La sfârșitul anilor treizeci ai secolului trecut, inventatorul șipcii, Gustav Lachmann, a propus echiparea celui fără coadă cu o aripă care plutește liber plasată în fața aripii. Această aripă era echipată cu un servo cârmă, cu ajutorul căreia i se regla forța de ridicare. A servit pentru a compensa momentul suplimentar de scufundare a aripii care apare atunci când clapeta este eliberată. Întrucât Lachmann era angajat al companiei Handley-Page, acesta era proprietarul brevetului pentru această soluție tehnică și sub acest brand ideea este menționată în literatura tehnică. Dar încă nu există o implementare practică a acestei idei! Care este motivul?
Echilibrarea pierderilor
Aripa unui avion, care creează portanță, are un produs secundar negativ însoțitor, s-ar putea spune, sub forma unui moment de scufundare care tinde să pună avionul într-o scufundare. Pentru a preveni scufundarea avionului, există o mică aripă pe coada sa - un stabilizator, care împiedică această scufundare, creând o forță de ridicare în jos, adică negativă. Această configurație aerodinamică a aeronavei se numește „normală”. Deoarece portanța stabilizatorului este negativă, se adaugă la gravitația aeronavei, iar aripa trebuie să aibă o portanță mai mare decât gravitația.
Diferența dintre aceste forțe se numește pierderi de echilibrare, care pot ajunge până la 20%.
Dar primul avion de zbor al Fraților Wright nu a avut astfel de pierderi, deoarece aripa mică - un destabilizator care împiedică o scufundare - a fost plasată nu în spatele aripii, ci în fața acesteia. Acest design aerodinamic al aeronavei se numește „canard”. Și pentru a preveni scufundarea aeronavei, destabilizatorul trebuie să creeze o forță ascendentă, adică pozitivă, de ridicare. Se adaugă la portabilitatea aripii, iar această sumă este egală cu gravitația aeronavei. Drept urmare, aripa trebuie să producă o forță de susținere care este mai mică decât forța gravitației. Și fără pierderi pentru echilibrare!
Stabilizatorul și destabilizatorul sunt combinate într-un singur termen - coadă orizontală sau GO.
Cu toate acestea, odată cu dezvoltarea masivă a mecanizării aripilor de decolare și aterizare la începutul anilor treizeci ai secolului trecut, „rața” a pierdut acest avantaj. Elementul principal de mecanizare este clapeta - partea din spate a aripii care este deviată în jos. Acesta dublează aproximativ forța de ridicare a aripii, datorită căreia este posibilă reducerea vitezei în timpul aterizării și decolării, economisind astfel greutatea șasiului. Dar produsul secundar sub forma momentului de scufundare când clapeta este eliberată crește într-o asemenea măsură încât destabilizatorul nu poate face față, dar stabilizatorul nu poate face față. Ruperea nu înseamnă construirea, în acest caz o forță pozitivă.
Pentru ca aripa să creeze portanță, aceasta trebuie să fie orientată într-un unghi față de direcția fluxului de aer care se apropie. Acest unghi se numește unghi de atac și pe măsură ce crește, crește și forța de ridicare, dar nu la infinit, ci până la un unghi critic, care variază de la 15 la 25 de grade. Prin urmare, forța aerodinamică totală nu este îndreptată strict în sus, ci este înclinată spre coada aeronavei. Și poate fi descompus într-o componentă direcționată strict în sus - forța de ridicare și direcționată înapoi - forța de rezistență aerodinamică. Raportul dintre forța de ridicare și forța de rezistență este utilizat pentru a evalua calitatea aerodinamică a aeronavei, care poate varia de la 7 la 25.
Fenomenul care funcționează în favoarea schemei normale este teșirea fluxului de aer în spatele aripii, care constă într-o deviere în jos a direcției fluxului, cu atât mai mare cu atât portanța aripii este mai mare. Prin urmare, atunci când clapeta este deviată, din cauza aerodinamicii, unghiul negativ efectiv de atac al stabilizatorului crește automat și, în consecință, forța de ridicare negativă a acestuia.
În plus, o astfel de circumstanță precum asigurarea stabilității longitudinale a zborului aeronavei funcționează și în favoarea schemei „normale” în comparație cu „canard”. Unghiul de atac al unei aeronave poate suferi modificări ca urmare a mișcărilor verticale ale maselor de aer. Avioanele sunt proiectate având în vedere acest fenomen și se străduiesc să reziste la perturbări. Fiecare suprafață a aeronavei are un focus aerodinamic - punctul de aplicare al creșterii portanței atunci când unghiul de atac se schimbă. Dacă luăm în considerare rezultanta incrementelor aripii și GO, atunci aeronava are și un focus. Dacă focalizarea aeronavei este în spatele centrului de masă, atunci cu o creștere aleatorie a unghiului de atac, creșterea portanței tinde să încline aeronava, astfel încât unghiul de atac să scadă. Și avionul revine la modul de zbor anterior. În acest caz, în configurația „normală”, aripa creează un moment de destabilizare (pentru a crește unghiul de atac), iar stabilizatorul creează un moment de stabilizare (pentru a scădea unghiul de atac), iar acesta din urmă predomină cu aproximativ 10% . Într-un canard, momentul destabilizator este creat de destabilizator, iar momentul stabilizator, care este cu aproximativ 10% mai mare, este creat de aripă. Prin urmare, o creștere a zonei și umărului cozii orizontale duce la o creștere a stabilității în designul normal și la scăderea acestuia în „canard”. Toate momentele acționează și sunt calculate în raport cu centrul de masă al aeronavei (vezi Fig. 1).
)
Dacă focalizarea avionului este înaintea centrului de masă, atunci cu o creștere mică aleatorie a unghiului de atac crește și mai mult și avionul va fi instabil static. Această poziție relativă a focalizării și a centrului de masă este folosită la luptătorii moderni pentru a încărca stabilizatorul și a primi o ridicare nu negativă, ci pozitivă. Și zborul aeronavei este asigurat nu de aerodinamică, ci de un sistem automat de stabilitate artificială duplicat de patru ori, care „virează” atunci când aeronava se îndepărtează de unghiul de atac necesar. Când automatizarea este oprită, aeronava începe să întoarcă coada mai întâi, pe care se bazează figura „Cobra lui Pugachev”, în care pilotul oprește în mod deliberat automatizarea și, când este atins unghiul necesar de rotație a cozii, trage un rachetă în emisfera din spate și apoi pornește din nou automatizarea.
În cele ce urmează, considerăm doar aeronavele stabile static, deoarece numai astfel de aeronave pot fi utilizate în aviația civilă.
Poziția relativă a focalizării aeronavei și a centrului de masă caracterizează conceptul de „centrare”.
Deoarece focalizarea se află în spatele centrului de masă, indiferent de model, distanța dintre ele, numită marjă de stabilitate, crește brațul GO în modelul normal și îl scade în „canard”.
Raportul dintre brațele aripii și canard este astfel încât forța de ridicare a destabilizatorului la deviația maximă a elevatoarelor este utilizată complet atunci când aeronava este adusă la unghiuri mari de atac. Și va fi ratată când clapele vor fi eliberate. Prin urmare, toate „rațele” celebrului designer american Rutan nu au nicio mecanizare. Aeronava sa Voyager a fost primul din lume care a zburat în jurul globului fără aterizare și alimentare cu combustibil în 1986.
O excepție este Nava Beechcraft, dar acolo, în scopul utilizării flapurilor, a fost folosit un design foarte complex cu geometrie variabilă a destabilizatorului, care nu a putut fi adus la o stare reproductibilă în serie, motiv pentru care proiectul a fost închis.
Brațul aripii depinde în mare măsură de cât de mult crește forța de portanță a destabilizatorului atunci când unghiul său de atac crește cu un grad; acest parametru se numește derivată față de unghiul de atac al coeficientului de portanță sau pur și simplu derivata destabilizatorului. Și, cu cât acest derivat este mai mic, cu atât centrul de masă al aeronavei poate fi plasat mai aproape de aripă, prin urmare, cu atât brațul aripii va fi mai mic. Pentru a reduce această derivată, autorul a propus în 1992 implementarea destabilizatorului după o schemă biplană (2). Acest lucru face posibilă reducerea umărului aripii atât de mult încât elimină obstacolul în calea utilizării unei clapete pe acesta. Cu toate acestea, un efect secundar apare sub forma unei creșteri a rezistenței GO din cauza biplanului. În plus, există o complicație în proiectarea aeronavei, deoarece este necesar să se fabrice efectiv două GO-uri și nu unul.
Colegii au subliniat că caracteristica „destabilizator de biplan” a fost prezentă pe avionul Fraților Wright, dar în invenții nu a fost brevetată doar o nouă caracteristică, ci și un nou set de caracteristici. Soții Wright nu aveau caracteristica „flap”. În plus, dacă se cunoaște setul de caracteristici ale unei noi invenții, atunci pentru ca această invenție să fie recunoscută, cel puțin o caracteristică trebuie utilizată în scopuri noi. Soții Wright au folosit biplanul pentru a reduce greutatea structurii, iar în invenția descrisă - pentru a reduce derivatul.
„Rață de ghiveci”
În urmă cu aproape două decenii, ne-am amintit de ideea unei „rățe cu palete” menționată la începutul articolului.
Utilizează ca destabilizator o coadă orizontală a giruletelor (FGO), care constă din destabilizatorul în sine, plasat cu balamale pe o axă perpendiculară pe fuzelaj și conectat la destabilizatorul cârmei servo. Un fel de avion cu un design normal, în care aripa avionului este destabilizatorul FGO, iar stabilizatorul avionului este servo FGO. Și acest avion nu zboară, ci este plasat pe o axă și el însuși este orientat în raport cu fluxul care se apropie. Prin modificarea unghiului negativ de atac al servodirecției, schimbăm unghiul de atac al destabilizatorului în raport cu debitul și, în consecință, forța de ridicare a FGO în timpul controlului pasului.
Când poziția volanului servo rămâne neschimbată în raport cu destabilizatorul, FGO nu răspunde la rafale de vânt vertical, adică. la modificările unghiului de atac al aeronavei. Prin urmare, derivata sa este zero. Pe baza discuțiilor noastre anterioare, aceasta este o opțiune ideală.
La testarea primei aeronave cu designul „vane canard” proiectat de A. Yurkonenko (3) cu un FGO încărcat eficient, au fost efectuate mai mult de două duzini de abordări cu succes. În același timp, au fost descoperite semne clare de instabilitate a aeronavei (4).
„Super rezistență”
Oricât de paradoxal ar părea, instabilitatea „raței cu palete” este o consecință a „super-stabilității” acesteia. Momentul stabilizator al unui canard clasic cu GO fix se formeaza din momentul stabilizator al aripii si momentul destabilizator al GO contracarand-o. La rața cu paletă, FGO nu participă la formarea momentului de stabilizare și se formează numai din momentul de stabilizare al aripii. Astfel, momentul stabilizator al „raței cu palete” este de aproximativ zece ori mai mare decât cel al celei clasice. Dacă unghiul de atac crește accidental, aeronava, sub influența unui moment de stabilizare excesiv al aripii, nu revine la modul anterior, ci o „depășește”. După „depășire”, aeronava dobândește un unghi de atac redus față de modul anterior, astfel încât apare un moment stabilizator de alt semn, de asemenea excesiv, și astfel apar auto-oscilații, pe care pilotul nu este capabil să le stingă.
Una dintre condițiile pentru stabilitate este capacitatea aeronavei de a neutraliza consecințele perturbărilor atmosferice. Prin urmare, în absența perturbărilor, este posibil un zbor satisfăcător al unei aeronave instabile. Aceasta explică abordările de succes ale aeronavei YuAN-1. În tinerețea mea îndepărtată, autorul a avut un caz în care un nou model de planor a zburat seara în condiții calme pentru un total de cel puțin 45 de minute, demonstrând zboruri destul de satisfăcătoare și a arătat o instabilitate semnificativă - tangajul alternat cu scufundarea la primul zbor în condiții de vânt. vreme. Atâta timp cât vremea a fost calmă și nu au fost perturbări, planorul a demonstrat un zbor satisfăcător, dar reglarea sa a fost instabilă. Pur și simplu nu exista niciun motiv pentru a manifesta această instabilitate.
LCR descris poate fi, în principiu, utilizat într-o „pseudo-răță”. Un astfel de avion este în esență un design „fără coadă” și are o aliniere adecvată. Și FGO-ul său este folosit doar pentru a compensa momentul suplimentar de scufundare al aripii care apare atunci când se eliberează mecanizarea. În configurația de croazieră nu există nicio sarcină pe FGO. Astfel, FGO de fapt nu funcționează în modul principal de zbor operațional și, prin urmare, utilizarea sa în acest exemplu de realizare este neproductivă.
"KRASNOV-RATĂ"
„Suprastabilitatea” poate fi eliminată prin creșterea derivatei CSF de la zero la un nivel acceptabil. Acest obiectiv este atins datorită faptului că unghiul de rotație al FGO este semnificativ mai mic decât unghiul de rotație al cârmei servo cauzat de o modificare a unghiului de atac al aeronavei (5). În acest scop, se utilizează un mecanism foarte simplu, prezentat în Fig. 2. FGO 1 și volanul servo 3 sunt articulate pe axa OO1. Tijele 4 și 6, prin balamalele 5,7, 9,10, conectează FGO 1 și volanul servo 3 cu basculant 8. Ambreiajul 12 servește la schimbarea lungimii tijei 6 de către pilot în scopul controlului pasului. Rotirea FGO 1 se efectuează nu prin întregul unghi de deviere al volanului servo 3 față de aeronavă atunci când direcția fluxului care se apropie se schimbă, ci numai prin partea sa proporțională. Dacă proporția este egală cu jumătate, atunci sub acțiunea unui flux ascendent, ceea ce duce la o creștere a unghiului de atac al aeronavei cu 2 grade, unghiul real de atac al FGO va crește cu doar 1 grad. În consecință, derivatul FGO va fi de două ori mai mic în comparație cu GO fix. Liniile întrerupte indică poziția FGO 1 și servo cârmă 3 după modificarea unghiului de atac al aeronavei. Modificarea proporției și, prin urmare, determinarea valorii derivatei se poate realiza cu ușurință prin alegerea distanțelor corespunzătoare ale balamalelor 5 și 7 față de axa OO1.
![imagine]()
Reducerea derivatei GO din cauza penelor vă permite să plasați focalizarea în orice limite, iar în spatele acestuia centrul de masă al aeronavei. Acesta este conceptul de dezaliniere aerodinamică. Astfel, toate restricțiile privind utilizarea mecanizării moderne a aripilor în configurația canard sunt eliminate în același timp menținând stabilitatea statică.
"KRASNOV-FLUGER"
Totul e bine! Dar există un dezavantaj. Pentru ca pe FGO 1 să apară o forță de ridicare pozitivă, trebuie să acționeze o forță de ridicare negativă asupra volanului servo 3. O analogie este aspectul normal al unui avion. Adică există pierderi pentru echilibrare, în acest caz echilibrarea LSC. Prin urmare, modalitatea de a elimina acest dezavantaj este schema „rață”. Amplasăm volanul servo în fața FGO, așa cum se arată în Fig. 3.
FGO funcționează după cum urmează (6). Ca rezultat al acțiunii forțelor aerodinamice asupra FGO 1 și a volanului servo 4, FGO 1 este instalat spontan la un anumit unghi de atac față de direcția fluxului care se apropie. Unghiurile de atac ale FGO 1 și servo cârmă 4 au același semn, prin urmare, forțele de ridicare ale acestor suprafețe vor avea aceeași direcție. Adică, forța aerodinamică a cârmei servo 4 nu reduce, ci crește forța de ridicare a FGO 1. Pentru a crește unghiul de atac al aeronavei, pilotul mută împingerea 6 înainte, drept urmare servo cârma 4 de pe balamaua 5 se rotește în sensul acelor de ceasornic și unghiul de atac al cârmei servo 4 crește. Aceasta duce la o creștere a unghiului de atac al FGO 1, adică la o creștere a forței de ridicare a acestuia.
Pe lângă controlul pasului, conexiunea efectuată de împingerea 7 asigură o creștere de la zero la valoarea necesară a derivatei FGO.
Să presupunem că avionul a intrat într-o curent ascendent și unghiul său de atac a crescut. În acest caz, grinda 2 se rotește în sens invers acelor de ceasornic și balamalele 9 și 8, în absența tracțiunii 7, ar trebui să se apropie. Tija 7 împiedică apropierea și rotește volanul servo 4 în sensul acelor de ceasornic și, prin urmare, își mărește unghiul de atac.
Astfel, atunci când direcția fluxului care se apropie se schimbă, unghiul de atac al volanului servo 4 se schimbă, iar FGO 1 se stabilește spontan la un unghi diferit față de flux și creează o forță de ridicare diferită. În acest caz, valoarea acestei derivate depinde de distanța dintre balamalele 8 și 3, precum și de distanța dintre balamalele 9 și 5.
FGO propus a fost testat pe un model de cablu electric al circuitului „rață”, în timp ce derivatul său în comparație cu un GO fix a fost redus la jumătate. Sarcina pe FGO a fost de 68% din cea pentru aripă. Scopul testului nu a fost acela de a obține sarcini egale, ci de a obține exact o sarcină mai mică a FGO în comparație cu aripa, deoarece dacă o obțineți, nu va fi dificil să obțineți unele egale. La „rațele” cu GO fix, încărcarea empenajului este de obicei cu 20 - 30% mai mare decât încărcarea aripii.
„Avionul ideal”
Dacă suma a două numere este o valoare constantă, atunci suma pătratelor lor va fi cea mai mică dacă aceste numere sunt egale. Deoarece rezistența inductivă a suprafeței de ridicare este proporțională cu pătratul coeficientului său de portanță, limita minimă de rezistență a aeronavei va fi în cazul în care acești coeficienți ai ambelor suprafețe de ridicare sunt egali între ei în timpul modului de zbor de croazieră. O astfel de aeronavă ar trebui considerată „ideală”. Invențiile „Krasnov-duck” și „Krasnov-weather jae” fac posibilă realizarea în realitate a conceptului de „aeronava ideală” fără a recurge la menținerea artificială a stabilității prin sisteme automate.
O comparație a „aeronavei ideale” cu o aeronavă modernă cu un design normal arată că este posibil să obțineți un câștig de 33% în sarcina comercială, economisind simultan 23% la combustibil.
FGO creează portanță maximă la unghiuri de atac apropiate de critic, iar acest mod este tipic pentru faza de aterizare a zborului. În acest caz, fluxul de particule de aer în jurul suprafeței portante este aproape de limita dintre normal și blocare. Perturbarea fluxului de la suprafața GO este însoțită de o pierdere bruscă a portanței asupra acestuia și, în consecință, de o coborâre intensă a nasului aeronavei, așa-numita „pitch”. Un caz indicativ de „ciugulire” este dezastrul Tu-144 de la Le Bourget, când s-a prăbușit la ieșirea dintr-o scufundare exact după scufundare. Utilizarea CSF-ului propus face posibilă rezolvarea cu ușurință a acestei probleme. Pentru a face acest lucru, este necesar doar să limitați unghiul de rotație al servodirecției în raport cu FGO. În acest caz, unghiul real de atac al FGO va fi limitat și nu va deveni niciodată egal cu cel critic.
„Stabilizator pentru giruete”
![imagine]()
Problema utilizării FGO într-o schemă normală este de interes. Dacă nu reduceți, ci dimpotrivă, creșteți unghiul de rotație al FGO în comparație cu volanul servo, așa cum se arată în Fig. 4, atunci derivatul FGO va fi mult mai mare în comparație cu stabilizatorul fix (7).
Acest lucru permite focalizarea aeronavei și centrul de masă să se deplaseze semnificativ înapoi. Ca rezultat, sarcina de croazieră a stabilizatorului FGO devine nu negativă, ci pozitivă. În plus, dacă centrul de masă al aeronavei este deplasat dincolo de focalizare de-a lungul unghiului de deviere al clapetei (punctul de aplicare a creșterii portanței din cauza deflexiunii clapetei), atunci stabilizatorul de pene creează o forță de sustentație pozitivă în configurația de aterizare. .
Dar toate acestea pot fi adevărate atâta timp cât nu luăm în considerare efectul frânării și teșirea curgerii de la suprafața lagărului din față spre spate. Este clar că în cazul unei „rățe” rolul acestei influențe este mult mai mic. Pe de altă parte, dacă stabilizatorul „poartă” luptători militari, atunci de ce va înceta „cară” cu aeronave civile?
"Planul Krasnov" sau "rață pseudo-vane"
Montarea articulată a destabilizatorului, deși nu radical, încă complică proiectarea aeronavei. Se pare că reducerea derivatului destabilizator poate fi realizată prin mijloace mult mai ieftine.
![imagine]()
În fig. Figura 4 prezintă destabilizatorul 1 al aeronavei propuse conectat rigid la fuzelaj (neprezentat în desen). Este echipat cu un mijloc de schimbare a forței sale de ridicare sub forma unui volan 2, care, folosind o balama 3, este montat pe un suport 4, legat rigid de destabilizatorul 1. Pe același suport 4, folosind o balama 5, există o tijă 6, la capătul din spate al căreia este atașat rigid un servo-volan 7. La capătul din față al tijei 6, lângă balamaua 5, este fixată rigid o pârghie 8, al cărei capăt superior este conectat la tija 9 prin intermediul unei balamale 10. La capătul din spate al tijei 10 există o balama 11 care o conectează la pârghia 12 a trimmerului 13 a elevatorului 2. În acest caz, trimmerul 13 este montat pe partea din spate a volanului 14 folosind o balama 2. Ambreiajul 15 modifică lungimea împingerii 10 sub controlul pilotului pentru controlul pasului.
Destabilizatorul prezentat funcționează după cum urmează. Dacă unghiul de atac al aeronavei crește accidental, de exemplu, când aceasta intră într-o curent ascendent, volanul servo 7 este deviat în sus, ceea ce implică o deplasare a forței 10 la stânga, adică. înainte și duce la devierea mașinii de tuns 13 în jos, drept urmare elevatorul 2 este deviat în sus. Poziția volanului 2, a volanului servo 7 și a trimmerului 13 în situația descrisă este reprezentată în desen prin linii întrerupte.
Ca rezultat, creșterea forței de ridicare a destabilizatorului 1 datorită creșterii unghiului de atac va fi într-o oarecare măsură compensată de devierea în sus a elevatorului 2. Gradul acestei nivelări depinde de raportul dintre unghiurile de deviere ale volanului servo 7 și volanului 2. Și acest raport este stabilit de lungimea pârghiilor 8 și 12. Când unghiul de atac scade, liftul 2 este deviat în jos, iar forța de ridicare a destabilizatorului 1 crește, nivelând scăderea unghiului de atac.
În acest fel, se realizează o scădere a derivatului destabilizatorului în comparație cu „rața” clasică.
Datorită faptului că volanul servo 7 și trimmer-ul 13 sunt conectate cinematic între ele, ele se echilibrează reciproc. Dacă această echilibrare nu este suficientă, atunci este necesară includerea unei greutăți de echilibrare în proiectare, care trebuie plasată fie în interiorul volanului servo 7, fie pe prelungirea tijei 6 în fața balamalei 5. Elevatorul 2 trebuie fi de asemenea echilibrat.
Deoarece derivata în raport cu unghiul de atac al suprafeței de reazem este de aproximativ de două ori mai mare decât derivata față de unghiul de deviere al clapetei, atunci când unghiul de deviere al cârmei 2 este de două ori mai mare decât unghiul de deformare a servo cârmei 7, este posibil să se realizeze o valoare a derivatei destabilizatorului apropiată de zero.
Servo cârmă 7 este egală ca suprafață cu trimmerul 13 din înălțimea cârmei 2. Adică, completările la designul aeronavei au dimensiuni foarte mici și o complică neglijabil.
Astfel, este destul de posibil să se obțină aceleași rezultate ca „vane canard” folosind doar tehnologii tradiționale de producție a aeronavelor. Prin urmare, o aeronavă cu un astfel de destabilizator poate fi numită „rață pseudo-vane”. A fost primit un brevet pentru această invenție cu numele „Plan Krasnov” (8).
„Un avion care ignoră turbulențele”
Este foarte recomandabil să proiectați o aeronavă în care suprafețele de ridicare din față și din spate au o derivată totală egală cu zero.
O astfel de aeronavă va ignora aproape complet fluxurile verticale de mase de aer, iar pasagerii săi nu vor simți „păvălirea” chiar și cu turbulențe intense în atmosferă. Și, deoarece fluxurile verticale ale maselor de aer nu duc la supraîncărcarea aeronavei, se poate conta că aceasta are o suprasarcină operațională semnificativ mai mică, ceea ce va avea un efect pozitiv asupra greutății structurii sale. Datorită faptului că aeronava nu suferă supraîncărcări în timpul zborului, corpul său nu este supus la uzură prin oboseală.
Reducerea derivatei aripii unei astfel de aeronave se realizează în același mod ca și pentru destabilizatorul într-un „canard pseudo-vane”. Dar servo nu actioneaza asupra lifturilor, ci asupra flaperons-urilor aripilor. Flaperon este o parte a aripii care funcționează ca un eleron și un clapă. În acest caz, ca urmare a unei modificări aleatorii a unghiului de atac al aripii, forța de ridicare a acesteia crește la focalizarea de-a lungul unghiului de atac. Și o creștere negativă a forței de ridicare a aripii ca urmare a deflexiunii flaperonului de către servo cârmă are loc la focalizarea de-a lungul unghiului de deviere al flaperonului. Și distanța dintre aceste focare este aproape egală cu un sfert din coarda aerodinamică medie a aripii. Ca urmare a acțiunii acestei perechi de forțe multidirecționale se formează un moment de destabilizare, care trebuie compensat de momentul destabilizatorului. În acest caz, destabilizatorul ar trebui să aibă o mică derivată negativă, iar valoarea derivatei aripii ar trebui să fie puțin mai mare decât zero. Brevetul RF nr. 2710955 a fost primit pentru o astfel de aeronavă.
Setul de invenții prezentat reprezintă, probabil, ultima resursă informatică aerodinamică nefolosită pentru creșterea eficienței economice a aviației subsonice cu o treime sau mai mult.
Yuri Krasnov
REFERINȚE
- D. Sobolev. Istoria centenarului „aripii zburătoare”, Moscova, Rusavia, 1988, p. 100.
- Iu. Krasnov. Brevet RF nr. 2000251.
- A. Iurkonenko. Alternativă „rață”. Tehnologie – tineret 2009-08. Pagină 6-11
- V. Lapin. Când va zbura girouța? Aviația generală. 2011. Nr. 8. Pagină 38-41.
- Iu. Krasnov. Brevet RF nr. 2609644.
- Iu. Krasnov. Brevet RF nr. 2651959.
- Iu. Krasnov. Brevet RF nr. 2609620.
- Iu. Krasnov. Brevet RF nr. 2666094.
Sursa: www.habr.com