Samolot z aerodynamicznie przesuniętym centrowaniem

Pod koniec lat trzydziestych ubiegłego wieku wynalazca listwy Gustav Lachmann zaproponował wyposażenie bezogoniastego w skrzydło swobodnie pływające umieszczone przed skrzydłem. Skrzydło to zostało wyposażone w serwo-ster, za pomocą którego regulowana była jego siła nośna. Służyło to do kompensacji dodatkowego momentu zanurzenia skrzydła występującego po zwolnieniu klapy. Ponieważ Lachmann był pracownikiem firmy Handley-Page, był on właścicielem patentu na to rozwiązanie techniczne i pod tą marką pomysł ten pojawia się w literaturze technicznej. Ale nadal nie ma praktycznej realizacji tego pomysłu! Jaki jest powód?

Bilansowanie strat

Skrzydło samolotu wytwarzające siłę nośną ma towarzyszący, można powiedzieć, negatywny produkt uboczny w postaci momentu nurkowania, który zwykle powoduje zanurzenie samolotu. Aby zapobiec nurkowaniu samolotu, na jego ogonie znajduje się małe skrzydełko - stabilizator, który zapobiega temu nurkowaniu, tworząc skierowaną w dół, czyli ujemną siłę nośną. Ta aerodynamiczna konstrukcja samolotu nazywa się „normalną”. Ponieważ siła nośna stabilizatora jest ujemna, zwiększa ona grawitację samolotu, a skrzydło musi mieć siłę nośną większą niż grawitacja.

Różnica pomiędzy tymi siłami nazywana jest stratami bilansującymi, które mogą sięgać nawet 20%.
Ale pierwszy latający samolot braci Wright nie miał takich strat, ponieważ małe skrzydło - destabilizator uniemożliwiający nurkowanie - zostało umieszczone nie za skrzydłem, ale przed nim. Ta aerodynamiczna konstrukcja samolotu nazywa się „kanardem”. Aby zapobiec nurkowaniu samolotu, destabilizator musi wytworzyć siłę nośną skierowaną w górę, czyli dodatnią. Dolicza się ją do siły nośnej skrzydła i suma ta jest równa ciężarowi samolotu. W rezultacie skrzydło musi wytwarzać siłę nośną mniejszą niż siła grawitacji. I żadnych strat przy równoważeniu!

Stabilizator i destabilizator łączy się w jeden termin - ogon poziomy lub GO.
Jednak wraz z masowym rozwojem mechanizacji skrzydeł startowych i lądowań na początku lat trzydziestych ubiegłego wieku „kaczka” straciła tę przewagę. Głównym elementem mechanizacji jest klapa – tylna część skrzydła odchylona w dół. W przybliżeniu podwaja siłę nośną skrzydła, dzięki czemu możliwe jest zmniejszenie prędkości podczas lądowania i startu, oszczędzając w ten sposób masę podwozia. Jednak produkt uboczny w postaci momentu nurkowania po zwolnieniu klapy wzrasta do tego stopnia, że ​​destabilizator nie jest w stanie sobie z tym poradzić, ale stabilizator nie jest w stanie sobie z tym poradzić. Łamanie nie jest budowaniem, w tym przypadku pozytywnej siły.

Aby skrzydło mogło wytworzyć siłę nośną, musi być ustawione pod kątem do kierunku napływającego powietrza. Kąt ten nazywany jest kątem natarcia i wraz ze wzrostem zwiększa się również siła nośna, ale nie w nieskończoność, ale do kąta krytycznego, który waha się od 15 do 25 stopni. Dlatego całkowita siła aerodynamiczna nie jest skierowana ściśle w górę, ale jest nachylona w kierunku ogona samolotu. A można ją rozłożyć na składową skierowaną ściśle do góry – siłę nośną i skierowaną do tyłu – siłę oporu aerodynamicznego. Do oceny właściwości aerodynamicznych samolotu wykorzystuje się stosunek siły nośnej do siły oporu, który może wynosić od 7 do 25.

Zjawiskiem przemawiającym na korzyść schematu normalnego jest skos przepływu powietrza za skrzydłem, który polega na odchyleniu kierunku przepływu w dół, tym większym, im większy jest udźwig skrzydła. Dlatego przy odchyleniu klapy, ze względu na aerodynamikę, automatycznie zwiększa się rzeczywisty ujemny kąt natarcia stabilizatora, a co za tym idzie, jego ujemna siła nośna.

Ponadto taka okoliczność, jak zapewnienie stabilności wzdłużnej lotu samolotu, również działa na korzyść „normalnego” schematu w porównaniu do „kanarda”. Kąt natarcia statku powietrznego może ulegać zmianom w wyniku pionowych ruchów mas powietrza. Samoloty są projektowane z myślą o tym zjawisku i starają się wytrzymać zakłócenia. Każda powierzchnia samolotu ma skupienie aerodynamiczne - punkt przyłożenia przyrostu siły nośnej, gdy zmienia się kąt natarcia. Jeśli weźmiemy pod uwagę wypadkową przyrostów skrzydła i GO, wówczas samolot również będzie skupiony. Jeśli skupienie samolotu znajduje się za środkiem masy, to przy przypadkowym wzroście kąta natarcia, przyrost siły nośnej ma tendencję do przechylania statku powietrznego w taki sposób, że kąt natarcia maleje. A samolot powraca do poprzedniego trybu lotu. W tym przypadku w „normalnej” konfiguracji skrzydło tworzy moment destabilizujący (w celu zwiększenia kąta natarcia), a stabilizator tworzy moment stabilizujący (w celu zmniejszenia kąta natarcia), przy czym ten ostatni przeważa o około 10% . W kaczce moment destabilizujący wytwarzany jest przez destabilizator, a moment stabilizujący, który jest o około 10% większy, przez skrzydło. Dlatego zwiększenie powierzchni i barku poziomego ogona prowadzi do wzrostu stabilności w normalnej konstrukcji i do jej zmniejszenia w „kanardzie”. Wszystkie momenty działają i są obliczane względem środka masy statku powietrznego (patrz rys. 1).

![obraz]()

Jeśli skupienie samolotu znajdzie się przed środkiem masy, to przy przypadkowym niewielkim wzroście kąta natarcia zwiększy się on jeszcze bardziej i samolot będzie niestabilny statycznie. To względne położenie ogniska i środka masy jest wykorzystywane we współczesnych myśliwcach do ładowania stabilizatora i uzyskiwania na nim nie ujemnego, ale dodatniego uniesienia. A lot samolotu zapewnia nie aerodynamika, ale czterokrotnie zduplikowany automatyczny system sztucznej stabilności, który „steruje”, gdy samolot oddala się od wymaganego kąta natarcia. Kiedy automatyka jest wyłączona, samolot jako pierwszy zaczyna kręcić ogonem, na tym opiera się figura „Kobry Pugaczowa”, w której pilot celowo wyłącza automatykę, a po osiągnięciu wymaganego kąta obrotu ogona wystrzeliwuje rakietę w tylną półkulę, a następnie ponownie włącza automatykę.
W dalszej części rozważamy tylko statycznie stabilne statki powietrzne, ponieważ tylko takie statki powietrzne mogą być wykorzystywane w lotnictwie cywilnym.

Względne położenie ogniska statku powietrznego i środka masy charakteryzuje koncepcję „centrowania”.
Ponieważ ognisko znajduje się za środkiem masy, niezależnie od wzoru, odległość między nimi, zwana marginesem stabilności, zwiększa ramię GO w normalnym układzie i zmniejsza je w „kanardzie”.

Stosunek ramion skrzydeł do kanarda jest taki, że siła nośna destabilizatora przy maksymalnym ugięciu sterów wysokości jest całkowicie wykorzystywana, gdy samolot jest doprowadzany do dużych kątów natarcia. I będzie go brakować, gdy klapki zostaną zwolnione. Dlatego wszystkie „kaczki” słynnego amerykańskiego projektanta Rutana nie mają żadnej mechanizacji. W 1986 roku jego samolot Voyager jako pierwszy na świecie okrążył kulę ziemską bez lądowania i tankowania.

Wyjątkiem jest Beechcraft Starship, ale tam, w celu wykorzystania klap, zastosowano bardzo złożoną konstrukcję ze zmienną geometrią destabilizatora, której nie udało się doprowadzić do stanu powtarzalnego seryjnie, dlatego projekt został zamknięty.
Ramię skrzydła w dużej mierze zależy od tego, o ile wzrośnie siła nośna destabilizatora, gdy jego kąt natarcia wzrośnie o jeden stopień; parametr ten nazywany jest pochodną współczynnika siły nośnej po kącie natarcia lub po prostu pochodną destabilizatora. Im mniejsza jest ta pochodna, tym bliżej skrzydła można umieścić środek masy samolotu, a zatem tym mniejsze będzie ramię skrzydła. Aby zredukować tę pochodną, ​​autor w 1992 roku zaproponował realizację destabilizatora według schematu dwupłatowca (2). Dzięki temu możliwe jest na tyle zmniejszenie pobocza skrzydła, że ​​eliminuje się przeszkodę w zastosowaniu na nim klapy. Jednakże występuje efekt uboczny w postaci wzrostu oporu GO z powodu dwupłatowca. Ponadto konstrukcja samolotu jest skomplikowana, ponieważ w rzeczywistości konieczne jest wyprodukowanie dwóch GO, a nie jednego.

Koledzy zwrócili uwagę, że w samolocie braci Wright była obecna funkcja „destabilizatora dwupłatowca”, ale w wynalazkach opatentowano nie tylko nową funkcję, ale także nowy zestaw funkcji. Wrightowie nie mieli funkcji „klapy”. Ponadto, jeżeli znany jest zespół cech nowego wynalazku, to aby wynalazek ten został uznany, przynajmniej jedna cecha musi zostać wykorzystana do nowych celów. Wrightowie zastosowali dwupłatowiec w celu zmniejszenia ciężaru konstrukcji, a w opisywanym wynalazku - w celu zmniejszenia pochodnej.

„Kaczka wiatrowskazowa”

Prawie dwie dekady temu przypomnieliśmy sobie wspomnianą na początku artykułu ideę „kaczki łopatkowej”.

Jako destabilizator wykorzystuje poziomy ogon wiatrowskazu (FGO), który składa się z samego destabilizatora, umieszczonego zawiasowo na osi prostopadłej do kadłuba i połączonego z destabilizatorem serwa steru. Rodzaj samolotu o normalnej konstrukcji, w którym skrzydłem samolotu jest destabilizator FGO, a stabilizatorem samolotu jest serwo FGO. A ten samolot nie lata, ale jest umieszczony na osi i sam jest zorientowany względem nadchodzącego przepływu. Zmieniając ujemny kąt natarcia serwa sterującego, zmieniamy kąt natarcia destabilizatora względem przepływu, a co za tym idzie, siłę nośną FGO podczas kontroli pochylenia.

Gdy położenie kierownicy serwa pozostaje niezmienione względem destabilizatora, FGO nie reaguje na podmuchy pionowego wiatru, tj. na zmiany kąta natarcia samolotu. Zatem jego pochodna wynosi zero. Z naszych poprzednich rozmów wynika, że ​​jest to idealna opcja.

Podczas testów pierwszego samolotu konstrukcji „vane canard” zaprojektowanego przez A. Yurkonenkę (3) z efektywnie obciążonym FGO wykonano ponad dwa tuziny udanych podejść. Jednocześnie odkryto wyraźne oznaki niestabilności statku powietrznego (4).

„Super odporność”

Choć może się to wydawać paradoksalne, niestabilność „kaczki łopatkowej” jest konsekwencją jej „superstabilności”. Moment stabilizujący klasycznej kanardy ze stałym GO powstaje z momentu stabilizującego skrzydła i przeciwdziałającego mu momentu destabilizującego GO. W kaczce pogodowej FGO nie uczestniczy w tworzeniu momentu stabilizującego, a powstaje jedynie z momentu stabilizującego skrzydła. Zatem moment stabilizujący „kaczki łopatkowej” jest około dziesięć razy większy niż w przypadku klasycznego. Jeżeli kąt natarcia przypadkowo się zwiększy, samolot pod wpływem nadmiernego momentu stabilizującego skrzydła nie wraca do poprzedniego stanu, lecz go „przestrzeliwuje”. Po „przeregulowaniu” samolot uzyskuje zmniejszony kąt natarcia w porównaniu do poprzedniego trybu, przez co powstaje moment stabilizujący o innym znaku, również nadmierny, a co za tym idzie powstają samooscylacje, których pilot nie jest w stanie wygasić.

Jednym z warunków stabilności jest zdolność statku powietrznego do neutralizacji skutków zaburzeń atmosferycznych. Dzięki temu przy braku zakłóceń możliwy jest zadowalający lot niestabilnego statku powietrznego. To wyjaśnia udane podejście samolotu YuAN-1. W mojej odległej młodości autor miał przypadek, gdy nowy model szybowca leciał wieczorami w spokojnych warunkach łącznie przez co najmniej 45 minut, wykazując w miarę zadowalające loty i wykazywał znaczną niestabilność - pochylanie na przemian z nurkowaniem podczas pierwszego lotu przy wietrze pogoda. Dopóki pogoda była spokojna i nie było żadnych zakłóceń, szybowiec latał zadowalająco, lecz jego regulacja była niestabilna. Po prostu nie było powodu, aby wykazywać tę niestabilność.

Opisany CSF można w zasadzie zastosować w „pseudokaczce”. Taki samolot jest zasadniczo konstrukcją „bezogonową” i ma odpowiednie ustawienie. A jego FGO służy jedynie do kompensacji dodatkowego momentu nurkowania skrzydła, który występuje po zwolnieniu mechanizacji. W konfiguracji przelotowej FGO nie jest obciążone. Zatem FGO w rzeczywistości nie działa w głównym operacyjnym trybie lotu, dlatego jego użycie w tym wykonaniu jest bezproduktywne.

„KACZKA KRASNOWSKA”

„Nadmierną stabilność” można wyeliminować poprzez zwiększenie pochodnej CSF od zera do akceptowalnego poziomu. Cel ten osiąga się dzięki temu, że kąt obrotu FGO jest znacznie mniejszy od kąta obrotu steru serwa spowodowanego zmianą kąta natarcia samolotu (5). W tym celu wykorzystuje się bardzo prosty mechanizm pokazany na rys. 2. FGO 1 i kierownica serwa 3 są zawieszone na osi OO1. Drążki 4 i 6 poprzez zawiasy 5,7, 9,10 łączą FGO 1 i kierownicę serwa 3 z wahaczem 8. Sprzęgło 12 służy do zmiany długości drążka 6 przez pilota w celu regulacji pochylenia. Obrót FGO 1 odbywa się nie przez cały kąt odchylenia kierownicy 3 serwa względem samolotu, gdy zmienia się kierunek nadchodzącego przepływu, ale tylko przez jego proporcjonalną część. Jeżeli proporcja jest równa połowie, to pod wpływem przepływu w górę, prowadzącego do wzrostu kąta natarcia samolotu o 2 stopnie, rzeczywisty kąt natarcia FGO wzrośnie tylko o 1 stopień. W związku z tym pochodna FGO będzie dwa razy mniejsza w porównaniu do ustalonego GO. Linie przerywane wskazują położenie FGO 1 i serwa steru kierunku 3 po zmianie kąta natarcia samolotu. Zmianę proporcji i tym samym wyznaczenie wartości pochodnej można łatwo osiągnąć dobierając odpowiednie odległości przegubów 5 i 7 od osi OO1.

![obraz]()

Zmniejszenie pochodnej GO poprzez wtapianie pozwala na umieszczenie ogniska w dowolnych granicach, a za nim środka masy samolotu. Jest to koncepcja niewspółosiowości aerodynamicznej. Tym samym usuwane są wszelkie ograniczenia stosowania nowoczesnej mechanizacji skrzydeł w konfiguracji canarda przy zachowaniu stabilności statycznej.

„KRASNOW-FLUGER”

Wszystko w porządku! Ale jest wada. Aby dodatnia siła nośna wystąpiła na FGO 1, ujemna siła nośna musi działać na serwo-kierownicę 3. Analogią jest normalny układ samolotu. Oznacza to, że występują straty związane z równoważeniem, w tym przypadku równoważeniem CSF. Stąd sposobem na wyeliminowanie tej wady jest schemat „kaczki”. Ustawiamy kierownicę serwa przed FGO, jak pokazano na ryc. 3.

FGO działa w następujący sposób (6). W wyniku działania sił aerodynamicznych na FGO 1 i kierownicę serwo 4, FGO 1 jest samoistnie instalowany pod pewnym kątem natarcia w kierunku nadchodzącego przepływu. Kąty natarcia FGO 1 i serwa steru 4 mają ten sam znak, dlatego siły nośne tych powierzchni będą miały ten sam kierunek. Oznacza to, że siła aerodynamiczna steru serwa 4 nie zmniejsza, ale zwiększa siłę nośną FGO 1. Aby zwiększyć kąt natarcia samolotu, pilot przesuwa ciąg 6 do przodu, w wyniku czego serwo ster 4 na zawiasie 5 obraca się w kierunku zgodnym z ruchem wskazówek zegara, a kąt natarcia serwomechanizmu steru 4 wzrasta. Prowadzi to do zwiększenia kąta natarcia FGO 1, czyli do zwiększenia jego siły nośnej.
Oprócz kontroli skoku połączenie realizowane przez ciąg 7 zapewnia wzrost od zera do wymaganej wartości pochodnej FGO.

Załóżmy, że samolot wszedł w prąd wstępujący i jego kąt natarcia wzrósł. W tym przypadku belka 2 obraca się w kierunku przeciwnym do ruchu wskazówek zegara, a zawiasy 9 i 8, w przypadku braku przyczepności 7, musiałyby zbliżyć się do siebie. Pręt 7 uniemożliwia podejście i obraca kierownicę serwa 4 w kierunku zgodnym z ruchem wskazówek zegara, zwiększając w ten sposób jej kąt natarcia.

Tak więc, gdy zmienia się kierunek nadchodzącego przepływu, zmienia się kąt natarcia serwomechanizmu 4, a FGO 1 spontanicznie ustawia się pod innym kątem w stosunku do przepływu i wytwarza inną siłę nośną. W tym przypadku wartość tej pochodnej zależy od odległości zawiasów 8 i 3 oraz od odległości zawiasów 9 i 5.

Proponowany FGO został przetestowany na modelu przewodu elektrycznego o obwodzie „kaczym”, natomiast jego pochodna w porównaniu do stałego GO została zmniejszona o połowę. Obciążenie FGO stanowiło 68% obciążenia skrzydła. Celem testu nie było uzyskanie równych obciążeń, ale uzyskanie dokładnie mniejszego obciążenia FGO w porównaniu do skrzydła, gdyż jeśli je uzyskasz, uzyskanie równych obciążeń nie będzie trudne. U „kaczek” ze stałym GO obciążenie usterzenia jest zwykle o 20 - 30% większe niż obciążenie skrzydła.

„Idealny samolot”

Jeśli suma dwóch liczb jest wartością stałą, to suma ich kwadratów będzie najmniejsza, jeśli liczby te będą równe. Ponieważ opór indukcyjny powierzchni nośnej jest proporcjonalny do kwadratu jej współczynnika siły nośnej, dolna granica oporu samolotu będzie w przypadku, gdy te współczynniki obu powierzchni nośnych są sobie równe podczas lotu przelotowego. Taki samolot należy uznać za „idealny”. Wynalazki „Kaczka Krasnowa” i „wiatrowskaz Krasnowa” umożliwiają w rzeczywistości realizację koncepcji „idealnego samolotu” bez uciekania się do sztucznego utrzymywania stabilności za pomocą systemów automatycznych.

Porównanie „samolotu idealnego” z nowoczesnym samolotem o normalnej konstrukcji pokazuje, że możliwe jest uzyskanie 33% wzrostu obciążenia komercyjnego przy jednoczesnej oszczędności 23% paliwa.

FGO wytwarza maksymalną siłę nośną przy kątach natarcia bliskich krytycznych i ten tryb jest typowy dla fazy lądowania lotu. W tym przypadku przepływ cząstek powietrza wokół powierzchni nośnej jest bliski granicy między normalną a przeciągnięciem. Zakłóceniu przepływu z powierzchni GO towarzyszy gwałtowna utrata siły nośnej na niej i w konsekwencji intensywne obniżenie nosa samolotu, tzw. „pochylenie”. Typowym przypadkiem „dziobania” jest katastrofa Tu-144 w Le Bourget, kiedy to zawalił się tuż po wyjściu z nurkowania. Zastosowanie proponowanego CSF ​​umożliwia łatwe rozwiązanie tego problemu. Aby to zrobić, wystarczy ograniczyć kąt obrotu serwa sterującego względem FGO. W takim przypadku rzeczywisty kąt natarcia FGO będzie ograniczony i nigdy nie będzie równy krytycznemu.

„Stabilizator wiatrowskazowy”

![obraz]()

Interesująca jest kwestia wykorzystania FGO w normalnym schemacie. Jeśli nie zmniejszysz, a wręcz przeciwnie, zwiększysz kąt obrotu FGO w stosunku do kierownicy serwa, jak pokazano na ryc. 4, wówczas pochodna FGO będzie znacznie wyższa w porównaniu do stabilizatora stałego (7).

Umożliwia to znaczne przesunięcie punktu ciężkości i środka masy samolotu do tyłu. W rezultacie obciążenie przelotowe stabilizatora FGO nie staje się ujemne, ale dodatnie. Dodatkowo, jeśli środek masy statku powietrznego zostanie przesunięty poza ognisko wzdłuż kąta wychylenia klap (punkt przyłożenia przyrostu siły nośnej w wyniku wychylenia klap), wówczas stabilizator piórowy wytwarza dodatnią siłę nośną w konfiguracji do lądowania .

Ale to wszystko może być prawdą, o ile nie uwzględnimy efektu hamowania i skosu przepływu od przedniej powierzchni nośnej do tyłu. Oczywiste jest, że w przypadku „kaczki” rola tego wpływu jest znacznie mniejsza. Z drugiej strony, jeśli stabilizator „przenosi” myśliwce wojskowe, to dlaczego przestanie „przenosić” samoloty cywilne?

„Plan Krasnowa” lub „kaczka pseudołopatkowa”

Zawiasowe mocowanie destabilizatora, choć nie radykalnie, nadal komplikuje konstrukcję samolotu. Okazuje się, że zmniejszenie pochodnej destabilizatora można osiągnąć znacznie tańszym sposobem.

![obraz]()

Na ryc. Rysunek 4 przedstawia destabilizator 1 proponowanego statku powietrznego sztywno połączony z kadłubem (niepokazany na rysunku). Wyposażony jest w środek zmiany jego siły nośnej w postaci kierownicy 2, która za pomocą zawiasu 3 osadzona jest na wsporniku 4, sztywno połączonym z destabilizatorem 1. Na tym samym wsporniku 4 za pomocą zawiasu 5 znajduje się drążek 6, na którego tylnym końcu sztywno zamocowana jest serwo kierownica 7. Na przednim końcu drążka 6, obok zawiasu 5, sztywno zamocowana jest dźwignia 8, której górny koniec jest połączony z drążkiem 9 za pomocą zawiasu 10. Na tylnym końcu drążka 10 znajduje się zawias 11 łączący go z dźwignią 12 trymera 13 podnośnika 2. W tym przypadku trymer 13 jest montowany w tylnej części kierownicy 14 za pomocą zawiasu 2. Sprzęgło 15 zmienia długość ciągu 10 pod kontrolą pilota w celu kontroli skoku.

Prezentowany destabilizator działa w następujący sposób. Jeżeli kąt natarcia samolotu przypadkowo wzrośnie, np. gdy wejdzie on w prąd wstępujący, kierownica serwa 7 zostanie odchylona do góry, co pociąga za sobą przesunięcie ciągu 10 w lewo, tj. do przodu i prowadzi do odchylenia trymera 13 w dół, w wyniku czego ster wysokości 2 zostaje odchylony do góry. Położenie kierownicy 2, serwa 7 i trymera 13 w opisanej sytuacji pokazano na rysunku liniami przerywanymi.

W rezultacie wzrost siły nośnej destabilizatora 1 w wyniku wzrostu kąta natarcia zostanie w pewnym stopniu skompensowany przez wychylenie windy 2 do góry. Stopień tego wyrównania zależy od stosunku kątów odchylenia kierownicy serwo 7 i kierownicy 2. A stosunek ten jest ustalany przez długość dźwigni 8 i 12. Kiedy kąt natarcia maleje, winda 2 odchyla się w dół, a siła nośna destabilizatora 1 wzrasta, wyrównując spadek kąta natarcia.

W ten sposób uzyskuje się zmniejszenie pochodnej destabilizatora w porównaniu do klasycznej „kaczki”.

Dzięki temu, że kierownica serwo 7 i trymer 13 są ze sobą połączone kinematycznie, równoważą się. Jeśli to wyważenie nie wystarczy, konieczne jest uwzględnienie w projekcie ciężarka wyważającego, który należy umieścić albo wewnątrz kierownicy 7 serwa, albo na przedłużeniu drążka 6 przed zawiasem 5. Winda 2 musi być również zrównoważone.

Ponieważ pochodna po kącie natarcia powierzchni nośnej jest w przybliżeniu dwukrotnie większa niż pochodna po kącie wychylenia klapy, to gdy kąt wychylenia steru 2 jest dwukrotnie większy od kąta wychylenia serwa steru 7 można osiągnąć wartość pochodnej destabilizatora bliską zeru.

Powierzchnia serwa steru 7 jest równa trymerowi 13 wysokości steru 2. Oznacza to, że dodatki do projektu samolotu są bardzo małe i komplikują go w znikomym stopniu.

Zatem całkiem możliwe jest uzyskanie takich samych wyników jak „kanard łopatkowy”, stosując wyłącznie tradycyjne technologie produkcji samolotów. Dlatego samolot z takim destabilizatorem można nazwać „kaczką pseudołopatkową”. Na ten wynalazek uzyskano patent pod nazwą „Krasnov-plan” (8).

„Samolot, który ignoruje turbulencje”

Zdecydowanie wskazane jest zaprojektowanie samolotu, w którym przednia i tylna powierzchnia nośna mają pochodną całkowitą równą zeru.

Taki samolot niemal całkowicie zignoruje pionowe przepływy mas powietrza, a jego pasażerowie nie odczują „gadania” nawet przy intensywnych turbulencjach w atmosferze. A ponieważ pionowe przepływy mas powietrza nie powodują przeciążeń samolotu, można liczyć na znacznie mniejsze przeciążenia eksploatacyjne, co pozytywnie wpłynie na masę jego konstrukcji. Dzięki temu, że samolot nie ulega przeciążeniom w locie, jego płatowiec nie ulega zużyciu zmęczeniowemu.

Zmniejszenie pochodnej skrzydła takiego samolotu osiąga się w taki sam sposób, jak w przypadku destabilizatora w „pseudołopatkowej kanardzie”. Ale serwo nie działa na windy, ale na klapery skrzydeł. Flaperon to część skrzydła, która działa jak lotka i klapa. W tym przypadku w wyniku losowej zmiany kąta natarcia skrzydła, jego siła nośna wzrasta w ognisku wzdłuż kąta natarcia. Natomiast ujemny przyrost siły nośnej skrzydła w wyniku odchylenia klapera przez ster kierunku serwa następuje w ognisku wzdłuż kąta wychylenia klapy. Odległość między tymi ogniskami jest prawie równa jednej czwartej średniej cięciwy aerodynamicznej skrzydła. W wyniku działania tej pary sił wielokierunkowych powstaje moment destabilizujący, który musi być kompensowany momentem destabilizatora. W takim przypadku destabilizator powinien mieć małą pochodną ujemną, a wartość pochodnej skrzydłowej powinna być nieco większa od zera. Na taki samolot otrzymano patent RF nr 2710955.

Przedstawiony zestaw wynalazków stanowi prawdopodobnie ostatni niewykorzystany zasób informacji aerodynamicznych umożliwiający zwiększenie efektywności ekonomicznej lotnictwa poddźwiękowego o jedną trzecią lub więcej.

Jurij Krasnow

LITERATURA

1. D. Sobolew. Stulecie historii „latającego skrzydła”, Moskwa, Rusavia, 1988, s. 100.
2. Yu Krasnov. Patent RF nr 2000251.
3. A. Jurkonenko. Alternatywna „kaczka”. Technologia - młodzież 2009-08. Strona 6-11
4. V. Łapin. Kiedy będzie latał wiatrowskaz? Lotnictwa ogólnego. 2011. Nr 8. Strona 38-41.
5. Yu Krasnov. Patent RF nr 2609644.
6. Yu Krasnov. Patent RF nr 2651959.
7. Yu Krasnov. Patent RF nr 2609620.
8. Yu Krasnov. Patent RF nr 2666094.

Źródło: www.habr.com