Izumitelj predkrila Gustav Lachmann je krajem tridesetih godina prošlog veka predložio opremiti besrepni avion slobodno plovnim krilom, smeštenim ispred krila. Ovo krilo je bilo opremljeno servo-komandom koja je regulisala njegovu uzletnu silu. Služio je za kompenzaciju dodatnog momenta uranjanja krila koji se javlja prilikom otpuštanja zakrilca. Budući da je Lachmann bio zaposlen u firmi Handley Page, ona je bila vlasnik patenta na ovo tehničko rešenje, i pod tim brendom se navedena ideja pominje u tehničkoj literaturi. Međutim, praktične realizacije ove ideje još uvek nema! Koji je razlog?
Gubici na balansiranju
Krilo aviona koje stvara uzletnu silu ima prateći, može se reći, negativni nusproizvod u vidu momenta uranjanja koji nastoji da uvede avion u uranjanje. Da bi se avion sprečio da uranja, na njegovom repu se nalazi malo krilo – stabilizator, koji se tome protivi stvarajući silu uzletanja usmerenu prema dolje, tj. negativnu. Ova aerodinamička shema aviona naziva se "normalnom". Budući da je uzletna sila stabilizatora negativna, ona se sabira sa težinom aviona, i krilo mora imati uzletnu silu koja premašuje težinu.
Razlika tih sila naziva se gubicima na balansiranju, koji mogu doseći do 20%.
Međutim, prvi leteći avion braće Wright nije imao takve gubitke, jer je malo krilo – destabilizator, koje sprečava uranjanje, bilo smešteno ne iza krila, već ispred njega. Ova aerodinamička shema aviona naziva se "patka". I da bi sprečio uranjanje aviona, destabilizator mora stvarati silu uzletanja usmerenu prema gore, tj. pozitivnu. Ona se sabira sa uzletnom silom krila, a ova suma jednaka je težini aviona. Kao rezultat toga, krilo mora stvarati uzletnu silu manju od težine. I nikakvi gubici na balansiranju!
Stabilizator i destabilizator objedinjeni su u jedan termin – horizontalno upravljanje ili HU.
Međutim, s masovnim razvojem mehanizacije krila početkom tridesetih godina prošlog stoljeća, "patka" je izgubila ovu prednost. Osnovni element mehanizacije je zakrilac - pomični donji dio krila. On otprilike udvostručuje uzgonsku silu krila, čime se može smanjiti brzina tijekom slijetanja i uzlijetanja, čime se štedi na masi podvozja. No, nuspojava u obliku momenta zavođenja pri otpuštanju zakrilca raste do te mjere da destabilisator ne može s njom upravljati, dok stabilizator - može. Rušiti je teže nego graditi, u ovom slučaju pozitivna sila.
Da bi krilo stvorilo uzgonsku silu, potrebno ga je orijentirati pod kutom u odnosu na smjer protivnosnog strujanja zraka. Taj kut se naziva kutom napada i s njegovim povećanjem raste i uzgonska sila, ali ne beskonačno, već do kritičnog kuta, koji se nalazi u rasponu od 15 do 25 stupnjeva. Zbog toga je ukupna aerodynamicna sila usmjerena ne strogo prema gore, već je nagnuta prema repu zrakoplova. I ovu silu možemo razložiti na komponentu koja je usmjerena strogo prema gore - uzgonsku silu, i komponentu usmjerenu unatrag - silu aerodynamicnog otpora. O odnosu uzgonske sile prema sili otpora sudi se o aerodinamičkoj kvaliteti zrakoplova, koja može iznositi od 7 do 25.
U korist normalne sheme djeluje takav fenomen kao što je nagib strujanja zraka iza krila, koji se sastoji u skretanju smjera strujanja prema dolje, pri čemu je nagib veći što je veća uzgonska sila krila. Stoga, pri pomicanju zakrilca, zbog aerodinamike, automatski se povećava stvarni negativni kut napada stabilizatora i, posljedično, njegova negativna uzgonska sila.
Osim toga, u korist „normalne“ sheme u usporedbi s „patkom“ djeluje i okolnost kao što je osiguranje uzdužne stabilnosti leta zrakoplova. Kut napada zrakoplova može se mijenjati kao rezultat vertikalnih pomaka zračnih masa. Zrakoplovi se projektiraju s obzirom na ovaj fenomen i teže suprotstavljanju uznemirivanjima. Svaka površina zrakoplova ima aerodinamičku točku fokusa – mjesto primjene povećanja uzletne snage pri promjeni kuta napada. Ako se razmatra rezultanta povećanja krila i horizontalne stabilizacije, fokus postoji i kod zrakoplova. Ako je fokus zrakoplova iza središta mase, tada slučajnim povećanjem kuta napada povećanje uzletne snage nastoji naginjati zrakoplov kako bi se smanjio kut napada. I zrakoplov se vraća u prethodni način leta. U tom slučaju, u „normalnoj“ shemi krilo stvara destabilizirajući moment (za povećanje kuta napada), a stabilizator stvara stabilizirajući moment (za smanjenje kuta napada) i potonji prevladava približno 10%. U „patki“ destabilizirajući moment stvara destabilizator, dok stabilizirajući moment stvara krilo, i on je otprilike 10% veći. Stoga povećanje površine i ramena horizontalnog repnog stabilizatora dovodi do povećanja stabilnosti kod normalne sheme, a do smanjenja u „patki“. Svi momenti djeluju i računaju se u odnosu na središte mase zrakoplova (v. sl. 1).
)
Ako je fokus aviona ispred središta mase, onda pri slučajnom blagom povećanju uglova napada on se još više povećava i avion će biti statički nestabilan. Ova relativna pozicija fokusa i središta mase se koristi u modernim borbenim avionima kako bi se opteretio stabilizator i dobio pozitivan uzgonski učinak. Let aviona osigurava četverostruko duplicirani automatski sustav umjetne stabilnosti, koji 'korigira' prilikom skretanja aviona od potrebnog ugla napada. Kada se automatski sustav isključi, avion se počinje okretati repom naprijed, na čemu se temelji figura 'Kobrak Pugacheva', u kojoj pilot namjerno isključuje automatiku i pri postizanju potrebnog ugla okretanja repa ispaljuje raketu u stražnju polusferu, a zatim ponovno uključuje automatiku.
U daljnjem tekstu razmatramo samo statički stabilne avione, jer se samo takvi avioni mogu koristiti u civilnoj avijaciji.
Međusobno raspoređivanje fokusa aviona i središta mase karakterizira pojam 'centriranje'.
Budući da je fokus iza središta mase neovisno o shemi, udaljenost između njih, koja se naziva sigurnosna stabilnost, povećava moment za normalnu shemu i smanjuje u 'patku'.
Odnos krakova krila i momenta u 'patki' je takav da uzgonska sila destabilizatora pri maksimalnom odstupanju elerona se u potpunosti koristi prilikom iznošenja aviona na velike kutove napada. I neće biti dovoljna pri puštanju zakrilaca. Stoga svi 'patke' poznatog američkog konstruktora Rutan nemaju nikakvu mehanizaciju. Njegov avion 'Voyager' prvi na svijetu je obletio bez slijetanja i dopunjavanja gorivom zemaljsku kuglu 1986. godine.
Izuzetak čini Beechcraft 'Starship', ali su tamo s ciljem korištenja zakrilaca primijenjene vrlo složene konstrukcije s promjenjivom geometrijom destabilizatora, koju nije bilo moguće dovesti do serijski reproducibilnog stanja, zbog čega je projekt zatvoren.
Rame krila u velikoj mjeri ovisi o tome koliko se povećava uzgon stabilizatora pri povećanju njegovog kuta napada za jedan stupanj; ovaj parametar nazivamo derivatom po kutu napada koeficijenta uzgona ili jednostavno derivatom stabilizatora. A, što je manja ta derivata, to se bliže krilu može smjestiti središte mase aviona, a samim tim će rame krila biti manje. Kako bi smanjio navedenu derivatu, autor je 1992. godine predložio izraditi stabilizator prema biplanskoj shemi (2). To omogućuje smanjenje rame krila toliko da se eliminira prepreka u korištenju zakrilca na njemu. Međutim, pojavljuje se nuspojava u obliku povećanja otpora GO zbog biplanosti. Osim toga, tu je i složenost konstrukcije aviona, jer se mora izraditi zapravo dva GO-a, a ne jedno.
Kolege su istakle da je znak "biplanski stabilizator" prisutan na avionu Braće Wright, ali u izumima se patentira ne samo nova osobina, već i nova kombinacija osobina. Wrightovima nedostaje znak "zakrilca". Osim toga, ako je poznata cjelina osobina novog izuma, tada za priznanje tog izuma, barem jedna osobina mora biti korištena u novim svrhema. Kod Wrightova biplanost je korištena za smanjenje težine konstrukcije, a u opisanom izumu – za smanjenje derivata.
"Vjetroturbinska patka"
Skoro dva desetljeća kasnije, ponovno je spomenuta ideja "vjetroturbinske patke", koja je spomenuta na početku članka.
U njoj se kao stabilizator koristi vjetroturbinsko horizontalno krilo – FGO, koje se sastoji od samog stabilizatora, koji je zglobno postavljen na osi okomitoj na trup, i povezanog sa stabilizatorom servorulja. Ovaj mali avion normalne sheme ima stabilizator FGO kao krilo, a stabilizator aviona kao servorulju FGO. I ovaj mali avion ne leti, nego je postavljen na osi i sami se orijentira prema protoku. Promjenom negativnog kuta napada servorulje, mijenjamo kut napada stabilizatora u odnosu na protok, a samim tim i uzgon FGO-a pri upravljanju po nosivosti.
U nepromijenjenom položaju servo-ruča u odnosu na destabilizator, FGO ne reagira na udare vertikalnog vjetra, tj. na promjene kuta napada aviona. Stoga je njegova derivacija jednaka nuli. Na temelju naših prethodnih razmatranja – idealna opcija.
Prilikom ispitivanja prvog aviona s dizajnom „vjetroturbina” konstruktora A. Jurkonenka (3) s učinkovito opterećenim FGO-om izvršeno je više od dvadeset uspješnih letova. Uz to, uočeni su jasni znakovi nestabilnosti aviona (4).
„Super-stabilnost”
Kako to ne bi zvučalo paradoksalno, nestabilnost „vjetroturbine” je posljedica njene „super-stabilnosti”. Stabilizirajući moment klasične patke s fiksnim GO-om nastaje iz stabilizirajućeg momenta krila i suprotstavljenog mu destabilizirajućeg momenta GO. Kod vjetroturbine FGO ne sudjeluje u formiranju stabilizirajućeg momenta, a on nastaje samo iz stabilizirajućeg momenta krila. Tako je stabilizirajući moment kod „vjetroturbine” otprilike deset puta veći nego kod klasične. Pri slučajnom povećanju kuta napada, avion pod djelovanjem pretjeranog stabilizirajućeg momenta krila ne vraća se u prethodni režim, već ga „preskoči”. Nakon „preskakanja”, avion stječe smanjeni kut napada u odnosu na prethodni režim, zbog čega se javlja stabilizirajući moment suprotnog znaka, također pretjeran, i tako nastaju auto-oscilacije koje pilot ne može prigušiti.
Jedan od uvjeta stabilnosti je sposobnost aviona da neutralizira posljedice uzburkanosti atmosfere. Stoga je u odsustvu uzburkanosti moguć zadovoljavajući let nestabilnog aviona. Tako se objašnjavaju uspješni letovi aviona JUAN-1. U dalekoj mladosti autora dogodio se slučaj kada je novi model zmaja letio po večerima u bezvjetrici ukupno najmanje 45 minuta, pokazujući sasvim zadovoljavajuće letove i izražavajući jasnu nestabilnost – usponi su se izmjenjivali s nagibima već pri prvom letu u vjetrovitom vremenu. Dok je vrijeme bilo mirno i nije bilo uzburkanosti, zmaj je pokazivao zadovoljavajući let, ali podešavanje nije bilo stabilno. Jednostavno nije bilo razloga za pokazivanje te nestabilnosti.
Opisani FGO u osnovi se može koristiti u „pseudo pato”. Ova vrsta aviona zapravo je shema „bezkositne ptice” i ima odgovarajuću centriranu ravnotežu. A FGO se koristi samo za kompenzaciju dodatnog momenta opadanja krila prilikom otvaranja mehanizacije. U krstarenju, opterećenje na FGO je odsutno. Stoga, u glavnom operativnom režimu leta FGO zapravo ne radi, pa je njegova upotreba u ovom slučaju malo produktivna.
„KRASNOV-PATKA”
„Prekomjerna stabilnost“ može se eliminirati povećanjem derivacije FGO od nule do prihvatljive razine. Postavljeni cilj se postiže tako da je kut zakretanja FGO znatno manji od kuta zakretanja serovrha, uzrokovanog promjenom kuta napada aviona (5). Za to služi vrlo jednostavan mehanizam prikazan na slici 2. FGO 1 i serovrh 3 su zglobno smješteni na osi OO1. Poluge 4 i 6 povezane su preko zglobova 5, 7, 9, 10 FGO 1 i serovrha 3 s polugom 8. Spoj 12 služi za promjenu dužine poluge 6 od strane pilota u svrhu upravljanja po nagibu. Okretanje FGO 1 ne vrši se preko cijelog kuta odstupanja serovrha 3 u odnosu na LAv dok se mijenja smjer protivnoga toka, već samo preko njegove proporcionalne dio. Ako je omjer polovica, tada pod djelovanjem uzlaznog toka koji uzrokuje povećanje kuta napada LA za 2 stupnja, stvarni kut napada FGO povećat će se samo za 1 stupanj. Prema tome, derivacija FGO bit će dvostruko manja u usporedbi s fiksnim GO. Pomoćne linije označavaju položaj FGO 1 i serovrha 3 nakon promjene kuta napada LA. Promjena omjera i, stoga, određivanje veličine derivacije, lako se postiže odabirom odgovarajućih udaljenosti zglobova 5 i 7 od osi OO1.
)
Smanjenje derivacije GO uz pomoć flugiranja omogućuje postavljanje fokusa i središta mase aviona u bilo kojim granicama. U tome leži pojam aerodinamičkog pomaka centriranja. Time se uklanjaju sva ograničenja za korištenje moderne mehanizacije krila u shemi „pata” uz očuvanje statičke stabilnosti.
„KRASNOV-FLUGE”
Sve je savršeno! No, postoji mali nedostatak. Da bi se na FGO 1 pojavila pozitivna uzgona sila, na servorulu 3 mora delovati negativna uzgona sila. Analoga – normalna shema aviona. Odnosno, postoje gubici na balansiranju, u ovom slučaju balansiranje FGO. Odatle i put do otklanjanja ovog nedostatka – shema „patka“. Postavljamo servorul ispred FGO, kao što je prikazano na slici 3.
FGO funkcioniše na sledeći način (6). Kao rezultat delovanja aerodinamičkih sila na FGO 1 i servorul 4, FGO 1 se samostalno postavlja pod određenim uglom napada prema pravcu protivstrujnog toka. Uglovi napada FGO 1 i servorula 4 imaju isti znak, stoga će uzgona sile ovih površina imati iste pravce. Odnosno, aerodinamička sila servorula 4 ne smanjuje, već povećava uzgona silu FGO 1. Da bi povećao ugao napada aviona, pilot pomera vučnu silu 6 unapred, zbog čega se servorul 4 na spoju 5 okreće u smeru kazaljke na satu i ugao napada servorula 4 se povećava. To dovodi do povećanja ugla napada FGO 1, tj. do povećanja njegove uzgona sile.
Pored upravljanja po nagibu, veza koju obezbeđuje vučna sila 7 omogućava povećanje od nule do potrebne vrednosti derivacije FGO.
Pretpostavimo da je avion ušao u uzlazni tok i njegov ugao napada se povećao. U tom slučaju, greda 2 se okreće suprotno od kazaljke na satu i spojevi 9 i 8 u slučaju odsustva vučne sile 7 trebali bi se približavati. Vučna sila 7 sprečava približavanje i okreće servorul 4 u smeru kazaljke na satu, čime se povećava njegov ugao napada.
Dakle, pri promeni pravca protivstrujnog toka, menja se ugao napada servorula 4, i FGO 1 se samostalno postavlja pod drugačijim uglom u odnosu na tok i stvara drugačiju uzgona silu. Pri tome veličina navedene derivacije zavisi od razdaljine između spojeva 8 i 3, kao i od razdaljine između spojeva 9 i 5.
Predloženi FG je testiran na elektro-kordnoj shemi „patka“, pri čemu je njegova izvedenica u odnosu na fiksni GO smanjena za polovicu. Opterećenje FG-a iznosilo je 68% od opterećenja krila. Cilj provjere nije bio postići jednake opterećenosti, već dobiti niže opterećenje FG-a u odnosu na krilo, jer bi postizanje toga olakšalo postizanje jednakih. U „patkama“ s fiksnim GO, opterećenje kontrolnih površina obično premašuje opterećenje krila za 20–30%.
„Idealna letjelica“
Ako zbroj dvaju brojeva ostaje nepromijenjen, zbroj njihovih kvadrata bit će najmanji kada su ti brojevi jednaki. Budući da je inducirano otpor na korisnoj površini proporcionalno kvadratu njenog koeficijenta uzgona, minimalni otpor letjelice bit će kada su koeficijenti obiju korisnih površina jednaki jedni drugima tijekom krstarenja. Takvu letjelicu treba smatrati „idealnom“. Izumi „Krasnov-patka“ i „Krasnov-vjetrobran“ omogućuju stvarno ostvarenje pojma „idealna letjelica“ bez umjetnog održavanja stabilnosti automatskim sustavima.
Usporedba „idealne letjelice“ s modernom letjelicom normalne sheme pokazuje da se može postići 33% dobitka u komercijalnom opterećenju uz istovremenu uštedu goriva od 23%.
FG stvara maksimalnu uzgonsku snagu na kutovima napada bliskim kritičnom, a takvo stanje karakterizirano je fazom sletanja. U tom slučaju, oblačenje korisne površine česticama zraka približava se granici između normalnog i prekoračenog. Prekid strujanja s površine GO prati nagli gubitak uzgonske snage na njemu, a kao posljedica, intenzivno poniranje nosa letjelice, tzv. „kljucanje“. Pojavni slučaj „kljucanja“ je katastrofa Tu-144 u Le Bourgetu, kada se raspao prilikom izlaska iz poniranja upravo nakon kljucanja. Korištenje predloženog FG-a omogućuje jednostavno rješavanje tog problema. Za to je potrebno samo ograničiti kut rotacije servo upravljača u odnosu na FG. U tom slučaju, stvarni kut napada FG-a bit će ograničen i nikad neće postati jednak kritičnom.
„Vjetrobanski stabilizator“
)
Zanimljivo je pitanje korištenja FGO-a u normalnoj shemi. Ako ne smanjujemo, nego naprotiv, povećamo kut okretanja FGO-a u odnosu na servo volan, kao što je prikazano na slici 4, tada će derivacija FGO-a biti mnogo viša u usporedbi s fiksnim stabilizatorom (7).
To omogućava značajno pomicanje fokusa i središta mase aviona nazad. Kao rezultat, krstarenje opterećenje FGO-stabilizatora postaje ne negativno, već pozitivno. Osim toga, ako se središte mase aviona nađe pomjereno iza fokusa po kutu otklona zakrilca (točka primjene povećanja uzgona zahvaljujući otklonu zakrilca), tada flugger stabilizator i u konfiguraciji slijetanja stvara pozitivan uzgon.
No, sve je to, možda, ispravno sve dok ne uzmemo u obzir utjecaj kočenja i nagiba struje s prednje nosive površine na stražnju. Jasno je da je u slučaju "patke" uloga ovog utjecaja značajno manja. S druge strane, ako na vojnim lovcima stabilizator "nosi", zašto bi prestao "nositi" na civilnim zrakoplovima?
"Krasnov-plan" ili "pseudo-flugger patka"
Zglobno pričvršćenje destabilizatora, iako ne radikalno, ipak complicira konstrukciju aviona. Ispostavlja se da se smanjenje derivacije destabilizatora može postići mnogo jeftinijim sredstvima.
)
Na slici 4 prikazan je kruto povezan s trupom (na crtežu nije prikazan) destabilizator 1 predloženog zrakoplova. Opremljen je sredstvom za promjenu uzgona u obliku ručice 2 visine, koja je pomoću zgloba 3 pričvršćena na nosač 4, koji je čvrsto povezan s destabilizatorom 1. Na tom istom nosaču 4 pomoću zgloba 5 smještena je šipka 6, na stražnjem kraju koje je čvrsto pričvršćen servo volan 7. Na prednjem kraju šipke 6, u blizini zgloba 5, čvrsto je pričvršćena poluga 8, čiji je gornji kraj putem zgloba 9 povezan s šipkom 10. Na stražnjem kraju šipke 10 nalazi se zglob 11, koji je povezuje s polugom 12 trimera 13 ručice 2 visine. Pritom je trimer 13 pomoću zgloba 14 pričvršćen na stražnjem dijelu ručice 2 visine. Spoj 15 mijenja duljinu šipke 10 pod upravljanjem pilota za upravljanje po nagibu.
Predstavljeni destabilizator funkcionira na sljedeći način. Kada dođe do slučajnog povećanja kuta napada zrakoplovnog aparata, na primjer, prilikom ulaska u uspon, servoupravljač 7 se pomiče prema gore, što uzrokuje pomak potiska 10 ulijevo, tj. naprijed, i dovodi do pomaka trimera 13 prema dolje, čime se upravljač 2 visine pomiče prema gore. Položaj upravljača 2 visine, servoupravljača 7 i trimera 13 u opisanoj situaciji prikazan je na crtežu točkicama.
Kao rezultat toga, povećanje uzgonske sile destabilizatora 1 zbog povećanja kuta napada djelomično će biti izjednačeno pomakom upravljača 2 visine prema gore. Stepen ovog izjednačenja ovisi o omjeru uglova odstupanja servoupravljača 7 i upravljača 2 visine. Taj omjer određuje dužina poluga 8 i 12. Kada se kut napada smanji, upravljač 2 visine se pomiče prema dolje, a uzgonska sila destabilizatora 1 se povećava, izjednačujući smanjenje kuta napada.
Tako se postiže smanjenje derivacije destabilizatora u odnosu na klasičnu "patku".
Budući da su servoupravljač 7 i trimer 13 kinematički povezani, oni se međusobno izbalansiraju. Ako ta izbalansiranost nije dovoljna, potrebno je u konstrukciju uključiti ravnotežni uteg, koji treba smjestiti ili unutar servoupravljača 7 ili na produžetku šipke 6 ispred zgloba 5. Upravljač 2 visine također treba biti izbalansiran.
Budući da je derivacija po kutu napada nosive površine otprilike dvostruko veća od derivacije po kutu odstupanja zakrilca, moguće je postići vrijednost derivacije destabilizatora koja je blizu nule pri dvostrukom povećanju kuta odstupanja upravljača 2 visine u odnosu na kut odstupanja servoupravljača 7.
Servoupravljač 7 po površini je jednak trimera 13 upravljača 2 visine. To znači da su dodaci u konstrukciju aviona vrlo mali po dimenzijama i zanemarivo malo kompliciraju.
Stoga je sasvim moguće postići iste rezultate kao i kod "fligernog patka" koristeći samo tradicionalne tehnologije proizvodnje aviona. Zbog toga se zrakoplov s takvim destabilizatorom može nazvati "pseudofligernom patkom". Na to je izum dobio patent s nazivom "Krasnov-plan" (8).
"Avion koji ignorira turbulencije"
Izuzetno je razborito dizajnirati avion čija prednja i stražnja uzletna površina zajedno imaju derivaciju jednaku nuli.
Takav avion će gotovo potpuno ignorirati vertikalne zračne struje, a njegovi putnici neće osjećati 'treskanje' čak ni pri intenzivnoj turbulenciji u atmosferi. A s obzirom da vertikalne zračne struje ne uzrokuju preopterećenje aviona, može se očekivati znatno manja operativna preopterećenja, što će pozitivno utjecati na težinu njegove konstrukcije. Budući da avion tijekom leta ne doživljava preopterećenja, njegov planeri neće biti podložni umoru.
Smanjenje derivacije krila takvog aviona postigne se na isti način kao i za destabilizator kod 'pseudo-vjetroturbine'. Međutim, servo repa ne djeluje na visinske krmene, već na flaperone krila. Flaperon je dio krila koji funkcionira kao aileron i zakrilce. U tom slučaju, kao rezultat slučajne promjene kuta napada krila, povećanje njegove uzletne sile događa se u fokusu prema kutu napada. A negativno povećanje uzletne sile krila kao rezultat pomaka flaperona servo repa javlja se u fokusu prema kutu pomaka flaperona. I udaljenost između tih fokusnih točaka gotovo je jednaka četvrti srednje aerodinamičke tetive krila. Na kraju, djelovanjem tog para suprotstavljenih sila formira se destabilizirajući moment, koji je potrebno kompenzirati momentom destabilizatora. U tom slučaju, destabilizator bi trebao imati malu negativnu derivaciju, a vrijednost derivacije krila trebala bi biti nešto veća od nule. Za takav avion je dobiven patent RF broj 2710955.
Skup izloženih izuma predstavlja, možda, posljednji neiskorišteni informatički aerodinamički resurs za povećanje ekonomske učinkovitosti subsonične avijacije za trećinu i više.
Jurij Krasnov
LITERATURA
- D. Sobolev. Sto godina povijesti 'letećeg krila', Moskva, Rusavija, 1988, str. 100.
- J. Krasnov. Patent RF broj 2000251.
- A. Jurkoneko. Alternativna 'patka'. Tehnika — mladima 2009-08. Str. 6-11.
- V. Lapin. Kada će poletjeti 'vjetroturbina'? Avijacija opće namjene. 2011. br. 8. Str. 38-41.
- J. Krasnov. Patent RF broj 2609644.
- J. Krasnov. Patent RF broj 2651959.
- Y. Krasnov. Patent broj RF № 2609620.
- Y. Krasnov. Patent broj RF № 2666094.
Izvor: habr.com
