Koncom tridsiatych rokov minulého storočia vynálezca lamely Gustav Lachmann navrhol vybaviť bezchvost voľne plávajúcim krídlom umiestneným pred krídlom. Toto krídlo bolo vybavené servokormidlom, pomocou ktorého sa regulovala jeho zdvíhacia sila. Slúžil na kompenzáciu dodatočného momentu ponorenia krídla, ktorý nastáva pri uvoľnení klapky. Keďže Lachmann bol zamestnancom firmy Handley-Page, bola majiteľom patentu na toto technické riešenie a pod touto značkou sa myšlienka spomína aj v odbornej literatúre. Ale stále neexistuje praktická realizácia tejto myšlienky! Aky je dôvod?
Vyrovnávanie strát
Krídlo lietadla, ktoré vytvára vztlak, má sprievodný, dalo by sa povedať, negatívny vedľajší produkt vo forme ponorného momentu, ktorý má tendenciu dostať lietadlo do ponoru. Aby sa lietadlo nepotápalo, na chvoste je malé krídlo - stabilizátor, ktorý tomuto ponoru bráni a vytvára klesajúcu, teda negatívnu zdvíhaciu silu. Táto aerodynamická konfigurácia lietadla sa nazýva „normálna“. Pretože zdvih stabilizátora je negatívny, pridáva lietadlu na gravitácii a krídlo musí mať zdvih väčší ako gravitácia.
Rozdiel medzi týmito silami sa nazýva vyrovnávacie straty, ktoré môžu dosiahnuť až 20 %.
Ale prvé lietajúce lietadlo bratov Wrightovcov také straty nemalo, pretože malé krídlo - destabilizátor, ktorý bráni ponoru - nebolo umiestnené za krídlom, ale pred ním. Tento aerodynamický dizajn lietadla sa nazýva „kanard“. A aby sa zabránilo ponoreniu lietadla, musí destabilizátor vytvárať vzostupnú, teda pozitívnu, zdvíhaciu silu. Pripočítava sa k vztlaku krídla a tento súčet sa rovná gravitácii lietadla. Výsledkom je, že krídlo musí produkovať zdvíhaciu silu, ktorá je menšia ako sila gravitácie. A žiadne straty na vyváženie!
Stabilizátor a destabilizátor sú spojené do jedného pojmu - horizontálny chvost alebo GO.
S masívnym rozvojom mechanizácie vzletových a pristávacích krídel na začiatku tridsiatych rokov minulého storočia však „kačica“ túto výhodu stratila. Hlavným prvkom mechanizácie je klapka - zadná časť krídla, ktorá je vychýlená smerom nadol. Približne zdvojnásobuje zdvíhaciu silu krídla, vďaka čomu je možné znížiť rýchlosť pri pristávaní a vzlete, čím sa šetrí hmotnosť podvozku. Ale vedľajší produkt v podobe ponorného momentu pri uvoľnení klapky sa zväčší do takej miery, že destabilizátor si s tým neporadí, ale stabilizátor si neporadí. Breaking nie je budovanie, v tomto prípade pozitívna sila.
Aby krídlo vytváralo vztlak, musí byť orientované pod uhlom k smeru prichádzajúceho prúdu vzduchu. Tento uhol sa nazýva uhol nábehu a ako sa zväčšuje, zväčšuje sa aj zdvíhacia sila, ale nie donekonečna, ale až do kritického uhla, ktorý sa pohybuje od 15 do 25 stupňov. Preto celková aerodynamická sila nesmeruje striktne nahor, ale je naklonená smerom k chvostu lietadla. A dá sa rozložiť na zložku smerujúcu striktne nahor – vztlakovú silu a smerujúcu dozadu – aerodynamickú odporovú silu. Pomer vztlaku a odporovej sily sa používa na posúdenie aerodynamickej kvality lietadla, ktorá sa môže pohybovať od 7 do 25.
Jav, ktorý funguje v prospech normálnej schémy, je skosenie prúdenia vzduchu za krídlom, ktoré spočíva v odklone smeru prúdenia smerom nadol, čím väčší je vztlak krídla. Preto sa pri vychýlení klapky v dôsledku aerodynamiky automaticky zväčší skutočný negatívny uhol nábehu stabilizátora a následne aj jeho negatívna vztlaková sila.
Okrem toho taká okolnosť, akou je zabezpečenie pozdĺžnej stability letu lietadla, tiež funguje v prospech „normálnej“ schémy v porovnaní s „kačacou“. Uhol nábehu lietadla sa môže meniť v dôsledku vertikálnych pohybov vzdušných hmôt. Lietadlá sú navrhnuté s ohľadom na tento jav a snažia sa odolať poruchám. Každá plocha lietadla má aerodynamické zameranie - bod aplikácie prírastku vztlaku pri zmene uhla nábehu. Ak vezmeme do úvahy výslednicu prírastkov krídla a GO, potom má lietadlo tiež ohnisko. Ak je ohnisko lietadla za ťažiskom, tak pri náhodnom zvyšovaní uhla nábehu má prírastok vztlaku tendenciu nakláňať lietadlo tak, že uhol nábehu klesá. A lietadlo sa vráti do predchádzajúceho letového režimu. V tomto prípade v „normálnej“ konfigurácii krídlo vytvára destabilizujúci moment (na zväčšenie uhla nábehu) a stabilizátor vytvára stabilizačný moment (na zníženie uhla nábehu), pričom ten prevláda asi o 10 %. . Pri kačici destabilizačný moment vytvára destabilizátor a stabilizačný moment, ktorý je asi o 10% väčší, vytvára krídlo. Zväčšenie plochy a ramena horizontálneho chvosta preto vedie k zvýšeniu stability v normálnom dizajne a k jeho zníženiu v „kanarde“. Všetky momenty pôsobia a sú vypočítané vzhľadom na ťažisko lietadla (pozri obr. 1).
)
Ak je ohnisko lietadla pred ťažiskom, potom sa pri náhodnom malom zvýšení uhla nábehu ešte viac zväčší a lietadlo bude staticky nestabilné. Táto relatívna poloha ohniska a ťažiska sa používa v moderných stíhačkách na zaťaženie stabilizátora a nie negatívny, ale pozitívny zdvih. A let lietadla nezabezpečuje aerodynamika, ale štvornásobne duplikovaný automatický systém umelej stability, ktorý „riadi“, keď sa lietadlo vzdiali od požadovaného uhla nábehu. Keď je automatika vypnutá, lietadlo sa začne otáčať chvostom ako prvé, z toho vychádza figúrka „Pugačevova kobra“, v ktorej pilot úmyselne vypne automatiku a po dosiahnutí požadovaného uhla natočenia chvosta vystrelí raketou do zadnej pologule a potom znova zapne automatiku.
Ďalej uvažujeme len staticky stabilné lietadlá, keďže len takéto lietadlá možno použiť v civilnom letectve.
Relatívna poloha zamerania lietadla a ťažiska charakterizuje pojem „centrovanie“.
Keďže ohnisko je za ťažiskom, bez ohľadu na vzor, vzdialenosť medzi nimi, nazývaná okraj stability, zväčšuje rameno GO v normálnom vzore a zmenšuje ho v „kanarde“.
Pomer krídlových ramien ku kačici je taký, že zdvíhacia sila destabilizátora pri maximálnej výchylke výškoviek sa úplne využije, keď sa lietadlo dostane do vysokých uhlov nábehu. A pri uvoľnení klapiek bude chýbať. Preto všetky „kačice“ slávneho amerického dizajnéra Rutana nemajú žiadnu mechanizáciu. Jeho lietadlo Voyager bolo prvé na svete, ktoré v roku 1986 obletelo zemeguľu bez pristátia a tankovania.
Výnimkou je Beechcraft Starship, tam však bola pre účely použitia klapiek použitá veľmi zložitá konštrukcia s variabilnou geometriou destabilizátora, ktorú nebolo možné uviesť do sériovo reprodukovateľného stavu, a preto bol projekt uzavretý.
Rameno krídla do značnej miery závisí od toho, o koľko sa zvýši vztlaková sila destabilizátora, keď sa jeho uhol nábehu zvýši o jeden stupeň, tento parameter sa nazýva derivácia vzhľadom na uhol nábehu koeficientu vztlaku alebo jednoducho derivácia destabilizátora. A čím je tento derivát menší, tým bližšie ku krídlu je možné umiestniť ťažisko lietadla, tým menšie bude rameno krídla. Na zníženie tohto derivátu autor v roku 1992 navrhol implementovať destabilizátor podľa dvojrovinnej schémy (2). To umožňuje zmenšiť rameno krídla natoľko, že eliminuje prekážku pri použití klapky na ňom. Vedľajší účinok sa však vyskytuje vo forme zvýšenia odporu GO v dôsledku dvojplošníka. Okrem toho je tu komplikácia v dizajne lietadla, pretože je potrebné skutočne vyrobiť dva GO a nie jeden.
Kolegovia poukázali na to, že na lietadle bratov Wrightovcov bola prítomná funkcia „destabilizátora dvojplošníka“, ale vo vynálezoch bola patentovaná nielen nová funkcia, ale aj nový súbor funkcií. Wrightovci nemali funkciu „klapky“. Okrem toho, ak je známy súbor znakov nového vynálezu, potom aby bol tento vynález rozpoznaný, musí byť aspoň jeden znak použitý na nové účely. Wrights použili dvojplošník na zníženie hmotnosti konštrukcie av opísanom vynáleze na zníženie derivátu.
"Kačica s korouhvičkou"
Pred takmer dvoma desaťročiami sme si spomenuli na myšlienku „lopatkovej kačice“, ktorú sme spomínali na začiatku článku.
Ako destabilizátor používa korouhvový horizontálny chvost (FGO), ktorý pozostáva zo samotného destabilizátora, kĺbovo umiestneného na osi kolmej na trup a spojeného s destabilizátorom servokormidla. Druh lietadla bežnej konštrukcie, kde krídlo lietadla je destabilizátor FGO a stabilizátor lietadla je servo FGO. A toto lietadlo neletí, ale je umiestnené na osi a samo je orientované vzhľadom na prichádzajúci prúd. Zmenou negatívneho uhla nábehu servoriadenia meníme uhol nábehu destabilizátora vzhľadom na prietok a následne aj zdvíhaciu silu FGO pri regulácii sklonu.
Keď poloha servo volantu zostane nezmenená voči destabilizátoru, FGO nereaguje na poryvy vertikálneho vetra, t.j. na zmeny uhla nábehu lietadla. Preto je jeho derivácia nulová. Na základe našich predchádzajúcich diskusií je to ideálna možnosť.
Pri testovaní prvého lietadla konštrukcie „vane canard“ navrhnutého A. Jurkonenkom (3) s efektívne zaťaženým FGO bolo vykonaných viac ako dve desiatky úspešných priblížení. Zároveň boli objavené jasné znaky nestability lietadla (4).
"Super odolnosť"
Akokoľvek sa to môže zdať paradoxné, nestabilita „lopatkovej kačice“ je dôsledkom jej „super stability“. Stabilizačný moment klasického kačica s pevnou GO je tvorený stabilizačným momentom krídla a destabilizačným momentom GO, ktorý proti nemu pôsobí. U kačice sa FGO nepodieľa na tvorbe stabilizačného momentu a vzniká len zo stabilizačného momentu krídla. Stabilizačný moment „lopatkovej kačice“ je teda približne desaťkrát väčší ako u klasickej. Ak sa náhodou zväčší uhol nábehu, lietadlo sa pod vplyvom nadmerného stabilizačného momentu krídla nevráti do predchádzajúceho režimu, ale „prestrelí“. Lietadlo po „prestrele“ nadobudne oproti predchádzajúcemu režimu zmenšený uhol nábehu, vzniká tak stabilizačný moment iného znamienka, aj nadmerný, a tým vznikajú vlastné oscilácie, ktoré pilot nedokáže uhasiť.
Jednou z podmienok stability je schopnosť lietadla neutralizovať následky atmosférických porúch. Preto pri absencii porúch je možný uspokojivý let nestabilného lietadla. To vysvetľuje úspešné prístupy lietadla YuAN-1. V mojej ďalekej mladosti mal autor prípad, keď nový model vetroňa lietal vo večerných hodinách v pokojných podmienkach celkovo aspoň 45 minút, pričom predvádzal celkom uspokojivé lety a vykazoval výraznú nestabilitu - pri prvom lete pri veternom počasí sa striedali stúpania so strmhlavým. počasie. Pokiaľ bolo počasie pokojné a nenastali žiadne poruchy, vetroň vykazoval uspokojivý let, ale jeho nastavenie bolo nestabilné. Jednoducho nebol dôvod prejavovať túto nestabilitu.
Opísaný CSF možno v zásade použiť v „pseudo-kačici“. Takéto lietadlo má v podstate „bezchvostový“ dizajn a má vhodné zarovnanie. A jeho FGO sa používa iba na kompenzáciu dodatočného ponorného momentu krídla, ktorý nastáva pri uvoľnení mechanizácie. V cestovnej konfigurácii nie je FGO zaťažený. FGO teda v skutočnosti nefunguje v hlavnom prevádzkovom letovom režime, a preto je jeho použitie v tomto uskutočnení neproduktívne.
"KRASNOV-KAČA"
„Nadmernú stabilitu“ možno eliminovať zvýšením derivácie CSF z nuly na prijateľnú úroveň. Tento cieľ je dosiahnutý vďaka tomu, že uhol natočenia FGO je podstatne menší ako uhol natočenia servokormidla spôsobený zmenou uhla nábehu lietadla (5). Na tento účel sa používa veľmi jednoduchý mechanizmus znázornený na obr. 2. FGO 1 a servo volant 3 sú zavesené na osi OO1. Tyče 4 a 6 cez závesy 5,7, 9,10 spájajú FGO 1 a servoriadenie 3 s vahadlom 8. Spojka 12 slúži na zmenu dĺžky tiahla 6 pilotom za účelom regulácie sklonu. Otáčanie FGO 1 sa vykonáva nie cez celý uhol vychýlenia servoriadenia 3 voči lietadlu pri zmene smeru prichádzajúceho prúdu, ale iba cez jeho proporcionálnu časť. Ak sa podiel rovná polovici, potom pri pôsobení vzostupného toku, čo vedie k zvýšeniu uhla nábehu lietadla o 2 stupne, sa skutočný uhol nábehu FGO zvýši iba o 1 stupeň. V súlade s tým bude derivát FGO dvakrát menší v porovnaní s pevným GO. Prerušované čiary označujú polohu FGO 1 a servokormidla 3 po zmene uhla nábehu lietadla. Zmenu pomeru a tým aj určenie hodnoty derivácie je možné jednoducho uskutočniť voľbou vhodných vzdialeností závesov 5 a 7 od osi 1.
![obrázok]()
Zníženie derivácie GO v dôsledku operenia vám umožňuje umiestniť ohnisko v rámci akýchkoľvek limitov a za ním ťažisko lietadla. Toto je koncept aerodynamického nesúososti. Odpadajú tak všetky obmedzenia na použitie modernej krídlovej mechanizácie v konfigurácii canard pri zachovaní statickej stability.
"KRASNOV-FLUGER"
Všetko je v poriadku! Má to však nevýhodu. Aby na FGO 1 vznikla kladná zdvíhacia sila, musí na servoriadenie 3 pôsobiť záporná zdvíhacia sila. Analógiou je normálne usporiadanie lietadla. To znamená, že existujú straty na vyrovnávanie, v tomto prípade na vyrovnávanie CSF. Spôsob, ako odstrániť túto nevýhodu, je teda schéma „kačice“. Posilňovač volantu umiestnime pred FGO, ako je znázornené na obr. 3.
FGO funguje nasledovne (6). V dôsledku pôsobenia aerodynamických síl na FGO 1 a servo volant 4 sa FGO 1 spontánne inštaluje pod určitým uhlom nábehu k smeru prichádzajúceho prúdu. Uhly nábehu FGO 1 a servokormidla 4 majú rovnaké znamienko, preto budú mať zdvíhacie sily týchto plôch rovnaký smer. To znamená, že aerodynamická sila servokormidla 4 neznižuje, ale zvyšuje zdvíhaciu silu FGO 1. Aby sa zväčšil uhol nábehu lietadla, pilot posunie ťah 6 dopredu, v dôsledku čoho servo kormidlo 4 na závese 5 sa otáča v smere hodinových ručičiek a uhol nábehu servokormidla 4 sa zväčšuje. To vedie k zvýšeniu uhla nábehu FGO 1, t.j. k zvýšeniu jeho zdvíhacej sily.
Okrem regulácie výšky tónu zaisťuje spojenie realizované ťahom 7 zvýšenie z nuly na požadovanú hodnotu derivácie FGO.
Predpokladajme, že lietadlo vstúpilo do stúpavého prúdu a jeho uhol nábehu sa zväčšil. V tomto prípade sa nosník 2 otáča proti smeru hodinových ručičiek a pánty 9 a 8 by sa pri absencii ťahu 7 museli približovať k sebe. Tyč 7 bráni priblíženiu a otáča volant serva 4 v smere hodinových ručičiek a tým zvyšuje jeho uhol nábehu.
Keď sa teda zmení smer prichádzajúceho prúdu, zmení sa uhol nábehu servoriadenia 4 a FGO 1 sa spontánne nastaví pod iným uhlom vzhľadom na prúdenie a vytvorí inú zdvíhaciu silu. V tomto prípade hodnota tejto derivácie závisí od vzdialenosti medzi závesmi 8 a 3, ako aj od vzdialenosti medzi závesmi 9 a 5.
Navrhovaný FGO bol testovaný na modeli elektrického kábla „kačacieho“ obvodu, pričom jeho derivát v porovnaní s pevným GO bol znížený na polovicu. Zaťaženie FGO bolo 68% zaťaženia krídla. Cieľom testu nebolo získať rovnaké zaťaženie, ale dosiahnuť presne nižšie zaťaženie FGO v porovnaní s krídlom, pretože ak ho získate, nebude ťažké získať rovnaké. U "kačíc" s pevnou GO je zaťaženie ohrádky zvyčajne o 20 - 30% vyššie ako zaťaženie krídla.
"Ideálne lietadlo"
Ak je súčet dvoch čísel konštantná hodnota, potom súčet ich druhých mocnín bude najmenší, ak sa tieto čísla rovnajú. Pretože indukčný odpor vztlakovej plochy je úmerný druhej mocnine jej koeficientu vztlaku, najnižšia medza odporu lietadla bude v prípade, keď sa tieto koeficienty oboch zdvíhacích plôch počas cestovného letu navzájom rovnajú. Takéto lietadlo by sa malo považovať za „ideálne“. Vynálezy „Krasnov-kačica“ a „Krasnov-veterná korouhvička“ umožňujú v skutočnosti realizovať koncept „ideálneho lietadla“ bez toho, aby sme sa museli uchýliť k umelému udržiavaniu stability automatickými systémami.
Porovnanie „ideálneho lietadla“ s moderným lietadlom bežnej konštrukcie ukazuje, že je možné dosiahnuť 33 % nárast komerčnej záťaže a zároveň ušetriť 23 % paliva.
FGO vytvára maximálny zdvih pri uhloch nábehu blízkych kritickým a tento režim je typický pre pristávaciu fázu letu. V tomto prípade je prúdenie vzduchových častíc okolo nosnej plochy blízko k hranici medzi normálom a stallom. Prerušenie toku z povrchu GO je sprevádzané prudkou stratou vztlaku na ňom a v dôsledku toho intenzívnym znížením nosa lietadla, takzvaným „pitchom“. Indikatívnym prípadom „pecky“ je katastrofa Tu-144 v Le Bourget, keď sa zrútila pri opustení ponoru presne po ponore. Použitie navrhovaného CSF umožňuje jednoducho vyriešiť tento problém. Na tento účel je potrebné iba obmedziť uhol natočenia servoriadenia vzhľadom na FGO. V tomto prípade bude skutočný uhol útoku FGO obmedzený a nikdy sa nerovná kritickému.
"Stabilizátor poveternostnej lopatky"
![obrázok]()
Zaujímavá je otázka použitia FGO v normálnej schéme. Ak neznížite, ale naopak zväčšíte uhol natočenia FGO v porovnaní so servo volantom, ako je znázornené na obr. 4, potom bude derivát FGO oveľa vyšší v porovnaní s pevným stabilizátorom (7).
To umožňuje, aby sa ohnisko a ťažisko lietadla posunuli výrazne dozadu. V dôsledku toho sa cestovné zaťaženie stabilizátora FGO nestane negatívnym, ale pozitívnym. Okrem toho, ak je ťažisko lietadla posunuté za ohnisko pozdĺž uhla vychýlenia klapky (bod aplikácie prírastku vztlaku v dôsledku vychýlenia klapky), potom stabilizátor peria vytvorí pozitívnu vztlakovú silu v konfigurácii na pristátie. .
To všetko ale môže byť pravda, pokiaľ neberieme do úvahy vplyv brzdenia a skosenia prúdenia od prednej dosadzovacej plochy smerom dozadu. Je zrejmé, že v prípade „kačice“ je úloha tohto vplyvu oveľa menšia. Na druhej strane, ak stabilizátor „nesie“ vojenské stíhačky, prečo potom prestane „niesť“ civilné lietadlá?
"Krasnov-plán" alebo "pseudovantová kačica"
Výklopné uloženie destabilizátora, aj keď nie radikálne, predsa len komplikuje konštrukciu lietadla. Ukazuje sa, že zníženie derivátu destabilizátora sa dá dosiahnuť oveľa lacnejšími prostriedkami.
![obrázok]()
Na obr. Obrázok 4 zobrazuje destabilizátor 1 navrhovaného lietadla pevne spojený s trupom (nie je znázornený na výkrese). Je vybavený prostriedkom na zmenu svojej zdvíhacej sily vo forme volantu 2, ktorý je pomocou závesu 3 namontovaný na konzole 4, pevne spojenej s destabilizátorom 1. Na tej istej konzole 4 pomocou závesu 5 je tyč 6, na ktorej zadnom konci je pevne pripevnený servoriadok 7. Na prednom konci tyče 6 vedľa závesu 5 je pevne upevnená páka 8, ktorej horný koniec je pripojená k tyči 9 pomocou závesu 10. Na zadnom konci tyče 10 je záves 11, ktorý ju spája s pákou 12 trimra 13 elevátora 2. V tomto prípade je trimmer 13 namontovaný na zadnej časti volantu 14 pomocou závesu 2. Spojka 15 mení dĺžku ťahu 10 pod kontrolou pilota pre riadenie sklonu.
Prezentovaný destabilizátor funguje nasledovne. Ak sa uhol nábehu lietadla náhodou zväčší, napríklad keď vstúpi do stúpavého prúdu, servoriadenie 7 sa vychýli nahor, čo má za následok posunutie ťahu 10 doľava, t.j. dopredu a vedie k vychýleniu trimra 13 smerom nadol, v dôsledku čoho je elevátor 2 vychýlený nahor. Poloha volantu 2, servoriadenia 7 a trimra 13 v opísanej situácii je na výkrese znázornená prerušovanými čiarami.
Výsledkom je, že zvýšenie zdvíhacej sily destabilizátora 1 v dôsledku zvýšenia uhla nábehu bude do určitej miery kompenzované vychýlením výťahu 2 nahor. Stupeň tohto vyrovnania závisí od pomeru uhlov vychýlenia servo volantu 7 a volantu 2. A tento pomer je nastavený dĺžkou pák 8 a 12. Keď sa uhol nábehu zníži, výškovka 2 sa vychýli nadol a zdvíhacia sila destabilizátora 1 sa zvýši, čím sa vyrovná pokles uhla nábehu.
Týmto spôsobom sa dosiahne zníženie derivátu destabilizátora v porovnaní s klasickou „kačicou“.
Vzhľadom na to, že servo volant 7 a trimer 13 sú navzájom kinematicky spojené, navzájom sa vyrovnávajú. Ak toto vyváženie nestačí, je potrebné do návrhu zahrnúť vyvažovacie závažie, ktoré musí byť umiestnené buď vo vnútri servoriadenia 7 alebo na predĺžení tyče 6 pred závesom 5. Výškovka 2 musí byť tiež vyvážený.
Keďže derivácia vzhľadom na uhol nábehu nosnej plochy je približne dvakrát väčšia ako derivácia vzhľadom na uhol vychýlenia klapky, potom keď je uhol vychýlenia kormidla 2 dvakrát väčší ako uhol výchylky servokormidla 7 je možné dosiahnuť hodnotu derivácie destabilizátora blízku nule.
Servokormidlo 7 má rovnakú plochu ako trimer 13 výšky kormidla 2. To znamená, že doplnky k dizajnu lietadla sú veľmi malé a zanedbateľne ho komplikujú.
Je teda celkom možné získať rovnaké výsledky ako „lopatková kačica“ iba s použitím tradičných technológií výroby lietadiel. Preto sa lietadlo s takýmto destabilizátorom môže nazývať „pseudovantová kačica“. Na tento vynález bol udelený patent s názvom „Krasnov-plan“ (8).
"Lietadlo, ktoré ignoruje turbulencie"
Dôrazne sa odporúča navrhnúť lietadlo, ktorého predná a zadná zdvíhacia plocha majú celkovú deriváciu rovnú nule.
Takéto lietadlo bude takmer úplne ignorovať vertikálne prúdy vzdušných hmôt a jeho pasažieri nebudú cítiť „chvenie“ ani pri intenzívnych turbulenciách v atmosfére. A keďže vertikálne prúdy vzdušných hmôt nevedú k preťaženiu lietadla, dá sa počítať s výrazne nižším prevádzkovým preťažením, čo sa pozitívne prejaví na hmotnosti jeho konštrukcie. Vďaka tomu, že lietadlo počas letu nedochádza k preťaženiu, jeho kostra lietadla nepodlieha únavovému opotrebovaniu.
Zníženie derivácie krídla takéhoto lietadla sa dosiahne rovnakým spôsobom ako u destabilizátora v „pseudovane“. Servo však nepôsobí na výškovky, ale na vztlakové klapky krídel. Flaperon je časť krídla, ktorá funguje ako krídlo a klapka. V tomto prípade v dôsledku náhodnej zmeny uhla nábehu krídla vzrastie jeho vztlaková sila v ohnisku pozdĺž uhla nábehu. A negatívny prírastok sily vztlaku krídla v dôsledku vychýlenia klapky servokormidlom nastáva v ohnisku pozdĺž uhla vychýlenia klapky. A vzdialenosť medzi týmito ohniskami je takmer rovná štvrtine priemernej aerodynamickej tetivy krídla. Pôsobením tejto dvojice viacsmerných síl vzniká destabilizačný moment, ktorý musí byť kompenzovaný momentom destabilizátora. V tomto prípade by mal mať destabilizátor malú negatívnu deriváciu a hodnota derivácie krídla by mala byť o niečo väčšia ako nula. Na takéto lietadlo bol prijatý RF patent č. 2710955.
Súbor prezentovaných vynálezov predstavuje pravdepodobne posledný nevyužitý informačný aerodynamický zdroj na zvýšenie ekonomickej efektívnosti podzvukového letectva o tretinu a viac.
Jurij Krasnov
odkazy
- D. Sobolev. Storočná história „lietajúceho krídla“, Moskva, Rusavia, 1988, s. 100.
- Yu, Krasnov. RF patent č. 2000251.
- A. Jurkonenko. Alternatívna "kačica". Technika - mládež 2009-08. Stránka 6-11
- V. Lapin. Kedy poletí korouhvička? Všeobecné letectvo. 2011. Číslo 8. Stránka 38-41.
- Yu, Krasnov. RF patent č. 2609644.
- Yu, Krasnov. RF patent č. 2651959.
- Yu, Krasnov. RF patent č. 2609620.
- Yu, Krasnov. RF patent č. 2666094.
Zdroj: hab.com