Eind jaren dertig van de vorige eeuw stelde de uitvinder van de lat, Gustav Lachmann, voor om de staartloze uit te rusten met een vrij zwevende vleugel die voor de vleugel werd geplaatst. Deze vleugel was uitgerust met een servoroer, met behulp waarvan de hefkracht werd geregeld. Het diende ter compensatie van het extra vleugelduikmoment dat optreedt wanneer de flap wordt losgelaten. Omdat Lachmann een werknemer was van het bedrijf Handley-Page, was hij eigenaar van het patent op deze technische oplossing en onder dit merk wordt het idee vermeld in de technische literatuur. Maar er is nog steeds geen praktische implementatie van dit idee! Wat is de reden?
Verliezen in evenwicht brengen
De vleugel van een vliegtuig, die lift creëert, heeft een begeleidend, je zou kunnen zeggen, negatief bijproduct in de vorm van een duikmoment dat de neiging heeft het vliegtuig in een duikvlucht te brengen. Om te voorkomen dat het vliegtuig duikt, zit er een kleine vleugel aan de staart - een stabilisator, die deze duik verhindert, waardoor een neerwaartse, dat wil zeggen negatieve, hefkracht ontstaat. Dit aerodynamische ontwerp van het vliegtuig wordt “normaal” genoemd. Omdat de lift van de stabilisator negatief is, draagt dit bij aan de zwaartekracht van het vliegtuig, en moet de vleugel een lift hebben die groter is dan de zwaartekracht.
Het verschil tussen deze krachten wordt balanceringsverliezen genoemd, die kunnen oplopen tot 20%.
Maar het eerste vliegende vliegtuig van de gebroeders Wright had zulke verliezen niet, omdat de kleine vleugel - een destabilisator die een duik verhindert - niet achter de vleugel was geplaatst, maar ervoor. Dit aerodynamische ontwerp van het vliegtuig wordt een “canard” genoemd. En om te voorkomen dat het vliegtuig gaat duiken, moet de destabilisator een opwaartse, dat wil zeggen positieve hefkracht creëren. Het wordt opgeteld bij de lift van de vleugel, en deze som is gelijk aan de zwaartekracht van het vliegtuig. Als gevolg hiervan moet de vleugel een liftkracht produceren die kleiner is dan de zwaartekracht. En geen verliezen bij het balanceren!
Stabilisator en destabilisator worden gecombineerd tot één term: horizontale staart of GO.
Met de enorme ontwikkeling van de mechanisatie van de start- en landingsvleugels in het begin van de jaren dertig van de vorige eeuw verloor de ‘eend’ dit voordeel echter. Het belangrijkste element van de mechanisatie is de flap: het achterste deel van de vleugel dat naar beneden is afgebogen. Het verdubbelt ongeveer de hefkracht van de vleugel, waardoor het mogelijk is de snelheid tijdens het landen en opstijgen te verminderen, waardoor er op het chassisgewicht wordt bespaard. Maar het bijproduct in de vorm van duikmoment bij het loslaten van de flap neemt zodanig toe dat de destabilisator er niet tegen kan, maar de stabilisator wel. Breken is niet bouwen, in dit geval een positieve kracht.
Om ervoor te zorgen dat de vleugel lift creëert, moet deze onder een hoek ten opzichte van de richting van de tegemoetkomende luchtstroom worden georiënteerd. Deze hoek wordt de aanvalshoek genoemd en naarmate deze groter wordt, neemt ook de liftkracht toe, maar niet voor onbepaalde tijd, maar tot een kritische hoek, die varieert van 15 tot 25 graden. Daarom is de totale aerodynamische kracht niet strikt naar boven gericht, maar neigt deze naar de staart van het vliegtuig. En het kan worden ontleed in een component die strikt naar boven is gericht - de liftkracht, en naar achteren is gericht - de aerodynamische sleepkracht. De verhouding tussen lift en sleepkracht wordt gebruikt om de aerodynamische kwaliteit van het vliegtuig te beoordelen, die kan variëren van 7 tot 25.
Het fenomeen dat in het voordeel van het normale schema werkt, is de afschuining van de luchtstroom achter de vleugel, die bestaat uit een neerwaartse afbuiging van de richting van de stroming, hoe groter hoe groter de lift van de vleugel. Wanneer de flap wordt afgebogen, als gevolg van de aerodynamica, neemt de werkelijke negatieve invalshoek van de stabilisator automatisch toe en dientengevolge de negatieve liftkracht ervan.
Bovendien werkt een dergelijke omstandigheid als het garanderen van de longitudinale stabiliteit van de vlucht van het vliegtuig ook in het voordeel van het “normale” schema vergeleken met de “canard”. De aanvalshoek van een vliegtuig kan veranderingen ondergaan als gevolg van verticale bewegingen van luchtmassa's. Vliegtuigen zijn ontworpen met dit fenomeen in gedachten en streven ernaar verstoringen te weerstaan. Elk oppervlak van het vliegtuig heeft een aerodynamische focus: het toepassingspunt van de toename in lift wanneer de aanvalshoek verandert. Als we kijken naar de resultante van de vleugel- en GO-verhogingen, dan heeft het vliegtuig ook een focus. Als het brandpunt van het vliegtuig zich achter het massamiddelpunt bevindt, heeft de toename van de lift bij een willekeurige toename van de aanvalshoek de neiging het vliegtuig zo te kantelen dat de aanvalshoek kleiner wordt. En het vliegtuig keert terug naar de vorige vliegmodus. In dit geval creëert de vleugel in de “normale” configuratie een destabiliserend moment (om de aanvalshoek te vergroten), en creëert de stabilisator een stabiliserend moment (om de aanvalshoek te verkleinen), en dit laatste heeft de overhand met ongeveer 10% . Bij een canard wordt het destabiliserende moment gecreëerd door de destabilisator, en het stabiliserende moment, dat ongeveer 10% groter is, wordt gecreëerd door de vleugel. Daarom leidt een toename van het gebied en de schouder van de horizontale staart tot een toename van de stabiliteit in het normale ontwerp en tot een afname van de "canard". Alle momenten werken en worden berekend ten opzichte van het massamiddelpunt van het vliegtuig (zie figuur 1).
)
Als de focus van het vliegtuig zich vóór het massamiddelpunt bevindt, wordt deze bij een willekeurige kleine toename van de aanvalshoek nog groter en zal het vliegtuig statisch onstabiel zijn. Deze relatieve positie van het brandpunt en het massamiddelpunt wordt in moderne jagers gebruikt om de stabilisator te laden en er geen negatieve, maar positieve lift op te krijgen. En de vlucht van het vliegtuig wordt niet verzekerd door aerodynamica, maar door een viermaal gedupliceerd automatisch kunstmatig stabiliteitssysteem, dat "stuurt" wanneer het vliegtuig zich van de vereiste aanvalshoek verwijdert. Wanneer de automatisering is uitgeschakeld, begint het vliegtuig eerst de staart te draaien, hierop is de figuur "Pugachev's Cobra" gebaseerd, waarbij de piloot opzettelijk de automatisering uitschakelt en, wanneer de vereiste staartrotatiehoek is bereikt, een raket naar het achterste halfrond en schakelt vervolgens de automatisering weer in.
In wat volgt beschouwen we alleen statisch stabiele vliegtuigen, aangezien alleen dergelijke vliegtuigen in de burgerluchtvaart kunnen worden gebruikt.
De relatieve positie van de focus van het vliegtuig en het massamiddelpunt karakteriseert het concept van 'centreren'.
Omdat de focus zich achter het massamiddelpunt bevindt, ongeacht het patroon, vergroot de afstand daartussen, de stabiliteitsmarge genoemd, de GO-arm in het normale patroon en verkleint deze in de "canard".
De verhouding tussen de vleugelarmen en de canard is zodanig dat de hefkracht van de destabilisator bij maximale afbuiging van de liften volledig wordt benut wanneer het vliegtuig in hoge aanvalshoeken wordt gebracht. En het zal gemist worden als de flappen losgelaten worden. Daarom hebben alle "eenden" van de beroemde Amerikaanse ontwerper Rutan geen enkele mechanisatie. Zijn Voyager-vliegtuig was in 1986 het eerste vliegtuig ter wereld dat de wereld rond vloog zonder te landen en bij te tanken.
Een uitzondering is het Beechcraft Starship, maar daar werd voor het gebruik van flappen een zeer complex ontwerp met variabele destabilisatorgeometrie gebruikt, dat niet in een serieel reproduceerbare staat kon worden gebracht, en daarom werd het project gesloten.
De vleugelarm hangt grotendeels af van hoeveel de liftkracht van de destabilisator toeneemt wanneer de aanvalshoek met één graad toeneemt; deze parameter wordt de afgeleide met betrekking tot de aanvalshoek van de liftcoëfficiënt genoemd of eenvoudigweg de afgeleide van de destabilisator. En hoe kleiner deze afgeleide, hoe dichter bij de vleugel het massamiddelpunt van het vliegtuig kan worden geplaatst, en dus hoe kleiner de vleugelarm zal zijn. Om deze afgeleide te verkleinen, stelde de auteur in 1992 voor om de destabilisator te implementeren volgens een tweedekkerschema (2). Dit maakt het mogelijk om de vleugelschouder zo veel te verkleinen dat het obstakel voor het gebruik van een flap erop wordt weggenomen. Er treedt echter een bijwerking op in de vorm van een verhoging van de weerstand van de GO door tweedekker. Bovendien is er een complicatie bij het ontwerp van het vliegtuig, omdat het noodzakelijk is om daadwerkelijk twee GO's te vervaardigen, en niet één.
Collega's wezen erop dat de 'tweedekker destabilisator'-functie aanwezig was op het vliegtuig van de gebroeders Wright, maar dat bij de uitvindingen niet alleen een nieuwe functie werd gepatenteerd, maar ook een nieuwe reeks functies. De Wrights hadden niet de "flap" -functie. Als de reeks kenmerken van een nieuwe uitvinding bekend is, moet bovendien, om deze uitvinding te kunnen herkennen, ten minste één kenmerk voor nieuwe doeleinden worden gebruikt. De Wrights gebruikten een tweedekker om het gewicht van de constructie te verminderen, en in de beschreven uitvinding - om de afgeleide te verminderen.
"Windvaan Eend"
Bijna twintig jaar geleden herinnerden we ons het idee van een “vane duck” dat aan het begin van het artikel werd genoemd.
Het maakt gebruik van een windvaan horizontale staart (FGO) als destabilisator, die bestaat uit de destabilisator zelf, scharnierend geplaatst op een as loodrecht op de romp, en verbonden met de destabilisator van het servoroer. Een soort vliegtuig met een normaal ontwerp, waarbij de vleugel van het vliegtuig de FGO-destabilisator is en de stabilisator van het vliegtuig de FGO-servo is. En dit vliegtuig vliegt niet, maar wordt op een as geplaatst en is zelf georiënteerd ten opzichte van de tegemoetkomende stroom. Door de negatieve invalshoek van de servobesturing te veranderen, veranderen we de invalshoek van de destabilisator ten opzichte van de stroming en daarmee de hefkracht van de FGO tijdens pitchcontrole.
Wanneer de positie van het servostuur ongewijzigd blijft ten opzichte van de destabilisator, reageert de FGO niet op verticale windstoten, d.w.z. aan veranderingen in de aanvalshoek van het vliegtuig. Daarom is de afgeleide nul. Op basis van onze eerdere discussies is dit een ideale optie.
Bij het testen van het eerste vliegtuig van het "vane canard" -ontwerp, ontworpen door A. Yurkonenko (3) met een effectief geladen FGO, werden meer dan twintig succesvolle naderingen uitgevoerd. Tegelijkertijd werden duidelijke tekenen van vliegtuiginstabiliteit ontdekt (4).
"Superveerkracht"
Hoe paradoxaal het ook mag lijken, de instabiliteit van de “vane duck” is een gevolg van zijn “superstabiliteit”. Het stabiliserende moment van een klassieke canard met een vaste GO wordt gevormd uit het stabiliserende moment van de vleugel en het destabiliserende moment van de GO die dit tegengaat. Bij de windvaned-eend neemt de FGO niet deel aan de vorming van het stabiliserende moment, en wordt deze alleen gevormd op basis van het stabiliserende moment van de vleugel. Het stabiliserende moment van de “vane duck” is dus ongeveer tien keer groter dan dat van de klassieke. Als de aanvalshoek per ongeluk groter wordt, keert het vliegtuig, onder invloed van een overmatig stabiliserend moment van de vleugel, niet terug naar de vorige modus, maar 'schiet' deze voorbij. Na de "overshoot" krijgt het vliegtuig een kleinere aanvalshoek vergeleken met de vorige modus, waardoor er een stabiliserend moment van een ander teken ontstaat, ook buitensporig, en er dus zelfoscillaties ontstaan die de piloot niet kan blussen.
Eén van de voorwaarden voor stabiliteit is het vermogen van het vliegtuig om de gevolgen van atmosferische verstoringen te neutraliseren. Daarom is, bij afwezigheid van verstoringen, een bevredigende vlucht van een onstabiel vliegtuig mogelijk. Dit verklaart de succesvolle aanpak van het YuAN-1-vliegtuig. In mijn verre jeugd had de auteur een geval waarin een nieuw zweefvliegtuigmodel 's avonds in rustige omstandigheden in totaal minstens 45 minuten vloog, behoorlijk bevredigende vluchten demonstreerde en aanzienlijke instabiliteit vertoonde - pitchen werd afgewisseld met duiken tijdens de eerste vlucht in winderige omstandigheden. weer. Zolang het weer kalm was en er geen verstoringen waren, liet het zweefvliegtuig een bevredigende vlucht zien, maar de afstelling was onstabiel. Er was eenvoudigweg geen reden om deze instabiliteit te vertonen.
Het beschreven CSF kan in principe worden gebruikt in een “pseudo-eend”. Een dergelijk vliegtuig heeft in wezen een "staartloos" ontwerp en heeft een passende uitlijning. En zijn FGO wordt alleen gebruikt om het extra duikmoment van de vleugel te compenseren dat optreedt wanneer de mechanisatie wordt vrijgegeven. In de kruisconfiguratie is er geen belasting op de FGO. De FGO werkt dus feitelijk niet in de belangrijkste operationele vliegmodus, en daarom is het gebruik ervan in deze uitvoeringsvorm onproductief.
"KRASNOV-EEND"
“Overstabiliteit” kan worden geëlimineerd door de afgeleide van de CSF te verhogen van nul naar een acceptabel niveau. Dit doel wordt bereikt doordat de rotatiehoek van de FGO aanzienlijk kleiner is dan de rotatiehoek van het servoroer, veroorzaakt door een verandering in de aanvalshoek van het vliegtuig (5). Voor dit doel wordt een zeer eenvoudig mechanisme gebruikt, getoond in Fig. 2. FGO 1 en servostuurwiel 3 zijn scharnierend op as OO1. Staven 4 en 6 verbinden via scharnieren 5,7, 9,10 FGO 1 en servostuurwiel 3 met tuimelaar 8. Koppeling 12 dient om de lengte van stang 6 door de piloot te veranderen ten behoeve van pitchcontrole. De rotatie van de FGO 1 wordt niet uitgevoerd over de gehele afbuigingshoek van het servostuurwiel 3 ten opzichte van het vliegtuig wanneer de richting van de tegemoetkomende stroom verandert, maar alleen via het proportionele deel ervan. Als de verhouding gelijk is aan de helft, zal onder invloed van een opwaartse stroming, die leidt tot een toename van de aanvalshoek van het vliegtuig met 2 graden, de werkelijke aanvalshoek van de FGO met slechts 1 graad toenemen. Dienovereenkomstig zal de afgeleide van de FGO twee keer kleiner zijn in vergelijking met de vaste GO. De stippellijnen geven de positie van FGO 1 en servoroer 3 aan na het veranderen van de aanvalshoek van het vliegtuig. Het veranderen van de verhouding en daardoor het bepalen van de waarde van de afgeleide kan eenvoudig worden bereikt door de juiste afstanden van de scharnieren 5 en 7 tot de as OO1 te kiezen.
![afbeelding]()
Door de afgeleide van de GO als gevolg van veren te verkleinen, kunt u de focus binnen alle grenzen plaatsen, en daarachter het massamiddelpunt van het vliegtuig. Dit is het concept van aerodynamische uitlijning. Zo worden alle beperkingen op het gebruik van moderne vleugelmechanisatie in de canard-configuratie opgeheven, terwijl de statische stabiliteit behouden blijft.
"KRASNOV-FLUGER"
Alles is in orde! Maar er is een nadeel. Om een positieve liftkracht op FGO 1 te laten optreden, moet er een negatieve liftkracht op servostuurwiel 3 inwerken. Een analogie is de normale indeling van een vliegtuig. Dat wil zeggen dat er verliezen zijn bij het balanceren, in dit geval het balanceren van de CSF. Daarom is de manier om dit nadeel te elimineren het "eend" -schema. We plaatsen het servostuur voor de FGO, zoals weergegeven in Fig. 3.
De FGO werkt als volgt (6). Als gevolg van de werking van aerodynamische krachten op de FGO 1 en het servostuurwiel 4 wordt de FGO 1 spontaan geïnstalleerd onder een bepaalde invalshoek ten opzichte van de richting van de tegemoetkomende stroom. De aanvalshoeken van FGO 1 en servoroer 4 hebben hetzelfde teken, daarom zullen de hefkrachten van deze oppervlakken dezelfde richting hebben. Dat wil zeggen dat de aerodynamische kracht van het servoroer 4 de liftkracht van de FGO 1 niet vermindert, maar vergroot. Om de aanvalshoek van het vliegtuig te vergroten, verschuift de piloot de stuwkracht 6 naar voren, waardoor de servo roer 4 op het scharnier 5 draait met de klok mee en de invalshoek van het servoroer 4 neemt toe. Dit leidt tot een toename van de aanvalshoek van FGO 1, dat wil zeggen tot een toename van de hefkracht.
Naast de pitchcontrole zorgt de verbinding uitgevoerd door stuwkracht 7 voor een verhoging van nul naar de vereiste waarde van de afgeleide van de FGO.
Laten we aannemen dat het vliegtuig in een opwaartse luchtstroom terechtkwam en dat de aanvalshoek toenam. In dit geval roteert balk 2 tegen de klok in en zouden de scharnieren 9 en 8, bij afwezigheid van tractie 7, dichter naar elkaar toe moeten bewegen. Stang 7 verhindert de nadering en draait het servostuurwiel 4 met de klok mee en vergroot daardoor de invalshoek.
Wanneer de richting van de tegemoetkomende stroom verandert, verandert dus de invalshoek van het servostuurwiel 4 en gaat de FGO 1 spontaan onder een andere hoek staan ten opzichte van de stroom en creëert een andere hefkracht. In dit geval hangt de waarde van deze afgeleide af van de afstand tussen scharnieren 8 en 3, evenals van de afstand tussen scharnieren 9 en 5.
De voorgestelde FGO werd getest op een elektrisch snoermodel van het "duck" -circuit, terwijl de afgeleide ervan in vergelijking met een vaste GO met de helft werd 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 precies een lagere belasting van de FGO te verkrijgen in vergelijking met de vleugel, want als je deze verkrijgt, zal het niet moeilijk zijn om gelijke belastingen te verkrijgen. Bij "ducks" met een vaste GO is de belasting van het staartvlak doorgaans 20 - 30% hoger dan de belasting van de vleugel.
"Het ideale vliegtuig"
Als de som van twee getallen een constante waarde is, dan zal de som van hun kwadraten het kleinste zijn als deze getallen gelijk zijn. Omdat de inductieve weerstand van een hefoppervlak evenredig is met het kwadraat van de liftcoëfficiënt ervan, zal de laagste limiet van de vliegtuigweerstand gelden in het geval dat deze coëfficiënten van beide hefoppervlakken tijdens kruisvluchten gelijk zijn aan elkaar. Een dergelijk vliegtuig moet als “ideaal” worden beschouwd. De uitvindingen "Krasnov-eend" en "Krasnov-windwijzer" maken het mogelijk om het concept van "ideaal vliegtuig" in werkelijkheid te realiseren zonder toevlucht te nemen tot het kunstmatig handhaven van de stabiliteit door automatische systemen.
Een vergelijking van het “ideale vliegtuig” met een modern vliegtuig met een normaal ontwerp laat zien dat het mogelijk is om een winst van 33% in commerciële lading te behalen en tegelijkertijd 23% op brandstof te besparen.
De FGO creëert maximale lift bij aanvalshoeken die bijna kritiek zijn, en deze modus is typerend voor de landingsfase van de vlucht. In dit geval ligt de stroom luchtdeeltjes rond het dragende oppervlak dicht bij de grens tussen normaal en overtrekken. De verstoring van de stroming vanaf het oppervlak van de GO gaat gepaard met een scherp verlies aan lift erop en, als gevolg daarvan, een intense verlaging van de neus van het vliegtuig, de zogenaamde ‘pitch’. Een indicatief geval van een “pik” is de ramp met de Tu-144 bij Le Bourget, toen deze instortte bij het verlaten van een duik precies na de duik. Het gebruik van het voorgestelde KSF maakt het mogelijk dit probleem eenvoudig op te lossen. Om dit te doen is het alleen nodig om de rotatiehoek van de servobesturing ten opzichte van de FGO te beperken. In dit geval zal de werkelijke aanvalshoek van de FGO beperkt zijn en nooit gelijk worden aan de kritische hoek.
"Weervaanstabilisator"
![afbeelding]()
De kwestie van het gebruik van FGO in een normaal schema is van belang. Als u de rotatiehoek van de FGO niet verkleint, maar juist vergroot ten opzichte van het servostuur, zoals weergegeven in Fig. 4, dan zal de afgeleide van de FGO veel hoger zijn vergeleken met de vaste stabilisator (7).
Hierdoor kunnen de focus en het massamiddelpunt van het vliegtuig aanzienlijk naar achteren verschuiven. Als gevolg hiervan wordt de kruislast van de FGO-stabilisator niet negatief, maar positief. Als het massamiddelpunt van het vliegtuig bovendien voorbij het focus wordt verschoven langs de flapafbuigingshoek (het punt van toepassing van de toename in lift als gevolg van flapafbuiging), creëert de veerstabilisator een positieve liftkracht in de landingsconfiguratie .
Maar dit alles kan waar zijn zolang we geen rekening houden met het effect van het remmen en de afschuining van het voorste lageroppervlak naar de achterkant. Het is duidelijk dat in het geval van een “eend” de rol van deze invloed veel minder groot is. Aan de andere kant, als de stabilisator militaire strijders ‘draagt’, waarom zal hij dan stoppen met het ‘dragen’ van civiele vliegtuigen?
"Krasnov-plan" of "pseudo-vaan-eend"
De scharnierende montage van de destabilisator compliceert, hoewel niet radicaal, nog steeds het ontwerp van het vliegtuig. Het blijkt dat het verminderen van het destabiliserende derivaat op veel goedkopere manieren kan worden bereikt.
![afbeelding]()
In afb. Figuur 4 toont destabilisator 1 van het voorgestelde vliegtuig, star verbonden met de romp (niet weergegeven in de tekening). Het is uitgerust met een middel om de hefkracht te veranderen in de vorm van een stuurwiel 2, dat, met behulp van een scharnier 3, is gemonteerd op een beugel 4, star verbonden met de destabilisator 1. Op dezelfde beugel 4, met behulp van een scharnier In figuur 5 bevindt zich een stang 6, aan het achterste uiteinde waarvan een servostuurwiel 7 star is bevestigd. Aan het voorste uiteinde van de stang 6, naast het scharnier 5, is een hefboom 8 star bevestigd, waarvan het bovenste uiteinde is verbonden met de stang 9 door middel van een scharnier 10. Aan het achtereinde van de stang 10 bevindt zich een scharnier 11 die deze verbindt met de hefboom 12 van de trimmer 13 van de lift 2. In dit geval wordt de trimmer 13 met behulp van een scharnier 14 op het achterste deel van het stuur 2 gemonteerd. Koppeling 15 verandert de lengte van stuwkracht 10 onder controle van de piloot voor pitchcontrole.
De gepresenteerde destabilisator werkt als volgt. Als de aanvalshoek van het vliegtuig per ongeluk groter wordt, bijvoorbeeld wanneer het in een opwaartse luchtstroom terechtkomt, wordt het servostuurwiel 7 naar boven afgebogen, wat een verschuiving van de stuwkracht 10 naar links, d.w.z. met zich meebrengt. naar voren en leidt tot het afbuigen van de trimmer 13 naar beneden, waardoor de lift 2 naar boven wordt afgebogen. De positie van het stuur 2, het servostuur 7 en de trimmer 13 in de beschreven situatie is in de tekening met stippellijnen weergegeven.
Als gevolg hiervan zal de toename van de hefkracht van de destabilisator 1 als gevolg van een toename van de aanvalshoek tot op zekere hoogte worden gecompenseerd door de opwaartse afbuiging van de lift 2. De mate van deze nivellering hangt af van de verhouding tussen de afbuighoeken van het servostuur 7 en het stuur 2. En deze verhouding wordt bepaald door de lengte van de hefbomen 8 en 12. Wanneer de aanvalshoek afneemt, wordt de lift 2 naar beneden afgebogen en neemt de hefkracht van de destabilisator 1 toe, waardoor de afname van de aanvalshoek wordt geëgaliseerd.
Op deze manier wordt een afname van de afgeleide van de destabilisator bereikt vergeleken met de klassieke “eend”.
Doordat het servostuur 7 en de trimmer 13 kinematisch met elkaar zijn verbonden, houden zij elkaar in evenwicht. Als dit balanceren niet voldoende is, is het noodzakelijk om een balanceergewicht in het ontwerp op te nemen, dat ofwel in het servostuurwiel 7 of op het verlengde van de stang 6 vóór het scharnier 5 moet worden geplaatst. De lift 2 moet ook in evenwicht zijn.
Omdat de afgeleide naar de invalshoek van het draagvlak ongeveer tweemaal zo groot is als de afgeleide naar de afbuighoek van de klep, zal, wanneer de afbuighoek van het roer 2 tweemaal zo groot is als de hoek Door de afbuiging van het servoroer 7 is het mogelijk een waarde van de afgeleide van de destabilisator dichtbij nul te bereiken.
Servoroer 7 is in oppervlakte gelijk aan trimmer 13 met roerhoogte 2. Dat wil zeggen dat toevoegingen aan het vliegtuigontwerp zeer klein van formaat zijn en het verwaarloosbaar ingewikkeld maken.
Het is dus heel goed mogelijk om dezelfde resultaten te verkrijgen als de “vane canard” met alleen traditionele vliegtuigproductietechnologieën. Daarom kan een vliegtuig met een dergelijke destabilisator een ‘pseudo-vaan-eend’ worden genoemd. Op deze uitvinding is een patent verkregen met de naam “Krasnov-plan” (8).
‘Een vliegtuig dat turbulentie negeert’
Het is ten zeerste aan te raden een vliegtuig te ontwerpen waarin de voorste en achterste hefoppervlakken een totale afgeleide gelijk aan nul hebben.
Zo'n vliegtuig zal verticale stromen van luchtmassa's bijna volledig negeren, en zijn passagiers zullen geen "geklets" voelen, zelfs niet bij intense turbulentie in de atmosfeer. En aangezien verticale stromen van luchtmassa's niet leiden tot overbelasting van het vliegtuig, kan er op worden gerekend dat het een aanzienlijk lagere operationele overbelasting zal hebben, wat een positief effect zal hebben op het gewicht van de constructie. Omdat het vliegtuig tijdens de vlucht geen overbelasting ondervindt, is het casco niet onderhevig aan vermoeiingsslijtage.
Het verkleinen van de afgeleide van de vleugel van een dergelijk vliegtuig wordt op dezelfde manier bereikt als voor de destabilisator in een “pseudo-vane canard”. Maar de servo werkt niet op de liften, maar op de vleugelflaperons. Flaperon is een deel van de vleugel dat functioneert als rolroer en flap. In dit geval neemt, als gevolg van een willekeurige verandering in de aanvalshoek van de vleugel, de liftkracht ervan toe in het brandpunt langs de aanvalshoek. En een negatieve toename van de vleugelliftkracht als gevolg van de afbuiging van de flaperon door het servoroer vindt plaats in het brandpunt langs de afbuighoek van de flaperon. En de afstand tussen deze brandpunten is bijna gelijk aan een kwart van de gemiddelde aerodynamische koorde van de vleugel. Als resultaat van de werking van dit paar multidirectionele krachten ontstaat er een destabiliserend moment, dat gecompenseerd moet worden door het moment van de destabilisator. In dit geval moet de destabilisator een kleine negatieve afgeleide hebben en moet de waarde van de vleugelderivaat iets groter zijn dan nul. Voor een dergelijk vliegtuig werd RF-patent nr. 2710955 ontvangen.
De gepresenteerde reeks uitvindingen vertegenwoordigt waarschijnlijk de laatste ongebruikte aerodynamische informatiebron om de economische efficiëntie van de subsonische luchtvaart met een derde of meer te vergroten.
Joeri Krasnov
REFERENTIES
- D. Sobolev. Honderdjarige geschiedenis van de “vliegende vleugel”, Moskou, Rusland, 1988, blz. 100.
- Yu Krasnov. RF-patent nr. 2000251.
- A. Yurkonenko. Alternatieve "eend". Technologie - jeugd 2009-08. Bladzijde 6-11
- V. Lapin. Wanneer zal de windvaan vliegen? Algemene luchtvaart. 2011. Nr. 8. Bladzijde 38-41.
- Yu Krasnov. RF-patent nr. 2609644.
- Yu Krasnov. RF-patent nr. 2651959.
- Yu Krasnov. RF-patent nr. 2609620.
- Yu Krasnov. RF-patent nr. 2666094.
Bron: www.habr.com