojavila pozitivna sila uzgona na FGO 1, negativna sila uzgona mora djelovati na servo upravljač 3. Analogija je normalan izgled aviona. To jest, postoje gubici za balansiranje, u ovom slučaju balansiranje CSF-a. Stoga je način za uklanjanje ovog nedostatka shema "patke". Postavljamo servo upravljač ispred FGO, kao što je prikazano na sl. 3.
FGO radi na sljedeći način (6). Kao rezultat djelovanja aerodinamičkih sila na FGO 1 i servo upravljač 4, FGO 1 se spontano postavlja pod određenim napadnim kutom u odnosu na smjer nadolazećeg toka. Napadni kutovi FGO 1 i servo kormila 4 imaju isti predznak, stoga će sile podizanja ovih površina imati isti smjer. Odnosno, aerodinamička sila servo kormila 4 ne smanjuje, već povećava silu podizanja FGO 1. Da bi povećao napadni kut zrakoplova, pilot pomiče potisak 6 prema naprijed, zbog čega servo kormilo 4 na zglobu 5 okreće se u smjeru kazaljke na satu i napadni kut servo kormila 4 se povećava. To dovodi do povećanja napadnog kuta FGO 1, odnosno do povećanja njegove podizne sile.
Uz kontrolu nagiba, veza izvedena potiskom 7 osigurava povećanje od nule do potrebne vrijednosti derivata FGO.
Pretpostavimo da je avion ušao u uzlaznu struju i da mu se napadni kut povećao. U ovom slučaju, greda 2 rotira u smjeru suprotnom od kazaljke na satu, a šarke 9 i 8, u nedostatku vuče 7, morale bi se približiti jedna drugoj. Šipka 7 sprječava približavanje i okreće servo upravljač 4 u smjeru kazaljke na satu i time povećava njegov napadni kut.
Dakle, kada se smjer nadolazećeg toka promijeni, kut napada servo upravljača 4 se mijenja, a FGO 1 se spontano postavlja pod drugačijim kutom u odnosu na tok i stvara drugačiju silu podizanja. U ovom slučaju vrijednost ove derivacije ovisi o udaljenosti između šarki 8 i 3, kao i o udaljenosti između šarki 9 i 5.
Predloženi FGO testiran je na modelu električnog kabela sklopa "patka", dok je njegov derivat u usporedbi s fiksnim GO smanjen za polovicu. Opterećenje FGO-a bilo je 68% onoga za krilo. Cilj testa nije bio dobiti jednaka opterećenja, već dobiti upravo manje opterećenje FGO u odnosu na krilo, jer ako ga postignete, neće biti teško dobiti jednaka. U "patkama" s fiksnim GO, opterećenje perja obično je 20 - 30% veće od opterećenja krila.
"Idealan avion"
Ako je zbroj dva broja konstantna vrijednost, tada će zbroj njihovih kvadrata biti najmanji ako su ti brojevi jednaki. Budući da je induktivni otpor uzgonske površine proporcionalan kvadratu njenog koeficijenta uzgona, najniža granica otpora zrakoplova bit će u slučaju kada su ovi koeficijenti obiju uzgonskih površina međusobno jednaki tijekom krstarećeg leta. Takav zrakoplov treba smatrati "idealnim". Izumi "Krasnov-patka" i "Krasnov-vjetrokaz" omogućuju realiziranje koncepta "idealnog zrakoplova" bez pribjegavanja umjetnom održavanju stabilnosti automatskim sustavima.
Usporedba “idealnog zrakoplova” sa suvremenim zrakoplovom normalne konstrukcije pokazuje da je moguće dobiti 33% povećanja komercijalnog opterećenja uz istovremenu uštedu od 23% na gorivu.
FGO stvara maksimalni uzgon pri napadnim kutovima blizu kritičnih, a ovaj način je tipičan za fazu slijetanja u letu. U ovom slučaju strujanje čestica zraka oko nosive površine je blizu granice između normalnog i zastoja. Prekid protoka s površine GO-a popraćen je oštrim gubitkom uzgona na njemu i, kao posljedica toga, intenzivnim spuštanjem nosa zrakoplova, takozvanim "nagibom". Indikativan slučaj “peka” je katastrofa Tu-144 kod Le Bourgeta, kada se srušio po izlasku iz zarona upravo nakon zarona. Korištenje predloženog CSF-a omogućuje jednostavno rješavanje ovog problema. Da biste to učinili, potrebno je samo ograničiti kut rotacije servo upravljača u odnosu na FGO. U tom će slučaju stvarni napadni kut FGO biti ograničen i nikada neće postati jednak kritičnom.
"Stabilizator vjetrokazke"
![slika]()
Zanimljivo je pitanje korištenja FGO u normalnoj shemi. Ako ne smanjite, već naprotiv, povećajte kut rotacije FGO u usporedbi s servo upravljačem, kao što je prikazano na sl. 4, tada će derivacija FGO biti puno veća u usporedbi s fiksnim stabilizatorom (7).
To omogućuje da se fokus i središte mase zrakoplova značajno pomaknu unatrag. Kao rezultat toga, krstareće opterećenje FGO stabilizatora ne postaje negativno, već pozitivno. Osim toga, ako se središte mase zrakoplova pomakne izvan fokusa duž kuta otklona zakrilca (točka primjene prirasta uzgona zbog otklona zakrilca), tada pero stabilizatora stvara pozitivnu silu uzgona u konfiguraciji slijetanja .
Ali sve ovo može biti istina sve dok ne uzmemo u obzir učinak kočenja i kosine strujanja od prednje ležajne površine prema stražnjoj. Jasno je da je u slučaju "patke" uloga ovog utjecaja mnogo manja. S druge strane, ako stabilizator "nosi" vojne lovce, zašto će onda prestati "nositi" civilne zrakoplove?
"Krasnov-plan" ili "pseudo-krilasta patka"
Zglobna montaža destabilizatora, iako ne radikalno, ipak komplicira dizajn zrakoplova. Ispada da se smanjenje derivata destabilizatora može postići mnogo jeftinijim sredstvima.
![slika]()
Na sl. Slika 4 prikazuje destabilizator 1 predloženog zrakoplova kruto spojenog na trup (nije prikazan na crtežu). Opremljen je sredstvom za promjenu sile podizanja u obliku upravljača 2, koji je pomoću šarke 3 montiran na nosač 4, kruto povezan s destabilizatorom 1. Na istom nosaču 4, pomoću šarke 5, nalazi se šipka 6, na čijem je stražnjem kraju kruto pričvršćen servo upravljač 7. Na prednjem kraju šipke 6, uz šarku 5, kruto je pričvršćena poluga 8, čiji je gornji kraj spojen na šipku 9 pomoću šarke 10. Na stražnjem kraju šipke 10 nalazi se šarka 11 koja ga povezuje s polugom 12 trimera 13 dizala 2. U ovom slučaju, trimer 13 je montiran na stražnji dio upravljača 14 pomoću šarke 2. Spojka 15 mijenja duljinu potiska 10 pod kontrolom pilota za kontrolu nagiba.
Prikazani destabilizator radi na sljedeći način. Ako se napadni kut zrakoplova slučajno poveća, na primjer, kada uđe u uzlaznu struju, servo upravljač 7 se skrene prema gore, što za sobom povlači pomak potiska 10 ulijevo, tj. naprijed i dovodi do otklona trimera 13 prema dolje, zbog čega se dizalo 2 otklanja prema gore. Položaj upravljača 2, servo upravljača 7 i trimera 13 u opisanoj situaciji prikazan je na crtežu isprekidanim linijama.
Kao rezultat toga, povećanje sile podizanja destabilizatora 1 zbog povećanja napadnog kuta bit će u određenoj mjeri neutralizirano otklonom dizala 2 prema gore. Stupanj ovog niveliranja ovisi o omjeru kutova otklona servo upravljača 7 i upravljača 2. I ovaj omjer je postavljen duljinom poluga 8 i 12. Kada se napadni kut smanji, dizalo 2 se skreće prema dolje, a sila podizanja destabilizatora 1 se povećava, izravnavajući smanjenje napadnog kuta.
Na taj način se postiže smanjenje derivata destabilizatora u odnosu na klasičnu "patku".
Zbog činjenice da su servo upravljač 7 i trimer 13 međusobno kinematički povezani, međusobno se uravnotežuju. Ako ovo balansiranje nije dovoljno, tada je potrebno uključiti uteg za balansiranje u dizajnu, koji mora biti postavljen ili unutar servo upravljača 7 ili na produžetku šipke 6 ispred zgloba 5. Dizalo 2 mora također biti uravnotežen.
Budući da je derivacija prema napadnom kutu nosive površine približno dvostruko veća od derivacije prema kutu otklona zakrilca, onda kada je kut otklona kormila 2 dvostruko veći od kuta otklona servo kormila 7, moguće je postići vrijednost derivacije destabilizatora blizu nule.
Servo kormilo 7 po površini je jednako trimeru 13 visine kormila 2. Odnosno, dodaci dizajnu zrakoplova vrlo su male veličine i zanemarivo ga kompliciraju.
Stoga je sasvim moguće dobiti iste rezultate kao i "kanard lopatica" koristeći samo tradicionalne tehnologije proizvodnje zrakoplova. Stoga se zrakoplov s takvim destabilizatorom može nazvati "pseudo-lopaticom". Za ovaj izum primljen je patent pod nazivom “Krasnov-plan” (8).
"Avion koji ignorira turbulencije"
Vrlo je preporučljivo konstruirati zrakoplov u kojem prednja i stražnja podizna površina imaju ukupnu derivaciju jednaku nuli.
Takav će zrakoplov gotovo u potpunosti zanemariti vertikalna strujanja zračnih masa, a njegovi putnici neće osjetiti "brbljanje" čak ni uz intenzivne turbulencije u atmosferi. A kako vertikalna strujanja zračnih masa ne dovode do preopterećenja zrakoplova, može se računati da će imati značajno manje operativno preopterećenje, što će se pozitivno odraziti na težinu njegove konstrukcije. Zbog činjenice da zrakoplov ne doživljava preopterećenja tijekom leta, njegov okvir nije podložan zamornom trošenju.
Smanjenje izvedenice krila takvog zrakoplova postiže se na isti način kao i kod destabilizatora u "pseudo-krilnom kanardu". Ali servo ne djeluje na elevatore, već na flaperone krila. Flaperon je dio krila koji funkcionira poput krilca i zakrilca. U ovom slučaju, kao rezultat slučajne promjene u napadnom kutu krila, njegova sila uzgona raste u fokusu duž napadnog kuta. A negativan prirast sile uzgona krila kao rezultat otklona flaperona od strane servo kormila javlja se u fokusu duž kuta otklona flaperona. A udaljenost između tih žarišta gotovo je jednaka četvrtini prosječne aerodinamičke tetive krila. Kao rezultat djelovanja ovog para višesmjernih sila nastaje destabilizirajući moment, koji mora biti kompenziran momentom destabilizatora. U tom slučaju destabilizator treba imati malu negativnu derivaciju, a vrijednost derivacije krila treba biti nešto veća od nule. Za takav zrakoplov primljen je RF patent br. 2710955.
Skup predstavljenih izuma predstavlja, vjerojatno, posljednji neiskorišteni informacijski aerodinamički resurs za povećanje ekonomske učinkovitosti podzvučnog zrakoplovstva za trećinu ili više.
Jurij Krasnov
REFERENCE
- D. Sobolev. Stogodišnja povijest "letećeg krila", Moskva, Rusavia, 1988., str. 100.
- Yu. Krasnov. RF patent br. 2000251.
- A. Jurkonenko. Alternativna "patka". Tehnika – mladi 2009.-08. Stranica 6-11 (prikaz, stručni).
- V. Lapin. Kada će vjetrokaz poletjeti? Opće zrakoplovstvo. 2011. br. 8. Stranica 38-41 (prikaz, ostalo).
- Yu. Krasnov. RF patent br. 2609644.
- Yu. Krasnov. RF patent br. 2651959.
- Yu. Krasnov. RF patent br. 2609620.
- Yu. Krasnov. RF patent br. 2666094.
Izvor: www.habr.com