Pada akhir tahun tiga puluhan abad yang lalu, penemu slat, Gustav Lachmann, mengusulkan untuk melengkapi yang tak berekor dengan sayap mengambang bebas yang ditempatkan di depan sayap. Sayap ini dilengkapi dengan kemudi servo, yang dengannya gaya angkatnya diatur. Ini berfungsi untuk mengimbangi momen penyelaman sayap tambahan yang terjadi saat penutup dilepas. Karena Lachmann adalah karyawan perusahaan Handley-Page, ia adalah pemilik paten untuk solusi teknis ini dan di bawah merek ini idenya disebutkan dalam literatur teknis. Namun masih belum ada implementasi praktis dari ide ini! Apa alasannya?
Menyeimbangkan kerugian
Sayap sebuah pesawat terbang, yang menciptakan gaya angkat, memiliki, bisa dikatakan, produk sampingan negatif yang menyertainya dalam bentuk momen menyelam yang cenderung membuat pesawat tersebut menukik. Untuk mencegah pesawat menyelam, ada sayap kecil di ekornya - penstabil, yang mencegah penyelaman ini, menciptakan gaya angkat ke bawah, yaitu gaya angkat negatif. Desain pesawat yang aerodinamis ini disebut “normal”. Karena gaya angkat stabilizer negatif, hal ini menambah gravitasi pesawat, dan sayap harus memiliki gaya angkat yang lebih besar daripada gravitasi.
Perbedaan antara kekuatan-kekuatan ini disebut kerugian penyeimbangan, yang bisa mencapai 20%.
Namun pesawat terbang pertama Wright Bersaudara tidak mengalami kerugian sebesar itu, karena sayap kecil - alat destabilizer yang mencegah penyelaman - ditempatkan bukan di belakang sayap, melainkan di depannya. Desain pesawat yang aerodinamis ini disebut “canard”. Dan untuk mencegah pesawat menyelam, destabilizer harus menciptakan gaya angkat ke atas, yaitu gaya angkat positif. Gaya ini ditambahkan pada gaya angkat sayap, dan jumlah ini sama dengan gaya gravitasi pesawat. Akibatnya sayap harus menghasilkan gaya angkat yang lebih kecil dari gaya gravitasi. Dan tidak ada kerugian untuk penyeimbangan!
Stabilizer dan destabilizer digabungkan menjadi satu istilah - horizontal tail atau GO.
Namun, dengan perkembangan besar-besaran mekanisasi sayap lepas landas dan pendaratan di awal tahun tiga puluhan abad lalu, “bebek” kehilangan keunggulan ini. Elemen utama mekanisasi adalah flap – bagian belakang sayap yang dibelokkan ke bawah. Ini kira-kira menggandakan gaya angkat sayap, sehingga memungkinkan untuk mengurangi kecepatan saat mendarat dan lepas landas, sehingga menghemat bobot sasis. Namun produk sampingan berupa momen menyelam ketika flap dilepas meningkat sedemikian rupa sehingga destabilizer tidak dapat mengatasinya, tetapi stabilizer tidak dapat mengatasinya. Penghancuran bukanlah membangun, dalam hal ini merupakan kekuatan positif.
Agar sayap dapat menciptakan gaya angkat, sayap harus diorientasikan pada sudut terhadap arah aliran udara yang datang. Sudut ini disebut sudut serang dan seiring bertambahnya, gaya angkat juga meningkat, tetapi tidak terus-menerus, tetapi hingga sudut kritis, yaitu berkisar antara 15 hingga 25 derajat. Oleh karena itu, gaya aerodinamis total tidak diarahkan sepenuhnya ke atas, tetapi cenderung ke arah ekor pesawat. Dan itu dapat didekomposisi menjadi komponen yang diarahkan ke atas - gaya angkat, dan diarahkan ke belakang - gaya tarik aerodinamis. Rasio gaya angkat terhadap gaya hambat digunakan untuk menilai kualitas aerodinamis pesawat, yang berkisar antara 7 hingga 25.
Fenomena yang mendukung skema normal adalah kemiringan aliran udara di belakang sayap, yang terdiri dari defleksi ke bawah arah aliran, semakin besar gaya angkat sayap. Oleh karena itu, ketika penutup dibelokkan, karena aerodinamis, sudut serang negatif sebenarnya dari stabilizer secara otomatis meningkat dan, akibatnya, gaya angkat negatifnya.
Selain itu, keadaan seperti memastikan stabilitas longitudinal penerbangan pesawat juga mendukung skema "normal" dibandingkan dengan "canard". Sudut serang suatu pesawat dapat mengalami perubahan akibat pergerakan vertikal massa udara. Pesawat dirancang dengan mempertimbangkan fenomena ini dan berusaha untuk menahan gangguan. Setiap permukaan pesawat memiliki fokus aerodinamis - titik penerapan kenaikan gaya angkat ketika sudut serang berubah. Jika kita mempertimbangkan resultan pertambahan sayap dan GO, maka pesawat juga mempunyai fokus. Jika fokus pesawat berada di belakang pusat massa, maka dengan peningkatan sudut serang secara acak, pertambahan gaya angkat cenderung membuat pesawat miring sehingga sudut serang berkurang. Dan pesawat kembali ke mode penerbangan sebelumnya. Dalam hal ini, dalam konfigurasi “normal”, sayap menciptakan momen destabilisasi (untuk meningkatkan sudut serang), dan stabilizer menciptakan momen stabilisasi (untuk mengurangi sudut serang), dan momen terakhir berlaku sekitar 10%. . Dalam canard, momen destabilisasi dihasilkan oleh destabilizer, dan momen stabilisasi, yaitu sekitar 10% lebih besar, dihasilkan oleh sayap. Oleh karena itu, peningkatan luas dan bahu ekor horizontal menyebabkan peningkatan stabilitas pada desain normal dan penurunan “canard”. Semua momen berlaku dan dihitung relatif terhadap pusat massa pesawat (lihat Gambar 1).
)
Jika fokus pesawat berada di depan pusat massa, maka dengan sedikit peningkatan acak pada sudut serang, sudut serangnya akan semakin meningkat dan bidang tersebut akan menjadi tidak stabil secara statis. Posisi relatif dari fokus dan pusat massa ini digunakan pada pesawat tempur modern untuk memuat stabilizer dan menerima bukan gaya angkat negatif, melainkan gaya angkat positif. Dan penerbangan pesawat dipastikan bukan oleh aerodinamis, tetapi oleh sistem stabilitas buatan otomatis yang diduplikasi empat kali, yang “mengarahkan” ketika pesawat menjauh dari sudut serang yang diperlukan. Ketika otomatisasi dimatikan, pesawat mulai memutar ekornya terlebih dahulu, inilah yang mendasari gambar “Kobra Pugachev”, di mana pilot dengan sengaja mematikan otomatisasi dan, ketika sudut rotasi ekor yang diperlukan tercapai, menembakkan a roket ke belahan bumi belakang, lalu menyalakan otomatisasi lagi.
Berikut ini, kami hanya mempertimbangkan pesawat yang stabil secara statis, karena hanya pesawat tersebut yang dapat digunakan dalam penerbangan sipil.
Posisi relatif dari fokus pesawat dan pusat massa mencirikan konsep “pemusatan”.
Karena fokus berada di belakang pusat massa, apa pun polanya, jarak di antara keduanya, yang disebut margin stabilitas, meningkatkan lengan GO dalam pola normal dan menurunkannya dalam “canard”.
Rasio lengan sayap terhadap canard sedemikian rupa sehingga gaya angkat destabilizer pada defleksi maksimum elevator digunakan sepenuhnya ketika pesawat dibawa ke sudut serang yang tinggi. Dan itu akan terlewatkan saat penutupnya dilepas. Oleh karena itu, semua “bebek” desainer terkenal Amerika Rutan tidak memiliki mekanisasi apa pun. Pesawat Voyager miliknya adalah yang pertama di dunia yang terbang mengelilingi dunia tanpa mendarat dan mengisi bahan bakar pada tahun 1986.
Pengecualian adalah Beechcraft Starship, tetapi di sana, untuk tujuan penggunaan penutup, digunakan desain yang sangat kompleks dengan geometri destabilizer variabel, yang tidak dapat dibawa ke keadaan yang dapat direproduksi secara serial, itulah sebabnya proyek ditutup.
Lengan sayap sangat bergantung pada seberapa besar gaya angkat destabilizer meningkat ketika sudut serangnya meningkat satu derajat; parameter ini disebut turunan terhadap sudut serang koefisien angkat atau hanya turunan dari destabilizer. Dan, semakin kecil turunannya, semakin dekat letak pusat massa pesawat ke sayap, sehingga lengan sayapnya akan semakin kecil. Untuk mengurangi turunan ini, penulis pada tahun 1992 mengusulkan untuk mengimplementasikan destabilizer menurut skema biplan (2). Hal ini memungkinkan untuk mengurangi bahu sayap sedemikian rupa sehingga menghilangkan hambatan untuk menggunakan penutup di atasnya. Namun terjadi efek samping berupa peningkatan resistensi GO akibat biplan. Selain itu, terdapat kerumitan dalam desain pesawat, karena sebenarnya diperlukan dua GO, dan bukan satu.
Rekan kerja menunjukkan bahwa fitur “biplan destabilizer” hadir di pesawat Wright Bersaudara, namun dalam penemuan tersebut tidak hanya fitur baru yang dipatenkan, tetapi juga serangkaian fitur baru. Wrights tidak memiliki fitur “flap”. Selain itu, jika himpunan ciri suatu penemuan baru diketahui, maka agar penemuan tersebut dapat dikenali, paling sedikit satu ciri harus digunakan untuk tujuan baru. Wrights menggunakan biplan untuk mengurangi berat struktur, dan dalam penemuan yang dijelaskan - untuk mengurangi turunannya.
"Bebek Baling-Baling Cuaca"
Hampir dua dekade lalu, kita teringat gagasan “bebek baling-baling” yang disebutkan di awal artikel.
Ia menggunakan ekor horizontal baling-baling cuaca (FGO) sebagai destabilizer, yang terdiri dari destabilizer itu sendiri, ditempatkan secara berengsel pada sumbu tegak lurus badan pesawat, dan dihubungkan ke destabilizer kemudi servo. Jenis pesawat dengan desain normal, dimana sayap pesawat merupakan destabilizer FGO, dan penstabil pesawat adalah servo FGO. Dan pesawat ini tidak terbang, tetapi ditempatkan pada suatu poros, dan ia sendiri berorientasi relatif terhadap arus yang datang. Dengan mengubah sudut serang negatif kemudi servo, kami mengubah sudut serang destabilizer relatif terhadap aliran dan, akibatnya, gaya angkat FGO selama kontrol nada.
Ketika posisi roda kemudi servo relatif tidak berubah terhadap destabilizer, FGO tidak merespons hembusan angin vertikal, mis. terhadap perubahan sudut serang pesawat. Oleh karena itu turunannya adalah nol. Berdasarkan diskusi kami sebelumnya, ini adalah pilihan ideal.
Saat menguji pesawat pertama berdesain “vane canard” yang dirancang oleh A. Yurkonenko (3) dengan FGO yang memuat muatan efektif, lebih dari dua lusin pendekatan berhasil dilakukan. Pada saat yang sama, tanda-tanda ketidakstabilan pesawat ditemukan (4).
"Ketahanan Super"
Meski kelihatannya paradoks, ketidakstabilan “bebek baling-baling” adalah konsekuensi dari “stabilitas super” yang dimilikinya. Momen stabilisasi canard klasik dengan GO tetap terbentuk dari momen stabilisasi sayap dan momen destabilisasi GO yang menangkalnya. Pada bebek yang tahan cuaca, FGO tidak ikut serta dalam pembentukan momen stabilisasi, dan hanya terbentuk dari momen stabilisasi sayap. Dengan demikian, momen stabilisasi “vane duck” kira-kira sepuluh kali lebih besar dibandingkan momen stabilisasi klasik. Jika sudut serang meningkat secara tidak sengaja, pesawat, di bawah pengaruh momen stabilisasi sayap yang berlebihan, tidak kembali ke mode sebelumnya, tetapi “melampauinya”. Setelah “overshoot”, pesawat memperoleh sudut serang yang lebih kecil dibandingkan dengan mode sebelumnya, sehingga muncul momen stabilisasi dengan tanda yang berbeda, juga berlebihan, dan dengan demikian timbul osilasi sendiri, yang tidak dapat dipadamkan oleh pilot.
Salah satu syarat stabilitas adalah kemampuan pesawat dalam menetralisir akibat gangguan atmosfer. Oleh karena itu, jika tidak ada gangguan, penerbangan yang memuaskan dari pesawat yang tidak stabil dapat dilakukan. Hal ini menjelaskan keberhasilan pendekatan pesawat YuAN-1. Di masa muda saya, penulis memiliki kasus ketika model pesawat layang baru terbang di malam hari dalam kondisi tenang selama total setidaknya 45 menit, menunjukkan penerbangan yang cukup memuaskan dan menunjukkan ketidakstabilan yang signifikan - melempar bergantian dengan menyelam pada penerbangan pertama di cuaca berangin. cuaca. Selama cuaca tenang dan tidak ada gangguan, pesawat layang tersebut menunjukkan penerbangan yang memuaskan, namun penyesuaiannya tidak stabil. Tidak ada alasan untuk menunjukkan ketidakstabilan ini.
CSF yang dijelaskan, pada prinsipnya, dapat digunakan dalam “bebek semu”. Pesawat semacam itu pada dasarnya adalah desain “tanpa ekor” dan memiliki keselarasan yang tepat. Dan FGO-nya hanya digunakan untuk mengimbangi momen menyelam tambahan pada sayap yang terjadi saat mekanisasi dilepaskan. Pada konfigurasi jelajah tidak ada beban pada FGO. Dengan demikian, FGO sebenarnya tidak berfungsi dalam mode penerbangan operasional utama, sehingga penggunaannya dalam perwujudan ini tidak produktif.
"KRASNOV-BEBEK"
“Stabilitas berlebih” dapat dihilangkan dengan meningkatkan turunan CSF dari nol ke tingkat yang dapat diterima. Tujuan ini tercapai karena sudut putaran FGO jauh lebih kecil daripada sudut putaran kemudi servo yang disebabkan oleh perubahan sudut serang pesawat (5). Untuk tujuan ini, mekanisme yang sangat sederhana digunakan, ditunjukkan pada Gambar. 2. Roda kemudi FGO 1 dan servo 3 berengsel pada sumbu OO1. Batang 4 dan 6, melalui engsel 5,7, 9,10, menghubungkan FGO 1 dan roda kemudi servo 3 dengan rocker 8. Kopling 12 berfungsi untuk mengubah panjang batang 6 oleh pilot untuk keperluan pengatur nada. Perputaran FGO 1 dilakukan tidak melalui seluruh sudut deviasi roda kemudi servo 3 relatif terhadap pesawat ketika arah aliran datang berubah, tetapi hanya melalui bagian proporsionalnya. Jika proporsinya sama dengan setengah, maka di bawah pengaruh aliran ke atas, yang menyebabkan peningkatan sudut serang pesawat sebesar 2 derajat, sudut serang FGO yang sebenarnya hanya akan meningkat 1 derajat. Oleh karena itu, turunan dari FGO akan menjadi dua kali lebih kecil dibandingkan dengan GO tetap. Garis putus-putus menunjukkan posisi FGO 1 dan servo rudder 3 setelah perubahan sudut serang pesawat. Mengubah proporsi dan, dengan demikian, menentukan nilai turunannya dapat dengan mudah dilakukan dengan memilih jarak engsel 5 dan 7 yang sesuai terhadap sumbu OO1.
![gambar]()
Mengurangi turunan GO karena bulu-bulu memungkinkan Anda menempatkan fokus dalam batas apa pun, dan di belakangnya pusat massa pesawat. Ini adalah konsep misalignment aerodinamis. Dengan demikian, semua pembatasan penggunaan mekanisasi sayap modern dalam konfigurasi canard dihilangkan dengan tetap menjaga stabilitas statis.
"KRASNOV-FLUGER"
Semuanya baik-baik saja! Tapi ada kekurangannya. Agar gaya angkat positif terjadi pada FGO 1, gaya angkat negatif harus bekerja pada roda kemudi servo 3. Analoginya adalah tata letak normal sebuah pesawat terbang. Artinya, ada kerugian untuk penyeimbangan, dalam hal ini penyeimbangan CSF. Oleh karena itu cara untuk menghilangkan kelemahan ini adalah skema “bebek”. Kami menempatkan roda kemudi servo di depan FGO, seperti yang ditunjukkan pada Gambar. 3.
FGO bekerja sebagai berikut (6). Akibat aksi gaya aerodinamis pada FGO 1 dan servo steering wheel 4, FGO 1 secara spontan dipasang pada sudut serang tertentu terhadap arah arus datang. Sudut serang FGO 1 dan servo rudder 4 mempunyai tanda yang sama, sehingga gaya angkat permukaan tersebut akan mempunyai arah yang sama. Artinya, gaya aerodinamis kemudi servo 4 tidak berkurang, tetapi menambah gaya angkat FGO 1. Untuk meningkatkan sudut serang pesawat, pilot menggeser gaya dorong 6 ke depan, sehingga servo rudder 4 pada engsel 5 berputar searah jarum jam dan sudut serang servo rudder 4 bertambah. Hal ini menyebabkan peningkatan sudut serang FGO 1, yaitu peningkatan gaya angkatnya.
Selain kontrol nada, sambungan yang dilakukan dengan gaya dorong 7 memastikan peningkatan dari nol ke nilai turunan FGO yang diperlukan.
Anggaplah pesawat memasuki arus ke atas dan sudut serangnya meningkat. Dalam hal ini, balok 2 berputar berlawanan arah jarum jam dan engsel 9 dan 8, jika tidak ada gaya traksi 7, harus bergerak saling mendekat. Batang 7 mencegah pendekatan dan memutar roda kemudi servo 4 searah jarum jam dan dengan demikian meningkatkan sudut serangnya.
Jadi, ketika arah aliran datang berubah, sudut serang roda kemudi servo 4 berubah, dan FGO 1 secara spontan diatur pada sudut yang berbeda relatif terhadap aliran dan menciptakan gaya angkat yang berbeda. Dalam hal ini, nilai turunan ini bergantung pada jarak antara engsel 8 dan 3, serta jarak antara engsel 9 dan 5.
FGO yang diusulkan diuji pada model kabel listrik dari rangkaian “bebek”, sedangkan turunannya dibandingkan dengan GO tetap dikurangi setengahnya. Beban pada FGO adalah 68% dari beban sayap. Tujuan dari pengujian ini bukan untuk mendapatkan beban yang sama, tetapi untuk mendapatkan beban FGO yang lebih rendah dibandingkan dengan sayap, karena jika diperoleh maka tidak akan sulit untuk mendapatkan beban yang sama. Pada "bebek" dengan GO tetap, beban pada empennage biasanya 20 - 30% lebih tinggi dari pada beban sayap.
"Pesawat Ideal"
Jika jumlah dua bilangan konstan, maka jumlah kuadrat kedua bilangan tersebut akan menjadi yang terkecil jika bilangan-bilangan tersebut sama. Karena gaya hambat induktif suatu permukaan pengangkat sebanding dengan kuadrat koefisien gaya angkatnya, batas terendah gaya hambat pesawat akan terjadi jika koefisien kedua permukaan pengangkat ini sama satu sama lain selama penerbangan jelajah. Pesawat seperti itu harus dianggap “ideal”. Penemuan “bebek Krasnov” dan “baling-baling cuaca Krasnov” memungkinkan terwujudnya konsep “pesawat ideal” tanpa harus menjaga stabilitas secara artifisial dengan sistem otomatis.
Perbandingan antara “pesawat ideal” dengan pesawat modern berdesain normal menunjukkan bahwa dimungkinkan untuk memperoleh peningkatan muatan komersial sebesar 33% sekaligus menghemat bahan bakar sebesar 23%.
FGO menciptakan gaya angkat maksimum pada sudut serang mendekati kritis, dan mode ini khas untuk fase pendaratan penerbangan. Dalam hal ini, aliran partikel udara di sekitar permukaan penahan beban mendekati batas antara normal dan terhenti. Gangguan aliran dari permukaan GO disertai dengan hilangnya gaya angkat secara tajam dan, sebagai konsekuensinya, hidung pesawat mengalami penurunan yang intens, yang disebut “pitch”. Kasus indikatif dari “peck” adalah bencana Tu-144 di Le Bourget, ketika pesawat tersebut runtuh saat keluar dari penyelaman tepat setelah penyelaman. Penggunaan CSF yang diusulkan memungkinkan penyelesaian masalah ini dengan mudah. Untuk melakukan ini, Anda hanya perlu membatasi sudut putaran kemudi servo relatif terhadap FGO. Dalam hal ini, sudut serang FGO yang sebenarnya akan terbatas dan tidak akan pernah sama dengan sudut kritis.
"Penstabil baling-baling cuaca"
![gambar]()
Pertanyaan tentang penggunaan FGO dalam skema normal merupakan hal yang menarik. Jika Anda tidak menguranginya, tetapi sebaliknya, tingkatkan sudut putaran FGO dibandingkan dengan roda kemudi servo, seperti yang ditunjukkan pada Gambar. 4, maka turunan FGO akan jauh lebih tinggi dibandingkan dengan fixed stabilizer (7).
Hal ini memungkinkan fokus dan pusat massa pesawat bergeser secara signifikan ke belakang. Alhasil, beban jelajah stabilizer FGO menjadi tidak negatif, melainkan positif. Selain itu, jika pusat massa pesawat digeser melampaui fokus sepanjang sudut defleksi flap (titik penerapan kenaikan gaya angkat akibat defleksi flap), maka penstabil bulu menciptakan gaya angkat positif dalam konfigurasi pendaratan. .
Namun semua ini mungkin benar selama kita tidak memperhitungkan efek pengereman dan kemiringan aliran dari permukaan bantalan depan ke belakang. Jelas bahwa dalam kasus “bebek”, peran pengaruh ini jauh lebih kecil. Di sisi lain, jika stabilizer “membawa” pesawat tempur militer, mengapa ia berhenti “membawa” pesawat sipil?
"Rencana Krasnov" atau "bebek baling-baling semu"
Pemasangan destabilizer yang berengsel, meskipun tidak secara radikal, masih mempersulit desain pesawat. Ternyata pengurangan turunan destabilizer dapat dicapai dengan cara yang jauh lebih murah.
![gambar]()
Pada Gambar. Gambar 4 menunjukkan destabilizer 1 dari pesawat yang diusulkan terhubung secara kaku ke badan pesawat (tidak ditunjukkan dalam gambar). Dilengkapi dengan alat pengubah gaya angkat berupa roda kemudi 2, yang menggunakan engsel 3, dipasang pada braket 4, dihubungkan secara kaku ke destabilizer 1. Pada braket 4 yang sama, menggunakan engsel 5, ada batang 6, di ujung belakangnya dipasang roda kemudi servo 7 dengan kaku. Di ujung depan batang 6, di sebelah engsel 5, tuas 8 dipasang dengan kaku, yang ujung atasnya adalah dihubungkan ke batang 9 melalui engsel 10. Pada ujung belakang batang 10 terdapat engsel 11 yang menghubungkannya dengan tuas 12 pemangkas 13 elevator 2. Dalam hal ini pemangkas 13 dipasang pada bagian belakang kemudi 14 menggunakan engsel 2. Kopling 15 mengubah panjang gaya dorong 10 di bawah kendali pilot untuk mengontrol nada.
Destabilizer yang disajikan bekerja sebagai berikut. Jika sudut serang pesawat meningkat secara tidak sengaja, misalnya saat memasuki arus ke atas, roda kemudi servo 7 dibelokkan ke atas, yang mengakibatkan pergeseran gaya dorong 10 ke kiri, yaitu. ke depan dan menyebabkan defleksi pemangkas 13 ke bawah, akibatnya elevator 2 dibelokkan ke atas. Posisi roda kemudi 2, roda kemudi servo 7 dan pemangkas 13 dalam situasi yang dijelaskan ditunjukkan dalam gambar dengan garis putus-putus.
Akibatnya, peningkatan gaya angkat destabilizer 1 karena peningkatan sudut serang sampai batas tertentu akan diimbangi oleh defleksi elevator 2 ke atas. Derajat perataan ini tergantung pada perbandingan sudut deviasi roda kemudi servo 7 dan roda kemudi 2. Dan rasio ini ditentukan oleh panjang tuas 8 dan 12. Ketika sudut serang berkurang, elevator 2 dibelokkan ke bawah, dan gaya angkat destabilizer 1 meningkat, meratakan penurunan sudut serang.
Dengan cara ini, penurunan turunan destabilizer dibandingkan dengan “bebek” klasik dapat dicapai.
Karena roda kemudi servo 7 dan pemangkas 13 terhubung secara kinematis satu sama lain, keduanya menyeimbangkan satu sama lain. Jika penyeimbang ini tidak cukup, maka perlu menyertakan pemberat penyeimbang dalam desain, yang harus ditempatkan di dalam roda kemudi servo 7 atau pada perpanjangan batang 6 di depan engsel 5. Lift 2 harus juga harus seimbang.
Karena turunan terhadap sudut serang permukaan bantalan kira-kira dua kali lebih besar dari turunan terhadap sudut defleksi penutup, maka ketika sudut defleksi kemudi 2 dua kali lebih besar dari sudut defleksi kemudi servo 7, dimungkinkan untuk mencapai nilai turunan destabilizer mendekati nol.
Kemudi servo 7 luasnya sama dengan pemangkas 13 dengan tinggi kemudi 2. Artinya, penambahan desain pesawat berukuran sangat kecil dan tidak terlalu mempersulitnya.
Oleh karena itu, sangat mungkin untuk memperoleh hasil yang sama seperti “vane canard” hanya dengan menggunakan teknologi produksi pesawat tradisional. Oleh karena itu, pesawat dengan destabilizer seperti itu dapat disebut “bebek baling-baling semu”. Sebuah paten diterima untuk penemuan ini dengan nama "Rencana Krasnov" (8).
"Pesawat yang mengabaikan turbulensi"
Sangat disarankan untuk merancang pesawat yang permukaan pengangkat depan dan belakangnya memiliki turunan total sama dengan nol.
Pesawat seperti itu hampir sepenuhnya mengabaikan aliran vertikal massa udara, dan penumpangnya tidak akan merasakan “obrolan” bahkan dengan turbulensi yang intens di atmosfer. Dan, karena aliran vertikal massa udara tidak menyebabkan beban berlebih pada pesawat, maka beban operasionalnya diperkirakan akan jauh lebih rendah, yang akan berdampak positif pada bobot strukturnya. Karena pesawat tidak mengalami kelebihan beban selama penerbangan, badan pesawatnya tidak mengalami keausan akibat kelelahan.
Mengurangi turunan sayap pesawat semacam itu dicapai dengan cara yang sama seperti untuk destabilizer pada “canard baling-baling semu”. Namun servo tidak bekerja pada elevator, melainkan pada flaperon sayap. Flaperon merupakan bagian sayap yang berfungsi seperti aileron dan flap. Dalam hal ini, sebagai akibat dari perubahan acak pada sudut serang sayap, gaya angkatnya meningkat pada fokus sepanjang sudut serang. Dan pertambahan negatif gaya angkat sayap akibat defleksi flaperon oleh kemudi servo terjadi pada fokus sepanjang sudut defleksi flaperon. Dan jarak antara fokus ini hampir sama dengan seperempat rata-rata tali aerodinamis sayap. Akibat aksi pasangan gaya multiarah ini, terbentuklah momen destabilisasi, yang harus dikompensasikan dengan momen destabilisasi. Dalam hal ini, destabilizer harus mempunyai turunan negatif yang kecil, dan nilai turunan sayap harus sedikit lebih besar dari nol. Paten RF No. 2710955 diterima untuk pesawat semacam itu.
Serangkaian penemuan yang disajikan mungkin mewakili sumber informasi aerodinamis terakhir yang belum terpakai untuk meningkatkan efisiensi ekonomi penerbangan subsonik hingga sepertiga atau lebih.
Yuri Krasnov
SASTRA
- D.Sobolev. Sejarah seratus tahun “sayap terbang”, Moskow, Rusavia, 1988, hal.100.
- Yu.Krasnov. Paten RF No.2000251.
- A.Yurkonenko. Alternatif "bebek". Teknologi - pemuda 2009-08. Halaman 6-11
- V.Lapin. Kapan baling-baling cuaca akan terbang? Penerbangan umum. 2011. Nomor 8. Halaman 38-41.
- Yu.Krasnov. Paten RF No.2609644.
- Yu.Krasnov. Paten RF No.2651959.
- Yu.Krasnov. Paten RF No.2609620.
- Yu.Krasnov. Paten RF No.2666094.
Sumber: www.habr.com