Wynalazca przedskrzydełka, Gustav Lachmann, na końcu lat trzydziestych XX wieku zaproponował wyposażenie konstrukcji bezogonowej w swobodnie pływające skrzydełko umieszczone z przodu skrzydła. Skrzydełko to było wyposażone w serwomechanizm, który regulował jego siłę nośną. Służyło ono do kompensacji dodatkowego momentu opadającego skrzydła, który występował przy wypuszczeniu klapek. Ponieważ Lachmann był pracownikiem firmy Handley Page, firma ta była właścicielem patentu na to rozwiązanie techniczne i pod tą marką pomysł ten wspomniano w literaturze technicznej. Jednak jak dotąd ta idea nie została w praktyce zrealizowana! Jaka jest przyczyna?
Straty na balansowaniu
Skrzydło samolotu, które wytwarza siłę nośną, posiada towarzyszący, można by powiedzieć, negatywny efekt uboczny w postaci momentu opadającego, który stara się wprowadzić samolot w opadanie. Aby samolot nie opadał, na jego ogonie znajduje się małe skrzydełko – stabilizator, który zapobiega temu opadaniu, wytwarzając skierowaną w dół, a więc ujemną, siłę nośną. Taka aerodynamiczna koncepcja samolotu nazywana jest „normalną”. Ponieważ siła nośna stabilizatora jest ujemna, sumuje się z ciężarem samolotu, a skrzydło musi wytwarzać siłę nośną przewyższającą ciężar.
Różnicę tych sił nazywamy stratami na balansowaniu, które mogą wynosić nawet do 20%.
Ale pierwszy latający samolot braci Wright nie miał takich strat, ponieważ małe skrzydełko – destablizator, zapobiegający opadaniu, znajdowało się nie za skrzydłem, a przed nim. Taka aerodynamiczna koncepcja samolotu nazywana jest „kaczką”. Aby zapobiegać opadaniu samolotu, destablizator musi wytwarzać siłę nośną skierowaną w górę, czyli dodatnią. Sumuje się ona z siłą nośną skrzydła, a ta suma równa się ciężarowi samolotu. W rezultacie skrzydło musi wytwarzać siłę nośną mniejszą niż ciężar. I żadnych strat na balansowaniu!
Stabilizator i destablizator łączone są w jeden termin – ogon poziomy lub OP.
Jednakże, wraz z masowym rozwojem mechanizacji skrzydeł w początkach lat trzydziestych ubiegłego wieku, "kaczka" utraciła tę przewagę. Głównym elementem mechanizacji jest klapka – odchylana w dół tylna część skrzydła. Dzięki niej siła nośna skrzydła wzrasta mniej więcej dwukrotnie, co pozwala na zmniejszenie prędkości podczas lądowania i startu, a tym samym oszczędność na masie podwozia. Lecz towarzyszący temu moment opadający podczas wypuszczenia klapki wzrasta do takiego stopnia, że de-stabilizator nie może sobie z tym poradzić, natomiast stabilizator sobie radzi. Łamać to nie to samo co budować, w tym przypadku siła pozytywna.
Aby skrzydło stworzyło siłę nośną, musi być ustawione pod kątem względem kierunku nadchodzącego przepływu powietrza. Kąt ten nazywany jest kątem natarcia, a jego wzrost powoduje wzrost siły nośnej, ale nie w nieskończoność, lecz do krytycznego kąta, który mieści się w przedziale od 15 do 25 stopni. Dlatego całkowita siła aerodynamiczna nie jest skierowana ściśle w górę, lecz jest nachylona ku ogonowi samolotu. Można ją rozłożyć na składową skierowaną ściśle w górę – siłę nośną, oraz skierowaną w tył – siłę oporu aerodynamicznego. W odniesieniu siły nośnej do siły oporu osądza się o jakości aerodynamicznej samolotu, która może wynosić od 7 do 25.
Na rzecz normalnej konfiguracji działa takie zjawisko, jak nachylenie przepływu powietrza za skrzydłem, polegające na odchyleniu w dół kierunku przepływu, tym większym, im większa siła nośna skrzydła. Dlatego przy odchylaniu klapek z powodu aerodynamiki automatycznie wzrasta rzeczywisty ujemny kąt natarcia stabilizatora, a zatem jego ujemna siła nośna.
Ponadto, na korzyść „normalnego” układu w porównaniu z „kaczka” działa także taki czynnik, jak zapewnienie podłużnej stabilności lotu samolotu. Kąt natarcia samolotu może ulegać zmianom w wyniku pionowych przemieszczeń mas powietrza. Samoloty są projektowane z uwzględnieniem tego zjawiska i dążą do oporu wobec zakłóceń. Każda powierzchnia samolotu ma punkt aerodynamiczny – miejsce zastosowania przyrostu siły nośnej podczas zmiany kąta natarcia. Jeśli rozważamy siły wypadkowe przyrostów skrzydła i OG, to punkt jest i w samolocie. Jeśli punkt aerodynamiczny samolotu znajduje się za środkiem masy, to w przypadku przypadkowego zwiększenia kąta natarcia przyrost siły nośnej dąży do przechylenia samolotu w taki sposób, aby kąt natarcia się zmniejszył. I samolot wraca do poprzedniego trybu lotu. W systemie „normalnym” skrzydło tworzy moment destabilizujący (na zwiększenie kąta natarcia), a stabilizator tworzy moment stabilizujący (na zmniejszenie kąta natarcia), a ten ostatni przeważa około 10%. W układzie „kaczka” moment destabilizujący tworzy destabilizator, a moment stabilizujący, który jest około 10% większy – skrzydło. Dlatego zwiększenie powierzchni i ramienia poziomego steru prowadzi do zwiększenia stabilności w normalnym układzie i do jej zmniejszenia w „kaczka”. Wszystkie momenty działają i są obliczane względem środka masy samolotu (patrz rys. 1).
)
Jeśli środek ciężkości samolotu znajduje się przed jego centrum masy, to przy przypadkowym, niewielkim zwiększeniu kąta natarcia, ten kąt jeszcze bardziej rośnie, co skutkuje statyczną niestabilnością samolotu. Taki układ środka ciężkości i centrum masy jest wykorzystywany w nowoczesnych myśliwcach, aby obciążyć stabilizator i uzyskać pozytywną siłę nośną, a nie ujemną. Lot samolotu jest realizowany nie przez aerodynamikę, lecz przez czterokrotnie zduplikowany automatyczny system sztucznej stabilności, który 'naviguje' w przypadku, gdy samolot odchodzi od wymaganych kątów natarcia. Po wyłączeniu automatyki samolot zaczyna obracać się ogonem do przodu, co stanowi podstawę figury 'Kobra Pugaczowa', w której pilot celowo wyłącza automatykę i przy osiągnięciu wymaganego kąta obrotu ogona wypuszcza rakietę w tylną półsferę, a następnie znowu włącza automatykę.
W dalszej części rozważamy tylko statycznie stabilne samoloty, ponieważ tylko takie maszyny mogą być wykorzystywane w lotnictwie cywilnym.
Wzajemne położenie środka ciężkości samolotu i centrum masy określa pojęcie 'wyważenie'.
Ponieważ środek ciężkości znajduje się z tyłu centrum masy niezależnie od schematu, odległość między nimi, zwana zapasem stabilności, zwiększa ramie momentu w normalnym schemacie, a zmniejsza w 'kaczce'.
Stosunek ramion skrzydła i momentu w 'kaczce' jest taki, że siła nośna de-stabilizatora przy maksymalnym wychyleniu sterów wysokości jest wykorzystywana w całości podczas osiągania dużych kątów natarcia. I będzie jej brakować podczas wypuszczania klap. Dlatego wszystkie 'kaczki' słynnego amerykańskiego konstruktora Rutan'a nie mają żadnej mechanizacji. Jego samolot 'Voyager' jako pierwszy na świecie okrążył Ziemię bez lądowania i tankowania w 1986 roku.
Wyjątkiem jest Beechcraft 'Starship', ale tam w celu wykorzystania klap zastosowano bardzo skomplikowaną konstrukcję o zmiennej geometrii de-stabilizatora, której nie udało się doprowadzić do stanu produkcji seryjnej, dlatego projekt został zamknięty.
Ramię skrzydła w dużej mierze zależy od tego, jak bardzo wzrasta siła nośna destabilizatora przy zwiększeniu jego kąta natarcia o jeden stopień, ten parametr nazywamy pochodną współczynnika siły nośnej względem kąta natarcia lub po prostu pochodną destabilizatora. Im mniejsza jest ta pochodna, tym bliżej skrzydła można umieścić środek masy samolotu, a co za tym idzie, tym mniejsze będzie ramię skrzydła. Aby obniżyć wspomnianą pochodną, autor w 1992 roku zaproponował wykonanie destabilizatora w schemacie biplanowym (2). Pozwoli to zmniejszyć ramię skrzydła na tyle, aby wyeliminować przeszkodę w używaniu na nim klap. Jednak pojawia się efekt uboczny w postaci wzrostu oporu due do biplanowości. Ponadto złożoność konstrukcji samolotu wzrasta, ponieważ konieczne jest wytwarzanie właściwie dwóch stabilizatorów, a nie jednego.
Koleżanki i koledzy zauważyli, że cecha „biplanowy destabilizator” występuje w samolocie Braci Wright, ale w wynalazkach patentuje się nie tylko nową cechę, ale i nowy zestaw cech. U Wrightów brakowało cechy „klap”. Ponadto, jeśli zestaw cech nowego wynalazku jest znany, to aby uznać ten wynalazek, przynajmniej jedna cecha musi być wykorzystywana w nowych celach. U Wrightów biplanowość była używana do zmniejszenia wagi konstrukcji, a w opisywanym wynalazku – do zmniejszenia pochodnej.
Flüger-Duck
Prawie dwie dekady temu przypomniano sobie o idei „flüger-duck”, wspomnianej na początku artykułu.
W niej jako destabilizator używa się flügerowego poziomego usterzenia — FGO, które składa się z samego destabilizatora, obrotowo umieszczonego na osi, prostopadłej do kadłuba, i połączonego z destabilizatorem serworułu. To taki mały samolot normalnej konstrukcji, gdzie skrzydło samolotka to destabilizator FGO, a usterzenie samolotka to serworuł FGO. I ten samolot nie lata, lecz jest umieszczony na osi, a on sam orientuje się względem przeciwnych strumieni. Zmieniając ujemny kąt natarcia serworułu, zmieniamy kąt natarcia destabilizatora względem strumienia i, co za tym idzie, siłę nośną FGO w zarządzaniu po wychylaniu.
Przy niezmienionej pozycji serwo-wahadła względem de-stabilizatora, FGO nie reaguje na podmuchy wiatru pionowego, tzn. na zmiany kąta natarcia samolotu. Dlatego jego pochodna równa się zero. Biorąc pod uwagę nasze wcześniejsze rozważania - idealna opcja.
Podczas testowania pierwszego samolotu w konfiguracji "flujgierna utka" konstrukcji A. Jurkonienki (3) z efektywnie obciążonym FGO przeprowadzono ponad dwadzieścia udanych startów. Jednocześnie ujawniły się wyraźne oznaki niestabilności samolotu (4).
"Nadwytrzymałość"
Jak to dziwne, nieustabilność "flujgiernej utki" jest konsekwencją jej "nadwytrzymałości". Moment stabilizacyjny klasycznej utki z ustalonym GO powstaje z momentu stabilizującego skrzydła i przeciwdziałającego mu niestabilizującego momentu GO. W przypadku flujgiernej utki FGO nie bierze udziału w tworzeniu momentu stabilizującego, a on powstaje tylko z momentu stabilizującego skrzydła. W ten sposób moment stabilizujący u "flujgiernej utki" jest około dziesięć razy większy niż u klasycznej. Przy przypadkowym zwiększeniu kąta natarcia samolot, pod wpływem nadmiernego momentu stabilizującego skrzydła, nie wraca do wcześniejszego trybu, lecz "przeskakuje" go. Po "przeskoku" samolot przyjmuje zmniejszony kąt natarcia w porównaniu do wcześniejszego trybu, przez co pojawia się moment stabilizujący o przeciwnym znaku, również nadmierny, i w ten sposób powstają drgania, których pilot nie jest w stanie stłumić.
Jednym z warunków stabilności jest zdolność samolotu do niwelowania skutków zakłóceń atmosferycznych. Dlatego na wypadek braku zakłóceń możliwy jest satysfakcjonujący lot niestabilnego samolotu. To tłumaczy sukcesy startów samolotu JUAN-1. W odległej młodości autora miał miejsce przypadek, gdy nowy model szybowca latał wieczorami w bezwietrznej pogodzie łącznie przez co najmniej 45 minut, demonstrując całkowicie zadowalające loty i wykazał wyraźną niestabilność - wznoszenie zmieniało się w opad w trakcie pierwszego lotu przy wietrznej pogodzie. Dopóki pogoda była spokojna, a zakłócenia nie występowały, szybowiec demonstrował zadowalający lot, lecz regulacja była niestabilna. Po prostu nie było przyczyn, by ta niestabilność się ujawniła.
Opisana FGO może być zasadniczo stosowana w „pseudo-łabędziu”. Taki samolot jest zasadniczo schematem „bezogonowym” i ma odpowiednie wyważenie. FGO stosowane jest tylko do kompensowania dodatkowego momentu nurkowego skrzydła, który pojawia się przy wypuszczaniu mechanizacji. W konfiguracji krążącej obciążenie na FGO nie występuje. Tak więc, w podstawowym trybie eksploatacyjnym lotu, FGO faktycznie nie pracuje, a zatem jego użycie w tej wersji jest mało efektywne.
„KRASNOV-ŁABĘDŹ”
„Przyszła stabilność” może zostać wyeliminowana poprzez zwiększenie pochodnej FGO z zera do akceptowalnego poziomu. Założony cel osiąga się dzięki temu, że kąt skrętu FGO jest znacznie mniejszy niż kąt skrętu serwo-usterzenia, spowodowany zmianą kąta natarcia samolotu (5). Do tego służy dość prosty mechanizm, przedstawiony na rys. 2. FGO 1 i serwo-usterzenie 3 są zawieszone na osi OO1. Ciągi 4 i 6 poprzez przeguby 5, 7, 9, 10 łączą FGO 1 i serwo-usterzenie 3 z dźwignią 8. Sprzęgło 12 służy do zmiany długości cięgna 6 przez pilota w celu sterowania w osi pitch. Obrót FGO 1 odbywa się nie na cały kąt odchylenia serwo-usterzenia 3 w stosunku do LA przy zmianie kierunku opływu, a jedynie na jego proporcjonalną część. Jeśli proporcja wynosi połowę, to przy działaniu wznoszącego prądu, prowadzącego do zwiększenia kąta natarcia LA o 2 stopnie, rzeczywisty kąt natarcia FGO zwiększy się tylko o 1 stopień. Odpowiednio pochodna FGO będzie dwa razy mniejsza w porównaniu do stałego GO. Linia przerywana oznacza położenie FGO 1 i serwo-usterzenia 3 po zmianie kąta natarcia LA. Zmiana proporcji i, tym samym, określenie wartości pochodnej, można łatwo zrealizować przez odpowiedni dobór odległości przegubów 5 i 7 do osi OO1.
)
Zmniejszenie pochodnej GO poprzez flugowanie pozwala na umiejscowienie ogniska w dowolnych granicach, a za nim także środka masy samolotu. W tym tkwi pojęcie aerodynamicznego przesunięcia wyważenia. W ten sposób zniesione są wszelkie ograniczenia dotyczące użycia nowoczesnej mechanizacji skrzydła w schemacie „łabędź” z zachowaniem statycznej stabilności.
„KRASNOV-FLUGER”
Wszystko jest świetnie! Jednak jest pewien niedosyt. Aby na FGO 1 powstała dodatnia siła nośna, na serworulu 3 powinna działać ujemna siła nośna. Analogią jest klasyczny układ samolotu. Mamy do czynienia z utratami na wyważanie, w tym przypadku wyważaniem FGO. Stąd rozwiązaniem tego problemu jest schemat „kaczki”. Umieszczamy serworul przed FGO, jak pokazano na rysunku 3.
FGO działa w następujący sposób (6). W wyniku działania sił aerodynamicznych na FGO 1 i serworul 4, FGO 1 stabilizuje się pod określonym kątem natarcia względem kierunku opływającego powietrza. Kąty natarcia FGO 1 i serworula 4 mają ten sam znak, co oznacza, że siły nośne tych powierzchni będą miały ten sam kierunek. To znaczy, że siła aerodynamiczna serworula 4 nie zmniejsza, lecz zwiększa siłę nośną FGO 1. Aby zwiększyć kąt natarcia samolotu, pilot przesuwa ciąg 6 do przodu, w wyniku czego serworul 4 na zawiasie 5 obraca się zgodnie z ruchem wskazówek zegara, a kąt natarcia serworula 4 zwiększa się. Prowadzi to do zwiększenia kąta natarcia FGO 1, co skutkuje zwiększeniem jego siły nośnej.
Oprócz sterowania wzdłuż osi pionowej, połączenie zapewniane przez ciąg 7 umożliwia zwiększenie pochodnej FGO z wartości zerowej do wymaganej.
Załóżmy, że samolot wszedł w wznoszący prąd powietrzny i jego kąt natarcia się zwiększył. W takim przypadku belka 2 obraca się w kierunku przeciwnym do ruchu wskazówek zegara, a zawiasy 9 i 8 w przypadku braku ciągu 7 powinny zbliżać się do siebie. Ciąg 7 zapobiega zbliżeniu się i obraca serworul 4 w kierunku zgodnym z ruchem wskazówek zegara, tym samym zwiększając jego kąt natarcia.
W związku ze zmianą kierunku opływającego powietrza, zmienia się kąt natarcia serworula 4, a FGO 1 stabilizuje się pod innym kątem względem strumienia, generując nową siłę nośną. Przy tym wartość wskazanej pochodnej zależy od odległości między zawiasami 8 i 3 oraz od odległości między zawiasami 9 i 5.
Proponowany FGO został przetestowany na modelu elektrycznym schematu „kaczka”, przy czym jego pochodna w porównaniu do stałego GO została zmniejszona o połowę. Obciążenie FGO wyniosło 68% obciążenia skrzydła. Celem testu nie było uzyskanie równych obciążeń, lecz osiągnięcie mniejszego obciążenia FGO w porównaniu do skrzydła, ponieważ jeśli to się uda, łatwo jest uzyskać równe. W „kaczkach” ze stałym GO obciążenie usterzenia zazwyczaj o 20 – 30% przewyższa obciążenie skrzydła.
„Idealny samolot”
Jeśli suma dwóch liczb jest stałą wielkością, to suma ich kwadratów będzie najmniejsza, gdy te liczby są równe. Ponieważ oporność indukcyjna powierzchni nośnej jest proporcjonalna do kwadratu jej współczynnika nośności, więc najmniejszy próg oporu samolotu wystąpi, gdy te współczynniki obu powierzchni nośnych będą równe przy trybie lotu krążącego. Taki samolot należy uznać za „idealny”. Wynalazki „Czerwonowgo-kaczka” i „Czerwonowgo-wiatrak” umożliwiają w rzeczywistości urzeczywistnienie pojęcia „idealnego samolotu” bez uciekania się do sztucznego podtrzymywania stabilności przez automatyczne systemy.
Porównanie „idealnego samolotu” z nowoczesnym samolotem o normalnym schemacie pokazuje, że można uzyskać 33% zysku w ładunku handlowym przy jednoczesnej oszczędności paliwa wynoszącej 23%.
FGO tworzy maksymalną siłę nośną przy kątach natarcia bliskich krytycznym, a taki tryb charakterystyczny jest dla etapu lądowania. W tym przypadku opływanie powierzchni nośnej cząstkami powietrza jest zbliżone do granicy między normalnym a oderwaniem. Oderwanie przepływu z powierzchni GO wiąże się z nagłą utratą siły nośnej na nim i, w konsekwencji, intensywnym opadaniem nosa samolotu, tzw. „dziobem”. Ilustrującym przypadkiem „dziobu” była katastrofa Tu-144 w Le Bourget, kiedy to rozpadł się podczas wyjścia z pikowania właśnie po „dziobie”. Wykorzystanie proponowanego FGO pozwala łatwo rozwiązać wskazany problem. W tym celu wystarczy jedynie ograniczyć kąt obrotu serwowolantu względem FGO. W takim przypadku rzeczywisty kąt natarcia FGO będzie ograniczony i nigdy nie osiągnie wartości krytycznej.
„Stabilizator wiatraczny”
)
Interesującym pytaniem jest wykorzystanie FGO w normalnym schemacie. Jeśli nie zmniejszymy, a wręcz zwiększymy kąt obrotu FGO w porównaniu do serwo-usterzenia, jak przedstawiono na rys. 4, to pochodna FGO będzie znacznie wyższa w porównaniu z fixowanym stabilizatorem (7).
Pozwala to znacznie przesunąć środek ciężkości i masy samolotu w tył. W rezultacie obciążenie przy cruising FGO-stabilizatora staje się nie ujemne, a dodatnie. Ponadto, jeśli środek ciężkości samolotu znajduje się za fokusem przy kącie odchylenia klap, to stabilizator w pozycji lądowania generuje dodatnią siłę nośną.
Jednak wszystko to ma sens, dopóki nie weźmiemy pod uwagę wpływu opóźnienia i nachylenia strumienia z przedniej powierzchni nośnej na tylną. Jasne jest, że w przypadku "kaczki" rola tego wpływu jest znacznie mniejsza. A z drugiej strony, jeśli w wojskowych myśliwcach stabilizator "nosi", to dlaczego miałby przestać "nieść" w cywilnym?
"Plan Krasnova" lub "pseudoflügeryjna kaczka"
Zawiasowe mocowanie de-stabilizatora, choć nie radykalnie, to jednak wciąż komplikuje konstrukcję samolotu. Okazuje się, że zmniejszenie pochodnej de-stabilizatora można osiągnąć znacznie tańszymi sposobami.
)
Na rys. 4 przedstawiono sztywno połączony z kadłubem (niewidoczny na rysunku) de-stabilizator 1 proponowanego statku powietrznego. Jest on wyposażony w środek zmieniający jego siłę nośną w postaci steru 2 wysokości, który za pomocą zawiasu 3 jest przymocowany do uchwytu 4, sztywno połączonego z de-stabilizatorem 1. Na tym samym uchwycie 4 za pomocą zawiasu 5 umieszczona jest rurka 6, na tylnym końcu której sztywno przymocowany jest serwo-ster 7. Na przednim końcu rurki 6, w pobliżu zawiasu 5, sztywno przymocowany jest dźwignia 8, której górny koniec za pośrednictwem zawiasu 9 łączy się z cięgnem 10. Na tylnym końcu cięgna 10 znajduje się zawias 11, łączący je z dźwignią 12 trimera 13 steru 2 wysokości. Przy tym trimer 13 za pomocą zawiasu 14 jest przymocowany do tylnej części steru 2 wysokości. Sprzęgło 15 zmienia długość cięgna 10 pod kontrolą pilota w celu sterowania wzdłuż osi podłużnej.
Przedstawiony destabilizator działa w następujący sposób. Przy przypadkowym zwiększeniu kąta natarcia statku powietrznego, na przykład podczas wchodzenia w prąd wznoszący, serworuły 7 odchyla się w górę, co prowadzi do przesunięcia ciągu 10 w lewo, tzn. do przodu i powoduje odchylenie trimera 13 w dół, w wyniku czego róg 2 wysokości odchyla się w górę. Położenie róg 2 wysokości, serworuły 7 i trimera 13 w opisanej sytuacji przedstawione jest na rysunku liniami przerywanymi.
Ostatecznie zwiększenie siły nośnej destabilizatora 1 w wyniku zwiększenia kąta natarcia będzie do pewnego stopnia zniwelowane przez odchylenie w górę róg 2 wysokości. Stopień tego niwelowania zależy od stosunku kątów odchylenia serworuły 7 i róg 2 wysokości. A ten stosunek określa długość ramion 8 i 12. Przy zmniejszeniu kąta natarcia róg 2 wysokości odchyla się w dół, a siła nośna destabilizatora 1 wzrasta, niwelując zmniejszenie kąta natarcia.
W ten sposób osiąga się zmniejszenie pochodnej destabilizatora w porównaniu do klasycznej „czapli”.
Z uwagi na to, że serworuły 7 i trimer 13 są kinematycznie ze sobą powiązane, równoważą się nawzajem. Jeśli ta równowaga nie jest wystarczająca, konieczne jest włączenie do konstrukcji balansu, który należy umieścić albo wewnątrz serworuły 7, albo na przedłużeniu pręta 6 przed przegubem 5. Róg 2 wysokości również musi być wyważony.
Ponieważ pochodna kąta natarcia nośnej powierzchni jest około dwa razy większa niż pochodna kąta odchylenia klap, to przy dwukrotnym przekroczeniu kąta odchylenia róg 2 wysokości w porównaniu z kątem odchylenia serworuły 7 można osiągnąć wartość pochodnej destabilizatora bliską zeru.
Serworuły 7 o powierzchni równej trimera 13 róg 2 wysokości. To znaczy, że dodatki do konstrukcji samolotu są bardzo małe pod względem wymiarów i nieznacznie komplikują jego budowę.
W ten sposób możliwe jest uzyskanie takich samych wyników, jak w przypadku „wiegobora”, używając tylko tradycyjnych technologii produkcji samolotów. Dlatego samolot z takim destabilizatorem można nazwać „pseudowiegoborem”. Na to wynalazek uzyskano patent pod nazwą „Krasnow-plan” (8).
„Samolot ignorujący turbulencje”
Dużo rozsądniej jest wykonać samolot, którego przednie i tylne powierzchnie nośne w sumie mają pochodną równą zero.
Taki samolot praktycznie całkowicie zignoruje pionowe prądy powietrzne, a jego pasażerowie nie będą odczuwać "drgań" nawet przy intensywnej turbulencji atmosfery. A ponieważ pionowe prądy powietrzne nie prowadzą do obciążenia samolotu, można obliczyć, że jego eksploatacyjne przeciążenie będzie znacznie mniejsze, co pozytywnie wpłynie na masę jego konstrukcji. Ponieważ w locie samolot nie doświadcza przeciążeń, jego kadłub nie jest narażony na zużycie zmęczeniowe.
Zmniejszenie pochodnej skrzydła takiego samolotu osiąga się podobnie jak dla destabilizatora w "pseudowiatrowej kaczce". Jednak serwomechanizm działa nie na stery wysokości, ale na flapery. Flapera to część skrzydła, która działa jak aileron i klapa. W wyniku przypadkowej zmiany kąta ataku skrzydła, wzrost jego siły nośnej następuje w punkcie foka względem kąta ataku. A ujemny wzrost siły nośnej skrzydła w wyniku odchylenia flapery przez serwomechanizm powstaje w punkcie foka względem kąta odchylenia flapery. Odległość między tymi punktami foka jest praktycznie równa ćwierci średniej aerodynamicznej cięciwy skrzydła. W rezultacie działania tej pary sił skierowanych przeciwnie powstaje moment destabilizujący, który należy skompensować momentem destabilizującym. W takim przypadku destabilizator powinien mieć niewielką ujemną pochodną, a wartość pochodnej skrzydła powinna być nieco większa od zera. Na taki samolot uzyskano patent RF nr 2710955.
Zbiór przedstawionych wynalazków stanowi chyba ostatni niewykorzystany informacyjny zasób aerodynamiczny dla zwiększenia o jedną trzecią i więcej efektywności ekonomicznej poddźwiękowego lotnictwa.
Jurij Krasnow
LITERATURA
- D. Sobolew. Stulecie „latającego skrzydła”, Moskwa, Russavia, 1988, s. 100.
- J. Krasnow. Patent RF nr 2000251.
- A. Jurkoneko. Alternatywna „kaczka”. Technika — młodzieży 2009-08. S. 6-11
- W. Lapin. Kiedy poleci „wiatrowa kaczka”? Lotnictwo ogólnego przeznaczenia. 2011. nr 8. S. 38-41.
- J. Krasnow. Patent RF nr 2609644.
- J. Krasnow. Patent RF nr 2651959.
- Yu. Krasnov. Patent RF No. 2609620.
- Yu. Krasnov. Patent RF No. 2666094.
Źródło: habr.com
