Alla fine degli anni Trenta del secolo scorso, l'inventore della stecca, Gustav Lachmann, propose di dotare il senza coda di un'ala fluttuante posta davanti all'ala. Questa ala era dotata di un servotimone, con l'aiuto del quale veniva regolata la sua forza di sollevamento. Serviva a compensare il momento aggiuntivo di immersione dell'ala che si verifica quando il flap viene rilasciato. Poiché Lachmann era un dipendente della società Handley-Page, era titolare del brevetto per questa soluzione tecnica e con questo marchio l'idea è menzionata nella letteratura tecnica. Ma non esiste ancora un’implementazione pratica di questa idea! Qual è il motivo?
Bilanciamento delle perdite
L'ala di un aeroplano, che crea portanza, ha un sottoprodotto, si potrebbe dire, negativo sotto forma di un momento di immersione che tende a mettere l'aereo in picchiata. Per evitare che l'aereo si tuffi, c'è una piccola ala sulla coda: uno stabilizzatore, che impedisce questa immersione, creando una forza di sollevamento verso il basso, cioè negativa. Questo design aerodinamico dell'aereo è chiamato "normale". Poiché la portanza dello stabilizzatore è negativa, si aggiunge alla gravità dell'aereo e l'ala deve avere una portanza maggiore della gravità.
La differenza tra queste forze è chiamata perdite di bilanciamento, che possono arrivare fino al 20%.
Ma il primo aereo volante dei fratelli Wright non subì tali perdite, perché la piccola ala - un destabilizzatore che impedisce l'immersione - non era posizionata dietro l'ala, ma davanti ad essa. Questo design aerodinamico dell'aereo è chiamato "canard". E per evitare che l'aereo si tuffi, il destabilizzatore deve creare una forza di sollevamento verso l'alto, cioè positiva. Viene aggiunto alla portanza dell'ala e questa somma è uguale alla gravità dell'aereo. Di conseguenza, l’ala deve produrre una forza di portanza inferiore alla forza di gravità. E nessuna perdita per il bilanciamento!
Stabilizzatore e destabilizzatore sono combinati in un unico termine: coda orizzontale o GO.
Tuttavia, con il massiccio sviluppo della meccanizzazione delle ali di decollo e atterraggio all'inizio degli anni Trenta del secolo scorso, la "papera" perse questo vantaggio. L'elemento principale della meccanizzazione è il flap, la parte posteriore dell'ala che viene deviata verso il basso. Raddoppia circa la forza di sollevamento dell'ala, grazie alla quale è possibile ridurre la velocità durante l'atterraggio e il decollo, risparmiando così sul peso del telaio. Ma il sottoprodotto sotto forma di momento di immersione quando il lembo viene rilasciato aumenta a tal punto che il destabilizzatore non può farcela, ma lo stabilizzatore non può farcela. Rompere non è costruire, in questo caso una forza positiva.
Affinché l'ala possa creare portanza, deve essere orientata ad angolo rispetto alla direzione del flusso d'aria in arrivo. Questo angolo è chiamato angolo di attacco e man mano che aumenta aumenta anche la forza di portanza, ma non indefinitamente, ma fino ad un angolo critico, che varia da 15 a 25 gradi. Pertanto, la forza aerodinamica totale non è diretta strettamente verso l'alto, ma è inclinata verso la coda dell'aereo. E può essere scomposto in una componente diretta strettamente verso l'alto - la forza di portanza, e diretta all'indietro - la forza di resistenza aerodinamica. Il rapporto tra forza di portanza e resistenza viene utilizzato per giudicare la qualità aerodinamica dell'aereo, che può variare da 7 a 25.
Il fenomeno che gioca a favore dello schema normale è lo smusso del flusso d'aria dietro l'ala, che consiste in una deviazione verso il basso della direzione del flusso, tanto maggiore quanto maggiore è la portanza dell'ala. Pertanto, quando il flap viene deflesso, a causa dell'aerodinamica, aumenta automaticamente l'effettivo angolo di attacco negativo dello stabilizzatore e, di conseguenza, la sua forza di portanza negativa.
Inoltre, una circostanza come quella di garantire la stabilità longitudinale del volo dell'aereo funziona anche a favore dello schema "normale" rispetto al "canard". L'angolo di attacco di un aereo può subire variazioni a seguito dei movimenti verticali delle masse d'aria. Gli aerei sono progettati tenendo presente questo fenomeno e si sforzano di resistere ai disturbi. Ogni superficie dell'aereo ha un focus aerodinamico: il punto di applicazione dell'incremento della portanza quando cambia l'angolo di attacco. Se consideriamo la risultante degli incrementi dell'ala e del GO, anche l'aereo ha un focus. Se il focus dell'aereo è dietro il centro di massa, allora con un aumento casuale dell'angolo di attacco, l'incremento della portanza tende a inclinare l'aereo in modo che l'angolo di attacco diminuisca. E l'aereo ritorna alla modalità di volo precedente. In questo caso, nella configurazione “normale”, l'ala crea un momento destabilizzante (per aumentare l'angolo di attacco), e lo stabilizzatore crea un momento stabilizzante (per diminuire l'angolo di attacco), e quest'ultimo prevale di circa il 10% . In un canard, il momento destabilizzante è creato dal destabilizzatore, mentre il momento stabilizzante, che è circa il 10% più grande, è creato dall'ala. Pertanto, un aumento dell'area e della spalla della coda orizzontale porta ad un aumento della stabilità nel disegno normale e alla sua diminuzione del “canard”. Tutti i momenti agiscono e sono calcolati rispetto al centro di massa dell'aereo (vedi Fig. 1).
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Se il focus dell'aereo è davanti al centro di massa, con un piccolo aumento casuale dell'angolo di attacco aumenterà ancora di più e l'aereo sarà staticamente instabile. Questa posizione relativa del fuoco e del centro di massa viene utilizzata nei combattenti moderni per caricare lo stabilizzatore e ricevere su di esso un sollevamento non negativo, ma positivo. E il volo dell'aereo non è assicurato dall'aerodinamica, ma da un sistema di stabilità artificiale automatico quattro volte duplicato, che “sterza” quando l'aereo si allontana dall'angolo di attacco richiesto. Quando l'automazione viene spenta, l'aereo inizia a girare per primo la coda, su questo si basa la figura del "Cobra di Pugachev", in cui il pilota spegne deliberatamente l'automazione e, quando viene raggiunto l'angolo di rotazione della coda richiesto, spara un razzo nell'emisfero posteriore, quindi riaccende l'automazione.
Di seguito considereremo solo gli aeromobili staticamente stabili, poiché solo tali aeromobili possono essere utilizzati nell'aviazione civile.
La posizione relativa del fuoco dell'aereo e del centro di massa caratterizza il concetto di "centramento".
Poiché il fuoco è dietro il centro di massa, indipendentemente dallo schema, la distanza tra loro, chiamata margine di stabilità, aumenta il braccio GO nello schema normale e lo diminuisce nel “canard”.
Il rapporto tra i bracci alari e il canard è tale che la forza di sollevamento del destabilizzatore alla massima deflessione degli elevatori viene utilizzata completamente quando l'aereo viene portato ad angoli di attacco elevati. E ci mancherà quando i lembi verranno rilasciati. Pertanto, tutte le "anatre" del famoso designer americano Rutan non dispongono di alcuna meccanizzazione. Il suo aereo Voyager è stato il primo al mondo a volare intorno al globo senza atterrare e fare rifornimento nel 1986.
Un'eccezione è la Beechcraft Starship, ma lì, per l'utilizzo dei flap, è stata utilizzata una struttura molto complessa con geometria variabile del destabilizzatore, che non poteva essere portata a uno stato riproducibile in serie, motivo per cui il progetto è stato chiuso.
Il braccio alare dipende in gran parte da quanto aumenta la forza di portanza del destabilizzatore quando il suo angolo di attacco aumenta di un grado; questo parametro è chiamato derivata rispetto all'angolo di attacco del coefficiente di portanza o semplicemente derivata del destabilizzatore. Inoltre, quanto più piccola è questa derivata, tanto più vicino all'ala può essere posizionato il centro di massa dell'aereo, quindi tanto più piccolo sarà il braccio dell'ala. Per ridurre questa derivata, l'autore nel 1992 propose di implementare il destabilizzatore secondo uno schema biplano (2). Ciò consente di ridurre la spalla dell'ala tanto da eliminare l'ostacolo all'utilizzo di un lembo su di essa. Tuttavia, si verifica un effetto collaterale sotto forma di un aumento della resistenza del GO dovuto al biplano. Inoltre, c'è una complicazione nella progettazione dell'aeromobile, poiché è necessario produrre effettivamente due GO e non uno.
I colleghi hanno sottolineato che la caratteristica del “destabilizzatore biplano” era presente sull’aereo dei fratelli Wright, ma nelle invenzioni non solo è stata brevettata una nuova caratteristica, ma anche una nuova serie di caratteristiche. I Wright non avevano la funzione “flap”. Inoltre, se l'insieme delle caratteristiche di una nuova invenzione è noto, affinché questa invenzione venga riconosciuta, almeno una caratteristica deve essere utilizzata per nuovi scopi. I Wright usarono il biplano per ridurre il peso della struttura e, nell'invenzione descritta, per ridurre il derivato.
"Anatra Banderuola"
Quasi due decenni fa, abbiamo ricordato l'idea di una "anatra banderuola" menzionata all'inizio dell'articolo.
Utilizza come destabilizzatore una banderuola di coda orizzontale (FGO), che consiste nel destabilizzatore stesso, posizionato incernierato su un asse perpendicolare alla fusoliera e collegato al destabilizzatore del servo timone. Una specie di aeroplano dal design normale, in cui l'ala dell'aereo è il destabilizzatore FGO e lo stabilizzatore dell'aereo è il servo FGO. E questo aereo non vola, ma è posizionato su un asse ed è esso stesso orientato rispetto al flusso in arrivo. Modificando l'angolo di attacco negativo del servosterzo, modifichiamo l'angolo di attacco del destabilizzatore rispetto al flusso e, di conseguenza, la forza di sollevamento del FGO durante il controllo del beccheggio.
Quando la posizione del servovolante rimane invariata rispetto al destabilizzatore, l'FGO non risponde alle raffiche di vento verticale, ad es. ai cambiamenti nell’angolo di attacco dell’aereo. Quindi la sua derivata è zero. Sulla base delle nostre discussioni precedenti, questa è un’opzione ideale.
Durante il test del primo aereo del progetto “vane canard” progettato da A. Yurkonenko (3) con un FGO caricato in modo efficace, sono stati eseguiti più di due dozzine di approcci riusciti. Allo stesso tempo sono stati scoperti chiari segni di instabilità dell'aereo (4).
"Super resilienza"
Per quanto paradossale possa sembrare, l'instabilità della “papera banderuola” è una conseguenza della sua “super stabilità”. Il momento stabilizzante di un canard classico con GO fisso è formato dal momento stabilizzante dell'ala e dal momento destabilizzante del GO che la contrasta. Nell'anatra segnavento, il FGO non partecipa alla formazione del momento stabilizzante ed è formato solo dal momento stabilizzante dell'ala. Pertanto, il momento stabilizzante della “paletta a paletta” è circa dieci volte maggiore di quello di quella classica. Se l'angolo di attacco aumenta accidentalmente, l'aereo, sotto l'influenza di un eccessivo momento stabilizzante dell'ala, non ritorna alla modalità precedente, ma la “supera”. Dopo l'“overshoot” l'aereo acquisisce un angolo d'attacco ridotto rispetto alla modalità precedente, per cui si crea un momento stabilizzante di segno diverso, anche eccessivo, e si creano così delle auto-oscillazioni, che il pilota non è in grado di estinguere.
Una delle condizioni per la stabilità è la capacità dell'aereo di neutralizzare le conseguenze dei disturbi atmosferici. Pertanto, in assenza di disturbi, è possibile un volo soddisfacente di un aereo instabile. Questo spiega gli approcci di successo dell'aereo YuAN-1. Nella mia lontana giovinezza, l'autore ha avuto un caso in cui un nuovo modello di aliante volava la sera in condizioni calme per un totale di almeno 45 minuti, dimostrando voli abbastanza soddisfacenti e mostrando una significativa instabilità: beccheggio alternato con immersione al primo volo in caso di vento tempo atmosferico. Finché il tempo era calmo e non si verificavano disturbi, l'aliante ha dimostrato un volo soddisfacente, ma la sua regolazione era instabile. Semplicemente non c’era motivo di mostrare questa instabilità.
Il liquido cerebrospinale descritto può, in linea di principio, essere utilizzato in una “pseudo-anatra”. Un tale aereo è essenzialmente un progetto “senza coda” e ha un allineamento appropriato. E il suo FGO viene utilizzato solo per compensare il momento di immersione aggiuntivo dell'ala che si verifica quando la meccanizzazione viene rilasciata. Nella configurazione da crociera non c'è carico sul FGO. Pertanto, l'FGO in realtà non funziona nella modalità di volo operativa principale e quindi il suo utilizzo in questa forma di realizzazione è improduttivo.
"KRASNOV-ANATRA"
La “sovrastabilità” può essere eliminata aumentando il derivato del QCS da zero a un livello accettabile. Questo obiettivo viene raggiunto grazie al fatto che l'angolo di rotazione del FGO è significativamente inferiore all'angolo di rotazione del servotimone causato da una variazione dell'angolo di attacco dell'aereo (5). A questo scopo viene utilizzato un meccanismo molto semplice, mostrato in Fig. 2. FGO 1 e il servovolante 3 sono incernierati sull'asse OO1. Le aste 4 e 6, attraverso le cerniere 5,7, 9,10, collegano FGO 1 e il servovolante 3 con il bilanciere 8. La frizione 12 serve a modificare la lunghezza dell'asta 6 da parte del pilota ai fini del controllo del passo. La rotazione dell'FGO 1 viene effettuata non attraverso l'intero angolo di deflessione del servovolante 3 rispetto all'aereo quando cambia la direzione del flusso in arrivo, ma solo attraverso la sua parte proporzionale. Se la proporzione è pari alla metà, quindi sotto l'azione di un flusso verso l'alto, che porta ad un aumento dell'angolo di attacco dell'aereo di 2 gradi, l'angolo di attacco effettivo del FGO aumenterà solo di 1 grado. Di conseguenza, la derivata del FGO sarà due volte più piccola rispetto al GO fisso. Le linee tratteggiate indicano la posizione dell'FGO 1 e del servo timone 3 dopo aver modificato l'angolo di attacco dell'aereo. Cambiare la proporzione e, quindi, determinare il valore della derivata può essere facilmente ottenuto scegliendo le distanze appropriate delle cerniere 5 e 7 rispetto all'asse OO1.
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Ridurre la derivata del GO dovuta alla sfumatura consente di posizionare la messa a fuoco entro qualsiasi limite e dietro di essa il centro di massa dell'aereo. Questo è il concetto di disallineamento aerodinamico. Pertanto, tutte le restrizioni sull'uso della moderna meccanizzazione delle ali nella configurazione canard vengono rimosse mantenendo la stabilità statica.
"KRASNOV-FLUGER"
Va tutto bene! Ma c'è uno svantaggio. Affinché si verifichi una forza di portanza positiva sull'FGO 1, una forza di portanza negativa deve agire sul servovolante 3. Un'analogia è la normale disposizione di un aereo. Ci sono cioè perdite per il bilanciamento, in questo caso il pareggio del QCS. Quindi il modo per eliminare questo inconveniente è lo schema “anatra”. Posizioniamo il servovolante davanti al FGO, come mostrato in Fig. 3.
La FGO funziona come segue (6). Come risultato dell'azione delle forze aerodinamiche sull'FGO 1 e sul servovolante 4, l'FGO 1 viene installato spontaneamente con un certo angolo di attacco rispetto alla direzione del flusso in arrivo. Gli angoli di attacco del FGO 1 e del servo timone 4 hanno lo stesso segno, pertanto le forze di sollevamento di queste superfici avranno la stessa direzione. Cioè, la forza aerodinamica del servo timone 4 non riduce, ma aumenta la forza di sollevamento dell'FGO 1. Per aumentare l'angolo di attacco dell'aereo, il pilota sposta la spinta 6 in avanti, a seguito della quale il servo il timone 4 sulla cerniera 5 ruota in senso orario e l'angolo di attacco del servo timone 4 aumenta. Ciò porta ad un aumento dell'angolo di attacco di FGO 1, cioè ad un aumento della sua forza di sollevamento.
Oltre al controllo del passo, il collegamento effettuato dalla spinta 7 garantisce un aumento da zero al valore richiesto della derivata del FGO.
Supponiamo che l'aereo sia entrato in una corrente ascensionale e che il suo angolo di attacco sia aumentato. In questo caso la trave 2 ruota in senso antiorario e le cerniere 9 e 8, in assenza di trazione 7, dovrebbero avvicinarsi. L'asta 7 impedisce l'avvicinamento e gira il volante del servosterzo 4 in senso orario aumentando così il suo angolo di attacco.
Pertanto, quando cambia la direzione del flusso in arrivo, l'angolo di attacco del servovolante 4 cambia e l'FGO 1 si imposta spontaneamente ad un angolo diverso rispetto al flusso e crea una forza di sollevamento diversa. In questo caso il valore di questa derivata dipende dalla distanza tra le cerniere 8 e 3, nonché dalla distanza tra le cerniere 9 e 5.
Il FGO proposto è stato testato su un modello a cordone elettrico del circuito “duck”, mentre la sua derivata rispetto ad un GO fisso è stata ridotta della metà. Il carico sul FGO era il 68% di quello dell'ala. Lo scopo del test non era ottenere carichi uguali, ma ottenere appunto un carico del FGO inferiore rispetto all'ala, poiché se lo si ottiene, non sarà difficile ottenerne di uguali. Nelle "anatre" con GO fisso, il carico dell'impennaggio è solitamente superiore del 20 - 30% rispetto al carico dell'ala.
"L'aereo ideale"
Se la somma di due numeri è un valore costante, la somma dei loro quadrati sarà la più piccola se questi numeri sono uguali. Poiché la resistenza induttiva della superficie di sollevamento è proporzionale al quadrato del suo coefficiente di portanza, il limite minimo di resistenza dell'aeromobile sarà nel caso in cui questi coefficienti di entrambe le superfici di sollevamento siano uguali tra loro durante la modalità di volo di crociera. Un aereo del genere dovrebbe essere considerato “ideale”. Le invenzioni "Krasnov-duck" e "Krasnov-weather banderuola" consentono di realizzare in realtà il concetto di "aereo ideale" senza ricorrere al mantenimento artificiale della stabilità mediante sistemi automatici.
Un confronto tra l'“aereo ideale” e un aereo moderno di concezione normale mostra che è possibile ottenere un aumento del 33% del carico commerciale risparmiando contemporaneamente il 23% sul carburante.
L'FGO crea la massima portanza ad angoli di attacco prossimi al critico, e questa modalità è tipica della fase di atterraggio del volo. In questo caso, il flusso di particelle d'aria attorno alla superficie portante è vicino al confine tra normale e stallo. L'interruzione del flusso dalla superficie del GO è accompagnata da una forte perdita di portanza su di esso e, di conseguenza, da un intenso abbassamento del muso dell'aereo, il cosiddetto "beccheggio". Un caso indicativo di “becco” è il disastro del Tu-144 a Le Bourget, quando crollò all'uscita da un'immersione proprio dopo l'immersione. L'utilizzo del QCS proposto consente di risolvere facilmente questo problema. Per fare ciò è solo necessario limitare l'angolo di rotazione del servosterzo rispetto al FGO. In questo caso, l’effettivo angolo di attacco del FGO sarà limitato e non raggiungerà mai quello critico.
"Stabilista banderuola"
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È interessante la questione dell'utilizzo del FGO in uno schema normale. Se non si riduce, ma al contrario si aumenta l'angolo di rotazione del FGO rispetto al servovolante, come mostrato in Fig. 4, allora la derivata del FGO sarà molto più elevata rispetto allo stabilizzatore fisso (7).
Ciò consente al focus e al centro di massa dell'aereo di spostarsi significativamente all'indietro. Di conseguenza, il carico di crociera dello stabilizzatore FGO non diventa negativo, ma positivo. Inoltre, se il centro di massa dell'aereo viene spostato oltre il fuoco lungo l'angolo di deflessione dei flap (il punto di applicazione dell'incremento di portanza dovuto alla deflessione dei flap), lo stabilizzatore di piume crea una forza di portanza positiva nella configurazione di atterraggio .
Ma tutto ciò può essere vero purché non si tenga conto dell’effetto della frenata e del flusso smussato dalla superficie portante anteriore a quella posteriore. È chiaro che nel caso della “papera” il ruolo di questa influenza è molto minore. D'altra parte, se lo stabilizzatore "porta" sui caccia militari, allora perché smetterà di "portare" sugli aerei civili?
"Piano Krasnov" o "anatra pseudo-paletta"
Il montaggio incernierato del destabilizzatore, sebbene non radicalmente, complica comunque la progettazione dell'aereo. Risulta che la riduzione del derivato destabilizzante può essere ottenuta con mezzi molto più economici.
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Nella fig. La figura 4 mostra il destabilizzatore 1 dell'aereo proposto rigidamente collegato alla fusoliera (non mostrato nel disegno). È dotato di un mezzo per modificare la sua forza di sollevamento sotto forma di un volante 2, che, utilizzando una cerniera 3, è montato su una staffa 4, rigidamente collegata al destabilizzatore 1. Sulla stessa staffa 4, utilizzando una cerniera 5, è presente un'asta 6, alla cui estremità posteriore è rigidamente fissato un servovolante 7. All'estremità anteriore dell'asta 6, accanto alla cerniera 5, è fissata rigidamente una leva 8, la cui estremità superiore è collegato all'asta 9 tramite una cerniera 10. All'estremità posteriore dell'asta 10 è presente una cerniera 11 che la collega alla leva 12 del trimmer 13 dell'elevatore 2. In questo caso il trimmer 13 è montato sulla parte posteriore del volante 14 tramite una cerniera 2. La frizione 15 modifica la lunghezza della spinta 10 sotto il controllo del pilota per il controllo del passo.
Il destabilizzatore presentato funziona come segue. Se l'angolo di attacco dell'aereo aumenta accidentalmente, ad esempio, quando entra in una corrente ascensionale, il servovolante 7 viene deviato verso l'alto, il che comporta uno spostamento della spinta 10 a sinistra, cioè. in avanti e porta alla deflessione del trimmer 13 verso il basso, a seguito della quale l'elevatore 2 viene deviato verso l'alto. La posizione del volante 2, del servovolante 7 e del trimmer 13 nella situazione descritta è rappresentata nel disegno mediante linee tratteggiate.
Di conseguenza, l'aumento della forza di sollevamento del destabilizzatore 1 dovuto all'aumento dell'angolo di attacco sarà in una certa misura compensato dalla deflessione verso l'alto dell'elevatore 2. L'entità di questo livellamento dipende dal rapporto tra gli angoli di deflessione del servovolante 7 e del volante 2. E questo rapporto è impostato dalla lunghezza delle leve 8 e 12. Quando l'angolo di attacco diminuisce, l'elevatore 2 viene deviato verso il basso e la forza di sollevamento del destabilizzatore 1 aumenta, livellando la diminuzione dell'angolo di attacco.
In questo modo si ottiene una diminuzione della derivata del destabilizzante rispetto alla classica “anatra”.
Grazie al fatto che il servovolante 7 e il trimmer 13 sono cinematicamente collegati tra loro, si bilanciano a vicenda. Se questo bilanciamento non è sufficiente, è necessario includere nel progetto un peso di bilanciamento, che deve essere posizionato all'interno del servovolante 7 o sul prolungamento dell'asta 6 davanti alla cerniera 5. L'elevatore 2 deve essere anche equilibrato.
Poiché la derivata rispetto all'angolo di attacco della superficie di appoggio è circa il doppio della derivata rispetto all'angolo di deflessione del flap, allora quando l'angolo di deflessione del timone 2 è due volte più alto dell'angolo di deflessione del servotimone 7, è possibile raggiungere un valore della derivata del destabilizzatore prossimo allo zero.
Il servo timone 7 ha un'area uguale al trimmer 13 dell'altezza del timone 2. Cioè, le aggiunte al design dell'aereo sono di dimensioni molto ridotte e lo complicano in modo trascurabile.
Pertanto, è del tutto possibile ottenere gli stessi risultati del “vane canard” utilizzando solo le tradizionali tecnologie di produzione aeronautica. Pertanto, un aereo con un tale destabilizzatore può essere definito una "anatra pseudo-paletta". Per questa invenzione è stato ottenuto un brevetto con il nome “Krasnov-plan” (8).
"Un aereo che ignora le turbolenze"
È altamente consigliabile progettare un aeromobile in cui le superfici portanti anteriore e posteriore abbiano una derivata totale pari a zero.
Un tale aereo ignorerà quasi completamente i flussi verticali delle masse d'aria, e i suoi passeggeri non sentiranno "chiacchiere" anche con intense turbolenze nell'atmosfera. E poiché i flussi verticali delle masse d'aria non portano al sovraccarico dell'aereo, si può contare su un sovraccarico operativo significativamente inferiore, che avrà un effetto positivo sul peso della sua struttura. Dato che l'aereo non subisce sovraccarichi durante il volo, la sua cellula non è soggetta ad usura per fatica.
La riduzione della derivata dell'ala di un tale aereo si ottiene allo stesso modo del destabilizzatore in un “canard pseudo-vane”. Ma il servo non agisce sugli elevatori, bensì sui flaperoni alari. Il flaperon è una parte dell'ala che funziona come un alettone e un flap. In questo caso, a seguito di una variazione casuale dell'angolo di attacco dell'ala, la sua forza di portanza aumenta nel fuoco lungo l'angolo di attacco. E un incremento negativo nella forza di portanza dell'ala come risultato della deflessione del flaperone da parte del servotimone si verifica al fuoco lungo l'angolo di deflessione del flaperone. E la distanza tra questi fuochi è quasi pari a un quarto della corda aerodinamica media dell'ala. Come risultato dell'azione di questa coppia di forze multidirezionali, si forma un momento destabilizzante, che deve essere compensato dal momento destabilizzante. In questo caso, il destabilizzatore dovrebbe avere una piccola derivata negativa e il valore della derivata alare dovrebbe essere leggermente maggiore di zero. Per un tale aereo è stato ricevuto il brevetto RF n. 2710955.
L'insieme delle invenzioni presentate rappresenta, probabilmente, l'ultima risorsa aerodinamica di informazioni inutilizzata per aumentare di un terzo o più l'efficienza economica dell'aviazione subsonica.
Юрий Краснов
RIFERIMENTI
- D. Sobolev. Storia centenaria dell'“ala volante”, Mosca, Rusavia, 1988, p.100.
- Yu Krasnov. Brevetto RF n. 2000251.
- A. Yurkonenko. "Anatra" alternativa. Tecnologia - Gioventù 2009-08. Pagina 6-11
- V. Lapin. Quando volerà la banderuola? Aviazione generale. 2011. N. 8. Pagina 38-41.
- Yu Krasnov. Brevetto RF n. 2609644.
- Yu Krasnov. Brevetto RF n. 2651959.
- Yu Krasnov. Brevetto RF n. 2609620.
- Yu Krasnov. Brevetto RF n. 2666094.
Fonte: habr.com