空気力学的にバランスをずらした航空機

スラットの発明者であるグスタフ・ラックマンは、前世紀の XNUMX 年代の終わりに、無尾翼に翼の前に自由に浮くウィングレットを装備することを提案しました。 このウィングレットにはサーボ舵が装備されており、それによって揚力が調整されました。 これは、フラップが解放されたときに発生する翼の追加の急降下モーメントを補償する役割を果たしました。 Lachmann は Handley-Page 社の従業員であったため、この技術ソリューションの特許の所有者であり、このアイデアは技術文献の中でこのブランドとして言及されています。 しかし、このアイデアはまだ実用化されていません。 理由は何ですか？

バランスロス

揚力を生み出す航空機の翼には、航空機を急降下させる傾向のある急降下モーメントの付随的、つまりマイナスの副産物が生じます。 航空機の急降下を防ぐために、尾翼にはスタビライザーという小さな翼があり、この急降下を防ぎ、下向きの、つまり負の揚力を生み出します。 このような航空機の空力スキームは「通常」と呼ばれます。 スタビライザーの揚力は負であるため、航空機の重力が加算され、翼には重力よりも大きな揚力が必要になります。

これらの力の差はバランス損失と呼ばれ、最大 20% に達する場合があります。
しかし、ライト兄弟の最初の飛行航空機は、小さな翼、つまり急降下を防ぐ不安定装置が翼の後ろではなく前に配置されていたため、そのような損失はありませんでした。 このような航空機の空力スキームは「アヒル」と呼ばれます。 そして、航空機の急降下を防ぐために、不安定装置は上向きの、つまり正の揚力を生み出す必要があります。 これは翼の揚力に加算され、この合計は航空機の重力に等しくなります。 その結果、翼は重力よりも小さい揚力を生成する必要があります。 しかもバランスを崩さない！

安定装置と不安定装置は、水平尾翼または GO という XNUMX つの用語に結合されます。
しかし、前世紀のXNUMX年代初頭における翼の離着陸機械化の大規模な発展により、「アヒル」はこの利点を失いました。 機械化の主な要素はフラップ、つまり下方に偏向された翼の後部です。 翼の揚力が約XNUMX倍になるため、離着陸時の速度を下げることができ、シャーシの質量を節約できます。 しかし、フラップを伸ばす際の副産物である急降下モーメントは、不安定化装置では対処できないほど増加しますが、安定化装置では対処できます。 壊すことは構築することではなく、この場合はポジティブな力です。

翼が揚力を生み出すためには、翼が向かってくる空気の流れの方向に対して斜めに向けられている必要があります。 この角度は迎え角と呼ばれ、その成長に伴って揚力も増加しますが、無限ではなく、15 ～ 25 度の範囲の臨界角まで増加します。 したがって、総空気力は厳密には上向きではなく、航空機の尾翼に向かって傾きます。 そして、それは厳密に上向きの成分である揚力と、後ろ向きの空気抵抗力に分解できます。 揚力と抗力の比は航空機の空力品質を判断するために使用され、その範囲は 7 ～ 25 です。

通常のスキームを支持すると、翼の後ろの空気の流れの傾斜など、流れの方向の下方への偏りが大きくなり、翼の揚力も大きくなります。 したがって、空気力学によりフラップが偏向すると、スタビライザーの実際の負の迎え角が自動的に増加し、その結果、負の揚力が増加します。

さらに、「アヒル」と比較して「通常」スキームを支持することで、航空機の飛行の縦方向の安定性を確保するなどの状況も機能します。 航空機の迎え角は、気団の垂直方向の動きの結果として変化することがあります。 航空機はこの現象を念頭に置いて設計されており、外乱に耐える傾向があります。 航空機の各表面には空気力学的焦点、つまり迎角が変化したときに揚力が増加する点が設定されています。 結果として生じる翼と GO の増分を考慮すると、航空機にも焦点が当てられます。 航空機の焦点が重心の後ろにある場合、迎え角がランダムに増加すると、揚力の増加によって航空機が傾いて迎え角が減少する傾向があります。 そして飛行機は前の飛行モードに戻ります。 同時に、「通常の」スキームでは、翼が不安定化モーメント（迎え角を増加させる）を作成し、スタビライザーが安定化モーメント（迎え角を減少させる）を作成し、後者が約 10 だけ優勢になります。 %。 「アヒル」では、不安定化モーメントは不安定化装置によって生成され、約 10% 大きい安定化モーメントは翼によって生成されます。 したがって、水平尾翼の面積と肩の増加は、通常のスキームの安定性の増加と「アヒル」の安定性の減少につながります。 すべてのモーメントは航空機の質量中心に対して作用し、計算されます (図 1 を参照)。

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航空機の焦点が重心よりも前にある場合、迎え角がランダムにわずかに増加すると、迎え角はさらに増加し​​、航空機は静的に不安定になります。 この焦点と重心の相互配置は、スタビライザーに荷重を加えてそれに乗ることでマイナスではなくプラスの揚力を得るために、現代の戦闘機で使用されています。 そして、航空機の飛行は空気力学によってではなく、人工安定性の XNUMX 重に複製された自動システムによって提供され、航空機が必要な迎え角を離れると「走行」します。 自動化がオフになると、航空機は尾翼を前方に向け始めます。これはプガチェフ コブラ図の基礎であり、パイロットは意図的に自動化をオフにし、必要な尾翼回転角に達するとロケットを発射します。後半球をオンにしてから、オートメーションを再度オンにします。
民間航空ではそのような航空機のみが使用できるため、以下では静的に安定した航空機のみを考慮します。

航空機の焦点と重心の相互配置が「センタリング」の概念を特徴づけます。
焦点はスキームに関係なく重心の後ろにあるため、安定余裕と呼ばれるそれらの間の距離は、通常のスキームでは GO アームが増加し、「アヒル」では減少します。

「アヒル」の翼の肩部と GO の比率は、航空機が高い迎え角になったときに、エレベーターの最大偏差による不安定化装置の揚力が完全に使用されるような比率になっています。 そしてフラップが解放されると見逃されてしまいます。 したがって、有名なアメリカのデザイナー、ルータンの「アヒル」はすべて機械化されていません。 彼のボイジャー飛行機は、1986 年に着陸も給油もせずに初めて世界一周を飛行しました。

例外は Beechcraft Starship ですが、そこではフラップを使用するために、可変の不安定化装置の形状を備えた非常に複雑な設計が使用されており、連続的に再現可能な状態にすることができず、その結果プロジェクトは終了しました。
翼の肩は、迎え角が 1992 度増加したときに不安定化装置の揚力がどれだけ増加するかに大きく依存します。このパラメータは、揚力係数の迎え角の導関数、または単に揚力係数と呼ばれます。ディスタビライザーの誘導体。 そして、この微分値が小さいほど、航空機の質量中心を翼に近づけることができるため、翼肩部が小さくなります。 この微分を軽減するために、著者は 2 年にバイプレーン方式 (XNUMX) に従って不安定化装置を実行することを提案しました。 これにより、翼の肩を大幅に減らすことができ、フラップを使用する際の障害がなくなりました。 ただし、複葉性による GO 耐性の増加という副作用があります。 さらに、実際には XNUMX つではなく XNUMX つの GO を製造する必要があるため、航空機の設計が複雑になります。

同僚らは、「複葉機不安定化装置」機能はライト兄弟の航空機で利用可能であるが、発明においては新しい機能だけでなく、一連の新しい機能も特許取得されると指摘した。 ライト家には「フラップ」サインが欠けていた。 さらに、新しい発明の一連の特徴が既知である場合、この発明が認識されるためには、少なくとも XNUMX つの特徴が新しい目的に使用されなければなりません。 ライト夫妻では、構造の重量を軽減するために複平面性を使用し、記載された発明では導関数を軽減するために使用した。

「風見鶏のアヒル」

ほぼXNUMX年前、彼らは記事の冒頭で述べた「天気アヒル」のアイデアを思い出しました。

それは、羽の生えた水平尾翼を不安定化装置として使用します。FGO は、機体に垂直な軸上に枢動可能に配置され、不安定化装置サーボに接続された不安定化装置自体で構成されています。 通常のスキームの飛行機の一種で、飛行機の翼が CSF の不安定化装置であり、飛行機の安定化装置が CSF サーボです。 そして、この飛行機は飛行するのではなく、軸上に配置されており、それ自体が向かってくる流れに対して方向を変えます。 サーボの負の迎え角を変更することで、流れに対する不安定化装置の迎え角が変わり、その結果、ピッチ制御中の CSF の揚力も変わります。

サーボステアリングの位置が不安定装置に対して固定されているため、CSF は垂直の突風に反応しません。 航空機の迎え角の変化。 したがって、その微分値はゼロになります。 以前の推論に基づくと、これが理想的なオプションです。

A. ユルコネンコ (3) が設計した「ウェザーダック」スキームの最初の航空機を効果的に搭載された CSF でテストしたところ、4 回以上の飛行が成功しました。 同時に、航空機の不安定性の明らかな兆候も発見されました (XNUMX)。

「超回復力」

逆説的ではありませんが、「風見鶏」の不安定性はその「超安定性」の結果です。 GO が固定された古典的なカナードの安定化モーメントは、翼の安定化モーメントとそれに対抗する GO の不安定化モーメントから形成されます。 風見鶏のアヒルでは、CSF は安定化モーメントの形成には関与せず、翼の安定化モーメントからのみ形成されます。 したがって、「風見鶏」の安定化モーメントは、古典的なものよりも約 XNUMX 倍大きくなります。 迎え角が誤って増加すると、航空機は翼の過剰な安定化モーメントの影響を受けて、前のモードに戻らず、「オーバーシュート」します。 「オーバーシュート」の後、航空機は以前の状況と比較して迎角が減少するため、別の兆候の安定化モーメントが発生し、これも過度になり、パイロットが消すことができない自己振動が発生します。

安定性の条件の 1 つは、大気の乱れの影響を平準化する航空機の能力です。 したがって、外乱がなければ、不安定な航空機でも満足のいく飛行が可能です。 これは、YuAN-45 航空機の成功したアプローチを説明しています。 著者は、遠い若い頃、穏やかな天気の夕方、新しいモデルのグライダーが少なくとも合計XNUMX分間飛行し、非常に満足のいく飛行を示し、明るい不安定性を示したという事例がありました - 機首上げと急降下が交互に行われました風の強い天候での最初の飛行。 天候が穏やかで外乱がなければ、グライダーは満足のいく飛行を示しましたが、調整が不安定でした。 この不安定性を示す理由はまったくありませんでした。

記載されたCSFは、原則として、「疑似アヒル」で使用することができる。 このような航空機は本質的に「無尾翼」方式であり、適切なセンタリングを備えています。 そして、彼のCSFは、機械化の解除中に発生する翼の追加の潜水モーメントを補償するためにのみ使用されます。 巡航構成では、CSF に負荷はかかりません。 したがって、CSF は実際には主要な運用飛行モードでは機能しないため、このバリアントでの CSF の使用は非生産的です。

「クラスノフダック」

「超安定性」は、CSF 導関数をゼロから許容レベルまで増加させることによって排除できます。 この目標は、FGO の回転角が航空機の迎え角の変化によって生じるサーボの回転角よりも大幅に小さいという事実によって達成されます (5)。 これは、図に示す非常に単純なメカニズムによって行われます。 2. CSF 1 とサーボ 3 は軸 OO1 上に枢動可能に配置されています。 ヒンジ 4、6、5,7、9,10 を介してロッド 1 および 3 が CSF 8 とロッカー 12 を備えたサーボ 6 を接続します。クラッチ 1 は、ピッチを制御するためにパイロットによってロッド 3 の長さを変更するのに役立ちます。 ＣＳＦ１の回転は、到来する流れの方向を変えるとき、航空機に対するサーボ３の偏角全体によってではなく、その比例部分によってのみ実行される。 比率が半分に等しい場合、上向きの流れの作用により、航空機の迎え角が 2 度増加しますが、CSF の実際の迎え角は 1 度だけ増加します。 したがって、CSF 導関数は固定 GO と比較して 1 分の 3 になります。 破線は、航空機の迎え角を変更した後の CSF 5 とサーボ 7 の位置を示しています。 比率の変更、つまり微分の値の決定は、軸 OO1 に対するヒンジ XNUMX および XNUMX の適切な距離を選択することによって簡単に実行できます。

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フェザリングによる GO 導関数の低減により、焦点を任意の制限内に配置し、その後ろに航空機の質量中心を配置することが可能になります。 これが空力センタリングシフトの考え方です。 したがって、静的安定性を維持しながら、「アヒル」スキームにおける翼の最新の機械化の使用に対するすべての制限が取り除かれます。

「クラスノフ・フルーガー」

すべて順調！ しかし、欠点があります。 CSF 1 が正の揚力を持つためには、サーボ 3 に負の揚力が作用する必要があります。 類似 - 航空機の通常のスキーム。 つまり、バランスを取るため、この場合は CSF のバランスを取るために損失が発生します。 したがって、この欠点を解消する方法は「アヒル」スキームです。 図に示すように、CSF の前にサーボを配置します。 3.

CSFは次のように機能します(6)。 CSF 1 とサーボ 4 に対する空気力学的力の作用の結果、CSF 1 は、向かってくる流れの方向に対して特定の迎え角に自発的に設定されます。 CSF 1 とサーボ 4 の迎え角は同じ符号を持ち、したがって、これらの表面の揚力は同じ方向になります。 つまり、サーボ 4 の空力は減少せず、CSF 1 の揚力を増加させます。航空機の迎角を増加させるために、パイロットは推力 6 を前方にシフトし、その結果、サーボ 4 がオンになります。ヒンジ５は時計回りに回転し、サーボ４の迎え角が増加する。 これは、ＣＳＦ１の迎え角の増加、すなわち、その揚力の増加につながる。
ピッチ制御に加えて、推力７によって提供されるリンクは、ＣＳＦ導関数のゼロから必要な値までの増加を提供する。

航空機が上昇気流に入り、迎え角が増加したとします。 この場合、ビーム２は反時計回りに回転し、推力７が存在しない場合、ヒンジ９および８は互いに接近する必要がある。 スラスト 2 は収束を防ぎ、サーボ 9 を時計回りに回転させ、それによって迎え角を増加させます。

したがって、到来する流れの方向が変化すると、サーボ４の迎え角が変化し、ＣＳＦ１は流れに対して自発的に異なる角度に設定され、異なる揚力を生成する。 この場合、この導関数の値は、ヒンジ 4 と 1 の間の距離、およびヒンジ 8 と 3 の間の距離に依存します。

提案された CSF は「アヒル」回路の電気コード モデルでテストされましたが、その導関数は固定 CSF と比較して半分に減少しました。 CSFの荷重は翼の荷重の68%でした。 チェックの課題は、等しい荷重を取得することではなく、翼と比較して正確に低い CSF の荷重を取得することでした。なぜなら、それが得られれば、同等にするのは難しくないからです。 GO が固定された「アヒル」では、羽の荷重は通常、翼の荷重より 20 ～ 30% 高くなります。

「パーフェクトプレーン」

XNUMX つの数値の合計が定数値である場合、これらの数値が等しい場合、それらの二乗和は最小になります。 座面の誘導抵抗は揚力係数の二乗に比例するため、巡航飛行モードで両方の座面の誘導抵抗が等しい場合が航空機抵抗の最小値となります。 このような航空機は「理想的」であると考えられるべきです。 「クラスノフ・アヒル」と「クラスノフ・ウェザー・ベーン」の発明により、自動システムによる人為的な安定性維持に頼ることなく、「理想的な航空機」の概念を現実に実現することが可能になりました。

「理想的な航空機」と現代の従来型航空機を比較すると、33% の燃料節約と同時にペイロードを 23% 増加させることが可能であることがわかります。

CSF は臨界に近い迎角で最大揚力を生成し、このモードは飛行の着陸段階で一般的です。 この場合、空気粒子による軸受面周囲の流れは正常と失速の境界に近くなります。 GO の表面からの流れの剥離は、GO の揚力の急激な損失を伴い、その結果、航空機の機首の集中的な低下、いわゆる「ダイブ」が発生します。 「ダイブ」の実例としては、ル・ブルジェでのTu-144の墜落事故が挙げられ、このときTu-XNUMXはダイブ直後に脱出時に崩壊した。 提案された CSF を使用すると、この問題を簡単に解決できます。 これを行うには、CSF に対するサーボ ステアリングの回転角度を制限することだけが必要です。 この場合、実際の CSF の迎え角は制限され、臨界の迎え角と等しくなることはありません。

「風見鶏スタビライザー」

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興味深いのは、通常のスキームで CSF を使用する場合の問題です。 減少させない場合、またはその逆の場合は、図に示すように、サーボ ステアリングと比較して CSF の回転角度を増加させます。 4 の場合、CSF 微分値は固定スタビライザー (7) と比較してはるかに高くなります。

これにより、航空機の焦点と重心を後方に大幅に移動させることができます。 その結果、ＣＳＦスタビライザの巡航荷重はマイナスではなくプラスとなる。 さらに、航空機の質量中心がフラップ偏向角（フラップの偏向による揚力増加の作用点）の焦点を超えて変位していることが判明した場合、ベーンスタビライザーは正の角度を作成します。着陸時の揚力も同様です。

しかし、ブレーキの影響と前部座面から後部に向かって傾斜する流れを考慮しない限り、これはおそらくすべて真実です。 「アヒル」の場合、この影響の役割がはるかに小さいことは明らかです。 そしてその一方で、スタビライザーが軍の戦闘機に「運ぶ」のであれば、なぜ民間生活で「運ぶ」のをやめるのだろうか？

「クラスノフ計画」または「疑似羽根アヒル」

関節式不安定化装置は、大幅ではありませんが、依然として航空機の設計を複雑にしています。 不安定化剤の誘導体の減少は、はるかに安価な手段で達成できることが判明しました。

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図上。 図４は、胴体（図示せず）にしっかりと接続された提案された航空機の不安定化装置１を示す。 これには、昇降力を変更するエレベーター 4 の形の手段が装備されており、このエレベーターは、ヒンジ 1 を使用して、不安定化装置 2 にしっかりと接続されたブラケット 3 に取り付けられています。同じブラケット 4 上で、ヒンジ 1 を使用して、ロッド６が配置され、その後端にはサーボステアリングホイール７が固定され、ロッド６の前端にはヒンジ５に隣接してレバー８が固定され、レバー８の上端は連結されている。ロッド１０の後端には、ロッド１０をエレベータ２のトリマー１３のレバー１２に接続するヒンジ１１がある。 このトリマー１３がヒンジ１４の助けを借りてステアリングホイール２の後部に取り付けられると、高さは高くなる。 クラッチ１５は、パイロットの制御下で推力１０の長さを変化させてピッチを制御する。

提示された不安定化装置は次のように機能します。 航空機の迎角が偶発的に増加した場合、例えば航空機が上昇気流に入ったとき、サーボ７は上方に偏り、推力１０が左方向、すなわち右方向への変位を伴う。 トリマ１３は前方にずれてトリマ１３が下方に偏位し、その結果エレベータ２が上方に偏位する。 上記の状況における舵２の高さ、サーボ７、およびトリマー１３の位置は、図に破線で示されている。

その結果、迎え角の増加による不安定装置１の揚力の増加は、エレベータ２の上方へのたわみによってある程度平準化されることになる。 このレベリングの程度は、サーボ７の偏向角とエレベータ２の高さの比に依存する。 そして、この比率は、レバー８、１２の長さによって設定される。迎え角が減少すると、エレベータ２は下方に偏向し、不安定装置１の揚力が増大し、迎え角の減少を平準化する。

したがって、古典的な「アヒル」と比較して、不安定化剤の誘導体の減少が達成される。

サーボ７とトリマ１３は運動学的に相互接続されているという事実により、それらは互いにバランスをとる。 このバランスが十分でない場合は、設計にバランスウェイトを含める必要があります。バランスウェイトは、サーボステアリング 7 の内側、またはヒンジ 13 の前のロッド 7 の延長線上に配置する必要があります。エレベータ 6 は、バランスも取れます。

座面の迎え角に関する導関数は、フラップの偏向角に関する導関数の約 2 倍であるため、舵 7 の偏向角は、舵 XNUMX の偏向角と比較して XNUMX 倍超過になります。サーボ７を使用すると、ゼロに近い不安定化導関数の値を達成することが可能である。

サーボ７は、舵２の高さのトリマ１３と面積が等しい。 つまり、航空機設計への追加はサイズが非常に小さく、無視できるほど複雑になります。

したがって、従来の航空機製造技術のみを使用して、「風見鶏」と同じ結果を得ることがかなり可能です。 したがって、このような不安定装置を備えた航空機は「疑似羽根ダック」と呼ばれます。 この発明は「Krasnov-plan」という名前で特許を取得しました (8)。

「乱気流無視飛行機」

前後の座面の微分値が合計でゼロになるような航空機を作成することは非常に好都合です。

このような航空機は気団の垂直方向の流れをほぼ完全に無視し、激しい大気の乱気流があっても乗客は「びびり」を感じません。 また、気団の垂直方向の流れは航空機の過負荷を引き起こさないため、運用上の過負荷が大幅に低くなり、構造の質量にプラスの影響を与えることが期待できます。 航空機は飛行中に過負荷を受けないため、機体は疲労摩耗を受けません。

このような航空機の翼の導関数の減少は、「疑似羽根アヒル」の不安定化装置と同じ方法で達成されます。 ただし、サーボはエレベーターではなく翼のフラッペロンに作用します。 フラッペロンは、エルロンとフラップとして機能する翼の部分です。 この場合、翼の迎え角がランダムに変化する結果、迎え角の焦点で揚力の増加が発生します。 そして、サーボステアリングによるフラッペロンの偏向の結果としての翼揚力の負の増加は、フラッペロンの偏向角に沿った焦点で発生します。 そして、これらの焦点間の距離は、翼の平均的な空気力学弦の 2710955 分の XNUMX にほぼ等しいです。 指定された一組の異なる方向の力の作用の結果として、不安定化モーメントが形成され、これを不安定化装置のモーメントによって補償する必要があります。 この場合、不安定化装置は小さい負の微分値を持つ必要があり、翼の微分値はゼロよりわずかに大きい必要があります。 このような航空機に関しては、RF 特許第 XNUMX 号が取得されています。

上記の発明の全体は、おそらく亜音速航空の経済効率を XNUMX 分の XNUMX 以上高めるための、未使用の最後の航空力学情報リソースです。

ЮрийКраснов

REFERENCES

1. D.ソボレフ。 「空飛ぶ翼」の 1988 年の歴史、ルサビア、モスクワ、100 年、XNUMX ページ。
2. Y.クラスノフ。 RF特許第2000251号。
3. A.ユルコネンコ。 代わりのアヒル。 テクニック - 若者 2009-08。 ページ6-11
4. V.ラパン。 「風見鶏アヒル」はいつ飛べるのでしょうか？ 一般航空。 2011年第8号。 ページ38-41。
5. Y.クラスノフ。 RF特許第2609644号。
6. Y.クラスノフ。 RF特許第2651959号。
7. Y.クラスノフ。 RF特許第2609620号。
8. Y.クラスノフ。 RF特許第2666094号。

出所： habr.com