Uitvinder van de voorgelagerde vleugel Gustav Lachmann stelde aan het eind van de jaren dertig voor om een staartloos vliegtuig uit te rusten met een vrijdrijvende vleugel, geplaatst voor de hoofdvleugel. Deze vleugel was voorzien van een servo-stuur, waarmee de liftkracht werd geregeld. Het diende ter compensatie van het extra duikmoment van de vleugel dat ontstond bij het uitlaten van de klep. Aangezien Lachmann een medewerker was van de Handley Page-fabriek, was deze patenthouder van deze technische oplossing en wordt het onder dit merk in de technische literatuur genoemd. Maar tot op heden is er geen praktische uitvoering van dit idee! Wat is de reden?
Verliezen door balancering
De vleugel van het vliegtuig die liftkracht genereert, heeft als bijproduct een negatieve bijwerking in de vorm van een duikmoment dat het vliegtuig in een duikvlucht drijft. Om te voorkomen dat het vliegtuig duikt, is er een klein vleugeltje aan de staart ā de stabilisator ā dat deze duik verhindert door een naar beneden gerichte, dus negatieve, liftkracht te creĆ«ren. Dit aerodynamische ontwerp van het vliegtuig wordt 'normaal' genoemd. Aangezien de liftkracht van de stabilisator negatief is, wordt deze opgeteld bij de zwaartekracht van het vliegtuig, en de vleugel moet een liftkracht hebben die groter is dan de zwaartekracht.
Het verschil tussen deze krachten noemt men de verliezen door balancering, die kunnen oplopen tot 20%.
Maar het eerste vliegende vliegtuig van de gebroeders Wright had deze verliezen niet, omdat het kleine vleugeltje ā de destabilisateur die het duiken voorkomt ā niet achter de vleugel, maar ervoor was geplaatst. Dit aerodynamische ontwerp van het vliegtuig wordt 'de eend' genoemd. Om het duiken van het vliegtuig te voorkomen, moet de destabilisateur een naar boven gerichte, dus positieve, liftkracht genereren. Deze wordt opgeteld bij de liftkracht van de vleugel, en deze som is gelijk aan de zwaartekracht van het vliegtuig. Als gevolg hiervan moet de vleugel een liftkracht creĆ«ren die kleiner is dan de zwaartekracht. En geen verliezen door balancering!
De stabilisator en destabilisateur zijn samengevoegd in Ć©Ć©n term ā horizontale stabilisatie of HS.
Echter, met de massale ontwikkeling aan het begin van de jaren dertig van de vorige eeuw, verloor de "duck" zijn specifieke voordeel door de mechanisatie van de vleugel. Het belangrijkste element van de mechanisatie is het flap - het naar beneden gedraaide achterste deel van de vleugel. Dit vergroot de liftkracht van de vleugel ongeveer twee keer, waardoor de snelheid bij landing en opstijging kan worden verminderd, wat resulteert in een besparing op het gewicht van het onderstel. Maar het bijproduct in de vorm van een duikmoment bij het uitklappen van de flap neemt toe tot op een niveau dat de stabilisator dit niet kan aan, terwijl de stabilisator dat wel kan. Breken is niet bouwen, in dit geval een positieve kracht.
Om lift te creƫren, moet de vleugel onder een bepaalde hoek ten opzichte van de tegenwind worden gepositioneerd. Deze hoek wordt de aanvalshoek genoemd en naarmate deze toeneemt, neemt de liftkracht toe, maar niet oneindig, tot de kritieke hoek, die tussen de 15 en 25 graden ligt. Daarom is de totale aerodynamische kracht niet strikt naar boven gericht, maar hellend naar de staart van het vliegtuig. En het kan worden ontbonden in een component die strikt omhoog gericht is - de liftkracht, en een component die achteruit gericht is - de aerodynamische weerstand. De verhouding van de liftkracht tot de weerstandkracht wordt beschouwd als de aerodynamische kwaliteit van het vliegtuig, die kan variƫren van 7 tot 25.
In het voordeel van een normale configuratie werkt het fenomeen van het afschuinen van de luchtstroom achter de vleugel, wat inhoudt dat de richting van de stroom naar beneden wordt afgebogen, en dit gebeurt meer naarmate de liftkracht van de vleugel toeneemt. Daarom, wanneer de flap wordt afgeweken, neemt als gevolg van de aerodynamica automatisch de werkelijke negatieve aanvalshoek van de stabilisator toe en dus ook zijn negatieve liftkracht.
Bovendien is er het volgende argument in het voordeel van de "normale" configuratie vergeleken met de "duck"-configuratie: het waarborgen van de longitudinale vluchtstabiliteit van het vliegtuig. De aanvalshoek van een vliegtuig kan veranderen door verticale verplaatsingen van luchtmassa's. Vliegtuigen worden ontworpen met dit fenomeen in gedachten en proberen weerstand te bieden tegen verstoringen. Elke oppervlakte van het vliegtuig heeft een aerodynamisch focuspunt ā het punt waar de toename van de liftkracht wordt aangebracht bij een verandering in de aanvalshoek. Als we de resulterende krachten van de vleugel en het horizontale stabilisator beschouwen, heeft het vliegtuig ook een focuspunt. Wanneer de focus van het vliegtuig zich achter het massacentrum bevindt, zal bij een toevallige verhoging van de aanvalshoek de toename van de liftkracht het vliegtuig zo doen hellen dat de aanvalshoek afneemt. En het vliegtuig keert terug naar de oorspronkelijke vliegmodus. In de "normale" configuratie genereert de vleugel een destabiliserend moment (bij verhoging van de aanvalshoek), terwijl de stabilisator een stabiliserend moment genereert (bij verlaging van de aanvalshoek), en de laatste is ongeveer 10% dominant. In de "duck"-configuratie wordt het destabiliserende moment gecreĆ«erd door de destabiliserende vleugel, en het stabiliserende moment, dat ongeveer 10% groter is, door de vleugel. Daarom leidt een toename van de oppervlakte en de armen van het horizontale stabilisator tot een toename van de stabiliteit in de normale configuratie en tot een afname in de "duck"-configuratie. Alle momenten werken en worden berekend ten opzichte van het massacentrum van het vliegtuig (zie fig. 1).
)
Als de focus van het vliegtuig voor het zwaartepunt ligt, zal bij een lichte toename van de aanvalshoek deze nog verder toenemen en zal het vliegtuig statisch onstabiel zijn. Deze positionering van de focus en het zwaartepunt wordt in moderne jachtvliegtuigen gebruikt om de stabilisator te belasten en positieve liftkracht te verkrijgen. De vlucht van het vliegtuig wordt niet verzekerd door aerodynamica, maar door een viervoudig redundante automatische kunstmatige stabiliteitssysteem, dat 'stuurt' wanneer het vliegtuig van de vereiste aanvalshoek afwijkt. Bij het uitschakelen van de automatisering begint het vliegtuig met de staart vooruit te draaien, wat de figuur 'Kobra Poegachev' vormt, waarbij de piloot opzettelijk de automatisering uitschakelt en bij het bereiken van de vereiste hoek van de staart een raket in de achterste halve bol afvuurt, en daarna de automatisering weer inschakelt.
Vervolgens bekijken we alleen statisch stabiele vliegtuigen, omdat alleen zulke vliegtuigen in de burgerluchtvaart kunnen worden gebruikt.
De relatieve positie van de focus van het vliegtuig en het zwaartepunt is het begrip ābalansā.
Aangezien de focus zich achter het zwaartepunt bevindt ongeacht het ontwerp, verhoogt de afstand tussen hen, die het stabiliteitsreserve wordt genoemd, het moment van het zwaartepunt in de normale opstelling en vermindert het in de 'duck'.
De verhouding tussen de vleugelflens en het zwaartepunt in de 'duck' is zodanig dat de liftkracht van het de-stabilisator bij maximale roerafwijkingen volledig wordt benut wanneer het vliegtuig naar grote aanvalshoeken wordt gebracht. En het zal niet genoeg zijn bij het uitwerpen van de flaps. Daarom hebben alle 'ducks' van de beroemde Amerikaanse ontwerper Rutan geen enkele mechanisatie. Zijn vliegtuig 'Voyager' circumnavigeerde voor het eerst ter wereld zonder te landen of bij te tanken in 1986.
Een uitzondering vormt de Beechcraft 'Starship', maar daar werd met het oog op het gebruik van flaps een zeer complexe constructie met variabele geometrie van de de-stabilisator toegepast, die niet op seriematige reproduceerbaarheid kon worden gebracht, waardoor het project werd stopgezet.
De lengte van de vleugelarm hangt in grote mate af van de mate waarin de liftkracht van de stabilisator toeneemt bij een stijging van de aanvalshoek van ƩƩn graad. Dit wordt de afgeleide van de liftcoƫfficiƫnt ten opzichte van de aanvalshoek genoemd of eenvoudigweg de afgeleide van de stabilisator. Hoe kleiner deze afgeleide, hoe dichter het zwaartepunt van het vliegtuig bij de vleugel kan worden geplaatst, waardoor de vleugelarm kleiner wordt. Om de aangegeven afgeleide te verlagen, stelde de auteur in 1992 voor om de stabilisator volgens een biplane schema te maken (2). Dit biedt de mogelijkheid om de vleugelarm zodanig te verkleinen dat het gebruik van flaps op de vleugel wordt geƫlimineerd. Er ontstaat echter een neveneffect in de vorm van verhoogde weerstand door de biplane constructie. Bovendien compliceren we het ontwerp van het vliegtuig, aangezien we in feite twee stabilisatoren moeten maken in plaats van ƩƩn.
Collega's hebben erop gewezen dat het kenmerk "biplane stabilisator" aanwezig is op het vliegtuig van de Gebroeders Wright, maar in uitvindingen wordt niet alleen een nieuw kenmerk gepatenteerd, maar ook een nieuwe verzameling kenmerken. Bij de Wrights ontbrak het kenmerk "flap". Bovendien, als de verzameling kenmerken van de nieuwe uitvinding bekend is, moet ten minste Ć©Ć©n kenmerk voor de erkenning van deze uitvinding voor nieuwe doeleinden worden gebruikt. Bij de Wrights werd de biplane configuratie gebruikt om het gewicht van de constructie te verminderen, terwijl in de beschreven uitvinding het gericht is op het verminderen van de afgeleide.
Weervogeltje
Bijna twintig jaar geleden werd het idee van het "weervogeltje" weer in herinnering gebracht, zoals aan het begin van het artikel werd genoemd.
Hierbij wordt een weervogeltje als stabilisator gebruikt ā een horizontale weervogelstabilisator (FGO), die bestaat uit de eigenlijke stabilisator, scharnierend geplaatst op een as die loodrecht op de romp staat, en verbonden met de stabilisator door een servo-stuur. Dit is een vliegtuig met een normale configuratie, waarbij de vleugel van het vliegtuig de stabilisator van de FGO is, en de stabilisator van het vliegtuig de servo-stuur van de FGO. Dit vliegtuig vliegt niet, maar is geplaatst op een as en richt zich zelf ten opzichte van de luchtstroom. Door de negatieve aanvalshoek van de servo-stuur te veranderen, veranderen we de aanvalshoek van de stabilisator ten opzichte van de stroom en dus de liftkracht van de FGO bij het sturen in de pitch.
Bij een ongewijzigde positie van het servorad ten opzichte van de destabilisatie-element, reageert de FGO niet op poriƫn van verticale wind, dat wil zeggen op veranderingen in de aanvalshoek van het vliegtuig. Daarom is de afgeleide gelijk aan nul. Gezien onze eerdere overpeinzingen, is dit de ideale optie.
Tijdens de test van het eerste vliegtuig van het 'flapperend eend'-schema van ontwerper A. Jurkoneko (3) met effectief geladen FGO werden meer dan twintig succesvolle vluchten uitgevoerd. Tegelijkertijd werden duidelijke tekenen van onstabiliteit van het vliegtuig (4) ontdekt.
āSuperstabiliteitā
Hoe paradoxaal het ook klinkt, de onstabiliteit van de 'flapperend eend' is een gevolg van zijn 'superstabiliteit'. Het stabiliserende moment van de klassieke eend met vaste GO ontstaat uit het stabiliserende moment van de vleugel en het daartegenover staande destabiliserende moment van de GO. Bij de flapperende eend speelt de FGO geen rol in de vorming van het stabiliserende moment; dit wordt uitsluitend gevormd door het stabiliserende moment van de vleugel. Op deze manier is het stabiliserende moment van de 'flapperende eend' ongeveer tien keer groter dan dat van de klassieke eend. Bij een onverwachte toename van de aanvalshoek, keert het vliegtuig door het overmatige stabiliserende moment van de vleugel niet terug naar het vorige regime, maar 'springt' het eroverheen. Na de 'sprong' heeft het vliegtuig een kleinere aanvalshoek in vergelijking met het vorige regime, waardoor er een stabiliserend moment van de andere tekens ontstaat, dat ook overmatig is, en zo ontstaan er zelfoscillaties, die de piloot niet kan onderdrukken.
Een van de voorwaarden voor stabiliteit is het vermogen van het vliegtuig om de gevolgen van verstoringen in de atmosfeer te neutraliseren. Daarom is een bevredigende vlucht van een onstabiel vliegtuig mogelijk bij afwezigheid van verstoringen. Dit verklaart de succesvolle vluchten van het vliegtuig YUAN-1. In mijn verre jeugd had de auteur een ervaring waarbij een nieuw model van een zweefvliegtuig in de avonden zonder wind in totaal minstens 45 minuten vloog, waarbij het vrij bevredigende vluchten vertoonde en duidelijke onstabiliteit aantoond ā klim en duik wisselden elkaar af in de eerste vlucht bij winderig weer. Terwijl het weer rustig was en er geen verstoringen waren, vertoonde het zweefvliegtuig een bevredigende vlucht, maar de regeling was onstabiel. Er waren gewoon geen redenen om deze onstabiliteit te vertonen.
Het beschreven FGO kan in principe worden gebruikt in een 'pseudo-ente'. Zo'n vliegtuig is in wezen een 'staartloos' ontwerp en heeft de bijpassende centrering. Het FGO wordt alleen gebruikt om de extra duikmomenten van de vleugel te compenseren die ontstaan bij het uitvouwen van de mechanisatie. In de cruise-configuratie is er geen belasting op het FGO. Dit betekent dat het FGO in de belangrijkste vluchtmodus feitelijk niet werkt, waardoor het gebruik in deze variant inefficiƫnt is.
āKRASNOV-ENTEā
āSuperstabiliteitā kan worden opgeheven door de afgeleide FGO van nul naar een acceptabel niveau te verhogen. Het gestelde doel wordt bereikt doordat de draaivorming van het FGO aanzienlijk kleiner is dan de draaivorming van het servoruim, veroorzaakt door een verandering van de aanvalshoek van het vliegtuig (5). Hiervoor wordt een zeer eenvoudig mechanisme gebruikt, zoals weergegeven in fig. 2. FGO 1 en servoruim 3 zijn scharnierend geplaatst op as OO1. Stangen 4 en 6 verbinden via scharnieren 5, 7, 9, 10 het FGO 1 en servoruim 3 met de krukas 8. Koppeling 12 dient voor het aanpassen van de lengte van stang 6 door de piloot met het doel de pitch te regelen. De rotatie van FGO 1 gebeurt niet over de volledige uitslag van servoruim 3 ten opzichte van het LA bij verandering van de richting van de stroom, maar slechts over een proportionele hoeveelheid daarvan. Als de verhouding gelijk is aan de helft, betekent dit dat bij de invloed van een opstijgende stroom, die leidt tot een toename van de aanvalshoek van het LA met 2 graden, de daadwerkelijke aanvalshoek van het FGO slechts met 1 graad toeneemt. Evenzo zal de afgeleide FGO twee keer zo klein zijn in vergelijking met een vaste GO. De gestreepte lijnen markeren de positie van FGO 1 en servoruim 3 na de verandering van de aanvalshoek van het LA. Het aanpassen van de verhouding en daarmee de bepaling van de hoeveelheid van de afgeleide, is eenvoudig uit te voeren door het selecteren van de overeenkomstige afstanden van de scharnieren 5 en 7 tot as OO1.
)
Geringschatting van de afgeleide GO door te flukeren maakt het mogelijk om de focus in alle richtingen te plaatsen, en daarachter het zwaartepunt van het vliegtuig. Dit is het begrip van aerodynamische verschuiving van de centrering. Op deze manier worden alle beperkingen voor het gebruik van moderne vlakmechanisatie in het āenteā-ontwerp opgeheven bij behoud van statische stabiliteit.
āKRASNOV-FLUGERā
Alles ziet er goed uit! Maar er is een klein probleem. Om op FGO 1 een positieve liftkracht te creĆ«ren, moet er op de servo-rudder 3 een negatieve liftkracht werken. De analogie is het normale schema van een vliegtuig. Dat wil zeggen, er zijn verliezen bij de balans, in dit geval de balans van de FGO. Van daaruit komt de oplossing voor dit probleem ā het 'duck'-schema. We plaatsen de servo-rudder voor de FGO, zoals weergegeven in fig. 3.
FGO werkt als volgt (6). Als gevolg van de aerodynamische krachten op FGO 1 en de servo-rudder 4, plaatst FGO 1 zich spontaan onder een bepaalde invalshoek ten opzichte van de richting van de luchtstroom. De invalshoeken van FGO 1 en servo-rudder 4 hebben hetzelfde teken, dus de liftkrachten van deze oppervlakken zullen dezelfde richting hebben. Dat wil zeggen, de aerodynamische kracht van servo-rudder 4 vermindert de liftkracht van FGO 1 niet, maar vergroot deze. Om de invalshoek van het vliegtuig te vergroten, verschuift de piloot de trekbeweging 6 naar voren, waardoor de servo-rudder 4 om scharnier 5 met de klok mee draait en de invalshoek van servo-rudder 4 toeneemt. Dit leidt tot een toename van de invalshoek van FGO 1, dat wil zeggen tot een vergroting van zijn liftkracht.
Naast de controle over de pitch zorgt de verbinding, gerealiseerd door trekbeweging 7, voor een toename van nul tot de vereiste waarde van de afgeleide FGO.
Stel je voor dat het vliegtuig in een opstijgende luchtstroom is gekomen en zijn invalshoek is toegenomen. In dat geval draait balk 2 tegen de klok in en zouden de scharnieren 9 en 8 zonder trekbeweging 7 dichter bij elkaar komen. Trekbeweging 7 voorkomt de toenadering en draait servo-rudder 4 met de klok mee, waardoor de invalshoek toeneemt.
Bij een wijziging van de richting van de luchtstroom verandert de invalshoek van servo-rudder 4, en FGO 1 plaatst zichzelf spontaan onder een andere hoek ten opzichte van de stroom, waardoor een andere liftkracht ontstaat. De waarde van de aangegeven afgeleide hangt af van de afstand tussen de scharnieren 8 en 3, evenals van de afstand tussen de scharnieren 9 en 5.
De voorgestelde FGO is getest op het elektrokabelmodel van het 'eend'-schema, waarbij de afgeleide hiervan in vergelijking met de vaste GO met de helft is verminderd. De belasting van de FGO bedroeg 68% van die van de vleugel. Het doel van de test was niet om gelijke belastingen te verkrijgen, maar om een lagere belasting van de FGO in vergelijking met de vleugel te realiseren, aangezien het verkrijgen van gelijke belastingen eenvoudig is als dat eenmaal is bereikt. Bij 'eenden' met een vaste GO, is de belasting van het oppervlak meestal 20 - 30% hoger dan die van de vleugel.
āIdeale vliegtuigā
Als de som van twee getallen een constante waarde is, zal de som van hun kwadraten het kleinst zijn als deze getallen gelijk zijn. Aangezien de inductieve weerstand van het dragende oppervlak evenredig is aan het kwadraat van de liftcoƫfficiƫnt, is de minimumweerstand van het vliegtuig het geval wanneer deze coƫfficiƫnten voor beide dragende oppervlakken gelijk zijn tijdens de kruisval.
De vergelijking van het 'ideale vliegtuig' met moderne vliegtuigen van normale configuratie toont aan dat er een winst van 33% in commerciƫle lading kan worden behaald met een gelijktijdige besparing van brandstof van 23%.
De FGO creƫert maximale liftkracht bij invalshoeken die dicht bij de kritische waarde liggen en deze modus is kenmerkend voor de landingsfase van de vlucht. In dit geval is de luchtstroom over het dragende oppervlak dichtbij de grens tussen normaal en afbreken. De afbraak van de luchtstroom van het GO-oppervlak gaat gepaard met een scherpe afname van de liftkracht en, als gevolg daarvan, een intense neiging van de neus van het vliegtuig naar beneden, ook wel 'duikelen' genoemd. Een illustratief geval van 'duikelen' is de ramp van de Tu-144 in Le Bourget, waar het toestel verging bij het verlaten van de duik na het duikelen. Het gebruik van de voorgestelde FGO maakt het mogelijk om dit probleem gemakkelijk op te lossen. Hiervoor hoeft men alleen maar de draaicirkel van de servostuur ten opzichte van de FGO te beperken. In dat geval zal de werkelijke invalshoek van de FGO beperkt zijn en nooit gelijk zijn aan de kritische waarde.
āFlĆ¼gelstabilisatorā
)
De vraag naar het gebruik van de FGO in een normale configuratie is interessant. Als we de hoeksnelheid van de FGO ten opzichte van het servo-stuur niet verlagen, maar juist verhogen, zoals weergegeven in figuur 4, zal de afgeleide van de FGO veel hoger zijn in vergelijking met een vaste stabilisator (7).
Dit maakt het mogelijk om de focus en het zwaartepunt van het vliegtuig aanzienlijk naar achteren te verschuiven. Als gevolg hiervan wordt de kruislading van de FGO-stabilisator positief in plaats van negatief. Bovendien, als het zwaartepunt van het vliegtuig zich achter de focus bevindt bij de hoek van de afbuiging van de flappen (de plaats waar de toename van de liftkracht door de afbuiging van de flappen wordt toegepast), dan genereert de flapstabilisator zelfs in de landingsconfiguratie positieve liftkracht.
Maar dit alles is mogelijk tot we de invloed van remming en de luchtstroomafwijking van het voorste draagoppervlak naar het achterste in overweging nemen. Het is duidelijk dat de rol van deze invloed in het geval van een 'duikelaar' veel kleiner is. Aan de andere kant, als de stabilisator bij militaire jagers 'draagt', waarom zou hij dan op civiele toestellen zijn functie verliezen?
āKrasnov-planā of āpseudo-flapduikerā
De scharnierverbinding van de destabiliser is, hoewel niet radicaal, maar toch complicerend voor de structuur van het vliegtuig. Het blijkt dat de afgeleide van de destabiliser veel goedkoper kan worden bereikt.
)
In figuur 4 is de relatief rigid aan de romp (niet weergegeven in de tekening) bevestigde destabiliser 1 van het voorgestelde vliegend voertuig afgebeeld. Deze is uitgerust met een middel om zijn liftkracht te veranderen in de vorm van een hoogteregelaar 2, die met behulp van scharnier 3 op de steun 4 is bevestigd, die rigid verbonden is met destabiliser 1. Op deze zelfde steun 4 is met behulp van scharnier 5 een stang 6 geplaatst, aan het achterste uiteinde waarvan rigide het servo-stuur 7 is bevestigd. Aan de voorkant van stang 6, nabij scharnier 5, is rigide een arm 8 bevestigd, waarvan de bovenste eind via scharnier 9 verbonden is met trekstang 10. Aan het achterste einde van trekstang 10 is scharnier 11 geplaatst, dat deze verbindt met arm 12 van de trim 13 van hoogteregelaar 2. Trim 13 is daarbij met behulp van scharnier 14 aan de achterzijde van hoogteregelaar 2 bevestigd. Koppeling 15 verandert de lengte van trekstang 10 onder controle van de piloot voor de beheersing van de pitch.
De gepresenteerde destabilisateur werkt als volgt. Bij een toevallige toename van de aanvalshoek van het vliegvoertuig, bijvoorbeeld bij het ingaan van een stijgwind, wijkt de servoklep 7 omhoog af, wat leidt tot een verschuiving van de trekkracht 10 naar links, oftewel vooruit, en dit resulteert in een neiging van de trim 13 naar beneden, waardoor het hoogte-roer 2 omhoog wijkt. De positie van het hoogte-roer 2, de servoklep 7 en de trim 13 in de beschreven situatie is op de tekening met stippellijnen weergegeven.
Als gevolg hiervan zal de toename van de opwaartse kracht van de destabilisateur 1 door de toename van de aanvalshoek tot op zekere hoogte worden geneutraliseerd door de opwaartse afwijking van het hoogte-roer 2. De mate van deze neutralisatie hangt af van de verhouding van de afwijkingshoeken van de servoklep 7 en het hoogte-roer 2. Deze verhouding wordt bepaald door de lengtes van de armen 8 en 12. Bij een afname van de aanvalshoek wijkt het hoogte-roer 2 naar beneden af, en de opwaartse kracht van de destabilisateur 1 neemt toe, waardoor de afname van de aanvalshoek wordt geneutraliseerd.
Op deze manier wordt de afgeleide van de destabilisateur vergeleken met de klassieke 'eend' verlaagd.
Omdat de servoklep 7 en de trim 13 kinematisch met elkaar verbonden zijn, balanceren ze elkaar. Als deze balans niet voldoende is, moet er een balanceringsgewicht in de constructie worden opgenomen, dat ofwel binnen de servoklep 7 moet worden geplaatst, ofwel voor de scharnier 5 aan de verlenging van de stang 6. Het hoogte-roer 2 moet ook worden uitgebalanceerd.
Aangezien de afgeleide ten opzichte van de aanvalshoek van het draagvlak ongeveer twee keer zo groot is als de afgeleide ten opzichte van de afwijkingshoek van het subflap, kan bij een tweevoudige overschrijding van de afwijkingshoek van het hoogte-roer 2 ten opzichte van de afwijkingshoek van de servoklep 7 een afgeleide waarde van de destabilisateur dicht bij nul worden bereikt.
De servoklep 7 heeft een oppervlakte gelijk aan de trim 13 van het hoogte-roer 2. Dit betekent dat de toevoegingen aan de constructie van het vliegtuig van zeer kleine afmetingen zijn en verwaarloosbaar weinig complicaties met zich meebrengen.
Op deze manier is het heel goed mogelijk om dezelfde resultaten te behalen als met de 'weerhaak eend' door alleen traditionele vliegtuigproductietechnologieƫn te gebruiken. Daarom kan een vliegtuig met een dergelijke destabilisateur de 'pseudo-weerhaak eend' worden genoemd. Voor deze uitvinding is een patent verkregen met de titel 'Krasnov-plan' (8).
āTurbulentie-negerend vliegtuigā
Het is zeer verstandig om een vliegtuig te maken waarvan de voorste en achterste draagvlakken samen een afgeleide hebben die gelijk is aan nul.
Zulke vliegtuigen zullen verticale luchtstromen praktisch volledig negeren, en de passagiers zullen geen 'schommelingen' voelen, zelfs niet tijdens intense atmosferische turbulentie. En omdat verticale luchtstromen geen overbelasting van het vliegtuig veroorzaken, kan men rekenen op een aanzienlijk lagere operationele belasting, wat positief zal zijn voor het gewicht van de constructie. Aangezien het vliegtuig tijdens de vlucht geen overbelasting ervaart, is de vleugel niet onderhevig aan vermoeiing.
De vermindering van de afgeleide van de vleugel van zo'n vliegtuig wordt bereikt op dezelfde manier als voor de destabiliser in de 'pseudo-windvaan eend'. Maar de serroer heeft geen invloed op de hoogteroeren, maar op de flaperons van de vleugel. Een flaperon is een onderdeel van de vleugel dat functioneert als een aileron en flaps. Bij een willekeurige verandering van de aanvalshoek van de vleugel vindt de toename van de opwaartse kracht plaats in het brandpunt volgens de aanvalshoek. De negatieve toename van de opwaartse kracht van de vleugel als gevolg van de afbuiging van de flaperon door de serroer ontstaat in het brandpunt volgens de afbuigingshoek van de flaperon. En de afstand tussen de genoemde brandpunten is praktisch gelijk aan een kwart van de gemiddelde aerodynamische koorde van de vleugel. Als resultaat van de werking van deze tegenstrijdige krachten ontstaat er een destabiliserend moment dat gecompenseerd moet worden door het moment van de destabiliser. In dit geval moet de destabiliser een kleine negatieve afgeleide hebben, en de waarde van de vleugelafgeleide moet net iets meer dan nul zijn. Voor zo'n vliegtuig is een Russische patent nr. 2710955 verkregen.
De combinatie van de beschreven uitvindingen vormt waarschijnlijk de laatste ongebruikte informatie-aerodynamische bron voor het vergroten van de economische efficiƫntie van subsonische luchtvaart met een derde of meer.
Joeri Krasnov
LITERATUUR
- D. Sobolev. Een eeuw geschiedenis van de āvliegende vleugelā, Moskou, Rosavia, 1988, blz. 100.
- Jo. Krasnov. Russisch patent nr. 2000251.
- A. Jurkoneko. Alternatieve āeendā. Technologie ā jongeren 2009-08. Blz. 6-11
- V. Lapin. Wanneer zal de āwindvaan eendā vliegen? Algemene luchtvaart. 2011. nr. 8. Blz. 38-41.
- Jo. Krasnov. Russisch patent nr. 2609644.
- Jo. Krasnov. Russisch patent nr. 2651959.
- Y. Krasnov. Patent NL ā 2609620.
- Y. Krasnov. Patent NL ā 2666094.
Bron: habr.com
