ຍົນ​ທີ່​ມີ​ສູນ​ກາງ​ເຄື່ອນ​ທີ່​ທາງ​ອາກາດ

ໃນທ້າຍສະຕະວັດທີ 30 ຂອງສະຕະວັດທີ່ຜ່ານມາ, ຜູ້ປະດິດຂອງ slat ໄດ້, Gustav Lachmann, ສະເຫນີໃຫ້ tailless ໄດ້ tailless ມີປີກທີ່ເລື່ອນໄດ້ຟຣີທີ່ວາງໄວ້ທາງຫນ້າຂອງປີກ. ປີກນີ້ໄດ້ຖືກຕິດຕັ້ງດ້ວຍ servo-rudder, ດ້ວຍການຊ່ວຍເຫຼືອຂອງແຮງຍົກຂອງມັນຖືກຄວບຄຸມ. ມັນໄດ້ຮັບຜິດຊອບເພື່ອຊົດເຊີຍສໍາລັບຊ່ວງເວລາດໍານ້ໍາປີກເພີ່ມເຕີມທີ່ເກີດຂື້ນໃນເວລາທີ່ flap ຖືກປ່ອຍອອກມາ. ນັບຕັ້ງແຕ່ Lachmann ເປັນພະນັກງານຂອງບໍລິສັດ Handley-Page, ມັນເປັນເຈົ້າຂອງສິດທິບັດສໍາລັບການແກ້ໄຂດ້ານວິຊາການນີ້ແລະພາຍໃຕ້ຍີ່ຫໍ້ນີ້ແນວຄວາມຄິດໄດ້ຖືກກ່າວເຖິງໃນວັນນະຄະດີດ້ານວິຊາການ. ແຕ່​ຍັງ​ບໍ່​ມີ​ການ​ປະ​ຕິ​ບັດ​ປະ​ຕິ​ບັດ​ແນວ​ຄວາມ​ຄິດ​ນີ້​! ເຫດຜົນແມ່ນຫຍັງ?

ການດຸ່ນດ່ຽງການສູນເສຍ

ປີກຂອງເຮືອບິນ, ເຊິ່ງສ້າງການຍົກ, ມີການມາພ້ອມກັບ, ຫນຶ່ງອາດຈະເວົ້າວ່າ, ຜົນກະທົບທາງລົບໃນຮູບແບບຂອງຊ່ວງເວລາດໍານ້ໍາທີ່ມັກຈະເຮັດໃຫ້ເຮືອບິນເຂົ້າໄປໃນການດໍານ້ໍາ. ເພື່ອປ້ອງກັນບໍ່ໃຫ້ຍົນຈາກການດໍານ້ໍາ, ມີປີກຂະຫນາດນ້ອຍຢູ່ຫາງຂອງມັນ - stabilizer, ເຊິ່ງປ້ອງກັນການດໍານ້ໍານີ້, ການສ້າງລົງ, ນັ້ນແມ່ນ, ລົບ, ແຮງຍົກ. ການຕັ້ງຄ່າທາງອາກາດຂອງເຮືອບິນນີ້ເອີ້ນວ່າ "ປົກກະຕິ". ເນື່ອງຈາກວ່າການຍົກຂອງສະຖຽນລະພາບແມ່ນເປັນລົບ, ມັນເພີ່ມແຮງໂນ້ມຖ່ວງຂອງເຮືອບິນ, ແລະປີກຕ້ອງມີການຍົກສູງກວ່າແຮງໂນ້ມຖ່ວງ.

ຄວາມແຕກຕ່າງລະຫວ່າງກໍາລັງເຫຼົ່ານີ້ເອີ້ນວ່າການສູນເສຍການດຸ່ນດ່ຽງ, ເຊິ່ງສາມາດບັນລຸເຖິງ 20%.
ແຕ່ຍົນບິນຄັ້ງທໍາອິດຂອງ Wright Brothers ບໍ່ມີການສູນເສຍດັ່ງກ່າວ, ເພາະວ່າປີກຂະຫນາດນ້ອຍ - destabilizer ທີ່ປ້ອງກັນການດໍານ້ໍາ - ໄດ້ຖືກວາງໄວ້ບໍ່ຢູ່ຫລັງປີກ, ແຕ່ຢູ່ທາງຫນ້າຂອງມັນ. ການອອກແບບທາງອາກາດຂອງເຮືອບິນນີ້ເອີ້ນວ່າ "canard". ແລະເພື່ອປ້ອງກັນບໍ່ໃຫ້ເຮືອບິນຈາກການດໍານ້ໍາ, destabilizer ຕ້ອງສ້າງທາງຂຶ້ນ, ນັ້ນແມ່ນ, ບວກ, ກໍາລັງຍົກ. ມັນຖືກເພີ່ມເຂົ້າໃນການຍົກປີກ, ແລະຜົນລວມນີ້ເທົ່າກັບແຮງໂນ້ມຖ່ວງຂອງເຮືອບິນ. ດັ່ງນັ້ນ, ປີກຕ້ອງຜະລິດແຮງຍົກທີ່ນ້ອຍກວ່າແຮງໂນ້ມຖ່ວງ. ແລະບໍ່ມີການສູນເສຍສໍາລັບການດຸ່ນດ່ຽງ!

Stabilizer ແລະ destabilizer ແມ່ນລວມເຂົ້າກັນເປັນຄໍາສັບຫນຶ່ງ - tail horizontal ຫຼື GO .
ຢ່າງໃດກໍຕາມ, ດ້ວຍການພັດທະນາຂະຫນາດໃຫຍ່ຂອງຍົນຂຶ້ນແລະລົງຈອດໃນຕົ້ນສາມສິບສະຕະວັດທີ່ຜ່ານມາ, "ເປັດ" ໄດ້ສູນເສຍປະໂຫຍດນີ້. ອົງປະກອບຕົ້ນຕໍຂອງເຄື່ອງຈັກແມ່ນ flap - ສ່ວນດ້ານຫລັງຂອງປີກທີ່ຖືກ deflected ລົງ. ມັນປະມານສອງເທົ່າຂອງແຮງຍົກຂອງປີກ, ເນື່ອງຈາກມັນເປັນໄປໄດ້ທີ່ຈະຫຼຸດຜ່ອນຄວາມໄວໃນລະຫວ່າງການລົງຈອດແລະບິນຂຶ້ນ, ດັ່ງນັ້ນການປະຫຍັດນ້ໍາຫນັກຕົວ. ແຕ່ຜົນໄດ້ຮັບໃນຮູບແບບຂອງຊ່ວງເວລາ dive ໃນເວລາທີ່ flap ໄດ້ຖືກປ່ອຍອອກມາເພີ່ມຂຶ້ນໃນລະດັບທີ່ destabilizer ບໍ່ສາມາດຮັບມືກັບມັນໄດ້, ແຕ່ stabilizer ບໍ່ສາມາດຮັບມືກັບ. ການແຕກແຍກບໍ່ແມ່ນການກໍ່ສ້າງ, ໃນກໍລະນີນີ້ມີຜົນບັງຄັບໃຊ້ໃນທາງບວກ.

ເພື່ອໃຫ້ປີກສ້າງການຍົກ, ມັນຕ້ອງໄດ້ຮັບການຮັດກຸມໃນມຸມກັບທິດທາງຂອງການໄຫຼຂອງອາກາດທີ່ຈະມາເຖິງ. ມຸມນີ້ເອີ້ນວ່າມຸມຂອງການໂຈມຕີແລະເມື່ອມັນເພີ່ມຂຶ້ນ, ແຮງຍົກຍັງເພີ່ມຂຶ້ນ, ແຕ່ບໍ່ແນ່ນອນ, ແຕ່ເຖິງມຸມທີ່ສໍາຄັນ, ເຊິ່ງຢູ່ລະຫວ່າງ 15 ຫາ 25 ອົງສາ. ສະ​ນັ້ນ, ​ແຮງ​ອາ​ວະ​ກາດ​ທັງ​ໝົດ​ບໍ່​ໄດ້​ມຸ່ງ​ໜ້າ​ໄປ​ທາງ​ເທິງ​ຢ່າງ​ເຂັ້ມ​ງວດ, ​ແຕ່​ແມ່ນ​ມຸ່ງ​ໄປ​ສູ່​ຫາງ​ຂອງ​ຍົນ. ແລະມັນສາມາດຖືກ decomposed ເຂົ້າໄປໃນອົງປະກອບທີ່ມຸ້ງໄປຂ້າງຫນ້າຢ່າງເຂັ້ມງວດ - ແຮງຍົກ, ແລະທິດທາງກັບຄືນໄປບ່ອນ - ຜົນບັງຄັບໃຊ້ aerodynamic drag. ອັດຕາ​ສ່ວນ​ຂອງ​ການ​ຍົກ​ກັບ​ແຮງ​ລາກ​ແມ່ນ​ໃຊ້​ເພື່ອ​ຕັດສິນ​ຄຸນ​ນະພາ​ບການ​ເຄື່ອນ​ໄຫວ​ຂອງ​ເຮືອບິນ, ຊຶ່ງ​ສາມາດ​ຢູ່​ລະຫວ່າງ 7 ຫາ 25.

ປະກົດການທີ່ເຮັດວຽກຢູ່ໃນຄວາມໂປດປານຂອງໂຄງການປົກກະຕິແມ່ນ bevel ຂອງການໄຫຼຂອງອາກາດທາງຫລັງຂອງປີກ, ເຊິ່ງປະກອບດ້ວຍການ deflection ລົງຂອງທິດທາງຂອງການໄຫຼໄດ້, ການຍົກຂອງປີກຫຼາຍຫຼາຍ. ດັ່ງນັ້ນ, ໃນເວລາທີ່ flap ຖືກ deflected, ເນື່ອງຈາກ aerodynamics, ມຸມລົບຕົວຈິງຂອງການໂຈມຕີຂອງ stabilizer ອັດຕະໂນມັດເພີ່ມຂຶ້ນແລະ, ດັ່ງນັ້ນ, ຜົນບັງຄັບໃຊ້ຍົກລົບຂອງຕົນ.

ນອກຈາກນັ້ນ, ສະຖານະການດັ່ງກ່າວເປັນການຮັບປະກັນຄວາມຫມັ້ນຄົງຕາມລວງຍາວຂອງການບິນຂອງເຮືອບິນຍັງເຮັດວຽກຢູ່ໃນເງື່ອນໄຂ "ປົກກະຕິ" ເມື່ອທຽບກັບ "canard". ມຸມຂອງການໂຈມຕີຂອງເຮືອບິນສາມາດມີການປ່ຽນແປງເປັນຜົນມາຈາກການເຄື່ອນໄຫວຕັ້ງຂອງມະຫາຊົນທາງອາກາດ. ເຮືອບິນໄດ້ຖືກອອກແບບດ້ວຍປະກົດການນີ້ຢູ່ໃນໃຈແລະພະຍາຍາມທົນທານຕໍ່ສິ່ງລົບກວນ. ແຕ່ລະຫນ້າດິນຂອງເຮືອບິນມີຈຸດສຸມ aerodynamic - ຈຸດຂອງການນໍາໃຊ້ການເພີ່ມຂຶ້ນໃນການຍົກໃນເວລາທີ່ມຸມຂອງການໂຈມຕີມີການປ່ຽນແປງ. ຖ້າພວກເຮົາພິຈາລະນາຜົນໄດ້ຮັບຂອງປີກແລະ GO ເພີ່ມຂຶ້ນ, ຫຼັງຈາກນັ້ນ, ເຮືອບິນຍັງມີຈຸດສຸມ. ຖ້າຈຸດສຸມໃສ່ຂອງເຮືອບິນແມ່ນຢູ່ຫລັງສູນກາງຂອງມະຫາຊົນ, ຫຼັງຈາກນັ້ນ, ດ້ວຍການເພີ່ມມຸມຂອງການໂຈມຕີແບບສຸ່ມ, ການເພີ່ມຂຶ້ນຂອງການຍົກມັກຈະອຽງເຮືອບິນເພື່ອໃຫ້ມຸມຂອງການໂຈມຕີຫຼຸດລົງ. ແລະຍົນກັບຄືນສູ່ໂຫມດການບິນທີ່ຜ່ານມາ. ໃນ​ກໍ​ລະ​ນີ​ນີ້, ໃນ​ການ​ຕັ້ງ​ຄ່າ "ປົກ​ກະ​ຕິ​"​, ປີກ​ສ້າງ​ປັດ​ຈຸ​ບັນ​ບໍ່​ສະ​ຖຽນ​ລະ​ພາບ (ເພື່ອ​ເພີ່ມ​ທະ​ວີ​ການ​ຂອງ​ການ​ໂຈມ​ຕີ​)​, ແລະ stabilizer ຈະ​ສ້າງ​ປັດ​ຈຸ​ບັນ​ສະ​ຖຽນ​ລະ​ພາບ (ເພື່ອ​ຫຼຸດ​ຜ່ອນ​ມຸມ​ຂອງ​ການ​ໂຈມ​ຕີ​)​, ແລະ​ຫຼັງ​ຈາກ​ທີ່​ມີ​ປະ​ມານ 10​%​. . ໃນ canard, ປັດຈຸບັນ destabilizing ແມ່ນສ້າງຂື້ນໂດຍ destabilizer, ແລະປັດຈຸບັນ stabilizing, ປະມານ 10% ຂະຫນາດໃຫຍ່, ແມ່ນສ້າງໂດຍປີກ. ດັ່ງນັ້ນ, ການເພີ່ມຂື້ນຂອງພື້ນທີ່ແລະບ່າຂອງຫາງອອກຕາມລວງນອນເຮັດໃຫ້ການເພີ່ມຂື້ນຂອງຄວາມຫມັ້ນຄົງໃນການອອກແບບປົກກະຕິແລະການຫຼຸດລົງຂອງມັນໃນ "canard". ຊ່ວງເວລາທັງໝົດປະຕິບັດ ແລະຖືກຄິດໄລ່ທຽບກັບຈຸດສູນກາງຂອງມະຫາຊົນຂອງເຮືອບິນ (ເບິ່ງຮູບທີ 1).

![ຮູບ]()

ຖ້າຈຸດມຸ່ງໝາຍຂອງຍົນຢູ່ຂ້າງໜ້າຈຸດໃຈກາງຂອງມະຫາຊົນ, ດ້ວຍການເພີ່ມມຸມຂອງການໂຈມຕີແບບສຸ່ມເທື່ອລະໜ້ອຍກໍຈະເພີ່ມຂຶ້ນ ແລະ ຍົນຈະບໍ່ໝັ້ນຄົງ. ຕໍາແຫນ່ງທີ່ກ່ຽວຂ້ອງຂອງຈຸດສຸມແລະສູນກາງຂອງມະຫາຊົນນີ້ຖືກນໍາໃຊ້ໃນ fighters ທີ່ທັນສະໄຫມເພື່ອໂຫຼດ stabilizer ແລະບໍ່ໄດ້ຮັບການລົບ, ແຕ່ຍົກໃນທາງບວກກ່ຽວກັບມັນ. ແລະການບິນຂອງເຮືອບິນແມ່ນຮັບປະກັນບໍ່ແມ່ນໂດຍ aerodynamics, ແຕ່ໂດຍລະບົບສະຖຽນລະພາບປອມອັດຕະໂນມັດສີ່ຄັ້ງ, ເຊິ່ງ "ຊີ້ນໍາ" ເມື່ອເຮືອບິນຍ້າຍອອກໄປຈາກມຸມທີ່ຕ້ອງການຂອງການໂຈມຕີ. ເມື່ອລະບົບອັດຕະໂນມັດຖືກປິດ, ເຮືອບິນຈະເລີ່ມຫັນຫາງກ່ອນ, ນີ້ແມ່ນສິ່ງທີ່ "Pugachev's Cobra" ອີງໃສ່, ເຊິ່ງນັກບິນເຈດຕະນາປິດລະບົບອັດຕະໂນມັດແລະ, ເມື່ອເຖິງມຸມຫມຸນຫາງທີ່ຕ້ອງການ, ໄຟໄຫມ້. ບັ້ງໄຟເຂົ້າໄປໃນ hemisphere ຫລັງ, ແລະຫຼັງຈາກນັ້ນ turns ສຸດອັດຕະໂນມັດອີກເທື່ອຫນຶ່ງ.
ໃນສິ່ງທີ່ຕໍ່ໄປນີ້, ພວກເຮົາພິຈາລະນາພຽງແຕ່ເຮືອບິນທີ່ຫມັ້ນຄົງ, ເນື່ອງຈາກວ່າພຽງແຕ່ເຮືອບິນດັ່ງກ່າວສາມາດຖືກນໍາໃຊ້ໃນການບິນພົນລະເຮືອນ.

ຕໍາແຫນ່ງທີ່ກ່ຽວຂ້ອງຂອງຈຸດສຸມຂອງເຮືອບິນແລະສູນກາງຂອງມະຫາຊົນມີລັກສະນະແນວຄວາມຄິດຂອງ "ສູນກາງ."
ນັບຕັ້ງແຕ່ຈຸດສຸມແມ່ນຢູ່ຫລັງສູນກາງຂອງມະຫາຊົນ, ໂດຍບໍ່ຄໍານຶງເຖິງຮູບແບບ, ໄລຍະຫ່າງລະຫວ່າງພວກມັນ, ເອີ້ນວ່າຂອບສະຖຽນລະພາບ, ເພີ່ມແຂນ GO ໃນຮູບແບບປົກກະຕິແລະຫຼຸດລົງໃນ "canard".

ອັດຕາສ່ວນຂອງແຂນປີກກັບ canard ແມ່ນວ່າກໍາລັງຍົກຂອງ destabilizer ໃນ deflection ສູງສຸດຂອງລິຟໄດ້ຖືກນໍາໃຊ້ຢ່າງສົມບູນໃນເວລາທີ່ເຮືອບິນໄດ້ຖືກນໍາໄປສູ່ມຸມສູງຂອງການໂຈມຕີ. ແລະມັນຈະຖືກພາດໃນເວລາທີ່ flaps ໄດ້ຖືກປ່ອຍອອກມາ. ດັ່ງນັ້ນ, ທຸກໆ "ເປັດ" ຂອງຜູ້ອອກແບບທີ່ມີຊື່ສຽງຂອງອາເມລິກາ Rutan ບໍ່ມີເຄື່ອງຈັກໃດໆ. ເຮືອບິນ Voyager ຂອງລາວ ເປັນລຳທຳອິດຂອງໂລກ ທີ່ບິນໄປທົ່ວໂລກ ໂດຍບໍ່ໄດ້ລົງຈອດ ແລະ ເຕີມນ້ຳມັນ ໃນປີ 1986.

ຂໍ້ຍົກເວັ້ນແມ່ນ Beechcraft Starship, ແຕ່ຢູ່ທີ່ນັ້ນ, ສໍາລັບຈຸດປະສົງຂອງການນໍາໃຊ້ flaps, ການອອກແບບສະລັບສັບຊ້ອນຫຼາຍທີ່ມີເລຂາຄະນິດ destabilizer ຕົວປ່ຽນແປງໄດ້ຖືກນໍາໃຊ້, ເຊິ່ງບໍ່ສາມາດຖືກນໍາມາສູ່ສະພາບທີ່ສາມາດແຜ່ພັນໄດ້, ເຊິ່ງເປັນເຫດຜົນທີ່ວ່າໂຄງການຖືກປິດ.
ແຂນປີກສ່ວນຫຼາຍແມ່ນຂຶ້ນກັບວ່າແຮງຍົກຂອງ destabilizer ເພີ່ມຂຶ້ນຫຼາຍປານໃດເມື່ອມຸມຂອງການໂຈມຕີເພີ່ມຂຶ້ນຫນຶ່ງອົງສາ; ພາລາມິເຕີນີ້ເອີ້ນວ່າ derivative ກ່ຽວກັບມຸມຂອງການໂຈມຕີຂອງຕົວຄູນຍົກຫຼືພຽງແຕ່ເປັນອະນຸພັນຂອງ destabilizer. ແລະ, ອະນຸພັນນີ້ນ້ອຍກວ່າ, ໃກ້ກັບປີກ, ສູນກາງຂອງມະຫາຊົນຂອງເຮືອບິນສາມາດຖືກວາງໄວ້, ດັ່ງນັ້ນ, ແຂນປີກຈະນ້ອຍລົງ. ເພື່ອຫຼຸດຜ່ອນການອະນຸພັນນີ້, ຜູ້ຂຽນໃນປີ 1992 ໄດ້ສະເຫນີໃຫ້ປະຕິບັດຕົວ destabilizer ຕາມໂຄງການ biplane (2). ນີ້ເຮັດໃຫ້ມັນເປັນໄປໄດ້ທີ່ຈະຫຼຸດລົງບ່າປີກຫຼາຍທີ່ຈະກໍາຈັດອຸປະສັກໃນການນໍາໃຊ້ flap ໃສ່ມັນ. ຢ່າງໃດກໍ່ຕາມ, ຜົນກະທົບຂ້າງຄຽງເກີດຂື້ນໃນຮູບແບບການເພີ່ມຂື້ນຂອງການຕໍ່ຕ້ານ GO ເນື່ອງຈາກ biplane. ນອກຈາກນັ້ນ, ມີຄວາມສັບສົນໃນການອອກແບບຂອງເຮືອບິນ, ເນື່ອງຈາກວ່າມັນເປັນສິ່ງຈໍາເປັນທີ່ຈະຜະລິດ GO ສອງອັນ, ແລະບໍ່ແມ່ນຫນຶ່ງ.

ເພື່ອນຮ່ວມງານໄດ້ຊີ້ໃຫ້ເຫັນວ່າຄຸນສົມບັດ "biplane destabilizer" ແມ່ນມີຢູ່ໃນຍົນຂອງ Wright Brothers, ແຕ່ໃນສິ່ງປະດິດບໍ່ພຽງແຕ່ມີລັກສະນະໃຫມ່ທີ່ໄດ້ຮັບສິດທິບັດ, ແຕ່ຍັງມີລັກສະນະໃຫມ່. Wrights ບໍ່ມີຄຸນສົມບັດ "flap". ນອກຈາກນັ້ນ, ຖ້າຫາກວ່າຊຸດຂອງລັກສະນະການປະດິດໃຫມ່ເປັນທີ່ຮູ້ຈັກ, ຫຼັງຈາກນັ້ນ, ສໍາລັບການປະດິດນີ້ໄດ້ຮັບການຮັບຮູ້, ຢ່າງຫນ້ອຍຫນຶ່ງຄຸນນະສົມບັດຕ້ອງຖືກນໍາໃຊ້ເພື່ອຈຸດປະສົງໃຫມ່. Wrights ໄດ້ໃຊ້ biplane ເພື່ອຫຼຸດຜ່ອນນ້ໍາຫນັກຂອງໂຄງສ້າງ, ແລະໃນ invention ອະທິບາຍ - ເພື່ອຫຼຸດຜ່ອນອະນຸພັນ.

"ເປັດສະພາບອາກາດ"

ເກືອບສອງທົດສະວັດກ່ອນຫນ້ານີ້, ພວກເຮົາຈື່ຈໍາແນວຄວາມຄິດຂອງ "ເປັດ vane" ທີ່ໄດ້ກ່າວມາໃນຕອນຕົ້ນຂອງບົດຄວາມ.

ມັນໃຊ້ຫາງອອກຕາມລວງນອນຂອງດິນຟ້າອາກາດ (FGO) ເປັນຜູ້ເຮັດໃຫ້ສະຖຽນລະພາບ, ເຊິ່ງປະກອບດ້ວຍຕົວ destabilizer ຕົວຂອງມັນເອງ, ຖືກວາງໄວ້ຢູ່ໃນແກນຕັ້ງຂວາງກັບ fuselage, ແລະເຊື່ອມຕໍ່ກັບ destabilizer ຂອງ rudder servo. ປະເພດຂອງເຮືອບິນຂອງການອອກແບບປົກກະຕິ, ບ່ອນທີ່ປີກຂອງເຮືອບິນແມ່ນ FGO destabilizer, ແລະ stabilizer ຂອງເຮືອບິນແມ່ນ FGO servo. ແລະເຮືອບິນນີ້ບໍ່ໄດ້ບິນ, ແຕ່ຖືກວາງຢູ່ເທິງແກນ, ແລະຕົວຂອງມັນເອງແມ່ນຮັດກຸມທີ່ກ່ຽວຂ້ອງກັບການໄຫຼທີ່ຈະມາເຖິງ. ໂດຍການປ່ຽນແປງມຸມລົບຂອງການໂຈມຕີຂອງພວງມາໄລ servo, ພວກເຮົາປ່ຽນມຸມການໂຈມຕີຂອງ destabilizer ທີ່ກ່ຽວຂ້ອງກັບການໄຫຼແລະ, ດັ່ງນັ້ນ, ກໍາລັງຍົກຂອງ FGO ໃນລະຫວ່າງການຄວບຄຸມ pitch.

ໃນເວລາທີ່ຕໍາແຫນ່ງຂອງພວງມາໄລ servo ຍັງບໍ່ປ່ຽນແປງທຽບກັບ destabilizer, FGO ບໍ່ຕອບສະຫນອງກັບລົມແຮງຂອງແນວຕັ້ງ, i.e. ການ​ປ່ຽນ​ແປງ​ໃນ​ມຸມ​ຂອງ​ການ​ໂຈມ​ຕີ​ຂອງ​ເຮືອ​ບິນ​. ເພາະສະນັ້ນ, ອະນຸພັນຂອງມັນແມ່ນສູນ. ອີງໃສ່ການສົນທະນາທີ່ຜ່ານມາຂອງພວກເຮົາ, ນີ້ແມ່ນທາງເລືອກທີ່ເຫມາະສົມ.

ໃນເວລາທີ່ການທົດສອບເຮືອບິນທໍາອິດຂອງ "vane canard" ອອກແບບໂດຍ A. Yurkonenko (3) ດ້ວຍ FGO ທີ່ມີປະສິດຕິຜົນ, ຫຼາຍກວ່າສອງວິທີການສົບຜົນສໍາເລັດໄດ້ຖືກປະຕິບັດ. ໃນເວລາດຽວກັນ, ອາການທີ່ຊັດເຈນຂອງຄວາມບໍ່ສະຖຽນລະພາບຂອງເຮືອບິນໄດ້ຖືກຄົ້ນພົບ (4).

"ຄວາມຕ້ານທານສູງສຸດ"

Paradoxical ຍ້ອນວ່າມັນອາດຈະເບິ່ງຄືວ່າ, ຄວາມບໍ່ສະຖຽນລະພາບຂອງ "ເປັດ vane" ແມ່ນຜົນສະທ້ອນຂອງ "ຄວາມຫມັ້ນຄົງທີ່ສຸດ". ປັດຈຸບັນສະຖຽນລະພາບຂອງ canard ຄລາສສິກທີ່ມີ GO ຄົງທີ່ແມ່ນສ້າງຕັ້ງຂຶ້ນຈາກປັດຈຸບັນສະຖຽນລະພາບຂອງປີກແລະປັດຈຸບັນທີ່ບໍ່ສະຖຽນລະພາບຂອງ GO ຕ້ານມັນ. ໃນເປັດ weathervaned, FGO ບໍ່ໄດ້ເຂົ້າຮ່ວມໃນການສ້າງຕັ້ງຂອງປັດຈຸບັນສະຖຽນລະພາບ, ແລະມັນໄດ້ຖືກສ້າງຕັ້ງຂຶ້ນພຽງແຕ່ຈາກປັດຈຸບັນສະຖຽນລະພາບຂອງປີກ. ດັ່ງນັ້ນ, ເວລາສະຖຽນລະພາບຂອງ "ເປັດ vane" ແມ່ນປະມານສິບເທົ່າຫຼາຍກ່ວາຄລາສສິກ. ຖ້າມຸມຂອງການໂຈມຕີເພີ່ມຂຶ້ນໂດຍບັງເອີນ, ເຮືອບິນ, ພາຍໃຕ້ອິດທິພົນຂອງເວລາທີ່ສະຖຽນລະພາບຂອງປີກຫຼາຍເກີນໄປ, ຈະບໍ່ກັບຄືນສູ່ຮູບແບບທີ່ຜ່ານມາ, ແຕ່ " overshoots" ມັນ. ຫຼັງຈາກ "overshoot," ເຮືອບິນໄດ້ຮັບມຸມຂອງການໂຈມຕີທີ່ຫຼຸດລົງເມື່ອທຽບກັບໂຫມດທີ່ຜ່ານມາ, ສະນັ້ນການສະຖຽນລະພາບຂອງສັນຍານທີ່ແຕກຕ່າງກັນເກີດຂື້ນ, ຫຼາຍເກີນໄປ, ແລະດັ່ງນັ້ນການສັ່ນສະເທືອນຂອງຕົນເອງເກີດຂື້ນ, ເຊິ່ງນັກບິນບໍ່ສາມາດດັບໄຟໄດ້.

ຫນຶ່ງໃນເງື່ອນໄຂສໍາລັບຄວາມຫມັ້ນຄົງແມ່ນຄວາມສາມາດຂອງເຮືອບິນທີ່ຈະ neutralize ຜົນສະທ້ອນຂອງການລົບກວນບັນຍາກາດ. ດັ່ງນັ້ນ, ໃນກໍລະນີທີ່ບໍ່ມີການລົບກວນ, ການບິນທີ່ຫນ້າພໍໃຈຂອງເຮືອບິນທີ່ບໍ່ສະຖຽນລະພາບແມ່ນເປັນໄປໄດ້. ນີ້ອະທິບາຍວິທີການທີ່ປະສົບຜົນສໍາເລັດຂອງເຮືອບິນ YuAN-1. ໃນໄວຫນຸ່ມທີ່ຫ່າງໄກຂອງຂ້ອຍ, ຜູ້ຂຽນໄດ້ມີກໍລະນີທີ່ຕົວແບບ glider ໃຫມ່ບິນໃນຕອນແລງໃນສະພາບທີ່ສະຫງົບເປັນເວລາຢ່າງຫນ້ອຍ 45 ນາທີ, ສະແດງໃຫ້ເຫັນການບິນທີ່ຫນ້າພໍໃຈແລະສະແດງໃຫ້ເຫັນຄວາມບໍ່ສະຖຽນລະພາບທີ່ສໍາຄັນ - pitching ສະຫຼັບກັບການດໍານ້ໍາໃນການບິນຄັ້ງທໍາອິດໃນລົມແຮງ. ສະພາບອາກາດ. ຕາບໃດທີ່ດິນຟ້າອາກາດສະຫງົບ ແລະບໍ່ມີສິ່ງລົບກວນ, ເຄື່ອງບິນໄດ້ສະແດງໃຫ້ເຫັນການບິນທີ່ໜ້າພໍໃຈ, ແຕ່ການປັບຕົວຂອງມັນບໍ່ໝັ້ນຄົງ. ມັນບໍ່ມີເຫດຜົນທີ່ຈະສະແດງຄວາມບໍ່ສະຖຽນລະພາບນີ້.

CSF ທີ່ອະທິບາຍໄວ້, ໃນຫຼັກການ, ສາມາດຖືກນໍາໃຊ້ໃນ "pseudo-duck". ເຮືອບິນດັ່ງກ່າວແມ່ນການອອກແບບ "ບໍ່ມີຫາງ" ແລະມີຄວາມສອດຄ່ອງທີ່ເຫມາະສົມ. ແລະ FGO ຂອງລາວແມ່ນໃຊ້ພຽງແຕ່ເພື່ອຊົດເຊີຍສໍາລັບຊ່ວງເວລາການດໍານ້ໍາເພີ່ມເຕີມຂອງປີກທີ່ເກີດຂື້ນໃນເວລາທີ່ເຄື່ອງຈັກໄດ້ຖືກປ່ອຍອອກມາ. ໃນການຕັ້ງຄ່າ cruising ບໍ່ມີການໂຫຼດຢູ່ໃນ FGO. ດັ່ງນັ້ນ, ຕົວຈິງແລ້ວ FGO ບໍ່ໄດ້ເຮັດວຽກຢູ່ໃນຮູບແບບການບິນປະຕິບັດການຕົ້ນຕໍ, ແລະດັ່ງນັ້ນການນໍາໃຊ້ຂອງມັນຢູ່ໃນ embodiment ນີ້ແມ່ນ unproductive.

"KRASNOV-DUCK"

"ຄວາມຫມັ້ນຄົງເກີນ" ສາມາດຖືກລົບລ້າງໂດຍການເພີ່ມຕົວພັນຂອງ CSF ຈາກສູນໄປສູ່ລະດັບທີ່ຍອມຮັບໄດ້. ເປົ້າຫມາຍນີ້ແມ່ນບັນລຸໄດ້ເນື່ອງຈາກຄວາມຈິງທີ່ວ່າມຸມຂອງການຫມຸນຂອງ FGO ແມ່ນຫນ້ອຍກ່ວາມຸມຫມຸນຂອງ rudder servo ທີ່ເກີດຈາກການປ່ຽນແປງຂອງມຸມຂອງການໂຈມຕີຂອງເຮືອບິນ (5). ສໍາລັບຈຸດປະສົງນີ້, ກົນໄກທີ່ງ່າຍດາຍຫຼາຍແມ່ນຖືກນໍາໃຊ້, ສະແດງໃຫ້ເຫັນໃນຮູບ. 2. FGO 1 ແລະພວງມາໄລ servo 3 ແມ່ນ hinged ສຸດແກນ OO1. Rods 4 ແລະ 6, ຜ່ານ hinges 5,7, 9,10, ເຊື່ອມຕໍ່ FGO 1 ແລະ servo steering wheel 3 ກັບ rocker 8. Clutch 12 ໃຫ້ບໍລິການທີ່ຈະປ່ຽນຄວາມຍາວຂອງ rod 6 ໂດຍນັກບິນເພື່ອຈຸດປະສົງຂອງການຄວບຄຸມ pitch. ພືດຫມູນວຽນຂອງ FGO 1 ໄດ້ຖືກປະຕິບັດບໍ່ໄດ້ຜ່ານມຸມທັງຫມົດຂອງ deflection ຂອງພວງມາໄລ servo 3 ທຽບກັບເຮືອບິນໃນເວລາທີ່ທິດທາງຂອງການໄຫຼ oncoming ມີການປ່ຽນແປງ, ແຕ່ວ່າພຽງແຕ່ຜ່ານພາກສ່ວນອັດຕາສ່ວນຂອງມັນ. ຖ້າອັດຕາສ່ວນເທົ່າກັບເຄິ່ງຫນຶ່ງ, ຫຼັງຈາກນັ້ນພາຍໃຕ້ການປະຕິບັດຂອງການໄຫຼຂຶ້ນ, ນໍາໄປສູ່ການເພີ່ມມຸມຂອງການໂຈມຕີຂອງເຮືອບິນໂດຍ 2 ອົງສາ, ມຸມທີ່ແທ້ຈິງຂອງການໂຈມຕີຂອງ FGO ຈະເພີ່ມຂຶ້ນພຽງແຕ່ 1 ອົງສາ. ຕາມນັ້ນແລ້ວ, ອະນຸພັນຂອງ FGO ຈະນ້ອຍກວ່າສອງເທົ່າເມື່ອທຽບກັບ GO ຄົງທີ່. ເສັ້ນ dashed ຊີ້ບອກຕໍາແຫນ່ງຂອງ FGO 1 ແລະ servo rudder 3 ຫຼັງຈາກການປ່ຽນແປງມຸມຂອງການໂຈມຕີຂອງເຮືອບິນ. ການປ່ຽນແປງອັດຕາສ່ວນແລະ, ດັ່ງນັ້ນ, ການກໍານົດມູນຄ່າຂອງອະນຸພັນສາມາດປະຕິບັດໄດ້ຢ່າງງ່າຍດາຍໂດຍການເລືອກໄລຍະຫ່າງທີ່ເຫມາະສົມຂອງ hinges 5 ແລະ 7 ກັບແກນ OO1.

![ຮູບ]()

ການຫຼຸດຜ່ອນອະນຸພັນຂອງ GO ເນື່ອງຈາກ feathering ອະນຸຍາດໃຫ້ທ່ານວາງຈຸດສຸມພາຍໃນຂອບເຂດຈໍາກັດໃດໆ, ແລະຢູ່ຫລັງມັນເປັນສູນກາງຂອງມະຫາຊົນຂອງເຮືອບິນ. ນີ້ແມ່ນແນວຄວາມຄິດຂອງ misalignment aerodynamic. ດັ່ງນັ້ນ, ຂໍ້ຈໍາກັດທັງຫມົດກ່ຽວກັບການນໍາໃຊ້ເຄື່ອງຈັກປີກທີ່ທັນສະໄຫມໃນການຕັ້ງຄ່າ canard ຖືກໂຍກຍ້າຍອອກໃນຂະນະທີ່ຮັກສາຄວາມຫມັ້ນຄົງຄົງທີ່.

"KRASNOV-FLUGER"

ທຸກຢ່າງແມ່ນດີ! ແຕ່ມີຈຸດອ່ອນ. ເພື່ອໃຫ້ແຮງຍົກທາງບວກເກີດຂື້ນໃນ FGO 1, ແຮງຍົກທາງລົບຕ້ອງປະຕິບັດກັບພວງມາໄລ servo 3. ການປຽບທຽບແມ່ນຮູບແບບປົກກະຕິຂອງຍົນ. ນັ້ນແມ່ນ, ມີການສູນເສຍສໍາລັບການດຸ່ນດ່ຽງ, ໃນກໍລະນີນີ້ການດຸ່ນດ່ຽງຂອງ CSF. ເພາະສະນັ້ນ, ວິທີການທີ່ຈະລົບລ້າງຂໍ້ບົກຜ່ອງນີ້ແມ່ນໂຄງການ "ເປັດ". ພວກເຮົາວາງພວງມາໄລ servo ຢູ່ທາງຫນ້າຂອງ FGO, ດັ່ງທີ່ສະແດງຢູ່ໃນຮູບ. 3.

FGO ເຮັດວຽກດັ່ງຕໍ່ໄປນີ້ (6). ເປັນຜົນມາຈາກການປະຕິບັດຂອງກໍາລັງ aerodynamic ໃນ FGO 1 ແລະພວງມາໄລ servo 4, FGO 1 ໄດ້ຖືກຕິດຕັ້ງ spontaneously ໃນມຸມທີ່ແນ່ນອນຂອງການໂຈມຕີໄປສູ່ທິດທາງຂອງການໄຫຼທີ່ຈະມາເຖິງ. ມຸມຂອງການໂຈມຕີຂອງ FGO 1 ແລະ rudder servo 4 ມີເຄື່ອງຫມາຍດຽວກັນ, ດັ່ງນັ້ນ, ກໍາລັງຍົກຂອງຫນ້າດິນເຫຼົ່ານີ້ຈະມີທິດທາງດຽວກັນ. ນັ້ນແມ່ນ, ແຮງດັນທາງອາກາດຂອງ servo rudder 4 ບໍ່ໄດ້ຫຼຸດລົງ, ແຕ່ເພີ່ມກໍາລັງການຍົກຂອງ FGO 1. ເພື່ອເພີ່ມມຸມຂອງການໂຈມຕີຂອງເຮືອບິນ, ນັກບິນໄດ້ເລື່ອນ thrust 6 ໄປຂ້າງຫນ້າ, ເປັນຜົນມາຈາກການທີ່ servo ໄດ້. rudder 4 ສຸດ hinge 5 rotates ຕາມເຂັມໂມງແລະມຸມຂອງການໂຈມຕີຂອງ rudder servo 4 ເພີ່ມຂຶ້ນ. ນີ້ນໍາໄປສູ່ການເພີ່ມຂື້ນຂອງມຸມຂອງການໂຈມຕີຂອງ FGO 1, i.e. ກັບການເພີ່ມຂື້ນຂອງກໍາລັງຍົກຂອງມັນ.
ນອກເຫນືອຈາກການຄວບຄຸມ pitch, ການເຊື່ອມຕໍ່ທີ່ດໍາເນີນໂດຍ thrust 7 ຮັບປະກັນການເພີ່ມຂຶ້ນຈາກສູນເຖິງມູນຄ່າທີ່ກໍານົດໄວ້ຂອງອະນຸພັນຂອງ FGO.

ໃຫ້ສົມມຸດວ່າຍົນໄດ້ເຂົ້າໄປໃນການປັບປຸງແລະມຸມຂອງການໂຈມຕີຂອງມັນເພີ່ມຂຶ້ນ. ໃນ​ກໍ​ລະ​ນີ​ນີ້, beam 2 rotates counterclockwise ແລະ hinges 9 ແລະ 8, ໃນ​ການ​ບໍ່​ມີ​ຂອງ traction 7​, ຈະ​ຕ້ອງ​ໄດ້​ຍ້າຍ​ໄປ​ໃກ້​ກັນ​. Rod 7 ປ້ອງກັນການເຂົ້າຫາ ແລະຫັນພວງມາໄລ servo 4 ຕາມເຂັມໂມງ ແລະດັ່ງນັ້ນຈຶ່ງເພີ່ມມຸມຂອງການໂຈມຕີ.

ດັ່ງນັ້ນ, ໃນເວລາທີ່ທິດທາງຂອງການໄຫຼທີ່ຈະມາເຖິງມີການປ່ຽນແປງ, ມຸມຂອງການໂຈມຕີຂອງພວງມາໄລ servo 4 ປ່ຽນແປງ, ແລະ FGO 1 spontaneously ກໍານົດຢູ່ໃນມຸມທີ່ແຕກຕ່າງກັນທີ່ກ່ຽວຂ້ອງກັບການໄຫຼແລະສ້າງຜົນບັງຄັບໃຊ້ຍົກທີ່ແຕກຕ່າງກັນ. ໃນກໍລະນີນີ້, ມູນຄ່າຂອງອະນຸພັນນີ້ແມ່ນຂຶ້ນກັບໄລຍະຫ່າງລະຫວ່າງ hinges 8 ແລະ 3, ເຊັ່ນດຽວກັນກັບໄລຍະຫ່າງລະຫວ່າງ hinges 9 ແລະ 5.

FGO ທີ່ສະເຫນີໄດ້ຖືກທົດສອບຢູ່ໃນຮູບແບບສາຍໄຟຟ້າຂອງວົງຈອນ "duck", ໃນຂະນະທີ່ອະນຸພັນຂອງມັນທຽບກັບ GO ຄົງທີ່ໄດ້ຖືກຫຼຸດລົງເຄິ່ງຫນຶ່ງ. ການໂຫຼດຢູ່ໃນ FGO ແມ່ນ 68% ຂອງນັ້ນສໍາລັບປີກ. ເປົ້າຫມາຍຂອງການທົດສອບບໍ່ແມ່ນເພື່ອໃຫ້ໄດ້ຮັບການໂຫຼດເທົ່າທຽມກັນ, ແຕ່ເພື່ອໃຫ້ໄດ້ຮັບການໂຫຼດຕ່ໍາທີ່ຊັດເຈນຂອງ FGO ເມື່ອທຽບກັບປີກ, ເນື່ອງຈາກວ່າຖ້າຫາກວ່າທ່ານໄດ້ຮັບມັນ, ມັນຈະບໍ່ເປັນການຍາກທີ່ຈະໄດ້ຮັບການເທົ່າທຽມກັນ. ໃນ "ເປັດ" ທີ່ມີ GO ຄົງທີ່, ການໂຫຼດຂອງ empennage ແມ່ນປົກກະຕິແລ້ວ 20 - 30% ສູງກວ່າການໂຫຼດຂອງປີກ.

"ເຮືອບິນທີ່ເຫມາະສົມ"

ຖ້າຜົນບວກຂອງສອງຕົວເລກເປັນຄ່າຄົງທີ່, ຜົນລວມຂອງສີ່ຫຼ່ຽມຈະນ້ອຍທີ່ສຸດຖ້າຕົວເລກເຫຼົ່ານີ້ເທົ່າກັບ. ເນື່ອງຈາກການລາກ inductive ຂອງຫນ້າດິນຍົກແມ່ນອັດຕາສ່ວນກັບສີ່ຫລ່ຽມຂອງຄ່າສໍາປະສິດຍົກຂອງມັນ, ຂອບເຂດຈໍາກັດຕ່ໍາສຸດຂອງການລາກເຮືອບິນຈະຢູ່ໃນກໍລະນີທີ່ສໍາປະສິດເຫຼົ່ານີ້ຂອງທັງສອງດ້ານຍົກແມ່ນເທົ່າທຽມກັນລະຫວ່າງການບິນ cruising. ເຮືອບິນດັ່ງກ່າວຄວນຈະຖືກພິຈາລະນາວ່າ "ເຫມາະສົມ". ການປະດິດສ້າງ "Krasnov-duck" ແລະ "Krasnov-weather vane" ເຮັດໃຫ້ມັນເປັນໄປໄດ້ໃນຄວາມເປັນຈິງແນວຄວາມຄິດຂອງ "ເຮືອບິນທີ່ເຫມາະສົມ" ໂດຍບໍ່ມີການນໍາໃຊ້ກັບການຮັກສາສະຖຽນລະພາບໂດຍລະບົບອັດຕະໂນມັດ.

ການປຽບທຽບຂອງ "ເຮືອບິນທີ່ເຫມາະສົມ" ກັບເຮືອບິນທີ່ທັນສະໄຫມຂອງການອອກແບບປົກກະຕິສະແດງໃຫ້ເຫັນວ່າມັນເປັນໄປໄດ້ທີ່ຈະໄດ້ຮັບການເພີ່ມຂຶ້ນ 33% ໃນການໂຫຼດທາງການຄ້າໃນຂະນະທີ່ປະຫຍັດນໍ້າມັນ 23% ໃນເວລາດຽວກັນ.

FGO ສ້າງການຍົກສູງສຸດໃນມຸມຂອງການໂຈມຕີໃກ້ກັບທີ່ສໍາຄັນ, ແລະຮູບແບບນີ້ແມ່ນປົກກະຕິສໍາລັບໄລຍະລົງຈອດຂອງການບິນ. ໃນກໍລະນີນີ້, ການໄຫຼຂອງອະນຸພາກທາງອາກາດທີ່ອ້ອມຮອບຫນ້າດິນທີ່ຮັບຜິດຊອບແມ່ນຢູ່ໃກ້ກັບຂອບເຂດຊາຍແດນລະຫວ່າງປົກກະຕິແລະຄໍ. ການຂັດຂວາງການໄຫຼອອກຈາກຫນ້າດິນຂອງ GO ແມ່ນມາພ້ອມກັບການສູນເສຍການຍົກຂອງມັນຢ່າງຫຼວງຫຼາຍແລະ, ດັ່ງນັ້ນ, ການຫຼຸດລົງຂອງດັງຂອງເຮືອບິນ, ອັນທີ່ເອີ້ນວ່າ "pitch." ກໍລະນີທີ່ຊີ້ໃຫ້ເຫັນເຖິງ "peck" ແມ່ນໄພພິບັດ Tu-144 ຢູ່ Le Bourget, ເມື່ອມັນລົ້ມລົງເມື່ອອອກຈາກການດໍານ້ໍາຢ່າງແນ່ນອນຫຼັງຈາກການດໍານ້ໍາ. ການນໍາໃຊ້ CSF ທີ່ສະເຫນີເຮັດໃຫ້ມັນເປັນໄປໄດ້ທີ່ຈະແກ້ໄຂບັນຫານີ້ໄດ້ຢ່າງງ່າຍດາຍ. ເພື່ອເຮັດສິ່ງນີ້, ມັນເປັນສິ່ງຈໍາເປັນທີ່ຈະຈໍາກັດມຸມຂອງການຫມຸນຂອງ servo ການຊີ້ນໍາທີ່ກ່ຽວຂ້ອງກັບ FGO. ໃນກໍລະນີນີ້, ມຸມທີ່ແທ້ຈິງຂອງການໂຈມຕີຂອງ FGO ຈະຖືກຈໍາກັດແລະຈະບໍ່ເທົ່າກັບຈຸດສໍາຄັນ.

"ເຄື່ອງປັບອາກາດ"

![ຮູບ]()

ຄໍາຖາມຂອງການນໍາໃຊ້ FGO ໃນໂຄງການປົກກະຕິແມ່ນມີຄວາມສົນໃຈ. ຖ້າທ່ານບໍ່ຫຼຸດຜ່ອນ, ແຕ່ໃນທາງກົງກັນຂ້າມ, ເພີ່ມມຸມຫມຸນຂອງ FGO ທຽບກັບພວງມາໄລ servo, ດັ່ງທີ່ສະແດງຢູ່ໃນຮູບ. 4, ຫຼັງຈາກນັ້ນ, ອະນຸພັນຂອງ FGO ຈະສູງຂຶ້ນຫຼາຍເມື່ອທຽບກັບ stabilizer ຄົງທີ່ (7).

ນີ້ອະນຸຍາດໃຫ້ຈຸດສຸມໃສ່ຂອງເຮືອບິນແລະສູນກາງຂອງມະຫາຊົນຍ້າຍອອກໄປທາງຫລັງຢ່າງຫຼວງຫຼາຍ. ດັ່ງນັ້ນ, ການໂຫຼດ cruising ຂອງ stabilizer FGO ກາຍເປັນທາງລົບ, ແຕ່ໃນທາງບວກ. ນອກຈາກນັ້ນ, ຖ້າຫາກວ່າສູນກາງຂອງມະຫາຊົນຂອງເຮືອບິນໄດ້ຖືກຍ້າຍອອກໄປນອກຈຸດສຸມຕາມມຸມ deflection flap (ຈຸດຂອງການນໍາໃຊ້ການເພີ່ມຂຶ້ນໃນການຍົກເນື່ອງຈາກ flap deflection), ຫຼັງຈາກນັ້ນ feather stabilizer ສ້າງຜົນບັງຄັບໃຊ້ຍົກໃນທາງບວກໃນການຕັ້ງຄ່າທີ່ດິນ. .

ແຕ່ທັງຫມົດນີ້ອາດຈະເປັນຄວາມຈິງຕາບໃດທີ່ພວກເຮົາບໍ່ໄດ້ຄໍານຶງເຖິງຜົນກະທົບຂອງການເບກແລະການໄຫຼຂອງ bevel ຈາກດ້ານຫນ້າຮັບຜິດຊອບດ້ານຫລັງ. ມັນເປັນທີ່ຊັດເຈນວ່າໃນກໍລະນີຂອງ "ເປັດ" ບົດບາດຂອງອິດທິພົນນີ້ແມ່ນຫນ້ອຍລົງ. ໃນທາງກົງກັນຂ້າມ, ຖ້າເຄື່ອງປ້ອງກັນ "ບັນທຸກ" ເຮືອບິນສູ້ຮົບຂອງທະຫານ, ແລ້ວເປັນຫຍັງມັນຈະຢຸດ "ບັນທຸກ" ເຮືອບິນພົນລະເຮືອນ?

"ແຜນການ Krasnov" ຫຼື "ເປັດ pseudo-vane"

ການຕິດຕັ້ງ hinged ຂອງ destabilizer, ເຖິງແມ່ນວ່າບໍ່ຮາກ, ຍັງ complicates ການອອກແບບຂອງເຮືອບິນ. ມັນ turns ໃຫ້ ເຫັນ ວ່າ ການ ຫຼຸດ ຜ່ອນ derivative destabilizer ສາ ມາດ ບັນ ລຸ ໄດ້ ໂດຍ ວິ ທີ ການ ລາ ຄາ ຖືກ ກວ່າ ຫຼາຍ .

![ຮູບ]()

ໃນຮູບ. ຮູບທີ 4 ສະແດງໃຫ້ເຫັນເຄື່ອງປ້ອງກັນຄວາມສະຖຽນ 1 ຂອງເຮືອບິນທີ່ສະເໜີໃຫ້ເຊື່ອມຕໍ່ຢ່າງແໜ້ນໜາກັບລຳຕົວ (ບໍ່ສະແດງຢູ່ໃນຮູບແຕ້ມ). ມັນໄດ້ຖືກຕິດຕັ້ງດ້ວຍວິທີການປ່ຽນຜົນບັງຄັບໃຊ້ການຍົກຂອງມັນໃນຮູບແບບຂອງພວງມາໄລ 2, ເຊິ່ງ, ໂດຍໃຊ້ hinge 3, ຕິດຕັ້ງຢູ່ໃນວົງເລັບ 4, ເຊື່ອມຕໍ່ຢ່າງແຫນ້ນຫນາກັບ destabilizer 1. ໃນວົງເລັບດຽວກັນ 4, ການນໍາໃຊ້ hinge. 5, ມີ rod 6, ຢູ່ປາຍຫລັງຂອງພວງມາໄລ servo 7 ຖືກຕິດຢູ່ຢ່າງແຫນ້ນຫນາຢູ່ທີ່ປາຍດ້ານຫນ້າຂອງ rod 6, ຖັດຈາກ hinge 5, lever 8 ຖືກສ້ອມແຊມຢ່າງແຫນ້ນຫນາ, ປາຍເທິງແມ່ນ. ເຊື່ອມຕໍ່ກັບ rod 9 ໂດຍວິທີການຂອງ hinge 10. ໃນຕອນທ້າຍຂອງ rod ໄດ້ 10 ມີ hinge 11 ເຊື່ອມຕໍ່ມັນກັບ lever 12 ຂອງ trimmer 13 ຂອງລິຟ 2. ໃນ​ກໍ​ລະ​ນີ​ນີ້​, trimmer 13 ແມ່ນ​ຕິດ​ຕັ້ງ​ຢູ່​ໃນ​ພາກ​ສ່ວນ​ຫລັງ​ຂອງ​ການ​ຊີ້​ນໍາ 14 ການ​ນໍາ​ໃຊ້ hinge 2​. Clutch 15 ປ່ຽນແປງຄວາມຍາວຂອງ thrust 10 ພາຍໃຕ້ການຄວບຄຸມຂອງນັກບິນສໍາລັບການຄວບຄຸມ pitch.

destabilizer ທີ່ນໍາສະເຫນີເຮັດວຽກດັ່ງຕໍ່ໄປນີ້. ຖ້າມຸມຂອງການໂຈມຕີຂອງເຮືອບິນເພີ່ມຂຶ້ນໂດຍບັງເອີນ, ຕົວຢ່າງເຊັ່ນ, ເມື່ອມັນເຂົ້າໄປໃນການປັບປຸງ, ພວງມາໄລ servo 7 ໄດ້ຖືກໂຄ້ງຂຶ້ນ, ເຊິ່ງເຮັດໃຫ້ການປ່ຽນແປງຂອງແຮງດັນ 10 ໄປທາງຊ້າຍ, i.e. ໄປຂ້າງຫນ້າແລະນໍາໄປສູ່ການ deflection ຂອງ trimmer ໄດ້ 13 ລົງ, ເປັນຜົນມາຈາກການທີ່ລິຟ 2 ແມ່ນ deflected ຂຶ້ນ. ຕໍາແຫນ່ງຂອງພວງມາໄລ 2, ການຊີ້ນໍາ servo 7 ແລະ trimmer 13 ໃນສະຖານະການທີ່ໄດ້ອະທິບາຍແມ່ນເປັນຕົວແທນໃນການແຕ້ມຮູບໂດຍເສັ້ນ dashed.

ດັ່ງນັ້ນ, ການເພີ່ມຂຶ້ນຂອງກໍາລັງການຍົກຂອງ destabilizer 1 ເນື່ອງຈາກການເພີ່ມຂຶ້ນຂອງມຸມຂອງການໂຈມຕີຈະໄດ້ຮັບການຊົດເຊີຍໃນລະດັບໃດຫນຶ່ງໂດຍການ deflection ຂຶ້ນຂອງລິຟ 2. ລະດັບຂອງລະດັບນີ້ແມ່ນຂຶ້ນກັບອັດຕາສ່ວນຂອງມຸມຂອງ deflection ຂອງພວງມາໄລ servo 7 ແລະພວງມາໄລ 2. ແລະອັດຕາສ່ວນນີ້ຖືກກໍານົດໂດຍຄວາມຍາວຂອງ levers 8 ແລະ 12. ເມື່ອມຸມຂອງການໂຈມຕີຫຼຸດລົງ, ຟ 2 ໄດ້ຖືກ deflected ລົງ, ແລະກໍາລັງຍົກຂອງ destabilizer 1 ເພີ່ມຂຶ້ນ, leveling ອອກຫຼຸດລົງໃນມຸມຂອງການໂຈມຕີ.

ດ້ວຍວິທີນີ້, ການຫຼຸດລົງຂອງອະນຸພັນຂອງ destabilizer ແມ່ນບັນລຸໄດ້ເມື່ອທຽບກັບ "duck" ຄລາສສິກ.

ເນື່ອງຈາກຄວາມຈິງທີ່ວ່າພວງມາໄລ servo 7 ແລະ trimmer 13 ແມ່ນເຊື່ອມຕໍ່ kinematically ກັບກັນແລະກັນ, ພວກມັນດຸ່ນດ່ຽງເຊິ່ງກັນແລະກັນ. ຖ້າການດຸ່ນດ່ຽງນີ້ບໍ່ພຽງພໍ, ມັນຈໍາເປັນຕ້ອງປະກອບມີການດຸ່ນດ່ຽງນ້ໍາຫນັກໃນການອອກແບບ, ເຊິ່ງຕ້ອງຖືກວາງໄວ້ພາຍໃນພວງມາໄລ servo 7 ຫຼືສ່ວນຂະຫຍາຍຂອງ rod 6 ຢູ່ທາງຫນ້າຂອງ hinge 5. ຟ 2 ຕ້ອງ. ຍັງມີຄວາມສົມດູນ.

ເນື່ອງຈາກອະນຸພັນກ່ຽວກັບມຸມຂອງການໂຈມຕີຂອງດ້ານ bearing ແມ່ນປະມານສອງເທົ່າຂອງຂະຫນາດໃຫຍ່ຂອງອະນຸພັນກ່ຽວກັບມຸມຂອງ deflection ຂອງ flap ໄດ້, ຫຼັງຈາກນັ້ນໃນເວລາທີ່ມຸມຂອງ deflection ຂອງ rudder 2 ແມ່ນສອງເທົ່າຂອງມຸມ. ຂອງ deflection ຂອງ rudder servo 7, ມັນເປັນໄປໄດ້ທີ່ຈະບັນລຸມູນຄ່າຂອງອະນຸພັນຂອງ destabilizer ໃກ້ກັບສູນ.

rudder Servo 7 ເທົ່າກັບ trimmer 13 ຂອງ rudder 2 ຄວາມສູງ. ນັ້ນ​ແມ່ນ, ການ​ເພີ່ມ​ເຕີມ​ໃນ​ການ​ອອກ​ແບບ​ຂອງ​ເຮືອ​ບິນ​ແມ່ນ​ມີ​ຂະ​ຫນາດ​ນ້ອຍ​ຫຼາຍ​ແລະ​ເຮັດ​ໃຫ້​ມັນ​ສັບ​ສົນ​ຢ່າງ​ບໍ່​ຢຸດ​ຢັ້ງ.

ດັ່ງນັ້ນ, ມັນເປັນໄປໄດ້ຂ້ອນຂ້າງທີ່ຈະໄດ້ຮັບຜົນໄດ້ຮັບດຽວກັນກັບ "vane canard" ໂດຍໃຊ້ພຽງແຕ່ເຕັກໂນໂລຢີການຜະລິດເຮືອບິນແບບດັ້ງເດີມ. ດັ່ງນັ້ນ, ເຮືອບິນທີ່ມີເຄື່ອງຕ້ານການສັ່ນສະເທືອນດັ່ງກ່າວສາມາດເອີ້ນວ່າ "ເປັດ pseudo-vane." ໄດ້ຮັບສິດທິບັດສໍາລັບການປະດິດນີ້ທີ່ມີຊື່ວ່າ "Krasnov-plan" (8).

"ຍົນທີ່ບໍ່ສົນໃຈກັບຄວາມວຸ້ນວາຍ"

ມັນສົມຄວນທີ່ຈະອອກແບບເຮືອບິນທີ່ພື້ນຜິວຍົກດ້ານຫນ້າແລະຫລັງມີອະນຸພັນທັງຫມົດເທົ່າກັບສູນ.

ເຮືອບິນດັ່ງກ່າວເກືອບຈະປະຕິເສດການໄຫຼວຽນຂອງມວນອາກາດຕາມແນວຕັ້ງ, ແລະຜູ້ໂດຍສານຂອງມັນຈະບໍ່ຮູ້ສຶກ "ລົມ" ເຖິງແມ່ນວ່າຈະມີຄວາມປັ່ນປ່ວນໃນບັນຍາກາດ. ແລະ, ນັບຕັ້ງແຕ່ການໄຫຼວຽນຂອງມະຫາຊົນທາງອາກາດຕາມແນວຕັ້ງບໍ່ໄດ້ນໍາໄປສູ່ການ overload ຂອງເຮືອບິນ, ມັນສາມາດນັບໄດ້ວ່າມີການ overload ການດໍາເນີນງານຕ່ໍາຢ່າງຫຼວງຫຼາຍ, ເຊິ່ງຈະມີຜົນກະທົບທາງບວກຕໍ່ນ້ໍາຫນັກຂອງໂຄງສ້າງຂອງມັນ. ເນື່ອງຈາກຄວາມຈິງທີ່ວ່າເຮືອບິນບໍ່ມີປະສົບການ overloads ໃນລະຫວ່າງການບິນ, airframe ຂອງມັນບໍ່ໄດ້ຂຶ້ນກັບຄວາມເມື່ອຍລ້າ.

ການຫຼຸດຜ່ອນການສືບພັນຂອງປີກຂອງເຮືອບິນດັ່ງກ່າວແມ່ນບັນລຸໄດ້ໃນລັກສະນະດຽວກັນກັບເຄື່ອງປ້ອງກັນຄວາມຫມັ້ນຄົງໃນ "pseudo-vane canard". ແຕ່ servo ບໍ່ໄດ້ປະຕິບັດກ່ຽວກັບລິຟ, ແຕ່ຢູ່ໃນ flaperons ປີກ. Flaperon ແມ່ນສ່ວນຫນຶ່ງຂອງປີກທີ່ເຮັດຫນ້າທີ່ຄ້າຍຄື aileron ແລະ flap. ໃນກໍລະນີນີ້, ເປັນຜົນມາຈາກການປ່ຽນແປງແບບສຸ່ມໃນມຸມຂອງການໂຈມຕີຂອງປີກ, ກໍາລັງຍົກຂອງມັນເພີ່ມຂຶ້ນຢູ່ທີ່ຈຸດສຸມຕາມມຸມຂອງການໂຈມຕີ. ແລະການເພີ່ມຂື້ນທາງລົບໃນແຮງຍົກປີກເປັນຜົນມາຈາກການ deflection ຂອງ flaperon ໂດຍ rudder servo ເກີດຂື້ນຢູ່ທີ່ຈຸດສຸມຕາມມຸມຂອງ deflection ຂອງ flaperon. ແລະໄລຍະຫ່າງລະຫວ່າງ foci ເຫຼົ່ານີ້ແມ່ນເກືອບເທົ່າກັບຫນຶ່ງສ່ວນສີ່ຂອງ chord aerodynamic ສະເລ່ຍຂອງປີກ. ເປັນຜົນມາຈາກການປະຕິບັດຂອງຄູ່ຂອງກໍາລັງຫຼາຍທິດທາງນີ້, ເປັນປັດຈຸບັນ destabilizing ສ້າງຕັ້ງຂຶ້ນ, ເຊິ່ງຕ້ອງໄດ້ຮັບການຊົດເຊີຍໂດຍປັດຈຸບັນຂອງ destabilizer ໄດ້. ໃນກໍລະນີນີ້, destabilizer ຄວນມີອະນຸພັນທາງລົບເລັກນ້ອຍ, ແລະມູນຄ່າຂອງອະນຸພັນປີກຄວນຈະໃຫຍ່ກວ່າສູນເລັກນ້ອຍ. ໄດ້ຮັບສິດທິບັດ RF ສະບັບເລກທີ 2710955 ສໍາລັບເຮືອບິນດັ່ງກ່າວ.

ຊຸດຂອງສິ່ງປະດິດທີ່ນໍາສະເຫນີ, ອາດຈະເປັນ, ຊັບພະຍາກອນ aerodynamic ຂໍ້ມູນທີ່ບໍ່ໄດ້ໃຊ້ສຸດທ້າຍສໍາລັບການເພີ່ມປະສິດທິພາບທາງເສດຖະກິດຂອງການບິນ subsonic ໂດຍສາມຫຼືຫຼາຍກວ່ານັ້ນ.

Yuri Krasnov

LITERATURE

1. D. Sobolev. ປະຫວັດສາດຮ້ອຍປີຂອງ "ປີກບິນ", Moscow, Rusavia, 1988, ຫນ້າ 100.
2. Yu. Krasnov. RF ສິດທິບັດເລກທີ 2000251.
3. A. Yurkonenko. ທາງເລືອກ "duck". ເຕັກໂນໂລຊີ - ໄວໜຸ່ມ 2009-08. ຫນ້າ 6-11
4. ວີ.ລາພິນ. ເວ​ລາ​ທີ່ weathervane ຈະ​ບິນ? ການບິນທົ່ວໄປ. 2011. ສະບັບເລກທີ 8. ຫນ້າ 38-41.
5. Yu. Krasnov. RF ສິດທິບັດເລກທີ 2609644.
6. Yu. Krasnov. RF ສິດທິບັດເລກທີ 2651959.
7. Yu. Krasnov. RF ສິດທິບັດເລກທີ 2609620.
8. Yu. Krasnov. RF ສິດທິບັດເລກທີ 2666094.

ແຫຼ່ງຂໍ້ມູນ: www.habr.com