Nuper in triginta superioribus saeculis, inventor tabulae, Gustav Lachmann proposuit instruendam alam gratuitam fluitantem ante alam positam. Haec ala instructa est gubernaculo servo, cuius ope elevatio directa est. Compensare ministravit pro additamento ala tribuo momentum quod fit cum LACINA emittitur. Cum Lachmann operarius erat societatis Handley-Page, dominus diplomatis huius solutionis technicae fuit et sub hac nota notio in litteris technicis commemoratur. Sed nulla adhuc est huius ideae exsecutio! Quae ratio est?
Damna librans
Pinna aeroplani, quae levare creat, comitatum habet, si dici potest, negativa per-productum in forma temporis activitatis quae tendit ut aeroplanum in divenum mittat. Ad ne planum a tribuo, in cauda eius parva pinna est stabilitrix, quae hoc impedit, deorsum creando, id est, negando, vim elevandi. Hoc consilium aerodynamicum aircraft vocatur "normalis". Quia elevatio stabilientis negativa est, addit gravitati aircraft, et ala debet levare maiorem quam gravitatem.
Discrimen inter copias istas damna aequare dicitur, quae usque ad 20% pertingere possunt.
Sed prima volatilis planum Fratrum Wright tanta damna non habuit, quia ala parva, quae vastator prohibens dive, non ponebatur post alam, sed ante illud. Hoc consilium aerodynamicum aircraft "canard" appellatur. Et ut ne aircraft tribuo a tribuendo, destabilizer sursum, id est, positivum, elevare debet vim creare. Sublationis alae accedit, et haec summa gravitati aircraft est. Quam ob rem ala vim levare minus quam vim gravitatis producere debet. et nulla damna librat!
Stabilizer et destabilizer in unum terminum coniunguntur cauda horizontali vel GO.
Attamen, cum ingens progressus mechanization alarum in takeoff et appulsum primis triginta proximis saeculi, "anas" hoc commodum amisit. Praecipuum mechanizationis elementum est LACINA - posterior pars alae deorsum deflexa. Elevationem vim alae proxime duplicat, ob quam celeritatem in escendendo et takeoff reducere potest, ita excepta in pondere chassis. Productum autem in specie momento temporis cum LACINA emittitur, crescit in tantum ut destabilizer illud tolerare non possit, sed stabilitor obire non potest. Fractio non aedificat, in hoc casu vis positivus.
Ut alae ad levare creandum, ad angulum dirigendum est ad directionem venientis aeris fluens. Hic angulus angulus impugnationis appellatur et crescens, vis elevata etiam crescit, sed non indefinite, sed usque ad angulum criticum, qui ab 15 usque ad 25 gradus percurrit. Tota igitur vis aerodynamica non stricte sursum fertur, sed ad caudam aircraft inclinatur. Et resolui potest in componentia vi sursum directa stricte sursum - vis elevata et retrorsum directa - vis aerodynamica trahens. Proportio levare vim trahendi adhibita est ad iudicandam qualitatem aerodynamicam aircraft, quae a 7 ad 25 vagari potest.
Phaenomenon, quod in favorem schematis normali operatur, est revulsio aeris post alam fluens, quae consistit in declivis directionis fluunt deorsum, eo maior alae elevatio. Cum igitur deflectatur LACINA, ob aerodynamica, angulus negativus actualis impetui stabilientis automatice augetur et consequenter eius negativa vim elevatam habet.
Praeterea, talis circumstantia ut longitudinalem stabilitatem fugae aircraft procurans etiam in favorem schema "normalis" cum "canardo" comparatum operatur. Angulus impetus aircraft mutare potest ex motuum aeris massarum verticalium. Cum hoc phaenomeno in mente designantur aircraft et perturbationibus resistere nituntur. Quaelibet superficies aircraft focus habet aerodynamicum - punctum applicationis incrementi levare cum angulus impetus mutatur. Si eventum alae et incrementa GO consideramus, aircraft umbilicum quoque habet. Si umbilicus aircraft post centrum inertiae est, tum cum incremento in angulo impetus temere, incrementum levare tendit ad inclinato aircraft ut angulus impetus decrescat. Et planum redit ad priorem modum fugae. In hoc casu, in configuratione "normali", cornu efficit momentum destatibile (ad angulum oppugnationis augendum), et stabilitor momentum stabilimentum (angulum oppugnationis decrescere), et haec per circiter 10% superat. . In canardo, momentum destabile ab destabilizatore creatur, et momentum stabilimentum, quod est circiter 10% maius, alae creatur. Augmentum igitur in area et umero caudae horizontalis incrementum ducit ad stabilitatem in consilio normali et decrementum in "canardo". Omnia momenta agunt et relativa ad centrum massae aircraft (vide Fig. 1).
)
Si umbilicus plani antecedit centri inertiae, tunc cum parva incrementa temere in angulo impetus augetur magis et planum stabiliter instabile erit. Haec relativa positio umbilici et centri massae in hodiernis pugnatoribus ad stabilitorem oneratis et ad non negativam, sed ad affirmativum levandum, adhibetur. Fuga autem aircraft providetur non per aerodynamica, sed per systema artificiale automatice quater duplicatum duplicatum, quod "movi" cum aircraft recedit ab angulo oppugnationis inquisito. Cum automationem avertit, aircraft primum caudam vertere incipit, hoc est quod figura "Pugachev's Cobra" innititur, in qua gubernator de industria automationem vertit et, cum ad angulum rotationis caudae requiritur, pervenit, accendit. eruca in hemisphaerium novissimum, deinde rursus in automationem vertit.
In iis quae sequuntur, solum stabiliter stabilis aircraft consideramus, cum sola talis aircraft in civili aviatione adhiberi possit.
Relativum positio focus et centrum massae aircraft notionem notat "medii".
Cum focus post centrum massae, cuiuscumque exemplaris, distantia inter eos, quae stabilitas margine appellatur, GO brachium in normali exemplari auget ac minuit in "canard".
Proportio bracchiorum alae ad canardum talis est ut vis elevatio destabiliantis ad maximam deflexionem elevatorum perfecte adhibeatur cum aircraft ad angulos magnos oppugnationis perducitur. et requiretur cum laxae dimittuntur. Ergo omnes "anates" celeberrimi excogitatoris Americani Rutan nullam mechanizationem habent. Eius aircraft Voyager fuit primus mundi circum globum volitare sine exitu et refuelante anno MCMLXXXVI.
Exceptio est Beechcraft Starship, sed ibi, utendi causa flaps, consilium valde complexum cum geometria destabilizer variabili adhibita est, quae ad statum reproducibilem serially adduci non potuit, quam ob causam inclusum est.
Ala bracchii latius dependet quantum elevatio vis destabiliantis auget cum angulus impetus uno gradu augetur, hic parameter inde dicitur respectu anguli impetus coëfficientis vel simpliciter derivativi destabiliantis. Et quo minus hoc derivativum, eo propius alae centrum massae aircraft collocari potest, ideo bracchium alae minoris erit. Ad hanc derivationem redigendum, auctor anno 1992 proposuit destabilizer efficere secundum schema biplanum (2). Hoc efficit ut scapulam alae minuat tantum ut impedimentum eliminat utendi moto in eo. Effectus autem latus accidit in forma augmenti resistentiae GO propter biplanum. Praeterea difficultas in consilio aircraft est, quia necesse est duos GOs et non unum efficere.
Collegae demonstraverunt plumam "biplanum destabilizer" in plano Wright Brothers interfuisse, sed in inventionibus non solum novum pluma patefactum est, sed etiam novum lineamenta formarum. Wrights plumam "LACINA" non habuit. Praeterea, si ordo notarum novarum inventionis cognoscitur, tunc pro inventione agnoscenda, una saltem linea ad novos usus adhibenda est. Wrights biplano usi sunt ad pondus structurae reducendum, et inventionem descriptam ad inde reducendum.
"Weathervane Duck"
Fere duobus anteactis decenniis ideam "anatis vane" memoratae in principio articuli commemoravimus.
Vane tempestate horizontali Cauda (FGO) utitur ut destabilizer, quae ex ipsa destabilizer consistit, cardine in axe perpendiculari fuselage posita, et destabilizer servi gubernaculi connexum. Aeroplanum quoddam de consilio normali, ubi ala aeroplani FGO destabilizer est, et aeroplani stabilitor est FGO servo. Haecque aeroplanum non volat, sed in axe ponitur, ipsumque ad fluere venientem dirigitur. Mutando angulum negativum oppugnationis servo gubernantis, angulum impetum destabiliantis respectu fluens mutamus et consequenter elevatio vis FGO in pix potestate.
Cum positio servo rotae gubernantis mutata relativa destabilizer manet, FGO non respondet procellis venti verticalis, i.e. ut mutationes in elit angulus impetus. Ergo eius derivatio nulla est. Ex superioribus nostris disputationibus, haec est optio idealis.
Cum primum tentat aircraft "vane canard" ab A. Yurkonenko designato (3), efficaciter onerata FGO, plus quam duo duodecim aditus prosperi fiebant. Eodem tempore signa aircraft inconstantiae manifesta inventa sunt (4).
"Super mollitiam"
Paradoxum, ut videtur, instabilitas "anatis vane" consequitur suam "superem stabilitatem". Tempus stabiliens canardi classici cum certo GO formatur ex momento alae stabiliente et instabili momento ipsius GO repugnantis. In anate tempestate tempestate, FGO institutionem temporis stabilientis non participat et solum a momento alae stabilientis formatur. Ita, stabiliens momentum "anatis vane" est circiter decies maius quam ordo classicus. Si angulus impetus accidentaliter augetur, aircraft, sub influxu nimis stabilientis alae momento, non revertitur ad priorem modum suum, sed "exsuperationes". Post "Luxin" elit acquirit angulum impetum reductum ad priorem modum comparatum, ut momentum alterius signi oritur, etiam superfluus, et sic sui oscillationes oriuntur, quas gubernator exstinguere non potest.
Una ex condicionibus stabilitatis facultas est aircraft corrumpendi consequentias perturbationum atmosphaericarum. Ergo, sine perturbationibus, fuga satisfactoriae aircraft instabilis est, fieri potest. Hoc explicat prosperos aditus YuAN-1 aircraft. In iuventute mea longinqua, auctor casum habuit cum novum glider exemplar volavit ad vesperas in tranquillitate condiciones per summam saltem 45 minutarum, demonstrans satis satisfacit volatus et significantes instabilitatem - positis fiierunt cum sollicitudine in primo volatu ventoso. tempestatem. Quamdiu tranquillitas fuit tempestas et nullae perturbationes fuerunt, glier demonstrata fuga satisfacit, sed temperatio ejus instabilis fuit. Nihil omnino causae fuit ut hanc instabilitatem exhiberet.
Descriptus CSF in principio in "pseudo-anatis" adhiberi potest. Haec aircraft est essentialiter consilium "tailless" et noctis congruam habet. Eius autem FGO tantum adhibetur ad restitutionem tribuorum additorum momentum alae quae fit cum mechanization dimittitur. In configuratione coagulum nullum onus in FGO est. Et sic, FGO actu non operatur in modo operationis principalis fugae, et ideo usus eius in hac forma non est sterilis.
"KRASNOV-DUCK"
"Super stabilitas" tolli potest augendo derivativum CSF ab nihilo ad gradum acceptabilem. Hoc propositum obtinetur ex eo quod angulus rotationis FGO minus insigniter est quam angulus rotationis servi gubernaculi per mutationem in angulo oppugnationis aircraft (5). Ad hanc rem adhibita est mechanismus simplicissimus, in Fig. 2. FGO 1 Et servo gubernaculo rota 3 cardinantur in axe OO1. Virgae 4 et 6, per cardines 5,7, 9,10, coniunge FGO 1 et servo gubernaculo rotae 3 cum rocker 8. Clutch 12 servit mutare longitudinem virgae 6 a gubernatore ad picis potestatem. Conversio FGO 1 exercetur non per totum angulum deflexionis rotae gubernantis 3 respectu aircraft cum directione mutationum ineuntes fluunt, sed solum per partem proportionalem. Si proportio aequalis sit dimidiae, sub actione fluere sursum, ducendo ad angulum impetum aircraft per 2 gradus, angulus impetus FGO per tantum 1 gradum augebit. Erit ergo derivativum FGO duobus partibus minoribus comparatum fixum GO. Lineae elisae positionem FGO 1 et servo gubernaculi indicant 3 mutato angulo oppugnationis aircraft. Mutans proportionem et inde valorem inde determinans facile effici potest eligendo debitas distantias cardinis 5 et 7 ad axem OO1.
![imago]()
Reducendo inde derivationem GO propter plumam permittit tibi focum intra aliquos limites collocare, et post eum centrum inertiae aircraft. Haec notio misalignment aerodynamica est. Ita omnes restrictiones in usu mechanization alae hodiernae in figura canardis tolluntur servata stabilitate.
"KRASNOV-FLUGER"
Omnia est bonum! Incommodum est sed. Ut pro viribus elevatis positivae occurrunt in FGO 1, vis negativa levare debet in rota gubernationis servo III. Similitudo est ordinaria extensionis aeroplani. Damna hoc est^ librationis, hic CSF librationis causa. Hinc modus tollendae huius incommodi est "anas" propositum. Servo rotam gubernantis ante FGO ponimus, ut in Fig. 3.
FGO opera haec (6). Ob actionem virium aerodynamicorum in FGO 1 et servo rotae gubernantis 4, FGO 1 sponte in quodam angulo impetus ad directionem fluens venientis constituitur. Anguli impetus FGO 1 et gubernaculi servo 4 idem signum habebunt, ergo vires elevatarum harum superficierum eandem partem habebunt. Id est, vis aerodynamica servi gubernaculi 4 non minuit, sed elevatam vim FGO auget 1. Ad angulum impetum aircraft augendum, gubernator impulsum 6 in medium transfert, ex cuius servo. gubernaculum 4 in cardine 5 horologico rotatur et angulus impetus gubernaculi 4 augetur. Inde augetur angulus impetus FGO 1, i.e. ad augendum in vi elevatio.
Praeter pix temperantia, nexus impulsus 7 effecta incrementum de nihilo ad valorem quaesitum derivati FGO efficit.
Demus planum updraft ingressus et angulus impetus augetur. In hoc casu, trabes 2 contraclockwise et cardines 9 et 8, sine tractu 7 circumagantur, propius se movere debent. Virga 7 prohibet accedere et servo rotam gubernantis 4 horologico rotat et per hoc angulum impetum auget.
Cum ergo directio advenientis fluit mutatur, angulus impetui rotae servo gubernantis vices 4 , et FGO 1 sua sponte ponit in alium angulum relativum ad fluens et alium vi elevatum creat. In hoc casu, valor derivationis huius dependet a distantia inter cardines 8 et 3, necnon a distantia cardinis 9 et 5 .
Propositum FGO probatum est in exemplar funiculi "anatis" electrici, dum derivatio eius comparata ad fixum GO per dimidium redacta est. Onus in FGO erat 68% illius pro cornu. Propositum experimenti non aequalia onera assequi, sed inferiorem sarcinam FGO alae comparatam obtinere, quoniam si eam obtines, pares assequi non erit difficile. In "anatibus" fixum GO, oneratio empennagii plerumque 20 - 30% altior est quam oneratione alae.
"Aeroplanum Specimen"
Si summa duorum numerorum constans sit valor, summa quadratorum eorum minima erit si hi numeri sint aequales. Cum attractio inductiva superficiei elevatio proportionalis sit quadrato coaefficientis levare, ultimus modus trahendi aircraft erit, quando hae coefficientes utriusque superficierum elevatarum aequales sunt inter se in volatu coagmentandi. Talis aircraft considerari debet "specimen". Inventiones "Krasnov-anas" et "Krasnov-tempestas vane" efficere possunt ut perspiciamus notionem "idei elit", nisi artificiose conservandae stabilitatis systemata latae sententiae adhibita sit.
Comparatio "idei aircraft" cum modernae aircraft consilii normali demonstrat posse lucrum 33% in onere commerciali obtinere posse, dum simul 23% in esca salvatur.
FGO maximam levationem facit in angulis oppugnationis prope criticam, et hic modus est typicus ad portum fugae tempus. Hoc in casu, fluxus particularum aeris circa superficiem onerariam est prope limitem inter normalem et praesepium. Disruptio fluxus e superficie GO cum acre detrimento in ea levatur et, consequenter, vehemens demissio nasi aircraft, quae dicitur "pix." Casus indicativi "pecoris" est clades Tu-144 apud Le Bourget, cum in dive praecise post dive exivit concidit. Usus propositi CSF efficit ut facile hanc quaestionem solvat. Ad hoc faciendum, solum angulum rotationis servo gubernantis cum FGO circumscribere necesse est. In hoc casu, angulus ipse impetus FGO limitatur et numquam uni critico aequalis fiet.
"Tempestas stabilitorque"
![imago]()
Quaestio de FGO utendi in ratione ordinaria interest. Si non minuas, sed potius auge angulum rotationis FGO comparatum rotae servo gubernatricis, ut in Fig. 4, deinde derivatio FGO multo altior stabiliori fixo comparata erit (7).
Hoc permittit focus et centrum inertiae aircraft ad se transferre signanter colligendum. Quam ob rem, raeda onera FGO stabilitoris non negativa, sed positiva fit. Praeterea, si centrum massae aircraft trans umbilicum trans umbilicum in angulum deflexionis moto (punctum applicationis incrementi levare propter deflexionem LACINA), pluma stabilitorque vim positivam in exposito configuratione creat. .
Sed haec omnia vera esse possunt, quamdiu non attenditur effectus fractis et recurrentibus, revellere a fronte superficiem in tergo. In casu "anatis" munus huius influentiae multo minus esse manifestum est. E contra, si stabilitorque "portat" in pugnatores militares, cur cessabit "portare" in elit civilian?
"Krasnov-planum" seu "pseudo-anas vane";
Ascensus destabilizer CARDINATUS, etsi non radicaliter, tamen consilium infert aircraft. Evenit ut derivativa destabilizer reducendo multo viliori instrumento effici possit.
![imago]()
In Fig. Figura 4 demonstrat destabilizer 1 propositae aircraft cum fuselage rigide connexae (non exhibitae in extractione). Instructa media mutandi vis elevatio in modum rotae gubernantis 2, quae, cardine utens 3, bracket 4 annectitur, rigide destabilizer connexis 1. Eodem bracket 4, cardine utens. V, virga est 5 , in cujus extremitate servo rota gubernaculo 6 rigide affixa est. virgae 7 mediante cardine connexa 6. In extremo baculi extremo 5 cardo 8 connexo vecte 9 ornatum 10 elevatoris 10 . In hoc casu, putator 11 in tergo rotae 12 rotae gubernantis partem annectitur, cardine utens 13 . Defessa 2 longitudine fixuram mutat 13 sub dicione gubernatoris pro pice potestate.
Praesentata destabilizer opera ut sequitur. Si angulus impetus aircraft per accidens augetur, verbi gratia, cum updraft intrat, servus rotae gubernatricis 7 sursum deflectitur, quae mutationem impulsum 10 ad sinistram secum fert, i.e. deinceps et ornatum putatorem 13 deorsum perducit, quo fit ut elevator 2 sursum flectatur. Situs rotae gubernantis 2, in servo rotae gubernantis 7 et putator 13 in situ descripto repraesentatur in linea linearum ducta.
Quam ob rem, aucta vis elevationis destabiliantis 1 ob augmentum in angulo oppugnationis erit aliquatenus offset a deflexione sursum elevatoris 2 . Gradus huius aequationis pendet pro ratione angulorum deflexionis rotae gubernantis servo 7 et rota gubernantis 2 . Et haec ratio ponitur in longitudine vectium 8 et 12. Quando angulus impetus decrescit, deflectitur elevator 2, et elevatio vis destabiliantis 1 crescit, decrescentem in angulo impetus aequando.
Hoc modo diminutio in derivativo destabilizer fit comparatus cum classicis "anatis".
Ob hoc quod servo rota gubernante 7 et putator 13 kinematice inter se conexi sunt, inter se paria sunt. Si haec conpensatio non sufficit, necesse est ut libratio ponderis in consilio includatur, quod ponendum est vel intra rotam 7 servo gubernaculo, vel in extensione virgae 6 ante cardinum 5. Elevator 2 debet. quoque sequatur.
Cum autem inde respectu angulum impetus superficiei ferentis duplo maior sit quam inde respectu angulum deflexionis a moto, tunc cum angulus deflexionis gubernaculi 2 duplo est quam angulus. deflexionis servo gubernaculi 7, fieri potest ut valorem inde destabilizer prope nihilum consequi possit.
Servo gubernaculi 7 aequalis est in area ut putator 13 gubernaculi 2 altitudo. Hoc est, additiones ad consilium aircraft sunt valde exigui magnitudinis et negligenter inpediunt.
Ita, omnino possibile est eosdem consequi eventus ac "vane canard", utendo modo technologiae technologiae traditae aircraft productionis. Ideo aircraft cum tali vastatore "pseudo-anas vane" dici potest. Litterae huic inventioni nomine "Krasnov-plan" acceptae sunt (8).
"Planum qui negligit turbulentum";
Valde utile est aircraft designare in quo superficies elevatio anterioris et posterioris totalem derivativam aequalis nihilo habent.
Talis aircraft fere penitus ignorare potest fluxiones aeris massarum verticalium, et viatores eius "clamorem" non sentient etiam in atmosphaera vehementem. Et, cum verticalis fluxus massarum aeris onerare non ducunt ad aircraft, aestimari potest minus significanter onerare operationale, quod effectum positivum in pondere structurae habebit. Ob id quod in fuga non laborat elit, eius airframe labori labore obnoxia non est.
Deminutio inde alae talis aircraft fit eodem modo ac destabilizer in "pseudo-vane canard". Servus autem non in elevatoribus, sed in alae flaperonibus agit. Flaperon est pars alae quae munera sicut aileron et LACINA. In hoc casu, propter mutationem in angulo impetui alae temere, vis elevatio ad umbilicum augetur per angulum oppugnationis. Et incrementum negativum in ala vim tollunt propter deflexionem flaperonis a gubernaculo servo occurs in umbilico per angulum deflexionis flaperonis. Et distantia inter hos focos fere aequalis est quadrante chordae aerodynamicae mediocris alae. Propter actionem huius coniugationis multidirectionalium virium momentum destabile formatur, quod compensari debet momento perditoris. In hoc casu, destabilizer parvam derivativam negativam habere debet, et valor alae derivativae paulo maior quam nulla est. RF patentes N. 2710955 pro tali aircraft receptus est.
Copia inventarum exhibitarum repraesentat, probabiliter, ultimam insuetam informationem aerodynamicam subsidiorum ad augendam oeconomicam efficientiam subsonicae aviationis per tertiam vel amplius.
Yuri Krasnov
LITTERAE
- D. Sobolev. Historia centenaria "ala volans", Moscuae, Rusavia, 1988, p.
- Yu, Krasnov. RF patentibus N. 2000251.
- A. Yurkonenko. Alternativus "anatis". Technology - iuvenum 2009-08. Page 6-11
- V. Lapin. Quando tempestas volare? General aviation. 2011. N. VIII. Page 8-38.
- Yu, Krasnov. RF patentibus N. 2609644.
- Yu, Krasnov. RF patentibus N. 2651959.
- Yu, Krasnov. RF patentibus N. 2609620.
- Yu, Krasnov. RF patentibus N. 2666094.
Source: www.habr.com