공기역학적으로 센터링이 변위된 비행기

지난 세기 XNUMX년대 후반, 슬랫의 발명가인 구스타프 라흐만(Gustav Lachmann)은 꼬리 없는 날개 앞에 자유롭게 떠다니는 날개를 장착할 것을 제안했습니다. 이 날개에는 양력이 조절되는 서보 방향타가 장착되어 있습니다. 플랩이 해제될 때 발생하는 추가 날개 다이빙 모멘트를 보상하는 역할을 했습니다. Lachmann은 Handley-Page 회사의 직원이었기 때문에 이 기술 솔루션에 대한 특허 소유자였으며 이 브랜드의 아이디어는 기술 문헌에 언급되어 있습니다. 하지만 아직까지 이 아이디어가 실제로 구현되지는 않았습니다. 이유는 무엇입니까?

손실 균형

양력을 생성하는 비행기의 날개에는 비행기를 잠수하는 경향이 있는 잠수 순간의 형태로 부정적인 부산물이 수반됩니다. 비행기가 다이빙하는 것을 방지하기 위해 꼬리에 작은 날개가 있습니다. 안정 장치는 이 다이빙을 방지하여 하향, 즉 음의 리프팅 힘을 생성합니다. 이러한 항공기의 공기역학적 설계를 "정상"이라고 합니다. 안정 장치의 양력은 음수이기 때문에 항공기의 중력이 추가되고 날개는 중력보다 더 큰 양력을 가져야 합니다.

이러한 힘의 차이를 균형 손실이라고 하며, 이는 최대 20%에 달할 수 있습니다.
그러나 Wright Brothers의 첫 번째 비행 비행기는 그러한 손실이 없었습니다. 다이빙을 방지하는 불안정 장치 인 작은 날개가 날개 뒤가 아니라 앞에 배치 되었기 때문입니다. 이러한 항공기의 공기역학적 설계를 "카나드"라고 합니다. 그리고 항공기가 다이빙하는 것을 방지하기 위해 불안정 장치는 위쪽으로, 즉 긍정적인 양력을 생성해야 합니다. 이는 날개의 양력에 더해지며, 이 합은 항공기의 중력과 같습니다. 결과적으로 날개는 중력보다 작은 양력을 생성해야 합니다. 그리고 균형을 맞추는데도 손실이 없습니다!

안정제와 불안정제는 수평 꼬리 또는 GO라는 하나의 용어로 결합됩니다.
그러나 지난 세기 XNUMX년대 초반 이륙 및 착륙 날개 기계화가 대대적으로 발전하면서 “오리”는 이러한 이점을 상실했습니다. 기계화의 주요 요소는 플랩(플랩, 즉 아래쪽으로 편향되는 날개의 뒷부분)입니다. 날개의 양력이 약 XNUMX배 증가하므로 착륙 및 이륙 시 속도를 줄여 섀시 중량을 줄일 수 있습니다. 그러나 플랩이 풀릴 때 다이빙 순간 형태의 부산물은 불안정 장치가 대처할 수 없지만 안정 장치는 대처할 수 없을 정도로 증가합니다. 파괴는 건물이 아니며, 이 경우에는 긍정적인 힘입니다.

날개가 양력을 생성하려면 다가오는 공기 흐름 방향과 각도를 이루어야 합니다. 이 각도를 받음각이라고 하며, 증가함에 따라 양력도 증가하지만 무한정은 아니지만 15~25도 범위의 임계각까지 증가합니다. 따라서 총 공기역학적 힘은 엄격하게 위쪽으로 향하는 것이 아니라 항공기의 꼬리 쪽으로 기울어집니다. 그리고 그것은 엄격하게 위쪽을 향하는 구성 요소인 양력과 뒤쪽으로 향하는 공기 역학적 항력으로 분해될 수 있습니다. 양력 대 항력의 비율은 항공기의 공기역학적 품질을 판단하는 데 사용되며 범위는 7~25입니다.

정상적인 방식에 유리하게 작용하는 현상은 날개 뒤의 공기 흐름의 경사입니다. 이는 흐름 방향이 아래쪽으로 편향되고 날개의 양력이 커질수록 발생합니다. 따라서 플랩이 편향되면 공기 역학으로 인해 스태빌라이저의 실제 음의 받음각이 자동으로 증가하고 결과적으로 음의 양력이 증가합니다.

또한, 항공기 비행의 종방향 안정성을 보장하는 것과 같은 상황은 "카나드"에 비해 "정상" 방식에 유리하게 작용합니다. 항공기의 공격 각도는 기단의 수직 이동의 결과로 변경될 수 있습니다. 항공기는 이러한 현상을 염두에 두고 설계되었으며 교란을 견디기 위해 노력합니다. 항공기의 각 표면에는 공기역학적 초점(공격 각도가 변경될 때 양력 증가분이 적용되는 지점)이 있습니다. 날개와 GO 증가의 결과를 고려하면 항공기에도 초점이 있습니다. 항공기의 초점이 질량 중심 뒤에 있는 경우 받음각이 무작위로 증가하면 양력의 증가로 인해 항공기가 기울어져 받음각이 감소하는 경향이 있습니다. 그리고 비행기는 이전 비행 모드로 돌아갑니다. 이 경우 "정상" 구성에서 날개는 불안정한 모멘트(공격 각도 증가)를 생성하고 안정 장치는 안정화 모멘트(공격 각도 감소)를 생성하며 후자가 약 10% 우세합니다. . 카나드에서는 불안정화 모멘트가 불안정화 장치에 의해 생성되고, 약 10% 더 큰 안정화 모멘트가 날개에 의해 생성됩니다. 따라서 수평 꼬리의 면적과 어깨가 증가하면 일반 디자인의 안정성이 증가하고 "카나드"가 감소합니다. 모든 모멘트는 항공기의 질량 중심을 기준으로 작용하고 계산됩니다(그림 1 참조).

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비행기의 초점이 질량 중심보다 앞에 있는 경우 받음각이 무작위로 약간 증가하면 훨씬 더 증가하고 비행기는 정적으로 불안정해집니다. 초점과 질량 중심의 상대적 위치는 현대 전투기에서 안정 장치를 장착하고 음이 아닌 양의 양력을 받는 데 사용됩니다. 그리고 항공기의 비행은 공기 역학이 아니라 항공기가 필요한 공격 각도에서 멀어질 때 "조종"하는 XNUMX중 복제 자동 인공 안정성 시스템에 의해 보장됩니다. 자동화가 꺼지면 항공기가 꼬리를 먼저 돌리기 시작합니다. 이는 조종사가 의도적으로 자동화를 끄고 필요한 꼬리 회전 각도에 도달하면 "푸가체프의 코브라" 수치를 기반으로 한 것입니다. 후방 반구로 로켓을 발사한 다음 자동화를 다시 켭니다.
다음에서는 정적으로 안정적인 항공기만 고려합니다. 이러한 항공기만이 민간 항공에 사용될 수 있기 때문입니다.

항공기 초점과 질량 중심의 상대적 위치가 "센터링" 개념의 특징입니다.
패턴에 관계없이 초점이 질량 중심 뒤에 있기 때문에 안정성 마진이라고 하는 그들 사이의 거리가 일반 패턴에서는 GO 팔을 증가시키고 "카나드"에서는 감소시킵니다.

윙 암과 카나드의 비율은 항공기가 높은 받음각에 도달할 때 엘리베이터의 최대 편향 시 불안정화 장치의 양력이 완전히 사용되도록 되어 있습니다. 그리고 플랩이 풀리면 놓칠 것입니다. 따라서 유명한 미국 디자이너 Rutan의 모든 "오리"에는 기계화가 없습니다. 그의 보이저(Voyager) 항공기는 1986년 세계 최초로 착륙과 재급유 없이 지구 일주를 비행했습니다.

예외는 Beechcraft Starship이지만 플랩을 사용하기 위해 가변 불안정화 장치 형상을 갖춘 매우 복잡한 디자인이 사용되어 연속적으로 재현 가능한 상태로 만들 수 없었기 때문에 프로젝트가 종료되었습니다.
윙 암은 받음각이 1992도 증가할 때 불안정화 장치의 양력이 얼마나 증가하는지에 크게 좌우됩니다. 이 매개변수를 양력 계수의 받음각에 대한 미분 또는 간단히 불안정화의 미분이라고 합니다. 그리고 이 파생물이 작을수록 항공기의 질량 중심이 날개에 가까울수록 날개 팔이 작아집니다. 이 파생물을 줄이기 위해 2년 저자는 복엽 계획(XNUMX)에 따라 불안정화 장치를 구현할 것을 제안했습니다. 이를 통해 날개 어깨를 크게 줄여 플랩을 사용하는 데 방해가 되는 문제를 제거할 수 있습니다. 그러나 복엽면으로 인해 GO의 저항이 증가하는 형태의 부작용이 발생합니다. 또한 실제로 하나가 아닌 두 개의 GO를 제조해야 하기 때문에 항공기 설계가 복잡해집니다.

동료들은 Wright Brothers의 비행기에 "복엽기 불안정 장치" 기능이 있었지만 발명품에는 새로운 기능뿐만 아니라 새로운 기능 세트도 특허가 부여되었다고 지적했습니다. Wrights에는 "플랩" 기능이 없었습니다. 또한, 새로운 발명의 특징 세트가 알려진 경우, 본 발명이 인식되려면 최소한 하나의 특징이 새로운 목적으로 사용되어야 합니다. Wrights는 구조물의 무게를 줄이기 위해 복엽기를 사용했으며, 설명된 발명에서는 파생물을 줄이기 위해 사용했습니다.

"풍향계 오리"

거의 XNUMX년 전, 우리는 기사 서두에서 언급한 “베인 덕(vane duck)”이라는 개념을 기억했습니다.

풍향계 수평 꼬리(FGO)를 불안정 장치로 사용합니다. 이는 불안정 장치 자체로 구성되고 동체에 수직인 축에 힌지 방식으로 배치되며 서보 방향타의 불안정 장치에 연결됩니다. 비행기의 날개가 FGO 불안정 장치이고 비행기의 안정 장치가 FGO 서보인 일반 설계의 일종의 비행기입니다. 그리고 이 비행기는 날지 않고 축에 위치하며 그 자체가 다가오는 흐름을 기준으로 방향을 잡습니다. 서보 조향의 음의 받음각을 변경함으로써 우리는 흐름에 대한 불안정화 장치의 받음각을 변경하고 결과적으로 피치 제어 중 FGO의 양력을 변경합니다.

불안정 장치에 비해 서보 스티어링 휠의 위치가 변경되지 않은 경우 FGO는 수직 바람의 돌풍에 반응하지 않습니다. 항공기의 공격 각도가 변경됩니다. 따라서 그 미분은 XNUMX입니다. 이전 논의에 따르면 이는 이상적인 선택입니다.

효과적으로 로드된 FGO를 사용하여 A. Yurkonenko(3)가 설계한 "베인 카나드" 설계의 첫 번째 항공기를 테스트할 때 4개 이상의 성공적인 접근 방식이 수행되었습니다. 동시에 항공기가 불안정하다는 명확한 징후가 발견되었습니다(XNUMX).

"슈퍼 탄력성"

역설적으로 보일 수도 있지만 "베인 덕"의 불안정성은 "초 안정성"의 결과입니다. 고정 GO가 있는 클래식 카나드의 안정화 모멘트는 날개의 안정화 모멘트와 이에 대응하는 GO의 불안정 모멘트로 구성됩니다. 풍향계 오리의 경우 FGO는 안정화 모멘트의 형성에 참여하지 않고 날개의 안정화 모멘트로만 형성됩니다. 따라서 "베인 덕"의 안정화 모멘트는 클래식 오리의 안정화 모멘트보다 약 XNUMX배 더 큽니다. 실수로 공격 각도가 증가하면 항공기는 날개의 과도한 안정화 모멘트의 영향을 받아 이전 모드로 돌아가지 않고 "오버슛"됩니다. "오버슈트" 후에 항공기는 이전 모드에 비해 감소된 받음각을 획득하므로 다른 신호의 안정화 모멘트가 과도하게 발생하여 조종사가 끌 수 없는 자체 진동이 발생합니다.

안정성을 위한 조건 중 하나는 항공기가 대기 교란의 결과를 무력화할 수 있는 능력입니다. 따라서 교란이 없으면 불안정한 항공기의 만족스러운 비행이 가능하다. 이것은 YuAN-1 항공기의 성공적인 접근 방식을 설명합니다. 먼 젊었을 때 저자는 새로운 글라이더 모델이 저녁에 조용한 조건에서 총 45분 이상 비행하여 매우 만족스러운 비행을 보여주고 상당한 불안정성을 보인 경우가 있었습니다. 바람이 부는 첫 비행에서 피칭과 다이빙을 번갈아 가며 날씨. 날씨가 잔잔하고 교란이 없는 한 글라이더는 만족스러운 비행을 보였으나 조정이 불안정하였다. 이러한 불안정성을 드러낼 이유가 전혀 없었습니다.

설명된 CSF는 원칙적으로 "의사 오리"에 사용될 수 있습니다. 이러한 항공기는 본질적으로 "무익" 설계이며 적절한 정렬을 갖추고 있습니다. 그리고 그의 FGO는 기계화가 해제될 때 발생하는 날개의 추가 다이빙 순간을 보상하는 데에만 사용됩니다. 순항 구성에서는 FGO에 부하가 없습니다. 따라서 FGO는 실제로 주 비행 모드에서 작동하지 않으므로 이 실시예에서의 사용은 비생산적입니다.

"크라스노프-덕"

"과도한 안정성"은 CSF의 미분값을 5에서 허용 가능한 수준으로 증가시켜 제거할 수 있습니다. 이 목표는 FGO의 회전 각도가 항공기 공격 각도의 변화로 인해 발생하는 서보 방향타의 회전 각도보다 훨씬 작기 때문에 달성됩니다(2). 이를 위해 그림 1과 같이 매우 간단한 메커니즘이 사용됩니다. 3. FGO 1과 서보 스티어링 휠 4은 축 OO6에 힌지 연결되어 있습니다. 로드 5,7와 9,10은 힌지 1을 통해 FGO 3과 서보 스티어링 휠 8을 로커 12과 연결합니다. 클러치 6는 피치 제어를 위해 조종사가 로드 1의 길이를 변경하는 역할을 합니다. FGO(3)의 회전은 다가오는 흐름의 방향이 바뀔 때 항공기에 대한 서보 스티어링 휠(2)의 전체 편향 각도를 통해서가 아니라 비례 부분을 통해서만 수행됩니다. 비율이 절반이면 상향 흐름이 작용하여 항공기의 받음각이 1도 증가하지만 FGO의 실제 받음각은 1도만 증가합니다. 따라서 FGO의 미분은 고정 GO에 비해 3배 더 작습니다. 점선은 항공기의 공격 각도를 변경한 후 FGO 5과 서보 방향타 7의 위치를 ​​나타냅니다. 비율을 변경하여 도함수 값을 결정하는 것은 힌지 1와 XNUMX의 축 OOXNUMX에 대한 적절한 거리를 선택함으로써 쉽게 수행할 수 있습니다.

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페더링으로 인한 GO 파생을 줄이면 모든 제한 내에서 그리고 그 뒤에 항공기의 질량 중심에 초점을 맞출 수 있습니다. 이것이 공기역학적 정렬 불량의 개념입니다. 따라서 카나드 구성에서 현대 날개 기계화 사용에 대한 모든 제한은 정적 안정성을 유지하면서 제거됩니다.

"크라스노프-플루거"

모든 것이 괜찮습니다! 그러나 단점이 있습니다. FGO 1에 양의 양력이 발생하려면 서보 스티어링 휠 3에 음의 양력이 작용해야 합니다. 비유는 비행기의 일반적인 레이아웃입니다. 즉, 균형을 맞추는 데 손실이 있습니다. 이 경우 CSF 균형을 맞추는 것입니다. 따라서 이러한 단점을 제거하는 방법은 "오리" 방식입니다. 그림과 같이 FGO 앞에 서보 스티어링 휠을 배치합니다. 삼.

FGO는 다음과 같이 작동합니다(6). FGO 1과 서보 스티어링 휠 4에 대한 공기 역학적 힘의 작용으로 인해 FGO 1은 다가오는 흐름 방향에 대해 특정 공격 각도로 자발적으로 설치됩니다. FGO 1과 서보 방향타 4의 받음각은 동일한 부호를 가지므로 이들 표면의 양력은 동일한 방향을 갖습니다. 즉, 서보 방향타 4의 공기 역학적 힘은 감소하지 않지만 FGO 1의 양력은 증가합니다. 항공기의 공격 각도를 높이기 위해 조종사는 추력 6을 앞으로 이동시키고 그 결과 서보가 힌지(4)의 방향타(5)가 시계 방향으로 회전하고 서보 방향타(4)의 받음각이 증가합니다. 이로 인해 FGO 1의 받음각이 증가합니다. 즉, 양력이 증가합니다.
피치 제어 외에도 추력 7에 의해 수행되는 연결은 XNUMX에서 필요한 FGO 미분 값까지의 증가를 보장합니다.

비행기가 상승 기류에 들어가 받음각이 증가했다고 가정해 보겠습니다. 이 경우, 빔 2는 시계 반대 방향으로 회전하고 견인력 9이 없으면 힌지 8와 7은 서로 더 가까워져야 합니다. 로드 7은 접근을 방지하고 서보 스티어링 휠 4를 시계 방향으로 회전시켜 공격 각도를 증가시킵니다.

따라서 다가오는 흐름의 방향이 변경되면 서보 스티어링 휠(4)의 받음 각도가 변경되고 FGO(1)는 흐름에 대해 자발적으로 다른 각도로 설정되어 다른 양력을 생성합니다. 이 경우 이 미분 값은 힌지 8과 3 사이의 거리와 힌지 9와 5 사이의 거리에 따라 달라집니다.

제안된 FGO는 "오리" 회로의 전기 코드 모델에서 테스트되었으며, 고정 GO에 비해 파생 제품이 절반으로 줄었습니다. FGO의 하중은 날개의 하중의 68%였습니다. 테스트의 목표는 동일한 하중을 얻는 것이 아니라 날개에 비해 FGO의 더 낮은 하중을 정확하게 얻는 것이었습니다. 이를 얻으면 동일한 하중을 얻는 것이 어렵지 않기 때문입니다. GO가 고정된 "오리"의 경우 미부 하중은 일반적으로 날개 하중보다 20~30% 더 높습니다.

"이상적인 비행기"

두 숫자의 합이 일정한 값인 경우 이 숫자가 같으면 제곱의 합이 가장 작아집니다. 양력 표면의 유도 항력은 양력 계수의 제곱에 비례하므로 항공기 항력의 최저 한계는 순항 비행 중에 두 양력 표면의 계수가 서로 동일한 경우에 발생합니다. 이러한 항공기는 "이상적"이라고 간주되어야 합니다. "Krasnov-duck" 및 "Krasnov-weather vane" 발명품을 사용하면 자동 시스템을 통해 인위적으로 안정성을 유지하지 않고도 "이상적인 항공기" 개념을 실제로 실현할 수 있습니다.

"이상적인 항공기"를 일반 설계의 현대 항공기와 비교하면 상용 하중을 33% 늘리는 동시에 연료를 23% 절약할 수 있음을 알 수 있습니다.

FGO는 임계에 가까운 공격 각도에서 최대 양력을 생성하며 이 모드는 비행의 착륙 단계에서 일반적입니다. 이 경우, 하중 지지 표면 주변의 공기 입자 흐름은 정상과 실속 사이의 경계에 가깝습니다. GO 표면의 흐름 중단으로 인해 양력이 급격히 감소하고 결과적으로 소위 "피치"라고 불리는 항공기 기수가 심하게 낮아지게 됩니다. "펙"의 대표적인 사례는 르 부르제(Le Bourget)에서 발생한 Tu-144 재난으로, 다이빙 직후 다이빙을 종료하면서 붕괴되었습니다. 제안된 CSF를 사용하면 이러한 문제를 쉽게 해결할 수 있다. 이를 위해서는 FGO를 기준으로 서보 스티어링의 회전 각도를 제한하면 됩니다. 이 경우 FGO의 실제 공격 각도는 제한되며 결코 중요한 공격 각도와 동일해지지 않습니다.

"풍향계 안정장치"

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일반적인 방식으로 FGO를 사용하는 문제는 흥미 롭습니다. 줄이지 않고 반대로 그림 4와 같이 서보 스티어링 휠에 비해 FGO의 회전 각도를 늘리십시오. 7의 경우 FGO의 미분은 고정 안정 장치(XNUMX)에 비해 훨씬 높을 것입니다.

이를 통해 항공기의 초점과 질량 중심이 상당히 뒤쪽으로 이동할 수 있습니다. 결과적으로 FGO 스태빌라이저의 순항 부하는 음이 아닌 양이 됩니다. 또한, 항공기의 질량 중심이 플랩 편향 각도(플랩 편향으로 인한 양력 증가 적용 지점)를 따라 초점을 넘어 이동하는 경우 깃털 안정 장치는 착륙 구성에서 양의 양력을 생성합니다. .

그러나 제동 효과와 전면 베어링 표면에서 후면까지의 베벨 흐름을 고려하지 않는 한 이 모든 것이 사실일 수 있습니다. "오리"의 경우 이러한 영향의 역할이 훨씬 적다는 것이 분명합니다. 반면에 안정 장치가 군용 전투기를 "운반"한다면 왜 민간 항공기의 "운반"을 중지합니까?

"Krasnov-plan" 또는 "pseudo-vane duck"

불안정 장치의 힌지 장착은 근본적이지는 않지만 여전히 항공기 설계를 복잡하게 만듭니다. 불안정화제 파생물을 줄이는 것은 훨씬 저렴한 방법으로 달성할 수 있는 것으로 나타났습니다.

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그림에서. 그림 4는 동체에 견고하게 연결된 제안된 항공기의 불안정 장치 1을 보여줍니다(도면에는 표시되지 않음). 힌지 2을 사용하여 브래킷 3에 장착되고 불안정 장치 4에 단단히 연결된 스티어링 휠 1의 형태로 리프팅 힘을 변경하는 수단이 장착되어 있습니다. 동일한 브래킷 4에서 힌지를 사용하여 도 5에 도시된 바와 같이 로드(6)가 있고, 그 후단에는 서보 스티어링 휠(7)이 견고하게 부착되어 있다. 로드(6)의 전단에는 힌지(5) 옆에 레버(8)가 견고하게 고정되어 있으며, 상단은 힌지(9)에 의해 로드(10)에 연결된다. 로드(10)의 후단에는 이를 엘리베이터(11)의 트리머(12)의 레버(13)에 연결하는 힌지(2)가 있다. 이 경우, 트리머(13)는 힌지(14)를 이용하여 스티어링 휠(2)의 후방부에 장착된다. 클러치 15는 피치 제어를 위해 조종사의 제어에 따라 추력 10의 길이를 변경합니다.

제시된 불안정화 장치는 다음과 같이 작동합니다. 예를 들어 상승 기류에 들어갈 때와 같이 항공기의 받음각이 우연히 증가하는 경우, 서보 스티어링 휠(7)이 위쪽으로 편향되어 추력(10)이 왼쪽으로 이동합니다. 트리머(13)가 아래쪽으로 편향되게 되고, 그 결과 엘리베이터(2)가 위쪽으로 편향된다. 설명된 상황에서 스티어링 휠(2), 서보 스티어링 휠(7) 및 트리머(13)의 위치는 도면에서 점선으로 표시된다.

결과적으로, 받음각의 증가로 인한 불안정 장치(1)의 양력 증가는 엘리베이터(2)의 상향 편향에 의해 어느 정도 상쇄될 것이다. 이 레벨링 정도는 서보 스티어링 휠(7)과 스티어링 휠(2)의 편향 각도 비율에 따라 달라집니다. 그리고 이 비율은 레버 8과 12의 길이에 의해 설정됩니다. 받음각이 감소하면 엘리베이터(2)가 아래로 편향되고 불안정화 장치(1)의 양력이 증가하여 받음각의 감소를 균등화합니다.

이러한 방식으로 고전적인 "오리"에 비해 불안정화 장치의 파생물이 감소합니다.

서보 스티어링 휠(7)과 트리머(13)는 운동학적으로 서로 연결되어 있기 때문에 서로 균형을 이룬다. 이 밸런싱이 충분하지 않은 경우 설계에 밸런싱 웨이트를 포함해야 하며 서보 스티어링 휠(7) 내부 또는 힌지(6) 앞 로드(5)의 연장 부분에 배치해야 합니다. 엘리베이터(2)는 반드시 또한 균형을 이루십시오.

베어링 표면의 받음각에 대한 미분은 플랩의 편향 각도에 대한 미분보다 약 2배 크기 때문에 방향타(7)의 편향 각도는 각도의 XNUMX배가 됩니다. 서보 방향타(XNUMX)의 편향에 따라 불안정화 장치의 미분 값을 XNUMX에 가깝게 달성하는 것이 가능합니다.

서보 방향타 7은 방향타 13 높이의 트리머 2과 면적이 동일합니다. 즉, 항공기 설계에 추가되는 사항은 크기가 매우 작고 무시할 정도로 복잡합니다.

따라서 전통적인 항공기 생산 기술만을 사용하여 "베인 카나드"와 동일한 결과를 얻는 것이 가능합니다. 따라서 이러한 불안정 장치를 갖춘 항공기를 "의사 베인 덕(pseudo-vane duck)"이라고 부를 수 있습니다. 이 발명품에 대해 "Krasnov-plan"(8)이라는 이름으로 특허를 받았습니다.

"난기류를 무시하는 비행기"

전면 및 후면 리프팅 표면의 총 미분 값이 XNUMX인 항공기를 설계하는 것이 좋습니다.

이러한 항공기는 기단의 수직 흐름을 거의 완전히 무시하며 대기의 극심한 난류 속에서도 승객은 "채팅"을 느끼지 않습니다. 그리고 기단의 수직 흐름은 항공기의 과부하로 이어지지 않기 때문에 작동 과부하가 상당히 낮아 구조물의 무게에 긍정적인 영향을 미칠 것으로 예상할 수 있습니다. 항공기는 비행 중에 과부하를 경험하지 않기 때문에 기체가 피로 마모되지 않습니다.

그러한 항공기의 날개 파생물을 줄이는 것은 "유사 베인 카나드"의 불안정화 장치와 동일한 방식으로 달성됩니다. 그러나 서보는 엘리베이터가 아니라 날개 플래퍼론에서 작동합니다. 플래퍼론(Flaperon)은 에일러론과 플랩처럼 기능하는 날개의 일부입니다. 이 경우 날개의 받음각이 무작위로 변경됨에 따라 받음각을 따라 초점에서 양력이 증가합니다. 그리고 서보 방향타에 의한 플래퍼론의 편향으로 인해 날개 양력의 음수 증가가 플래퍼론의 편향 각도를 따라 초점에서 발생합니다. 그리고 이 초점 사이의 거리는 날개의 평균 공기역학적 코드의 2710955/XNUMX과 거의 같습니다. 이 한 쌍의 다방향 힘의 작용으로 인해 불안정화 모멘트가 형성되며, 이는 불안정화 모멘트에 의해 보상되어야 합니다. 이 경우 불안정화 요소는 작은 음의 도함수를 가져야 하며 날개 도함수의 값은 XNUMX보다 약간 커야 합니다. 이러한 항공기에 대해 RF 특허 번호 XNUMX를 받았습니다.

제시된 일련의 발명품은 아마도 아음속 항공의 경제적 효율성을 XNUMX분의 XNUMX 이상 증가시키기 위한 마지막으로 사용되지 않은 공기 역학적 정보를 나타낼 것입니다.

유리 크라스 노프

참조

1. D. Sobolev. "날아다니는 날개"의 1988주년 역사, 모스크바, 루사비아, 100년, XNUMX페이지.
2. Yu.Krasnov. RF 특허 번호 2000251.
3. A. Yurkonenko. 대체 "오리". 기술 - 청소년 2009-08. 페이지 6-11
4. V. 라핀. 풍향계는 언제 날아오나요? 일반 항공. 2011. 8호. 페이지 38-41.
5. Yu.Krasnov. RF 특허 번호 2609644.
6. Yu.Krasnov. RF 특허 번호 2651959.
7. Yu.Krasnov. RF 특허 번호 2609620.
8. Yu.Krasnov. RF 특허 번호 2666094.

출처 : habr.com