L'inventore del flap Gustav Lachmann negli anni trenta del secolo scorso propose di dotare l'ala senza coda di un piccolo profilo alare galleggiante, posizionato davanti all'ala. Questo profilo era dotato di un servo-comando, con il quale si regolava la sua portanza. Serviva a compensare il momento di picchiamento aggiuntivo dell'ala che si generava quando il flap era abbassato. Poiché Lachmann era un collaboratore della Handley Page, l'azienda deteneva il brevetto per questa soluzione tecnica, e sotto questo marchio l'idea è menzionata nella letteratura tecnica. Ma ad oggi non esiste una realizzazione pratica di questa idea! Qual è la ragione?
Perdite di bilanciamento
L'ala dell'aereo, che genera portanza, ha un effetto collaterale, si potrebbe dire negativo, sotto forma di momento di picchiamento, che rischia di far entrare l'aereo in picchiata. Per evitare che l'aereo picchi, sulla sua coda è presente un piccolo profilo – stabilizzatore, che impedisce questo picchiamento, generando una forza di portanza negativa direzionata verso il basso. Questo schema aerodinamico dell'aereo è chiamato «normale». Poiché la portanza dello stabilizzatore è negativa, essa si somma con la forza di gravità dell'aereo, e l'ala deve generare una portanza superiore alla forza di gravità.
La differenza tra queste forze è chiamata perdite di bilanciamento, che possono arrivare fino al 20%.
Ma il primo aereo volanti dei Fratelli Wright non aveva tali perdite, perché il piccolo profilo – destabilizzatore, che impedisce il picchiamento, era posizionato non dietro l'ala, ma davanti ad essa. Questo schema aerodinamico dell'aereo è chiamato «anatra». E per impedirne il picchiamento, il destabilizzatore deve generare una portanza positiva direzionata verso l'alto. Essa si somma con la portanza dell'ala, e questa somma è pari alla forza di gravità dell'aereo. Di conseguenza, l'ala deve generare una portanza inferiore alla forza di gravità. E quindi nessuna perdita di bilanciamento!
Stabilizzatore e destabilizzatore sono riuniti in un unico termine – impennaggio orizzontale o HO.
Tuttavia, con lo sviluppo di massa all'inizio degli anni trenta del secolo scorso della meccanizzazione delle ali, il "duck" ha perso il vantaggio indicato. L'elemento principale della meccanizzazione è il flap, la parte posteriore dell'ala che si inclina verso il basso. Questo aumenta approssimativamente di due volte la portanza dell'ala, il che consente di ridurre la velocità in fase di atterraggio e decollo, risparmiando così sul peso del carrello di atterraggio. Ma il prodotto secondario sotto forma di momento di picchiata, al rilascio del flap, aumenta al punto che il destabilizzatore non riesce a gestirlo, mentre il stabilizzatore sì. Rompere non è costruire, in questo caso una forza positiva.
Affinché un'ala crei portanza, deve essere orientata con un angolo rispetto alla direzione del flusso d'aria. Questo angolo è chiamato angolo di attacco e con l'aumento di questo angolo aumenta anche la portanza, ma non in modo illimitato, bensì fino a un angolo critico, compreso tra 15 e 25 gradi. Pertanto, la forza aerodinamica totale è rivolta non esattamente verso l'alto, ma inclinata verso la coda dell'aereo. Essa può essere scomposta in una componente rivolta esattamente verso l'alto – la portanza, e una componente rivolta all'indietro – la forza di resistenza aerodinamica. Si giudica la qualità aerodinamica dell'aereo in base al rapporto tra la portanza e la forza di resistenza, che può variare da 7 a 25.
A favore della configurazione normale opera un fenomeno come l'inclinazione del flusso d'aria dietro l'ala, che comporta l'abbassamento della direzione del flusso, tanto maggiore quanto maggiore è la portanza dell'ala. Pertanto, all'angolazione del flap, a causa dell'aerodinamica, aumenta automaticamente l'angolo di attacco negativo effettivo del stabilizzatore e, di conseguenza, la sua portanza negativa.
Inoltre, a favore dello schema "normale" rispetto a quello "a papera" gioca anche il fattore della stabilità longitudinale del volo dell'aereo. L'angolo di attacco dell'aereo può subire variazioni a causa dei movimenti verticali delle masse d'aria. Gli aerei vengono progettati tenendo conto di questo fenomeno e cercano di opporsi alle perturbazioni. Ogni superficie dell'aereo ha un focus aerodinamico, che è il punto in cui si applica l'incremento della portanza all'aumentare dell'angolo di attacco. Se consideriamo la risultante degli incrementi dell'ala e del piano orizzontale, allora anche l'aereo ha un focus. Se il focus dell'aereo si trova dietro il centro di massa, allora un aumento casuale dell'angolo di attacco tende a far inclinare l'aereo in modo tale che l'angolo di attacco diminuisca. E l'aereo ritorna alla sua precedente modalità di volo. In questo caso, nello schema "normale", l'ala crea un momento destabilizzante (con l'aumento dell'angolo di attacco), mentre il stabilizzatore crea un momento stabilizzante (con la diminuzione dell'angolo di attacco) e quest'ultimo prevale di circa il 10%. Nello schema "a papera", il destabilizzatore genera un momento destabilizzante, e quello stabilizzante, che è circa il 10% più grande, è l'ala. Pertanto, l'aumento della superficie e del braccio del piano orizzontale porta a un aumento della stabilità nello schema normale e a una sua diminuzione nello schema "a papera". Tutti i momenti agiscono e si considerano rispetto al centro di massa dell'aereo (vedi fig. 1).
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Se il focus dell'aereo si trova davanti al centro di massa, una leggera variazione dell'angolo di attacco lo farà aumentare ulteriormente e l'aereo risulterà staticamente instabile. Questa configurazione tra focus e centro di massa è utilizzata nei moderni caccia per caricare il stabilizzatore, ottenendo così una forza lift positiva anziché negativa. Il volo dell'aereo è garantito non dall'aerodinamica, ma da un sistema automatico di stabilità artificiale quadruplicato, che «steers» quando l'aereo si discosta dall'angolo di attacco richiesto. Disattivando l'automazione, l'aereo inizia a ruotare con la coda in avanti, da cui prende origine la manovra «Cobra Pugachev», in cui il pilota disattiva intenzionalmente l'automazione e al raggiungimento dell'angolo di rotazione richiesto lancia un missile nella semisfera posteriore, per poi riattivare l'automazione.
In seguito consideriamo solo aerei staticamente stabili, poiché solo tali aerei possono essere utilizzati nell'aviation civile.
La posizione reciproca del focus dell'aereo e del centro di massa caratterizza il concetto di «bilanciamento».
Poiché il focus si trova dietro il centro di massa indipendentemente dallo schema, la distanza tra di essi, chiamata margine di stabilità, aumenta nel normale schema e diminuisce nella configurazione a «anatra».
Il rapporto tra l'apertura alare e il margine di stabilità nella configurazione a «anatra» è tale che la forza lift del destabilizzatore al massimo deflessione degli alettoni viene utilizzata completamente nel portare l'aereo a grandi angoli di attacco. E non sarà sufficiente al rilascio degli alettoni. Pertanto, tutti gli aerei a «anatra» del noto progettista americano Rutan non hanno alcun tipo di meccanizzazione. Il suo aereo «Voyager» ha compiuto il primo volo intorno al mondo senza atterraggio e rifornimento nel 1986.
Un'eccezione è il Beechcraft «Starship», dove per l'uso degli alettoni è stata applicata una struttura molto complessa con geometria variabile del destabilizzatore, che non è stata portata a uno stato riproducibile 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 dell'angolo di attacco di un grado; questo parametro viene chiamato derivata rispetto all'angolo di attacco del coefficiente di sollevamento, o semplicemente derivata del destabilizzatore. E, minore è questa derivata, più vicino si può posizionare il centro di massa dell'aereo rispetto all'ala, e 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 talmente 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 del destabilizzatore a causa della biplaneità. Inoltre, vi è una complicazione della struttura dell'aereo, poiché è necessario realizzare effettivamente due destabilizzatori, e non uno solo.
I colleghi hanno osservato che il carattere "destabilizzatore biplano" è presente nell'aereo dei Fratelli Wright, ma nelle invenzioni viene brevettato non solo un nuovo carattere, ma anche una nuova combinazione di caratteri. I Wright mancavano del carattere "flap". Inoltre, se la combinazione di caratteri di una nuova invenzione è nota, almeno un carattere deve essere utilizzato per nuovi scopi affinché questa invenzione venga riconosciuta. Nei Wright, la biplaneità era utilizzata per ridurre il peso della struttura, mentre nell'invenzione descritta serve a ridurre la derivata.
«Anatra girevole»
Quasi due decenni fa è stata riscoperta l'idea dell'«anatra girevole», menzionata all'inizio dell'articolo.
In essa, come destabilizzatore, viene utilizzata una superficie orizzontale orientabile — SHO, che consiste essenzialmente nel destabilizzatore, montato snodato su un'asse perpendicolare al fusoliera, e collegato al destabilizzatore tramite un servoale. È una sorta di aereoplanino della configurazione normale, dove l'ala dell'aereoplanino è il destabilizzatore SHO, e il stabilizzatore dell'aereoplanino è il servoale SHO. E questo aereoplanino non vola, ma è montato su un'asse e si orienta autonomamente rispetto al flusso d'aria. Modificando l'angolo di attacco negativo del servoale, cambiamo l'angolo di attacco del destabilizzatore rispetto al flusso e, di conseguenza, la forza di sollevamento dello SHO durante il controllo sull'asse longitudinale.
Con la posizione del servo comandi invariata rispetto al destabilizzatore, il FGO non reagisce ai colpi di vento verticale, cioè alle variazioni dell'angolo d'attacco dell'aereo. Pertanto, la sua derivata è pari a zero. Alla luce delle nostre precedenti considerazioni, si tratta di una soluzione ideale.
Durante il collaudo del primo aereo del modello "anatra banderuola" dell'ingegnere A. Jurkoneko (3) con FGO efficacemente caricato, sono stati effettuati oltre venti atterraggi riusciti. Tuttavia, sono emersi chiari segni di instabilità dell'aereo (4).
«Sovrainstabilità»
Paradossalmente, l'instabilità dell'«anatra banderuola» è una conseguenza della sua «sovrainstabilità». Il momento stabilizzatore dell'anatra classica con il GO fisso è costituito dal momento stabilizzatore dell'ala e dal momento destabilizzatore contrapposto del GO. Nell'anatra banderuola, il FGO non partecipa alla formazione del momento stabilizzatore ed è generato solo dal momento stabilizzatore dell'ala. Così, il momento stabilizzatore dell'«anatra banderuola» è circa dieci volte superiore a quello dell'anatra classica. In caso di un aumento casuale dell'angolo d'attacco, l'aereo, sotto l'azione di un momento stabilizzatore eccessivo dell'ala, non torna alla modalità precedente, ma lo
Una delle condizioni per la stabilità è la capacità dell'aereo di attenuare le conseguenze delle perturbazioni atmosferiche. Pertanto, in assenza di perturbazioni, un volo soddisfacente di un aereo instabile è possibile. Questo spiega gli atterraggi riusciti dell'aereo YUAN-1. In una lontana gioventù, l'autore ha avuto un caso in cui un nuovo modello di aliante ha volato per un totale di almeno 45 minuti nelle sere calmissime, dimostrando voli completamente soddisfacenti e manifestando una marcata instabilità: il picchiare e il cabrare si alternavano nel primo volo con tempo ventoso. Finché il tempo era calmo e non c'erano perturbazioni, l'aliante ha dimostrato un volo soddisfacente, ma la sua regolazione era instabile. Semplicemente non c'erano motivi per manifestare questa instabilità.
Il FG descritto può essere utilizzato in linea di principio in un "pseudo-anatra". Questo aereo è sostanzialmente un modello "senza coda" e ha una centratura corrispondente. Il FG viene utilizzato solo per compensare il momento di picchiata aggiuntivo dell'ala, che si verifica durante l'estensione della meccanizzazione. In configurazione da crociera, non c'è carico sul FG. Pertanto, nella modalità di volo operativa principale, il FG non è praticamente attivo, rendendone poco produttivo l'uso in questa variante.
"KRASNOV-ANATRA"
"Super-stabilità" può essere eliminata aumentando la derivata del FG da zero a un livello accettabile. L'obiettivo è raggiunto in quanto l'angolo di rotazione del FG è notevolmente inferiore all'angolo di rotazione del timone servo, causato dalla variazione dell'angolo d'attacco dell'aeromobile (5). A tal fine, viene utilizzato un meccanismo piuttosto semplice, mostrato nella figura 2. Il FG 1 e il timone servo 3 sono montati su un perno sull'asse OO1. Le leve 4 e 6 collegano il FG 1 e il timone servo 3 con il leverismo 8 tramite i giunti 5, 7, 9, 10. L'accoppiamento 12 è utilizzato per modificare la lunghezza della leva 6 da parte del pilota per controllare l'asse di beccheggio. La rotazione del FG 1 non avviene per l'intero angolo di deflessione del timone servo 3 rispetto all'aeromobile durante la variazione della direzione del flusso frontale, ma solo per una sua parte proporzionale. Se la proporzione è pari a metà, all'azione di un flusso ascendente che porta a un incremento dell'angolo d'attacco dell'aeromobile di 2 gradi, l'angolo d'attacco effettivo del FG aumenterà di soli 1 grado. Di conseguenza, anche la derivata del FG sarà due volte inferiore rispetto a quella del FG fisso. Le linee tratteggiate indicano la posizione del FG 1 e del timone servo 3 dopo la variazione dell'angolo d'attacco dell'aeromobile. La variazione della proporzione e, pertanto, la determinazione della grandezza della derivata, possono essere facilmente realizzate mediante la scelta delle distanze appropriate dei giunti 5 e 7 rispetto all'asse OO1.
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La riduzione della derivata del FG tramite il dislocamento consente di posizionare il baricentro e, a seguire, il centro di massa dell'aeromobile in qualsiasi limite. Questo costituisce il concetto di spostamento aerodinamico della centratura. In questo modo vengono rimossi tutti i vincoli sull'uso della moderna meccanizzazione dell'ala nello schema "anatra", mantenendo la stabilità statica.
"KRASNOV-FLIGER"
Tutto è perfetto! Ma c'è un piccolo problema. Affinché il FGO 1 generi una forza di sollevamento positiva, deve esserci una forza di sollevamento negativa che agisca sul servo ruotante 3. L'analogia è con il normale schema di un aereo. Cioè, ci sono perdite nella bilanciatura, in questo caso la bilanciatura del FGO. Da qui il modo per eliminare questo problema: lo schema "utka". Posizioniamo il servo ruotante davanti al FGO, come mostrato nella figura 3.
Il FGO funziona come segue (6). A seguito dell'azione delle forze aerodinamiche sul FGO 1 e sul servo ruotante 4, il FGO 1 si stabilisce spontaneamente sotto un certo angolo di attacco rispetto alla direzione del flusso incidente. Gli angoli di attacco del FGO 1 e del servo ruotante 4 hanno lo stesso segno, quindi le forze di sollevamento di queste superfici avranno la stessa direzione. Cioè, la forza aerodinamica del servo ruotante 4 non riduce, 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 porta il servo ruotante 4 a ruotare in senso orario attorno al perno 5, aumentando così il suo angolo di attacco. Ciò porta a un aumento dell'angolo di attacco del FGO 1, ossia a un incremento della sua forza di sollevamento.
Oltre alla gestione del beccheggio, la connessione realizzata dalla trazione 7 garantisce l'aumento da zero alla quantità necessaria del derivato del FGO.
Supponiamo che l'aereo sia entrato in una corrente ascendente e il suo angolo di attacco sia aumentato. In questo caso, la trave 2 ruota in senso antiorario e i perni 9 e 8, in assenza di trazione 7, si avvicinerebbero. La trazione 7 impedisce l'avvicinamento e fa ruotare il servo ruotante 4 in senso orario aumentando così il suo angolo di attacco.
Pertanto, al variare della direzione del flusso incidente, cambia l'angolo di attacco del servo ruotante 4, e il FGO 1 si stabilisce spontaneamente a un angolo diverso rispetto al flusso, generando una forza di sollevamento diversa. In tal modo, l'entità di tale derivato dipende dalla distanza tra i perni 8 e 3, così come dalla distanza tra i perni 9 e 5.
Il FGO proposto è stato testato su un modello a cavo elettrico dello schema "anatra", e la sua derivata rispetto al GO fisso è stata ridotta di due volte. Il carico del FGO è stato pari al 68% di quello dell'ala. L'obiettivo del test non era ottenere carichi uguali, ma proprio un minore carico del FGO rispetto all'ala, poiché se si ottiene questo, non sarà difficile ottenere carichi uguali. Negli "anatre" con GO fisso, il carico della superficie di controllo supera di solito il 20-30% quello dell'ala.
"Aereo ideale"
Se la somma di due numeri è una quantità costante, la somma dei loro quadrati sarà minima quando i numeri sono uguali. Poiché la resistenza induttiva della superficie portante è proporzionale al quadrato del suo coefficiente di portanza, il limite più basso della resistenza dell'aereo si raggiunge quando questi coefficienti delle due superfici portanti sono uguali in modalità di crociera. Un tale aereo deve essere considerato "ideale". Le invenzioni "Krasnov-anatra" e "Krasnov-meteora" consentono di realizzare concretamente il concetto di "aereo ideale" senza ricorrere al mantenimento artificiale della stabilità tramite sistemi automatici.
Il confronto tra "aereo ideale" e un aereo moderno con schema normale mostra che è possibile ottenere un guadagno del 33% nel carico commerciale con un risparmio di carburante del 23%.
Il FGO genera la massima portanza a angoli di attacco vicini a quello critico, e questo regime è caratteristico della fase di atterraggio del volo. In questo caso, il flusso d'aria sulla superficie portante è vicino al confine tra il regime normale e quello di stallo. Il distacco del flusso dalla superficie del GO è accompagnato da una brusca perdita di portanza su di essa e, di conseguenza, da un'intensa discesa del muso dell'aereo, il cosiddetto "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 del FGO proposto consente di risolvere facilmente il problema descritto. Per questo è sufficiente limitare l'angolo di rotazione del servo rispetto al FGO. In questo caso, l'angolo di attacco reale del FGO sarà limitato e non diventerà mai critico.
"Stabilizzatore a vele"
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È interessante discutere sull'uso del FGO in uno schema normale. Se non si riduce, ma al contrario, si aumenta l'angolo di rotazione del FGO rispetto al servocomando, come mostrato nella figura 4, la derivata del FGO sarà molto più alta rispetto a un stabilizzatore fisso (7).
Questo consente di spostare significativamente il focus e il centro di massa dell'aereo all'indietro. Di conseguenza, il carico di crociera del FGO-stabilizzatore diventa positivo anziché negativo. Inoltre, se il centro di massa dell'aereo si trova oltre il focus in angolo di deflessione del flap (punto di applicazione dell'aumento della portanza dovuto alla deflessione del flap), lo stabilizzatore a banderuola genera una portanza positiva anche in configurazione di atterraggio.
Ma tutto ciò è vero solo finché non prendiamo in considerazione l'influenza dell'arresto e della deviazione del flusso dalla superficie portante anteriore a quella posteriore. È chiaro che nel caso del "anatra" questo influsso è molto minore. D'altro canto, se sugli aerei da combattimento lo stabilizzatore "porta", perché dovrebbe smettere di "portare" nell'aviazione civile?
"Piano Krasnov" o "anatra pseudo-banderuola"
Il fissaggio snodato dello destabilizzatore, anche se non in modo radicale, complica comunque la struttura dell'aereo. Risulta che la riduzione della derivata dello destabilizzatore può essere ottenuta con mezzi molto più economici.
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Nella figura 4 è mostrato lo destabilizzatore 1 rigidamente collegato al corpo aereo (non mostrato nel disegno) del velivolo proposto. È dotato di un dispositivo per modificare la sua portanza sotto forma di timone 2 di altezza, che è fissato con un giunto 3 al supporto 4, rigidamente collegato allo destabilizzatore 1. Sullo stesso supporto 4, mediante un giunto 5, è posizionata la barra 6, la cui estremità posteriore è rigidamente fissata al servocomando 7. Sull'estremità anteriore della barra 6, vicino al giunto 5, è rigidamente fissata una leva 8, la cui estremità superiore è collegata tramite un giunto 9 alla tirante 10. Sull'estremità posteriore della tirante 10 è posizionato un giunto 11 che la collega alla leva 12 del trim 13 del timone 2 di altezza. Il trim 13 è fissato con un giunto 14 alla parte posteriore del timone 2 di altezza. Un accoppiamento 15 modifica la lunghezza della tirante 10 sotto il controllo del pilota per la gestione del beccheggio.
Il destabillizzatore presentato funziona nel seguente modo. Quando l'angolo di attacco dell'aeromobile aumenta casualmente, ad esempio durante l'ingresso in una corrente ascensionale, il servo-rudere 7 devia verso l'alto, il che provoca uno spostamento della spinta 10 verso sinistra, ossia in avanti, e porta alla deviazione del trim 13 verso il basso, il che fa sì che il rudere 2 di altezza si inclini verso l'alto. La posizione del rudere 2 di altezza, del servo-rudere 7 e del trim 13 nella situazione descritta è rappresentata nel disegno con linee tratteggiate.
Di conseguenza, l'aumento della portanza del destabillizzatore 1 a causa dell'aumento dell'angolo di attacco sarà in certa misura neutralizzato dalla deviazione verso l'alto del rudere 2 di altezza. Il grado di questo bilanciamento dipende dal rapporto tra gli angoli di deviazione del servo-rudere 7 e del rudere 2 di altezza. E questo rapporto è determinato dalla lunghezza delle leve 8 e 12. Quando l'angolo di attacco diminuisce, il rudere 2 di altezza si inclina verso il basso e la portanza del destabillizzatore 1 aumenta, neutralizzando la diminuzione dell'angolo di attacco.
In questo modo si ottiene una riduzione della derivata del destabillizzatore rispetto alla classica "anatra".
Poiché il servo-rudere 7 e il trim 13 sono cinemeticamente collegati tra loro, si bilanciano a vicenda. Se questo bilanciamento non è sufficiente, è necessario includere nella costruzione un peso di bilanciamento, che deve essere posizionato all'interno del servo-rudere 7 o sulla continuazione della barra 6 davanti al giunto 5. Anche il rudere 2 di altezza deve essere bilanciato.
Poiché la derivata rispetto all'angolo di attacco della superficie portante supera di circa due volte la derivata rispetto all'angolo di deviazione del flap, nella situazione in cui l'angolo di deviazione del rudere 2 di altezza supera due volte l'angolo di deviazione del servo-rudere 7, si può raggiungere un valore di derivata del destabillizzatore prossimo a zero.
Il servo-rudere 7 ha un'area uguale a quella del trim 13 del rudere 2 di altezza. Cioè, le aggiunte alla struttura dell'aereo sono di dimensioni molto ridotte e trascurabili dal punto di vista della complessità.
Pertanto, è possibile ottenere risultati simili a quelli della "anatra con banderuola" utilizzando soltanto tecnologie tradizionali per la produzione di aerei. Pertanto, un aereo con un destabillizzatore di questo tipo può essere chiamato "anatra pseudo-banderuola". Questo invenzione ha ottenuto un brevetto con il titolo "Krassnov-plan" (8).
"Aereo che ignora la turbolenza"
È molto consigliabile realizzare un aereo il cui pannello anteriore e posteriore abbia una derivata complessiva pari a zero.
Questo aereo ignorerà praticamente completamente le correnti d'aria verticali, e i suoi passeggeri non percepiranno «turbamenti» nemmeno durante intense turbolenze atmosferiche. Inoltre, poiché le correnti d'aria verticali non portano a sovraccarichi dell'aereo, si può contare su un sovraccarico operativo notevolmente ridotto, il che riflette positivamente sulla massa della sua struttura. Dal momento che in volo l'aereo non subisce sovraccarichi, il suo alianti non sono soggetti a usura per fatica.
La riduzione della derivata dell'ala di questo aereo si ottiene allo stesso modo di un destabilizzatore in un «anemometro a firma». Tuttavia, il servo-rudere non agisce sui timoni di profondità, ma sui flaperoni dell'ala. Un flaperone è una parte dell'ala che funziona sia come aletta che come flap. Di conseguenza, a seguito di un cambiamento casuale dell'angolo di attacco dell'ala, l'aumento della sua portanza avviene nel focolaio secondo l'angolo di attacco. E la variazione negativa della portanza dell'ala a seguito della deflessione del flaperone azionato dal servo-rudere si verifica nel focolaio secondo l'angolo di deflessione del flaperone. E la distanza tra i suddetti focolai è praticamente pari a un quarto della corda aerodinamica media dell'ala. Di conseguenza, l'azione di questa coppia di forze opposte forma un momento destabilizzante, che deve essere compensato da un momento di 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. Su questo aereo è stato ottenuto il brevetto RF n. 2710955.
La combinazione delle invenzioni esposte rappresenta probabilmente l'ultima risorsa aerodinamica informativa non utilizzata per aumentare di un terzo e oltre l'efficienza economica dell'aviazione subsonica.
Yuri Krasnov
LETTERATURA
- D. Sobolev. Storia centenaria del “volo alato”, Mosca, Rusavia, 1988, p. 100.
- Yu. Krasnov. Brevetto RF n. 2000251.
- A. Yurkonenko. L'alternativa «anemometro». Tecnica — giovani 2009-08. Pp. 6-11
- V. Lapin. Quando volerà «l'anemometro»? Aviazione generale. 2011. n. 8. pp. 38-41.
- Yu. Krasnov. Brevetto RF n. 2609644.
- Yu. Krasnov. Brevetto RF n. 2651959.
- Y. Krasnov. Brevetto RF n. 2609620.
- Y. Krasnov. Brevetto RF n. 2666094.
Fonte: habr.com
