Inventatorul stabilizatorului Gustav Lachmann a propus la sfârșitul anilor '30 să echipeze un aeronave fără aripi cu un mic vârf liber, plasat înainte de aripă. Acest vârf era echipat cu un servo și reglează forța sa de ridicare. El era destinat compensării momentului suplimentar de prăbușire a aripii, care apare atunci când flapsul este extins. Deoarece Lachmann era angajat al companiei Handley-Page, aceasta avea drepturile de proprietate asupra acestui brevet tehnic și această idee este menționată în literatura tehnică sub acest brand. Totuși, nu există până în prezent o realizare practică a acestei idei! Care este motivul?
Pierderile de echilibrare
Aripa aeronavei, care generează forța de ridicare, are un produs secundar, pe care îl putem considera negativ, sub forma unui moment de prăbușire, care tinde să ducă aeronava în picaj. Pentru a preveni picajul, în spatele său este plasat un mic vârf – stabilizator, care împiedică acest picaj, generând o forță de ridicare orientată în jos, adică negativă. Această schemă aerodinamică a aeronavei se numește „normală”. Din moment ce forța de ridicare a stabilizatorului este negativă, aceasta se adună cu greutatea aeronavei, iar aripa trebuie să aibă o forță de ridicare care să depășească greutatea.
Diferența acestor forțe este denumită pierderi de echilibrare, care pot atinge până la 20%.
Dar prima aeronavă zburătoare a fraților Wright nu avea astfel de pierderi pentru că micuțul vârf – destabilizatorul, care împiedica picajul, era plasat nu în spatele aripii, ci în fața acesteia. Această schemă aerodinamică a aeronavei se numește „rață”. Și pentru a preveni picajul, destabilizatorul trebuie să genereze o forță de ridicare orientată în sus, adică pozitivă. Aceasta se adună cu forța de ridicare a aripii și suma acesteia este egală cu greutatea aeronavei. Ca rezultat, aripa trebuie să genereze o forță de ridicare mai mică decât greutatea. Și fără pierderi la echilibrare!
Stabilizatorul și destabilizatorul sunt combinate într-un singur termen – aripă orizontală sau GO.
Cu toate acestea, odată cu dezvoltarea pe scară largă la începutul anilor '30, mecanizarea aripii de decolare și aterizare, „rața” și-a pierdut acest avantaj. Elementul principal al mecanizării este flapsul – partea din spate a aripii, care se lasă în jos. Acesta dublează aproximativ forța de ridicare a aripii, ceea ce permite o reducere a vitezei la aterizare și decolare, economisind astfel la greutatea trenului de aterizare. Însă, ca efect secundar, momentul de picaj la extinderea flapsului crește într-atât încât destabilizatorul nu poate face față, iar stabilizatorul reușește. A construi este diferit de a rupe, în acest caz, forța pozitivă.
Pentru ca aripa să genereze forță de ridicare, trebuie să fie orientată sub un unghi față de direcția fluxului de aer. Acest unghi se numește unghi de atac și, pe măsură ce acesta crește, crește și forța de ridicare, dar nu infinit, ci până la un unghi critic, care se află între 15 și 25 de grade. Prin urmare, forța aerodinamică totală nu este direcționată strict în sus, ci este înclinată spre coada avionului. O poate descompune în componenta direcționată strict în sus – forța de ridicare, și în componenta direcționată înapoi – forța de rezistență aerodinamică. Raportul dintre forța de ridicare și forța de rezistență indică calitatea aerodinamică a avionului, care poate varia între 7 și 25.
În favoarea schemei normale, funcționează un fenomen numit devierea fluxului de aer pe după aripă, ce constă în devierea în jos a direcției fluxului, cu atât mai mare, cu cât crește forța de ridicare a aripii. Prin urmare, la extinderea flapsului, din cauza aerodinamicii, crește automat unghiul de atac negativ efectiv al stabilizatorului și, prin urmare, și forța sa de ridicare negativă.
În plus, un alt argument în favoarea schemei „normale” comparativ cu „rata”, este asigurarea stabilității longitudinale a zborului unui avion. Unghiul de atac al avionului poate suferi modificări ca urmare a deplasărilor verticale ale maselor de aer. Avioanele sunt proiectate având în vedere acest fenomen și încearcă să contracareze perturbațiile. Fiecare suprafață a avionului are un focus aerodinamic - punctul de aplicare a variației forței de ascensiune în momentul modificării unghiului de atac. Dacă se analizează rezultanta variațiilor aripii și a stabilizatorului, avionul are de asemenea un focus. Dacă focusul avionului se află în spatele centrului de masă, atunci, în cazul unei creșteri accidentale a unghiului de atac, variația forței de ascensiune tinde să încline avionul astfel încât unghiul de atac să scadă. Și avionul revine la modul de zbor anterior. În această situație, în schema „normală”, aripa generează un moment destabilizator (în ceea ce privește creșterea unghiului de atac), iar stabilizatorul generează un moment stabilizator (în privința reducerii unghiului de atac), iar ultimul prevalează cu aproximativ 10%. În „rata”, momentul destabilizator este generat de destabilizator, iar momentul stabilizator, care este cu aproximativ 10% mai mare, este generat de aripă. Prin urmare, creșterea suprafeței și a brațului aripii orizontale duce la o creștere a stabilității în schema normală și la o reducere a acesteia în „rata”. Toate momentele acționează și sunt calculate în raport cu centrul de masă al avionului (vezi figura 1).
)
Dacă focul avionului se află în fața centrului de greutate, atunci în cazul unei creșteri ușoare a unghiului de atac, acesta se va mări și mai mult, iar avionul va fi static instabil. Această configurație a focului și centrului de greutate este folosită în avioanele de vânătoare moderne pentru a încărca stabilizatorul și a obține o forță de susținere pozitivă, nu negativă. Zborul avionului este asigurat nu de aerodinamică, ci de un sistem automat de stabilitate artificială cu patru redundanțe, care „corectează” în cazul în care avionul se abate de la unghiul de atac dorit. Când automatizarea este oprită, avionul începe să se rotească cu coada în față, pe baza căreia se bazează figura „Cobra lui Pugacev”, în care pilotul dezactivează intenționat automatizarea și, când atinge unghiul dorit de rotire a cozii, lansează un rachetă în semisfera din spate, apoi reintroduce automatizarea.
În continuare, ne concentrăm doar asupra avioanelor static stabilizate, deoarece doar acestea pot fi utilizate în aviația civilă.
Dispunerea relativă a focului avionului și a centrului de greutate caracterizează conceptul de „centrare”.
Având în vedere că focul se află în spatele centrului de greutate indiferent de schemă, distanța dintre ele, numită rezervă de stabilitate, crește brațul CG în schema normală și scade în „raton”.
Raportul dintre brațul aripii și CG în „raton” este astfel încât forța de susținere a destabilizatorului la deviația maximă a flapsurilor este utilizată în totalitate pentru a aduce avionul la unghiuri mari de atac. Și nu va fi suficientă la extinderea flapsurilor. Prin urmare, toate „ratonurile” renumitului constructor american Rutan nu au nicio mecanizare. Avionul său „Voyager” a zburat în jurul lumii fără aterizare și realimentare în 1986.
O excepție este Beechcraft „Starship”, dar acolo, pentru a utiliza flapsurile, a fost aplicată o construcție foarte complexă cu geometrie variabilă a destabilizatorului, care nu a putut fi adusă într-o stare reproducibilă în serie, motiv pentru care proiectul a fost închis.
Brațul aripii depinde în mare măsură de cât de mult crește forța de ridicare a dipozitivului de stabilizare în funcție de creșterea unghiului său de atac cu un grad; acest parametru este cunoscut sub numele de derivata coeficientului de forță de ridicare în funcție de unghiul de atac sau pur și simplu derivata stabilizatorului. Cu cât această derivată este mai mică, cu atât centrul de masă al aeronavei poate fi plasat mai aproape de aripă, prin urmare, brațul aripii va fi mai mic. Pentru a reduce această derivată, autorul a propus, în 1992, realizarea stabilizatorului după schema biplan (2). Aceasta permite reducerea atât de mult a brațului aripii, încât elimină obstacolul utilizării unui flaps. Totuși, apare un efect secundar sub formă de creștere a rezistenței aerodinamice din cauza biplanului. În plus, există o complicare a construcției aeronavei, deoarece trebuie fabricate de fapt două stabilizatoare, nu unul.
Colegasii au menționat că caracteristica „stabilizator biplan” se regăsește pe aeronava Fraților Wright, dar în invenții nu se patentază doar o nouă caracteristică, ci și o nouă combinație de caracteristici. Frații Wright nu aveau caracteristica „flaps”. În plus, dacă combinația de caracteristici a noii invenții este cunoscută, cel puțin o caracteristică trebuie utilizată în scopuri noi pentru a recunoaște această invenție. La frații Wright, biplanul a fost folosit pentru reducerea greutății construcției, în timp ce în invenția descrisă – pentru reducerea derivatei.
„Rața cu steag”
Aproape două decenii în urmă s-a reamintit despre ideea „raței cu steag”, menționată la începutul articolului.
În aceasta, ca stabilizator este folosit un sistem de stabilizare orizontală cu steag — FGO, care constă dintr-un stabilizator propriu-zis, montat pe un ax perpendicular pe fuselaj, și legat de stabilizator cu un servo-control. Este un mic avion de tip normal, unde aripa avionului – stabilizatorul FGO, iar stabilizatorul avionului – servo-controlul FGO. Și acest avion nu zboară, ci este plasat pe ax, și se orientează singur în raport cu fluxul de aer. Schimbând unghiul de atac negativ al servo-controlului, modificăm unghiul de atac al stabilizatorului în raport cu fluxul și, prin urmare, forța de ridicare a FGO, atunci când manevrăm în plan vertical.
În condiții de stagnare a servorului în raport cu destabilizatorul, FGO nu reacționează la rafalele de vânt vertical, adică la schimbările unghiului de atac al aeronavei. Prin urmare, derivata sa este nulă. Pe baza celor discutate anterior, acesta este varianta ideală.
La testarea primului avion al schemei „rât de piatră” al constructorului A. Iurkonenko, cu FGO încărcat eficient, au fost realizate mai mult de douăzeci de zboruri de succes. Cu toate acestea, au apărut semne evidente de instabilitate a aeronavei.
„Superstabilitate”
Deși pare paradoxal, instabilitatea „râtului de piatră” este o consecință a „superstabilității” sale. Momentul de stabilizare al râtului clasic cu GO fix este generat de momentul de stabilizare al aripii și de momentul de destabilizare opus al GO. La râtul de piatră, FGO nu participă la formarea momentului de stabilizare, acesta fiind generat doar de momentul de stabilizare al aripii. Astfel, momentul de stabilizare la „râtul de piatră” este de aproximativ zece ori mai mare decât la clasice. La o creștere accidentală a unghiului de atac, aeronava, sub influența momentului de stabilizare excesiv al aripii, nu revine la regimul anterior, ci „sarujează” peste acesta. După „sarujare”, aeronava obține un unghi de atac redus în comparație cu regimul anterior, ceea ce duce la apariția unui moment de stabilizare de semn opus, de asemenea excesiv, și astfel apar oscilații autonome, pe care pilotul nu le poate stinge.
Una dintre condițiile stabilității este capacitatea aeronavei de a nivela consecințele perturbațiilor atmosferice. Prin urmare, în absența perturbărilor, este posibil un zbor satisfăcător al unui avion instabil. Acest lucru explică zborurile reușite ale avionului Iuan-1. În tinerețea îndepărtată, autorul a avut o experiență în care noul model de planor zbura în serile fără vânt un total de cel puțin 45 de minute, demonstrând zboruri destul de satisfăcătoare și manifestând o instabilitate pronunțată — cabrările alternau cu picajele chiar în prima zbor în vreme vântoasă. Atâta timp cât vremea a fost calmă și nu au existat perturbări, planorul a demonstrat un zbor satisfăcător, însă reglajul său a fost instabil. Pur și simplu nu au fost motive să se manifeste această instabilitate.
Descrierea FGO poate fi utilizată în esență în „pseudo-rasă”. Acest tip de aeronavă este, de fapt, o schemă de „fără coadă” și are o centră de greutate corespunzătoare. FGO este folosit exclusiv pentru a compensa momentul suplimentar de picaj al aripii, care apare la eliberarea mecanizării. În configurația de croazieră, nu există încărcătură pe FGO. Astfel, în modul principal de exploatare a zborului, FGO nu funcționează de fapt, iar utilizarea sa în această variantă este, prin urmare, puțin productivă.
„CRASNOV-RAȚĂ”
„Stabilitatea excessiv de mare” poate fi eliminată prin creșterea derivatelor FGO de la zero până la un nivel acceptabil. Scopul propus este atins prin faptul că unghiul de rotație al FGO este semnificativ mai mic decât unghiul de rotație al servo-rului provocat de schimbarea unghiului de atac al aeronavei (5). În acest sens, este utilizat un mecanism relativ simplu, ilustrat în figura 2. FGO 1 și servo-rul 3 sunt montate pe axa OO1. Tigele 4 și 6, prin intermediul articulațiilor 5, 7, 9, 10, leagă FGO 1 și servo-rul 3 de leva 8. Cupla 12 este utilizată pentru a modifica lungimea tigei 6 de către pilot pentru a controla pe axa longitudinală. Rotația FGO 1 nu are loc pe întreg unghiul de deviație al servo-rului 3 față de aeronava LA la schimbarea direcției fluxului de întâlnire, ci doar pe o parte proporțională din acesta. Dacă proporția este de 50%, atunci prin acțiunea fluxului ascendent, care duce la o creștere a unghiului de atac al LA cu 2 grade, unghiul de atac real al FGO va crește cu doar 1 grad. În consecință, și derivata FGO va fi de două ori mai mică comparativ cu FGO fix. Liniile punctate indică poziția FGO 1 și servo-rului 3 după schimbarea unghiului de atac al LA. Schimbarea proporției și, astfel, determinarea mărimii derivatelor, poate fi realizată cu ușurință prin alegerea distanțelor corespunzătoare ale articulațiilor 5 și 7 față de axa OO1.
)
Scăderea derivatei FGO prin flogare permite amplasarea focalului în orice limite, iar dincolo de acesta centrul de masă al aeronavei. Aceasta este conceptul de deplasare aerodinamică a centrului de greutate. Astfel, se elimină toate restricțiile asupra utilizării mecanizării moderne a aripii în schema „rață”, menținând stabilitatea statică.
„CRASNOV-FLUGER”
Totul este minunat! Dar există o mică problemă. Pentru ca FGO 1 să genereze o forță de ridicare pozitivă, pe servorul 3 trebuie să acționeze o forță de ridicare negativă. Analog cu schema normală a unui avion. Asta înseamnă că există pierderi în procesul de echilibrare, în acest caz, echilibrarea FGO. De aici și soluția pentru a elimina această mică problemă – schema „rață”. Plasăm servorul în fața FGO-ului, așa cum este arătat în figura 3.
FGO funcționează în următorul mod (6). Ca urmare a acțiunii forțelor aerodinamice asupra FGO 1 și servorului 4, FGO 1 se poziționează spontan sub un anumit unghi de atac în direcția fluxului de aer frontal. Unghiurile de atac ale FGO 1 și servorului 4 au același semn, prin urmare, și forțele de ridicare ale acestor suprafețe vor avea aceeași direcție. Asta înseamnă că forța aerodinamică a servorului 4 nu reduce, ci crește forța de ridicare a FGO 1. Pentru a crește unghiul de atac al avionului, pilotul mută tractiunea 6 înainte, din cauza căreia servorul 4 se rotește în sensul acelor de ceasornic pe5 și unghiul de atac al servorului 4 crește. Aceasta duce la creșterea unghiului de atac al FGO 1, respectiv, la creșterea forței sale de ridicare.
Pe lângă controlul pe axa longitudinală, legătura realizată de tractiunea 7 asigură creșterea derivatelor FGO de la zero până la valoarea necesară.
Să presupunem că avionul a intrat într-un curent ascendent și unghiul său de atac a crescut. În acest caz, grinda 2 se rotește în sens contrar acelor de ceasornic și articulațiile 9 și 8, în absența tractiunii 7, ar trebui să se apropie. Tractiunea 7 împiedică apropierea și rotește servorul 4 în sensul acelor de ceasornic, crescând astfel unghiul său de atac.
Astfel, atunci când se schimbă direcția fluxului de aer frontal, unghiul de atac al servorului 4 se schimbă, iar FGO 1 se stabilește spontan sub un alt unghi față de flux și generează o altă forță de ridicare. În acest proces, valoarea derivatelor menționate depinde de distanța dintre articulațiile 8 și 3, precum și de distanța dintre articulațiile 9 și 5.
Propusul FGO a fost verificat pe modelul de schemă cu „rață”, iar deriva sa în comparație cu FGO fix a fost redusă la jumătate. Încărcătura pe FGO a fost de 68% din cea a aripii. Scopul verificării nu a fost obținerea de încărcături egale, ci obținerea unei încărcături mai mici a FGO în comparație cu aripa, deoarece, dacă acest lucru este realizat, nu va fi greu să obținem încărcături egale. În modelele „rață” cu FGO fix, încărcătura pe fante este de obicei cu 20-30% mai mare decât cea a aripii.
„Avionul ideal”
Dacă suma a două numere este o valoare constantă, suma pătratelor lor va fi cea mai mică atunci când cele două numere sunt egale. Deoarece rezistența inductivă a suprafeței de portanță este proporțională cu pătratul coeficientului său de portanță, limita minimă a rezistenței unui avion va fi în cazul în care acești coeficienți ai ambelor suprafețe de portanță sunt egali în modul de zbor de croazieră. Un astfel de avion ar trebui considerat „ideal”. Invențiile „Krasnov-rață” și „Krasnov-fluier” permit în realitate implementarea noțiunii de „avion ideal” fără a recurge la menținerea artificială a stabilității prin sisteme automate.
Comparația „avionului ideal” cu un avion modern de schemă normală arată că se poate obține un câștig de 33% în sarcina comercială, concomitent cu o economisire de combustibil de 23%.
FGO generează lift maxim la unghiuri de atac apropiate de critic, acest mod fiind caracteristic etapei de aterizare a zborului. În acest timp, curgerea aerului pe suprafața de portanță este apropiată de limita dintre curgerea normală și separată. Separarea curentului de la suprafața FGO este însoțită de o pierdere bruscă a liftului pe aceasta și, ca urmare, duce la o coborâre intensă a nasului avionului, denumită „ciocnire”. Un exemplu semnificativ al „ciocnirii” este catastrofa Tu-144 de la Le Bourget, când a fost distrus în timpul ieșirii din picaj exact după ciocnire. Utilizarea FGO propus permite rezolvarea ușoară a acestei probleme. Pentru aceasta, este necesar doar să se limiteze unghiul de rotație al servoțului în raport cu FGO. În acest caz, unghiul efectiv de atac al FGO va fi limitat și niciodată nu va fi egal cu cel critic.
„Stabilizatorul cu fluier”
)
Este un subiect de interes utilizarea FGO în schema normală. Dacă nu se reduce, ci dimpotrivă, se crește unghiul de rotație FGO în comparație cu servorul, așa cum este prezentat în figura 4, derivata FGO va fi mult mai mare în comparație cu stabilizatorul fix (7).
Aceasta permite deplasarea semnificativă a centrului de greutate și a focalizării avionului spre spate. Ca urmare, sarcina de croazieră a stabilizatorului FGO devine nu negativă, ci pozitivă. În plus, dacă centrul de greutate al avionului se află în spatele focarului în funcție de unghiul de deflexie al flapsului (punctul de aplicare a creșterii forței de ridicare datorate deflexiei flapsului), atunci stabilizatorul cu fluger și în configurația de aterizare creează o forță de ridicare pozitivă.
Dar toate acestea sunt valabile, în mod evident, până nu luăm în considerare influența frânării și a fluxului de aer de la suprafața portantă din față asupra celei din spate. Este clar că în cazul "raței", rolul acestei influențe este semnificativ mai mic. Pe de altă parte, dacă pe avioanele de vânătoare stabilizatorul "duce", de ce ar înceta să "ducă" în aviația civilă?
"Planul Krasnov" sau "rața pseudo-fluger"
Montarea cu balamale a dublului stabilizator, deși nu radical, totuși complică construcția avionului. Se dovedește că reducerea derivatei stabilizatorului poate fi obținută prin metode mult mai ieftine.
)
În figura 4 este prezentat stabilizatorul 1, rigid legat de fuselaj (care nu este reprezentat în desen). Acesta este echipat cu un dispozitiv pentru modificarea forței sale de ridicare sub forma unui rând de 2 înălțimi, care este întărit printr-o balama 3 pe suportul 4, rigid legat de stabilizatorul 1. Pe același suport 4, printr-o balama 5 este plasată o tijă 6, la capătul din spate al căreia este rigid fixat un serorul 7. La capătul din față al tijei 6, lângă balama 5, este rigid fixat un braț 8, extremitatea superioară a căruia este legată printr-o balama 9 de tija 10. La capătul din spate al tijei 10 este plasată o balama 11, care o leagă de brațul 12 al trimerei 13 pentru rândul de 2 înălțimi. În acest caz, trimera 13 este întărită printr-o balama 14 pe partea din spate a rândului 2 înălțimi. Cupla 15 modifică lungimea tijei 10 la comanda pilotului pentru controlul pe axial.
Descompunătorul prezentat funcționează astfel. Atunci când unghiul de atac al aparatului de zbor crește accidental, de exemplu, la intrarea într-un curent ascendent, servorul 7 se deflectează în sus, ceea ce determină o deplasare a tracțiunii 10 spre stânga, adică înainte, și duce la deflția trimării 13 în jos, rezultând că ruderul 2 de înălțime se deflectează în sus. Poziția ruderului 2 de înălțime, a servorului 7 și a trimării 13 în situația descrisă este reprezentată în desen cu linii punctate.
Astfel, creșterea forței de ridicare a descompunătorului 1 ca urmare a creșterii unghiului de atac va fi într-o oarecare măsură anihilată de deflția în sus a ruderului 2 de înălțime. Gradul de anihilare depinde de raportul unghiurilor de deflție ale servorului 7 și a ruderului 2 de înălțime. Acest raport este definit de lungimea brațelor 8 și 12. La scăderea unghiului de atac, ruderul 2 de înălțime se deflectează în jos, iar forța de ridicare a descompunătorului 1 crește, compensând scăderea unghiului de atac.
Astfel se realizează o scădere a derivatei descompunătorului în comparație cu „rața clasică”.
Dat fiind faptul că servorul 7 și trimarea 13 sunt kinematic legate între ele, ele se echilibrează reciproc. Dacă acest echilibru nu este suficient, este necesar să se includă în construcție un contrabalans, care trebuie plasat fie în interiorul servorului 7, fie pe continuarea tijei 6 în fața articulației 5. Ruderul 2 de înălțime trebuie, de asemenea, echilibrat.
Deoarece derivata în funcție de unghiul de atac al suprafeței portantă este de aproximativ două ori mai mare decât derivata în funcție de unghiul de deflție al flapsului, atunci, cu unghiul de deflție al ruderului 2 de înălțime de două ori mai mare decât unghiul de deflție al servorului 7, se poate obține o valoare a derivatei descompunătorului apropiată de zero.
Servorul 7 ca suprafață este egal cu trimarea 13 a ruderului 2 de înălțime. Cu alte cuvinte, adăugările în construcția avionului sunt foarte mici și nu complică semnificativ.
Astfel, este absolut posibil să se obțină aceleași rezultate ca și cu „rața fluger” folosind doar tehnologii tradiționale de fabricare a avioanelor. Prin urmare, avionul cu un astfel de descompunător poate fi numit „rață pseudo-fluger”. Acest inventar a obținut un brevet sub numele de „Planul Krasnov” (8).
„Avionul care ignoră turbulențele”
Este foarte rațional să se construiască un avion care are suprafețele de portanță din față și din spate cu o derivată totală egală cu zero.
Un astfel de avion va ignora practic complet curenții verticali ai aerului, iar pasagerii săi nu vor simți »turbulență« nici măcar în condiții de turbulență atmosferică intensă. Și, de vreme ce curenții verticali ai aerului nu cauzează suprasarcină avionului, se poate conta pe o suprasarcină operațională considerabil mai mică, ceea ce va avea un impact pozitiv asupra masei construcției sale. Deoarece în zbor avionul nu experimentează suprasarcină, planorul său nu este supus uzurii prin oboseală.
Reducerea derivatelor aripii unui astfel de avion se atinge la fel ca și în cazul dunstabilizatorului din „rață pseudo-fluierătoare”. Însă servoruleta nu acționează asupra stabilizatoarelor de înălțime, ci asupra flaperonelor aripii. Flaperonul este o parte a aripii care funcționează ca eleron și flaps. În acest caz, ca urmare a modificării întâmplătoare a unghiului de atac al aripii, creșterea forței de ridicare se produce în focalizat în funcție de unghiul de atac. Iar scăderea forței de ridicare a aripii ca urmare a deflexării flaperonului prin servoruletă are loc în focalizat în funcție de unghiul de deflexare al flaperonului. Distanța dintre aceste două foci este practic egală cu un sfert din coarda aerodinamică medie a aripii. În consecință, acțiunea acestei perechi de forțe opuse formează un moment destabilizator, care trebuie compensat de momentul dunstabilizatorului. În acest caz, dunstabilizatorul trebuie să aibă o derivată negativă mică, iar valoarea derivatelor aripii trebuie să fie puțin peste zero. Pentru un astfel de avion a fost obținut patentul RF nr. 2710955.
Ansamblul invențiilor prezentate reprezintă, probabil, ultimul resursă aerodinamică informațională neutilizată pentru creșterea cu o treime sau mai mult a eficienței economice a aviației subsonice.
Yuri Krasnov
LITERATURĂ
- D. Sobolev. O sută de ani de istorie a „aripii zburătoare”, Moscova, Rusavia, 1988, p. 100.
- Yu. Krasnov. Patent RF nr. 2000251.
- A. Yurkonenko. Rața alternativă. Tehnica - tinerilor 2009-08. pp. 6-11
- V. Lapin. Când va zbura „rața fluierătoare”? Aviația generală. 2011. nr. 8. pp. 38-41.
- Yu. Krasnov. Patent RF nr. 2609644.
- Yu. Krasnov. Patent RF nr. 2651959.
- Y. Krasnov. Patent RO Nr. 2609620.
- Y. Krasnov. Patent RO Nr. 2666094.
Sursa: habr.com
