L'inventore del supporto anteriore Gustav Lachmann, alla fine degli anni '30 del secolo scorso, propose di dotare l'aereo senza coda di un'ala flottante libera, posizionata davanti all'ala. Questa ala era dotata di un servomeccanismo per regolarne la forza di sollevamento. Essa serviva a compensare il momento di picchiata aggiuntivo dell'ala, che si presentava al rilascio del flap. Poiché Lachmann era un dipendente della Handley Page, quest'ultima detiene il brevetto per questa soluzione tecnica, e sotto questo marchio, l'idea è citata nella letteratura tecnica. Tuttavia, l'idea non ha ancora trovato una realizzazione pratica! Qual è la ragione?
Perdite di bilanciamento
L'ala di un aereo, che genera forza di sollevamento, ha un effetto collaterale, per così dire, negativo, sotto forma di un momento di picchiata, che tenta di indurre l'aereo a picchiare. Per evitare che l'aereo picchi, sulla sua coda è presente una piccola ala – stabilizzatore, che impedisce questa picchiata creando una forza di sollevamento diretta verso il basso, quindi negativa. Tale schema aerodinamico dell'aereo è chiamato «normale». Poiché la forza di sollevamento dello stabilizzatore è negativa, essa si somma con il peso dell'aereo, e l'ala deve avere una forza di sollevamento superiore alla forza di gravità.
La differenza di queste forze è chiamata perdite di bilanciamento, che possono arrivare fino al 20%.
Ma il primo aereo volante dei fratelli Wright non aveva tali perdite, perché il piccolo piano di coda — un stabilizzatore che impedisce il picchiamento — era posizionato non dietro l'ala, ma davanti a essa. Questo schema aerodinamico dell'aereo è chiamato "oca". Per contrastare il picchiamento dell'aereo, lo stabilizzatore deve generare una forza di sollevamento diretta verso l'alto, cioè positiva. Questa forza si somma con la forza di sollevamento dell'ala e insieme è pari alla forza di gravità dell'aereo. Di conseguenza, l'ala deve generare una forza di sollevamento minore della forza di gravità. E nessuna perdita per il bilanciamento!
Stabilizzatore e destabilizzatore sono uniti in un solo termine – impennaggio orizzontale o GO.
Tuttavia, con lo sviluppo massivo all'inizio degli anni trenta del secolo scorso della meccanizzazione dell'ala, il modello "duck" ha perso il suo vantaggio. L'elemento principale della meccanizzazione è il flap, la parte posteriore dell'ala che si inclina verso il basso. Questo aumenta di circa due volte la portanza dell'ala, consentendo di ridurre la velocità di atterraggio e decollo, risparmiando così sul peso del carrello. Tuttavia, il prodotto secondario sotto forma di momento di picchiata al rilascio del flap aumenta a tal punto che il dispositivo di destabilizzazione non riesce a gestirlo, mentre il stabilizzatore sì. Rompere non è costruire; in questo caso, una forza positiva.
Perché un'ala generi portanza, deve essere orientata con un angolo rispetto alla direzione del flusso d'aria in arrivo. Questo angolo è chiamato angolo di attacco e, con l'aumentare di esso, aumenta anche la portanza, ma non all'infinito, fino a un angolo critico che si trova tra i 15 e i 25 gradi. Pertanto, la forza aerodinamica totale non è diretta esclusivamente verso l'alto, ma inclinata verso la coda dell'aereo. Questa forza può essere scomposta in un componente diretto esclusivamente verso l'alto - la portanza, e in uno diretto all'indietro - la forza di resistenza aerodinamica. La relazione tra la portanza e la forza di resistenza fornisce un'indicazione della qualità aerodinamica dell'aereo, che può variare da 7 a 25.
A favore della configurazione normale agisce un fenomeno noto come deviazione del flusso d'aria dietro l'ala, che consiste nell'abbassamento della direzione del flusso, tanto maggiore quanto più alta è la portanza dell'ala. Pertanto, con la deflessione del flap, a causa dell'aerodinamica, aumenta automaticamente l'angolo di attacco negativo effettivo del stabilizzatore e, di conseguenza, la sua portanza negativa.
Inoltre, un fattore a favore dello schema "normale" rispetto a quello "a delta" è rappresentato dalla capacità di garantire la stabilità longitudinale del volo dell'aereo. L'angolo di attacco dell'aereo può variare a causa dei movimenti verticali delle masse d'aria. Gli aerei sono progettati tenendo conto di questo fenomeno e cercano di opporsi alle turbolenze. Ogni superficie dell'aereo ha un focus aerodinamico, cioè il punto in cui si applica l'aumento della portanza al variare dell'angolo di attacco. Se consideriamo la risultante degli incrementi dell'ala e della stabilizzatore, anche l'aereo ha un focus. Se il focus dell'aereo si trova dietro il centro di massa, un aumento casuale dell'angolo di attacco tende a inclinare l'aereo in modo da ridurre l'angolo di attacco. L'aereo ritorna quindi alla precedente modalità di volo. In questo caso, nello schema "normale", l'ala genera un momento destabilizzante (con l'aumento dell'angolo di attacco), mentre lo stabilizzatore genera un momento stabilizzante (con la diminuzione dell'angolo di attacco), e quest'ultimo prevale di circa il 10%. Nello schema "a delta", il momento destabilizzante è generato dal destabilizzatore, mentre quello stabilizzante è costituito dall'ala, e quest'ultimo è circa il 10% maggiore. Pertanto, l'aumento dell'area e del braccio dell'impennaggio orizzontale porta a un aumento della stabilità nello schema normale e a una diminuzione in quello "a delta". Tutti i momenti agiscono e vengono calcolati rispetto al centro di massa dell'aereo (cfr. fig. 1).
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Se il baricentro dell'aereo si trova davanti al centro di massa, un piccolo aumento casuale dell'angolo di attacco provoca un ulteriore aumento che rende l'aereo staticamente instabile. Questa disposizione del baricentro e del centro di massa è utilizzata nei moderni caccia per caricare il stabilizzatore e generare una forza lift positiva anziché negativa. Il volo dell'aereo è garantito non dall'aerodinamica, ma da un sistema automatico di stabilità artificiale a quattro livelli di ridondanza, che “guida” l'aereo nel caso di deviazioni dall'angolo di attacco richiesto. Quando l'automazione viene disattivata, l'aereo inizia a girare con la coda in avanti; su questo si basa la manovra della “Cobra di Pugachev”, nella quale il pilota disattiva intenzionalmente il sistema automatico e, al raggiungimento dell'angolo di giro necessario, lancia un razzo nell'emisfero posteriore, per poi riattivare di nuovo l'automazione.
Successivamente, consideriamo solo aerei staticamente stabili, poiché solo questi possono essere utilizzati nell'aviazione civile.
La disposizione reciproca del baricentro dell'aereo e del centro di massa caratterizza il concetto di "centrazione".
Poiché il baricentro è sempre dietro il centro di massa indipendentemente dallo schema, la distanza tra di essi, chiamata margine di stabilità, aumenta il braccio del centro di gravità nello schema normale e diminuisce in quello "a delta".
Il rapporto tra l'ala e il centro di gravità nello schema "a delta" è tale che la forza di sollevamento del destabilizzatore, con la massima deflessione dei comandi di profondità, viene utilizzata completamente quando si porta l'aereo a grandi angoli di attacco. E non sarà sufficiente al rilascio degli aerofreni. Pertanto, tutti i "delta" del famoso progettista americano Rutan non hanno alcuna meccanizzazione. Il suo aereo "Voyager" ha compiuto il primo volo attorno al mondo senza atterraggio e senza rifornimento nel 1986.
L'eccezione è il Beechcraft "Starship", ma qui è stata utilizzata una progetto molto complesso con geometria variabile del destabilizzatore per consentire l'uso degli aerofreni, il che non è riuscito a raggiungere uno stato di produzione in serie, motivo per cui il progetto è stato chiuso.
Il braccio dell'ala dipende in gran parte da quanto aumenta la forza di sollevamento del destabilizzatore all'aumentare del suo angolo di attacco di un grado, parametro noto come derivata rispetto all'angolo di attacco del coefficiente di lift o semplicemente derivata del destabilizzatore. E, minore è questa derivata, più vicino al'ala può essere posizionato il centro di massa dell'aereo, quindi minore sarà il braccio dell'ala. Per ridurre tale derivata, l'autore nel 1992 ha proposto di realizzare il destabilizzatore secondo uno schema biplano (2). Questo consente di ridurre tanto il braccio dell'ala da eliminare l'ostacolo all'uso di un flap. Tuttavia, si presenta un effetto collaterale sotto forma di aumento della resistenza dell'ala a causa della biplanarità. Inoltre, si ha un'involuzione nel design dell'aereo poiché è necessario realizzare praticamente due ali anziché una.
I colleghi hanno notato che il carattere "stabilizzatore biplanare" è presente nell'aereo dei Fratelli Wright, ma nelle invenzioni si brevetta non solo un nuovo carattere, ma anche una nuova combinazione di caratteri. I Wright non avevano il carattere "flap". Inoltre, se la combinazione di caratteri della nuova invenzione è conosciuta, per riconoscere questa invenzione almeno un carattere deve essere utilizzato per nuovi scopi. Nei Wright, la biplanità veniva usata per ridurre il peso della struttura, mentre nell'invenzione descritta viene utilizzata per ridurre la derivata.
Anatra girante
Quasi due decenni fa è stata richiamata l'idea dell' "anatra girante", menzionata all'inizio dell'articolo.
Il destabilizzatore utilizza un'ala di controllo orizzontale — FGO, che consiste in un vero e proprio destabilizzatore, montato su un asse perpendicolare al fusoliera, e collegato al destabilizzatore tramite un servo-rudder. Si tratta di un aereoplanino di configurazione normale, dove l'ala dell’aereoplanino è il destabilizzatore FGO e il stabilizzatore quello del servo-rudder FGO. Questo aereoplanino non vola, ma è posto su un asse e si orienta autonomamente rispetto al flusso contrapposto. Modificando l'angolo di attacco negativo del servo-rudder, cambiamo l'angolo di attacco del destabilizzatore rispetto al flusso e, di conseguenza, la forza portante dell’FGO nella gestione dell'asse di beccheggio.
Con la posizione del servo-rudder invariata rispetto al destabilizzatore, l'FGO non reagisce alle raffiche di vento verticale, cioè alle variazioni dell'angolo di attacco dell’aereo. Pertanto, la sua derivata è uguale a zero. Dalle nostre precedenti considerazioni, questo è l'opzione ideale.
Durante il collaudo del primo aereo con schema «anatra a banderuola» del costruttore A. Jurkonenko (3) con il FGO efficacemente caricati, sono stati effettuati oltre due decine di atterraggi riusciti. Tuttavia, sono emersi evidenti segni di instabilità dell'aereo (4).
«Superstabilità»
Per quanto paradossale, l'instabilità dell'"anatra a banderuola" è una conseguenza della sua "superstabilità". Il momento stabilizzante dell'anatra classica con un centro di gravità fisso è generato dal momento stabilizzante dell'ala e dal momento destabilizzante che gli si oppone. Nell'anatra a banderuola, il centro di gravità non contribuisce alla formazione del momento stabilizzante, il quale è invece generato solo dal momento stabilizzante dell'ala. Pertanto, il momento stabilizzante nell'"anatra a banderuola" è circa dieci volte maggiore rispetto a quello dell'anatra classica. In caso di un aumento casuale dell'angolo di attacco, l'aereo, a causa del momento stabilizzante eccessivo dell'ala, non ritorna alla sua posizione originale, ma "salta" oltre. Dopo il "salto", l'aereo assume un angolo di attacco ridotto rispetto alla condizione precedente, generando quindi un momento stabilizzante di segno opposto, anch'esso eccessivo, e così si verificano oscillazioni autoindotte, che il pilota non può attenuare.
Una delle condizioni di stabilità è la capacità dell'aereo di livellare le conseguenze delle perturbazioni atmosferiche. Pertanto, in assenza di perturbazioni, un volo soddisfacente di un aereo instabile è possibile. Questo spiega i successi degli atterraggi dell'aereo JUAN-1. In una lontana giovinezza, l'autore ha avuto un caso in cui un nuovo modello di aliante volava nei pomeriggi in assenza di vento per un totale di almeno 45 minuti, dimostrando voli piuttosto soddisfacenti e mostrando una marcata instabilità: il cabraggio si alternava con il picchiare già nel primo volo in condizioni ventose. Finché il tempo era calmo e non c'erano perturbazioni, l'aliante mostrava un volo soddisfacente, ma la sua regolazione era instabile. Semplicemente non c'erano motivi per manifestare questa instabilità.
Il FGO descritto può essere utilizzato in un "pseudo-anatra". Questo aereo è essenzialmente un modello "senza coda" e ha una centratura corrispondente. Il FGO viene utilizzato solo per compensare il momento addizionale di picchiata dell'ala, che si verifica con il rilascio della meccanica. In configurazione da crociera, non c'è carico sul FGO. Pertanto, in modalità di volo operativa principale, il FGO non è effettivamente attivo, il che rende il suo utilizzo in questa variante poco produttivo.
"KRASNOV-ANATRA"
La "superstabilità" può essere annullata aumentando la derivata del FGO da zero a un livello accettabile. L'obiettivo viene raggiunto grazie al fatto che l'angolo di rotazione del FGO è significativamente inferiore all'angolo di rotazione del serrore, causato dalla variazione dell'angolo d'attacco dell'aereo (5). A questo scopo serve un meccanismo abbastanza semplice, illustrato nella figura 2. Il FGO 1 e il serrore 3 sono montati in modo snodato sull'asse OO1. Le aste 4 e 6, tramite le cerniere 5, 7, 9, 10, collegano il FGO 1 e il serrore 3 a un leveraggio 8. L'accoppiamento 12 serve per modificare la lunghezza dell'asta 6 da parte del pilota al fine di gestire il cabraggio. La rotazione del FGO 1 non avviene su tutto l'angolo di deviazione del serrore 3 rispetto all'LA durante la variazione della direzione del flusso d'aria, ma solo su una parte proporzionale di esso. Se la proporzione è pari alla metà, allora, con un flusso ascendente che porta a un incremento dell'angolo d'attacco dell'LA di 2 gradi, l'angolo d'attacco effettivo del FGO aumenterà solo di 1 grado. Di conseguenza, la derivata del FGO sarà due volte inferiore rispetto a quella di un FGO fisso. Le linee tratteggiate indicano la posizione del FGO 1 e del serrore 3 dopo la modifica dell'angolo d'attacco dell'LA. La modifica della proporzione e, di conseguenza, la determinazione dell'entità della derivata, è facilmente realizzabile scegliendo le distanze appropriate tra le cerniere 5 e 7 rispetto all'asse OO1.
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La riduzione della derivata di G0 tramite fluggering permette di posizionare il fucile e il centro di massa dell'aereo in qualsiasi punto. Questo è il concetto di spostamento aerodinamico della centratura. In questo modo, non ci sono più limitazioni nell'uso della moderna meccanizzazione dell'ala nel layout "duck" mantenendo la stabilità statica.
«KRASNOV-FLUGER»
Tutto è perfetto! Tuttavia, c'è un piccolo difetto. Affinché si generi una portanza positiva sul FGO 1, deve agire una portanza negativa sul servo-ruttore 3. L'analogia è con lo schema normale di un aereo. Cioè, ci sono perdite nella bilanciatura, in questo caso nella bilanciatura del FGO. Da qui la soluzione a questo difetto: il layout "duck". Posizioniamo il servo-ruttore davanti al FGO, come mostrato nella figura 3.
Il FGO funziona nel seguente modo (6). A seguito delle forze aerodinamiche che agiscono sul FGO 1 e sul serrovule 4, il FGO 1 si posiziona spontaneamente ad un certo angolo di attacco rispetto alla direzione del flusso contrario. Gli angoli di attacco del FGO 1 e del serrovule 4 hanno lo stesso segno, quindi le forze di sollevamento di queste superfici avranno la stessa direzione. Cioè, la forza aerodinamica del serrovule 4 non diminuisce, ma aumenta la forza di sollevamento del FGO 1. Per aumentare l'angolo di attacco dell'aereo, il pilota sposta la trazione 6 in avanti, il che causa la rotazione del serrovule 4 in senso orario attorno al perno 5, aumentando l'angolo di attacco del serrovule 4. Questo porta ad un aumento dell'angolo di attacco del FGO 1, cioè ad un aumento della sua forza di sollevamento.
Oltre al controllo del beccheggio, la connessione fornita dalla trazione 7 garantisce un incremento da zero fino al valore necessario della derivata del FGO.
Supponiamo che l'aereo entri in un flusso ascendente e il suo angolo di attacco aumenti. In questo caso, la trave 2 ruota in senso antiorario e le cerniere 9 e 8, in assenza della spinta 7, dovrebbero avvicinarsi. La spinta 7 impedisce l'avvicinamento e ruota l'elevatore 4 in senso orario, aumentando così il suo angolo di attacco.
Quindi, variando la direzione del flusso contrario, varia l'angolo di attacco dell'elevatore 4 e il FGO 1 si posiziona spontaneamente ad un nuovo angolo rispetto al flusso, generando una diversa forza di sollevamento. La quantità di questa derivata dipende dalla distanza tra le cerniere 8 e 3, così come dalla distanza tra le cerniere 9 e 5.
Il FGO proposto è stato testato su un modello di circuito "anatra" con cavo elettrico, riducendo la sua derivata rispetto al FGO fisso di un fattore due. Il carico del FGO era pari al 68% di quello per l'ala. L'obiettivo del test non era ottenere carichi uguali, ma ottenere un carico inferiore del FGO rispetto all'ala, poiché se si ottiene questo, non sarà difficile ottenere carichi uguali. Negli "anatre" con FGO fisso, il carico della superficie alare supera di solito il 20-30% il carico dell'ala.
«Aereo ideale»
Se la somma di due numeri è una quantità costante, allora la somma dei loro quadrati sarà minima quando questi numeri sono uguali. Poiché la resistenza induttiva della superficie portante è proporzionale al quadrato del suo coefficiente di sollevamento, il limite minimo di resistenza di un aereo sarà quando questi coefficienti delle due superfici portanti sono uguali durante la modalità di volo in crociera. Questo tipo di aereo può essere considerato "ideale". Le invenzioni "rossa-anatra" e "rossa-meteorologo" permettono di realizzare in pratica il concetto di "aereo ideale" senza ricorrere a un supporto artificiale della stabilità tramite sistemi automatici.
Il confronto tra l'"aereo ideale" e un aereo moderno di configurazione standard mostra che si può ottenere un guadagno del 33% nel carico commerciale con un contemporaneo risparmio di carburante del 23%.
L'FGO genera una massima portanza in angoli di attacco vicini al critico, un regime tipico della fase di atterraggio. In questo caso, il flusso d'aria sulla superficie portante è vicino al limite tra normale e stallo. Il distacco del flusso dalla superficie dell'FGO comporta una netta perdita di portanza e, di conseguenza, un'improvvisa discesa del muso dell'aeromobile, noto come "beccheggio". Un caso esemplare di "beccheggio" è stato il disastro del Tu-144 a Le Bourget, quando si è distrutto durante l'uscita da un picchiamento proprio dopo il beccheggio. L'uso dell'FGO proposto consente di risolvere facilmente questo problema. È sufficiente limitare l'angolo di rotazione del servomeccanismo rispetto all'FGO. In questo modo, l'effettivo angolo di attacco dell'FGO sarà limitato e non raggiungerà mai il critico.
«Stabilizzatore a Flettro»
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È interessante considerare l'uso del FGO nello schema normale. Se non riduciamo, ma al contrario, aumentiamo l'angolo di rotazione del FGO rispetto al servo volante, come illustrato nella figura 4, la derivata del FGO sarà molto più alta rispetto a quella di uno stabilizzatore fisso (7).
Questo consente di spostare significativamente il fuoco e il baricentro dell'aereo verso il retro. Di conseguenza, il carico crocieristico del stabilizzatore FGO diventa non negativo, ma positivo. Inoltre, se il baricentro dell'aereo si trova oltre il fuoco in relazione all'angolo di deflessione dello spoiler (punto di applicazione dell'incremento della portanza a causa della deflessione dello spoiler), il stabilizzatore a pala e in configurazione di atterraggio crea portanza positiva.
Ma tutto ciò è possibly vero fino a quando non consideriamo l'influenza del freno e dello scorrimento del flusso dalla superficie portante anteriore a quella posteriore. È chiaro che nel caso dell'«anatra» il ruolo di questa influenza è significativamente minore. D'altra parte, se negli aerei da combattimento il stabilizzatore "porta", perché dovrebbe smettere di "portare" nella aviazione civile?
«Piano Krasnov» o «anatra pseudo-flapper»
Il supporto snodato del destabilizzatore, pur non essendo radicale, complica comunque la struttura dell'aereo. Si scopre che la riduzione della derivata del destabilizzatore può essere raggiunta con mezzi molto più economici.
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Nella figura 4 è rappresentato il destabilizzatore 1 rigidamente collegato al fusoliera (non mostrato nel disegno) del velivolo proposto. È dotato di un mezzo per modificare la sua portanza, costituito da un piano di quota 2, che è fissato tramite un giunto 3 su un supporto 4, rigidamente collegato al destabilizzatore 1. Sullo stesso supporto 4, mediante un giunto 5, è collocato un'asta 6, il cui estremo posteriore è fissato rigidamente al servo-rudere 7. All'estremità anteriore dell'asta 6, vicino al giunto 5, è fissato rigidamente un braccio 8, la parte superiore del quale è collegata tramite un giunto 9 alla barra di collegamento 10. All'estremità posteriore della barra 10 si trova un giunto 11, che la collega al braccio 12 del trim 13 del piano di quota 2. Il trim 13 è fissato sulla parte posteriore del piano di quota 2 tramite un giunto 14. La coppia 15 modifica la lunghezza della barra 10 sotto il controllo del pilota per gestire il beccheggio.
Il destabilizzatore presentato funziona nel seguente modo. Quando l'angolo di attacco dell'aeromobile aumenta casualmente, ad esempio durante l'ingresso in una corrente ascendente, il servo comando 7 si inclina verso l'alto, il che provoca uno spostamento della spinta 10 verso sinistra, cioè in avanti, e porta a un'inclinazione del trim 13 verso il basso, risultando nell'innalzamento del timone 2 dell'altezza. La posizione del timone 2 dell'altezza, del servo comando 7 e del trim 13 in questa situazione è rappresentata nel disegno con linee tratteggiate.
Di conseguenza, l'aumento della portanza del destabilizzatore 1 a causa dell'aumento dell'angolo di attacco sarà in parte compensato dalla salita del timone 2 dell'altezza. Il grado di questo compenso dipende dal rapporto degli angoli di inclinazione del servo comando 7 e del timone 2 dell'altezza. E questo rapporto è determinato dalla lunghezza delle leve 8 e 12. Quando l'angolo di attacco diminuisce, il timone 2 dell'altezza si inclina verso il basso, aumentando la portanza del destabilizzatore 1, compensando così la diminuzione dell'angolo di attacco.
In questo modo si ottiene una riduzione della derivata del destabilizzatore rispetto alla classica «anatra».
Poiché il servo-ruota 7 e il trim 13 sono cinematicamente collegati tra loro, si bilanciano reciprocamente. Se questo equilibrio non è sufficiente, è necessario includere un peso di bilanciamento nella costruzione, che deve essere posizionato all'interno del servo-ruota 7 o all'estremità del braccio 6 davanti al giunto 5. Anche il volante 2 dell'altezza deve essere bilanciato.
Poiché la derivata rispetto all'angolo di attacco della superficie portante è approssimativamente due volte superiore alla derivata rispetto all'angolo di deflessione del flap, con un raddoppio dell'angolo di deflessione del volante 2 dell'altezza rispetto all'angolo di deflessione del servo-ruota 7 si può raggiungere un valore della derivata del destabilizzatore prossimo a zero.
Il servo-ruota 7 ha una superficie pari a quella del trim 13 del volante 2 dell'altezza. Cioè, le aggiunte alla struttura dell'aereo sono molto piccole e trascurabili per quanto riguarda la complicazione della sua costruzione.
È quindi del tutto possibile ottenere risultati comparabili a quelli dell'«anatra flussante» utilizzando solo tecnologie tradizionali per la produzione di aerei. Pertanto, un aereo con un tale destabilizzatore può essere definito «pseudo-anatra flussante». Questo invento ha ricevuto un brevetto con il nome di «Piano Krasnov» (8).
«Aereo che ignora la turbolenza»
È estremamente sensato realizzare un aereo le cui superfici portanti anteriore e posteriore abbiano una derivata totale pari a zero.
Un aereo di questo tipo ignorerà praticamente completamente i flussi verticali dell'aria, e i suoi passeggeri non sentiranno «scossoni» nemmeno in presenza di intensa turbolenza atmosferica. E poiché i flussi verticali dell'aria non causano sovraccarichi nell'aereo, si può contare su un sovraccarico operativo decisamente inferiore, comportando un impatto positivo sulla massa della sua struttura. Dato che in volo l'aereo non subisce sovraccarichi, il suo velivolo non è soggetto all'usura da fatica.
La riduzione della derivata dell'ala di un aereo come questo avviene allo stesso modo del destabilizzatore nella "anatra pseudo-ventilata". Tuttavia, il servoflusso non agisce sugli alettoni, ma sui flaperon dell'ala. Il flaperon è una parte dell'ala che funziona sia come alettoni che come flap. In questo caso, a causa di una variazione casuale dell'angolo di attacco dell'ala, l'incremento della sua portanza avviene nel focus relativo all'angolo di attacco. Un decremento della portanza dell'ala, a seguito della deflessione del flaperon da parte del servoflusso, si verifica nel focus relativo all'angolo di deflessione del flaperon. La distanza tra questi due focus è praticamente pari a un quarto della corda aerodinamica media dell'ala. Come risultato dell'azione di questa coppia di forze opposte si genera un momento destabilizzante, che deve essere compensato da un momento destabilizzatore. In questo caso, il destabilizzatore deve avere una piccola derivata negativa, mentre il valore della derivata dell'ala deve essere leggermente superiore a zero. Un tale aereo ha ricevuto il brevetto russo n. 2710955.
L'insieme delle invenzioni descritte rappresenta probabilmente l'ultimo sfruttabile risorsa aerodinamica informativa per aumentare di un terzo o più l'efficienza economica dell'aviazione subsonica.
Yuri Krasnov
LETTERATURA
- D. Sobolev. Cent'anni di storia del "volo alato", Mosca, Rusavia, 1988, p. 100.
- Y. Krasnov. Brevetto RF n. 2000251.
- A. Jurkonenko. 'Anatra alternativa'. Tecnica - Giovani, 2009-08. pp. 6-11
- V. Lapin. Quando volerà l'anatra 'flicker'? Aviazione Generale. 2011. n. 8. pp. 38-41.
- Y. Krasnov. Brevetto RF n. 2609644.
- Y. Krasnov. Brevetto RF n. 2651959.
- Y. Krasnov. Brevetto RF n. 2609620.
- Y. Krasnov. Brevetto RF n. 2666094.
Fonte: habr.com
