Krijuesi i parashikuesve Gustav Lachmann në fund të viteve 1930 propozi një sistem me krahë lundrues të lirë, të vendosur përpara krahut në një aeroplan pa bisht. Ky krah ishte i pajisur me një servorule, me anë të të cilit rregullohej fuqia ngritëse. Ai shërbente për të kompensuar momentin e shtypjes shtesë të krahut që krijohej gjatë lirimit të skelës. Duke qenë se Lachmann ishte një punonjës i kompanisë Handley Page, ajo ishte pronarja e patentës për këtë zgjidhje teknike dhe, nën këtë markë, ideja e përmendur është e përmendur në literaturën teknike. Por nuk ka pasur ende një zbatim praktik të kësaj ideje! Cila është arsyeja?
Humor në balancimin
Krahu i aeroplanit, i cili krijon forcĂ«n ngritĂ«se, ka njĂ« produkt anĂ«sor, qĂ« mund tĂ« quhet negativ, nĂ« formĂ«n e momentit tĂ« shtypjes, qĂ« tendos aeroplanin tĂ« zhyset. PĂ«r tĂ« parandaloolĂ« zhytyrjen, nĂ« bishtin e tij ka njĂ« krah tĂ« vogĂ«l â stabilizatori, i cili parandalon kĂ«tĂ« zhytyrĂ«, duke krijuar njĂ« forcĂ« ngritĂ«se negative qĂ« Ă«shtĂ« e orientuar poshtĂ«. Kjo skemĂ« aerodinamike quhet "normale". Duke qenĂ« se fuqia ngritĂ«se e stabilizatorit Ă«shtĂ« negative, ajo kumulohet me forcĂ«n e rĂ«ndesĂ«s sĂ« aeroplanit dhe krahu duhet tĂ« ketĂ« njĂ« forcĂ« ngritĂ«se qĂ« tejkalon forcĂ«n e rĂ«ndesĂ«s.
Dallimi midis këtyre forcave quhet humbje në balancimin, që mund të arrijë deri në 20%.
Por aeroplani i parĂ« fluturues i VĂ«llezĂ«rve Wright nuk kishte kĂ«to humbje, sepse krahĂ« i vogĂ«l â destabizatori, qĂ« ndalon zhytyrjen, ishte vendosur pĂ«rpara krahut, jo pas tij. Kjo skemĂ« aerodinamike quhet "duck". Dhe pĂ«r tĂ« parandaluar zhytyrjen e aeroplanit, destabizatori duhet tĂ« krijojĂ« njĂ« forcĂ« ngritĂ«se pozitive qĂ« Ă«shtĂ« e orientuar lart. Ajo kumulohet me forcĂ«n ngritĂ«se tĂ« krahut, dhe kjo shumĂ« gjithsej Ă«shtĂ« e barabartĂ« me forcĂ«n e rĂ«ndesĂ«s sĂ« aeroplanit. Si rezultat, krahu duhet tĂ« krijojĂ« njĂ« forcĂ« ngritĂ«se mĂ« tĂ« vogĂ«l se forca e rĂ«ndesĂ«s. Dhe nuk ka asnjĂ« humbje nĂ« balancim!
Stabilizatori dhe destabizatori bĂ«hen njĂ« term tĂ« vetĂ«m â aerodinamika horizontale ose HO.
MegjithatĂ«, me zhvillimin masiv nĂ« fillim tĂ« viteve 1930 tĂ« mekanizimit tĂ« krahut gjatĂ« ngritjes dhe uljes, "duck" humbi kĂ«tĂ« avantazh tĂ« caktuar. Elementi kryesor i mekanizimit Ă«shtĂ« flapsi â pjesa e prapme e krahut e cila devijohet poshtĂ«. Ai rrit forcĂ«n ngritĂ«se tĂ« krahut rreth dyfish, duke mundĂ«suar kĂ«shtu qĂ« tĂ« reduktohet shpejtĂ«sia gjatĂ« uljes dhe ngritjes, duke kursyer kĂ«shtu nĂ« peshĂ«n e avionit. Por produkti anĂ«sor nĂ« formĂ«n e momentit tĂ« shtypjes gjatĂ« lirimit tĂ« flapsit rritet nĂ« njĂ« shkallĂ« tĂ« tillĂ«, saqĂ« destabizatori nuk mund tĂ« pĂ«rballojĂ« me tĂ«, ndĂ«rsa stabilizatori â mund. RrĂ«zimi â nuk Ă«shtĂ« ndĂ«rtim, nĂ« kĂ«tĂ« rast, Ă«shtĂ« njĂ« forcĂ« pozitive.
PĂ«r tĂ« krijuar forcĂ«n ngritĂ«se, krahu duhet tĂ« orientohĂ«t nĂ«n njĂ« kĂ«nd ndaj drejtimit tĂ« rrjedhĂ«s sĂ« ajrit. Ky kĂ«nd quhet kĂ«nd ngritje dhe me rritjen e tij rritet dhe fuqia ngritĂ«se, por jo pafundĂ«sisht, vetĂ«m deri nĂ« kĂ«ndin kritik, i cili Ă«shtĂ« midis 15 dhe 25 gradĂ«ve. Prandaj, forca e plotĂ« aerodinamike nuk Ă«shtĂ« e orientuar saktĂ«sisht lart, por Ă«shtĂ« e rĂ«nduar drejt bishtit tĂ« aeroplanit. Ajo mund tĂ« ndahen nĂ« njĂ« komponent, e orientuar saktĂ«sisht lart â forcĂ«n ngritĂ«se, dhe njĂ« komponent pas â forcĂ«n e rezistencĂ«s aerodinamike. NĂ« lidhje me forcĂ«n ngritĂ«se ndaj forcĂ«s sĂ« rezistencĂ«s, gjykohet cilĂ«sia aerodinamike e aeroplanit, e cila mund tĂ« variojĂ« nga 7 deri nĂ« 25.
Në favor të skemës normale punon një fenomen si devijimi i rrjedhës së ajrit pas krahut, që konsiston në devijimin poshtë të drejtimit të rrjedhës, që është më e madhe sa më e madhe është forca ngritëse e krahut. Prandaj, me devijimin e flapsit, për shkak të aerodinamikës, automatikisht rritet këndi efektiv negativ i ngritjes së stabilizatorit dhe, kështu, fuqia e tij negative ngritëse.
PĂ«rveç kĂ«saj, njĂ« faktor tjetĂ«r nĂ« mbĂ«shtetje tĂ« skemĂ«s "normale" krahasuar me "patakun" Ă«shtĂ« siguria e stabilitetit gjatĂ« fluturimit tĂ« avionit. Anguli i sulmit tĂ« avionit mund tĂ« ndryshojĂ« si rezultat i lĂ«vizjeve vertikale tĂ« masave ajrore. AvionĂ«t projektohen me kĂ«tĂ« fenomen nĂ« mendje dhe synojnĂ« t'i rezistojnĂ« shqetĂ«simeve. Ădo sipĂ«rfaqe e avionit ka njĂ« fokus aerodinamik â pika e aplikimit tĂ« rritjes sĂ« forcĂ«s ngritĂ«se kur ndodhin ndryshime nĂ« kĂ«ndin e sulmit. NĂ«se shqyrtojmĂ« rezultantĂ«n e rritjeve tĂ« krahut dhe stabilizatorit, fokusi ka njĂ« rĂ«ndĂ«si edhe pĂ«r avionin. NĂ«se fokusi i avionit ndodhet pas qendrĂ«s sĂ« masĂ«s, atĂ«herĂ« njĂ« rritje e rastĂ«sishme e kĂ«ndit tĂ« sulmit do tĂ« shtojĂ« forcĂ«n ngritĂ«se qĂ« synon tĂ« pĂ«rkulĂ« avionin, pĂ«r tĂ« ulur angulin e sulmit. Shkakton kĂ«shtu qĂ« avioni tĂ« kthehet nĂ« modin e tij tĂ« mĂ«parshĂ«m tĂ« fluturimit. NĂ« kĂ«tĂ« rast, nĂ« skemĂ«n "normale", krah i krijon njĂ« moment destabilizues (pĂ«r rritjen e kĂ«ndit tĂ« sulmit), ndĂ«rsa stabilizatori krijon njĂ« moment stabilizues (pĂ«r uljen e kĂ«ndit tĂ« sulmit) dhe ky i fundit dominohet rreth 10%. NĂ« "patak", momentin destabilizues e krijon destabilizatori, ndĂ«rsa momenti stabilizues Ă«shtĂ« rreth 10% mĂ« i madh â krah. Prandaj, rritja e sipĂ«rfaqes dhe e gjatĂ«sisĂ« sĂ« stabilizatorit horizontal çon nĂ« rritjen e stabilitetit nĂ« skemĂ«n normale dhe nĂ« uljen e tij nĂ« "patak". TĂ« gjithĂ« momentet veprojnĂ« dhe konsiderohen nĂ« lidhje me qendrĂ«n e masĂ«s sĂ« avionit (shih fig. 1).
)
Nëse fokusi i avionit ndodhet përpara qendrës së masës, atëherë me një rritje të vogël të rastësishme të këndit të sulmit, ai rritet edhe më shumë dhe avioni do të bëhet statikisht i paqëndrueshëm. Ky vendosje e fokusit dhe e qendrës së masës përdoret në avionët luftarak modernë, për të ngarkuar stabilizatorin dhe për të marrë një forcë ngritëse pozitive në të. Fluturimi i avionit sigurohet jo nga aerodinamika, por nga një sistem automatik i stabilitetit me katër kopje i cili "rregullon" gjatë devijimit të avionit nga këndi i dëshiruar të sulmit. Kur automatikja ndalet, avioni fillon të kthehet me bisht përpara; mbi këtë bazohet figura "Kobra Pugachev", në të cilën piloti qëllimisht mbyll automatikën dhe kur arrin këndin e kërkuar të kthesës, lëshon një raketë në sferën e pasme, dhe pastaj përsëri aktivizon automatikën.
Në vazhdim, ne shqyrtojmë vetëm avionët statikisht të qëndrueshëm, pasi vetëm këta avionë mund të përdoren në aviacionin civil.
Pozita e ndërsjellë e fokusit të avionit dhe e qendrës së masës karakterizon konceptin "centrimi".
Pavarësisht se fokusi ndodhet pas qendrës së masës pavarësisht skemës, distance midis tyre, e quajtur rezerva e stabilitetit, rrit gjatësinë e stabilizatorit në skemën normale dhe e ul në "patak".
Raporti i gjatësisë së krahut dhe të stabilizatorit në "patak" është i tillë që forcën ngritëse të destabilizatorit, në deviatimin maksimal të timonëve të lartësisë, e përdorin plotësisht gjatë ngritjes të avionit në kënde të mëdha sulmi. Dhe ajo do të mungojë gjatë lëshimit të flapëve. Prandaj, të gjitha "patakët" e dizajnerit të njohur amerikan Rutan nuk kanë ndonjë mekanizëm. Avioni i tij "Voyager" u bë avioni i parë që fluturoi pa ndalesë dhe pa karburant rreth Tokës në vitin 1986.
Përjashtim përbën Beechcraft "Starship", por aty, për qëllimin e përdorimit të flapëve, u përdor një konstruksion shumë kompleks me gjeometrinë e ndryshueshme të destabilizatorit, e cila nuk arriti të zhvillohej në një gjendje të prodhueshme masivisht, për shkak të së cilës projekti u mbyll.
Gjatësia e krahut varet në masë të madhe nga se sa rritet forca ngritëse e destabilizatorit me rritjen e këndit të sulmit për një gradë, këtë parameter e quajmë derivat mbi këndin e sulmit të koeficientit të forcës ngritëse ose thjesht derivati i destabilizatorit. Dhe, sa më i vogël të jetë ky derivat, aq më afër krahut mund të vendoset qendra e masës së avionit, prandaj, aq më i vogël do të jetë gjatësia e krahut. Për të ulur këtë derivat, autori në vitin 1992 propozoi të realizojë destabilizatorin sipas skemës biplan (2). Kjo ofron mundësinë për të reduktuar aq shumë gjatësinë e krahut sa të eliminohet pengesa për përdorimin e flapëve mbi të. Megjithatë, ndodh një efekte anësore në formën e rritjes së rezistencës së stabilizatorit për shkak të biplanizmit. Përveç kësaj, ka vështirësime në ndërtimin e avionit, pasi duhet të prodhohen faktikisht dy stabilizatorë, në vend të njërit.
KolegĂ«t vunĂ« nĂ« dukje se karakteristika "biplan destabilizues" Ă«shtĂ« e pranishme nĂ« aeroplanin e VĂ«llezĂ«rve Wright, por nĂ« shpikje patentohen jo vetĂ«m karakteristika e re, por edhe njĂ« kombinim i ri karakteristikash. Te Wright, mungonte karakteristika "flaperon". PĂ«r mĂ« tepĂ«r, nĂ«se kombinimi i karakteristikave tĂ« njĂ« shpikjeje tĂ« re Ă«shtĂ« i njohur, pĂ«r ta njohur kĂ«tĂ« shpikje, sĂ« paku njĂ« karakteristikĂ« duhet tĂ« pĂ«rdoret pĂ«r qĂ«llime tĂ« reja. Te Wright, biplanorĂ«sia u pĂ«rdor pĂ«r tĂ« ulur peshĂ«n e konstrukcionit, ndĂ«rsa nĂ« shpikjen e pĂ«rshkruar â pĂ«r tĂ« reduktuar derivatĂ«n.
"Pata e flugerit"
Thuajse dy dekada më parë, u rikthye në mendje ideja e "patës së flugerit", e përmendur në fillim të artikullit.
Në të, si destabilizues përdoret flugeri horizontal i flugerit (FGO), i cili përbëhet nga vetë destabilizuesi, i vendosur pendular në një bosht, perpendicular ndaj trupit, dhe i lidhur me destabilizuesin me një servo-rajë. Një aeroplan i tillë ka një plan normal, ku krahu i aeroplanit është destabilizuesi FGO, dhe stabilizuesi i aeroplanit është servo-rajë FGO. Dhe ky aeroplan nuk fluturon, por është i vendosur në bosht, dhe ai orienton veten në lidhje me rrjedhën e kundërt. Duke ndryshuar këndin negativ të sulmit të servo-rajës, ne ndryshojmë këndin e sulmit të destabilizuesit në lidhje me rrjedhën dhe, si rezultat, forcën ngritëse të FGO-së gjatë menaxhimit të spirales.
Me pozitat e pandryshuara tĂ« servo-rajĂ«s nĂ« lidhje me destabilizuesin, FGO nuk reagon ndaj frymĂ«s vertikale, domethĂ«nĂ« ndaj ndryshimeve nĂ« kĂ«ndin e sulmit tĂ« aeroplanit. Prandaj, derivata e tij Ă«shtĂ« zero. Duke u nisur nga razonimet tona tĂ« mĂ«parshme â kjo Ă«shtĂ« njĂ« mundĂ«si ideale.
Gjatë provës së aeroplanit të parë të modelit "pata e flugerit" të konstruktorit A. Jurkoneko (3) me FGO-në e ngarkuar efektivisht, u bënë më shumë se dy dhjetëra ngritje të suksesshme. Megjithatë, u vunë re shenja të qarta të çrregullësisë së aeroplanit (4).
"Svetërësia"
Siç është e paqartë, por çrregullësia e "patës së flugerit" është një pasojë e "sovranitetit të saj". Momenti stabilizues i patës klasike me GO të fikur formohet nga momenti stabilizues i krahut dhe momenti destabilizues i GO. Te pata e flugerit, FGO nuk merr pjesë në formimin e momentit stabilizues, dhe ai formohet vetëm nga momenti stabilizues i krahut. Prandaj, momenti stabilizues te "pata e flugerit" është rreth dhjetë herë më i madh se ai te klasicja. Me një rritje rastësore të këndit të sulmit, aeroplani, nën ndikimin e momentit stabilizues të tepruar të krahut, nuk kthehet në modin e mëparshëm, por "kalon" atë. Pasi "kalimi", aeroplani merr një kënd sulmi më të ulët në krahasim me modin e mëparshëm, prandaj lind një moment stabilizues i qëndruar, gjithashtu të tepruar, dhe kështu lindin vetë-të dridhura, të cilat piloti nuk është në gjendje t'i shuajë.
Një nga kushtet e stabilitetit është aftësia e aeroplanit për të neutralizuar pasojat e trazirave të atmosferës. Prandaj, në mungesë të trazirave, është e mundur një fluturim të kënaqshëm të një aeroplani të paqëndrueshëm. Kjo shpjegon ngritjet e suksesshme të aeroplanit JUAN-1. Në rinovdomësi, autori kishte një rast, kur modeli i ri i gliderit fluturoi në mbrëmje në pa erë për një total prej jo më pak se 45 minutash, duke dëshmuar fluturime të kënaqshme dhe duke treguar një paqëndrueshmëri të dukshme - kërcimi ndërronte me rënien që në fluturimin e parë në mot të erës. Ndërsa moti ishte i qetë dhe nuk kishte trazira, glideri demonstronte fluturim të kënaqshëm, por rregullimi i tij ishte i paqëndrueshëm. Thjesht nuk kishte arsye për të treguar këtë paqëndrueshmëri.
FGO e përshkruar në parim mund të përdoret në "pseudopatë". Një aeroplan i tillë përbën në thelb një model "pa bisht" dhe ka përkatësisht centrimin. Dhe FGO përdoret vetëm për të kompensuar momentin e rënies shtesë të krahut, i cili lind gjatë lëshimit të mekanizmit. Në konfigurimin e lundrimit, ngarkesa mbi FGO mungon. Prandaj, në modin kryesor të fluturimit, FGO në fakt nuk funksionon, prandaj përdorimi i tij në këtë variant është i pakëndshëm.
"KRASNOV-PATA"
«Qëndrueshmëria e tepruar» mund të eliminohet duke rritur derivatën e FGO nga zero në një nivel të pranueshëm. Qëllimi i vendosur arrihet sepse këndi i rrotullimit të FGO është ndjeshëm më i vogël se këndi i rrotullimit të servorulit, i shkaktuar nga ndryshimi i këndit të sulmit të avionit (5). Për këtë, shërben një mekanizëm shumë të thjeshtë, i paraqitur në figurën 2. FGO 1 dhe servoruli 3 janë të vendosur lëvizshëm në boshtin OO1. Shtrirjet 4 dhe 6 lidhin përmes nyjave 5, 7, 9, 10 FGO 1 dhe servorulin 3 me levën 8. Konektori 12 shërben për të ndryshuar gjatësi të shtrirjes 6 nga piloti me qëllim për të kontrolluar sipas atmosferës. Rrotullimi i FGO 1 bëhet jo për tërë këndin e devijimit të servorulit 3 ndaj LLA-së gjatë ndryshimit të drejtimit të rrjedhës, por vetëm për një pjesë proporcionale të tij. Nëse proporcioni është gjysmë, atëherë gjatë veprimit të rrjedhës ngjitëse, e cila çon në rritjen e këndit të sulmit të LLA-së me 2 gradë, këndi real i sulmit të FGO do të rritet vetëm me 1 gradë. Correspondingly, dhe derivata e FGO do të jetë dy herë më e vogël në krahasim me FGO-në e fikstuar. Linjat e pikëzuara tregojnë pozitat e FGO 1 dhe servorulit 3 pas ndryshimit të këndit të sulmit të LLA-së. Ndryshimi i proporcionalitetit dhe, kështu, përcaktimi i madhësisë së derivatës, është lehtësisht i realizueshëm duke zgjedhur distancat përkatëse të nyjave 5 dhe 7 deri në boshtin OO1.
)
Ulja e derivatës së FGO përmes flugering-u lejon vendosjen e fokusit dhe qendrës së masës të avionit në çdo kufi. Kjo është ideja e zhvendosjes aerodinamike të centrit. Kështu, hiqen të gjitha kufizimet në përdorimin e mekanizimit modern të krahut në skemën «duck» duke ruajtur qëndrueshmërinë statike.
«KRASNOV-FLUGER»
TĂ« gjitha janĂ« tĂ« shkĂ«lqyera! Por, ka njĂ« vogĂ«lsirĂ«. PĂ«r tĂ« thyer njĂ« forcĂ« pozitive ngritĂ«se nĂ« FGO 1, duhet tĂ« veprojĂ« njĂ« forcĂ« ngritĂ«se negative nĂ« servorulin 3. Analogia â skema normale e avionit. Pra, ka humbje nĂ« balancim, nĂ« kĂ«tĂ« rast balancimin e FGO. Prandaj, rruga pĂ«r tĂ« eliminuar kĂ«tĂ« vogĂ«lsirĂ« Ă«shtĂ« skema «duck». Vendosim servorulin pĂ«rpara FGO, siç Ă«shtĂ« treguar nĂ« figurĂ«n 3.
FGO punon si më poshtë (6). Si rezultat i veprimit të forcave aerodinamike mbi FGO 1 dhe servorulin 4, FGO 1 vendoset automatikisht nën një kënd të caktuar të sulmit ndaj drejtimit të rrjedhës. Këndet e sulmit të FGO 1 dhe servorulit 4 kanë të njëjtin shenjë, dhe për pasojë, forcat ngritëse të këtyre sipërfaqeve do të kenë të njëjtin drejtim. Kjo do të thotë se forca aerodinamike e servorulit 4 nuk e zvogëlon, por e rrit forcën ngritëse të FGO 1. Për të rritur këndin e sulmit të avionit, piloti e zhvendos shtrirjen 6 përpara, duke shkaktuar që servoruli 4 në nyjën 5 të rrotullohet në drejtim të akrepave dhe këndi i sulmit të servorulit 4 rritet. Kjo çon në rritjen e këndit të sulmit të FGO 1, pra, në rritjen e forcës së tij ngritëse.
Përveç kontrollit të sipërfaqeve në mënyrë të rrafshët, lidhja, e kryer nga shtrirja 7, siguron rritjen nga zero deri në madhësinë e nevojshme të derivatës së FGO.
Supozoni se avioni ka hyrë në një rrjedhë ngjitëse dhe këndi i sulmit është rritur. Në këtë rast, i gjithë struktura 2 rrotullohet në drejtim të kundërt të akrepave dhe nyjat 9 dhe 8 në rastin e mospranimit të shtrirjes 7 do të duhet të afrohen. Shtrirja 7 pengon afrimimin dhe rrotullon servorulin 4 në drejtim të akrepave dhe kështu rrit këndin e tij të sulmit.
Kështu, gjatë ndryshimit të drejtimit të rrjedhës ngjitëse, ndryshohet këndi i sulmit të servorulit 4, dhe FGO 1 vendoset automatikisht nën një kënd të ndryshëm në raport me rrjedhën dhe krijon një forcë ngritëse tjetër. Ndërkohë, madhësia e kësaj derive varet nga distanca midis nyjave 8 dhe 3, si dhe nga distanca midis nyjave 9 dhe 5.
FGO e propozuar Ă«shtĂ« testuar nĂ« modelin elektrokord tĂ« skemĂ«s «duck», duke e zvogĂ«luar derivatĂ«n e tij nĂ« krahasim me FGO-nĂ« e fikstuar dy herĂ«. Ngarkesa e FGO ishte 68% e saj pĂ«r krahun. QĂ«llimi i testimit nuk ishte arritja e ngarkesave tĂ« barabarta, por arritja e njĂ« ngarkese mĂ« tĂ« vogĂ«l tĂ« FGO nĂ« krahasim me krahun, pasi nĂ«se e arrin kĂ«tĂ«, nuk ka vĂ«shtirĂ«si pĂ«r tĂ« arritur tĂ« barabartat. NĂ« «duck»-at me FGO tĂ« fikstuar, ngarkesa e sipĂ«rfaqeve zakonisht kalon 20 â 30 % ngarkesĂ«n e krahut.
«Avioni ideal»
Nëse shuma e dy numrave është një sasi e pandryshueshme, atëherë shuma e katrorëve të tyre do të jetë më e vogla kur këta numra janë të barabarta. Duke qenë se rezistenca induktive e sipërfaqes mbajtëse është proporcionale me katrorin e koeficientit të saj të ngritjes, kufiri më i ulët i rezistencës së avionit do të jetë kur këta koeficientë të dy sipërfaqeve mbajtëse janë të barabarta gjatë fazës së fluturimit në mënyrë të rregullt. Një avion i tillë duhet të konsiderohet "avioni ideal". Shpikjet "krasnov-ute" dhe "krasnov-fluger" e bëjnë të mundur realizimin e konceptit "avioni ideal" pa përdorur një mbështetje artificiale të qëndrueshmërisë nga sistemet automatike.
Krahasimi i "avionit ideal" me një avion modern të skemës normale tregon se mund të arrihet një fitim prej 33% në ngarkesën tregtare duke ruajtur një kursim të karburantit prej 23%.
FGO krijon forcën maksimale të ngritjes në këndet e sulmit që janë afër kritikes dhe ky regjimi është karakteristik për fazën e uljes së fluturimit. Në të njëjtën kohë, rrjedha mbi sipërfaqen mbajtëse nga grimcat e ajrit është afërsisht në kufirin ndërmjet normalit dhe ndalesës. Ndalesa e rrjedhës nga sipërfaqja e GO shoqërohet me një humbje të madhe të forcës ngritëse mbi të dhe, si pasojë, një rënie intensive të hundës së avionit, e njohur si "klevku". Një rast përfaqësues i "klevkut" është katastrofa e Tu-144 në Le Bourget, kur ai u shkatërrua gjatë daljes nga përplasja pikërisht pas klevkut. Përdorimi i FGO të propozuar bën të mundur zgjidhjen e lehtë të kësaj çështjeje. Për këtë mjafton të kufizohet këndi i rrotullimit të servosë në lidhje me FGO. Në këtë rast, këndi real i sulmit të FGO do të jetë i kufizuar dhe kurrë nuk do të bëhet i barabartë me të kritik.
"Stabilizatori fluger"
)
ĂshtĂ« me interes pyetja e pĂ«rdorimit tĂ« FGO nĂ« skemĂ«n normale. NĂ«se nuk e ulim, por pĂ«rkundrazi, e rrisim kĂ«ndin e rrotullimit tĂ« FGO nĂ« krahasim me servorulin, ashtu siç Ă«shtĂ« paraqitur nĂ« fig. 4, atĂ«herĂ« derivativet FGO do tĂ« jenĂ« shumĂ« mĂ« tĂ« larta nĂ« krahasim me stabilizatorin e fiksuar (7).
Kjo lejon një zhvendosje të rëndësishme të fokusit dhe qendrës së masës së avionit mbrapa. Si rezultat, ngarkesa tregtare e stabilizatorit FGO bëhet jo negative, por pozitive. Për më tepër, nëse qendra e masës së avionit ndodhet e zhvendosur pas fokusit me këndin e devijimit të flapit (pika e aplikimit të rritjes së forcës ngritëse nga devijimi i flapit), stabilizatori fluger dhe në konfigurimin e uljes krijon forcë ngritëse pozitive.
Por, e gjithë kjo është e mundur vetëm deri sa ne të mos marrim parasysh ndikimin e frenimit dhe shkarjen e rrjedhës nga sipërfaqja e përparme mbajtëse në atë të pasme. E qartë është se në rastin e "utkës" roli i këtij ndikimi është shumë më i vogël. Nga ana tjetër, nëse në avionët luftarakë stabilizatori "ndihmon", pse ai duhet të ndalojë "ndihmën" në avione civile?
"Krasnov-plani" ose "pseudoflugger utka"
Montimi i lëvizshëm i dertabilizatorit, edhe nëse nuk e ndryshon rrënjësisht, megjithatë e komplikon ndërtimin e avionit. Të duket se ulja e derivativit të dertabilizatorit mund të arrihet me mjete shumë më përballueshme.
)
Në fig. 4 është paraqitur një dertabilizator që është lidhur fort me trupin e avionit (në skicë nuk është paraqitur) i propozuar për këtë mijë të fluturueshme. Ai është i pajisur me një mjet që ndryshon forcën e tij ngritëse në formën e rrotullës 2 të lartësisë, e cila është e fortë e lidhur me montimin 4, i cili është i lidhur fort me dertabilizatorin 1. Në këtë montim 4, përmes montimit 5, vendoset barmi 6, në fundin e pasmë të të cilit është e fortë e lidhur servoruli 7. Në fundin e përparëm të barmit 6, pranë montimit 5 është fort e lidhur një levë 8, fundi i sipërm i të cilit përmes montimit 9 është i lidhur me tërheqjen 10. Në fundin e pasmë të tërheqjes 10 është vendosur montimi 11, që e lidh atë me levën 12 të trimurit 13 të rrotullës 2 të lartësisë. Në këtë rast, trimuri 13 me montimin 14 është i lidhur në pjesën e pasme të rrotullës 2 të lartësisë. Kupëza 15 ndryshon gjatësinë e tërheqjes 10 nën menaxhimin e pilotit për kontrollimin e këtij tërheqjes.
Dertabilizatori i propozuar funksionon si në vijon. Në rastin e një rritjeje të rastësishme të këndit të sulmit të këtij aparati fluturues, për shembull, gjatë hyrjes së tij në një rrjedhje të ngjitur, servoruli 7 devijohet lart, çka sjell zhvendosjen e tërheqjes 10 majtas, pra përpara, dhe çon në devijimin e trimurit 13 poshtë, si pasojë e së cilës, rrotulla 2 e lartësisë devijohet lart. Pozita e rrotullës 2 të lartësisë, servorulit 7 dhe trimurit 13 në situatën e përshkruar është paraqitur në skicë me linja të pikëzuara.
Si rezultat, rritja e forcës ngritëse të destabilizatorit 1 si pasojë e rritjes së këndit të sulmeve do të kompensohet deri në njëfarë mase me devijimin lart të timonit 2 të lartësisë. Shkalla e këtij nivelimi varet nga raporti i këndit të devijimit të servorulit 7 dhe timonit 2 të lartësisë. Ky raport përcaktohet nga gjatësitë e levave 8 dhe 12. Me uljen e këndit të sulmeve, timoni 2 i lartësisë devijohet poshtë dhe forca ngritëse e destabilizatorit 1 rritet, duke niveluar uljen e këndit të sulmeve.
Kështu arrihet ulja e derivativit të destabilizatorit krahasuar me "patkoi klasik".
Duke qenë se servoruli 7 dhe trimeri 13 janë lidhur kinametikisht me njëri-tjetrin, ata balancojnë njëri-tjetrin. Nëse kjo balancim nuk është e mjaftueshme, atëherë është e nevojshme të përfshihet në konstrukcion një pesha balancuese, që duhet të vendoset ose brenda servorulit 7, ose në vazhdim të shufrës 6 para nyjes 5. Timoni 2 i lartësisë gjithashtu duhet të jetë i balancuar.
Duke qenë se derivativi në këndin e sulmeve të sipërfaqes mbajtëse është rreth dy herë më i lartë se derivativi në këndin e devijimit të flapit, atëherë me dyfishimin e këndit të devijimit të timonit 2 të lartësisë krahasuar me këndin e devijimit të servorulit 7, mund të arrihet vlera e derivativit të destabilizatorit shumë pranë zeros.
Servoruli 7 ka një sipërfaqe të barabartë me trimetin 13 të timonit 2 të lartësisë. Pra, shtimi në konstrukcionin e avionit është shumë i vogël dhe e komplikon atë shumë pak.
Prandaj, është mjaft e mundur të arrihen rezultate të ngjashme si me "patkoi me flutur" duke përdorur vetëm teknologjitë tradicionale të prodhimit të avionëve. Prandaj, avioni me këtë destabilizator mund të quhet "pseudo-patkoi me flutur". Një patentë për këtë shpikje është marrë me emrin "Krastnov-plan" (8).
"Avioni që injoron turbulencën"
ĂshtĂ« shumĂ« e arsyeshme tĂ« dihet njĂ« avion, tĂ« cilit sipĂ«rfaqet mbajtĂ«se tĂ« pĂ«rparme dhe tĂ« pasme kanĂ« njĂ« derivativ qĂ« Ă«shtĂ« i barabartĂ« me zero.
Ky avion do të injorojë praktikisht plotësisht rrjedhat vertikale të masave ajrore, dhe pasagjerët e tij nuk do të ndiejnë "turbulencë" as gjatë turbulencave intensive të atmosferës. Dhe, që rrjedhat vertikale të masave ajrore nuk sjellin mbingarkesa për avionin, mund të pritet një mbingarkesë shumë më e vogël operative, që do të ketë një ndikim pozitiv në masën e konstrukcionit të tij. Duke qenë se avioni në fluturim nuk përjeton mbingarkesa, aeroplani i tij nuk është i ndjeshëm ndaj konsumit nga lodhja.
Ulja e derivativit tĂ« krahut tĂ« kĂ«tij avioni arrihet po ashtu si pĂ«r destabilizatorin nĂ« "pseudo-patkoi me flutur". Por servoruli ndikon jo nĂ« timonĂ«t e lartĂ«sisĂ«, por nĂ« flaperonĂ«t e krahut. Flaperoni Ă«shtĂ« pjesa e krahut qĂ« funksionon si aileron dhe flap. NĂ« kĂ«tĂ« rast, si rezultat i ndryshimit tĂ« rastĂ«sishĂ«m tĂ« kĂ«ndit tĂ« sulmeve tĂ« krahut, rritja e forcĂ«s ngritĂ«se ndodh nĂ« fokusin e kĂ«ndit tĂ« sulmeve. Dhe zvogĂ«limi i forcĂ«s ngritĂ«se tĂ« krahut si rezultat i devijimit tĂ« flaperonit nga servoruli ndodh nĂ« fokusin e kĂ«ndit tĂ« devijimit tĂ« flaperonit. Dhe distanca midis kĂ«tyre fushave Ă«shtĂ« praktike baraz me njĂ« katror tĂ« mesĂ«m aerodinamik tĂ« krahut. Si rezultat i veprimeve tĂ« kĂ«saj çifti forcash tĂ« à€Šà€żà€¶at, formohet njĂ« moment destabilizues, i cili duhet tĂ« kompensohet me momentin e destabilizatorit. NĂ« kĂ«tĂ« rast, destabilizatori duhet tĂ« ketĂ« njĂ« derivativ tĂ« vogĂ«l negativ, dhe vlera e derivativit tĂ« krahut duhet tĂ« jetĂ« pak mĂ« shumĂ« se zero. NjĂ« patentĂ« pĂ«r kĂ«tĂ« avion Ă«shtĂ« e regjistruar me numrin RF 2710955.
Kombinimi i shpikjeve të përmendura përfaqëson, ndoshta, burimin e fundit të pa përdorur të informacionit aerodinamik për rritjen e eficiencës ekonomike të aviacionit nënzërit për një të tretën dhe më shumë.
Yuri Krastnov
LITERATURA
- D. Sobolev. Historia njĂ«qindvjeçare e âkrahut fluturuesâ, MoskĂ«, Rusavia, 1988, fq. 100.
- Yu. Krastnov. Patentë RF nr. 2000251.
- A. Jurkonenko. Alternativa "patkoi". Teknologjia - e rinisë 2009-08. Fq. 6-11.
- V. Lapin. Kur do të fluturojë "patkoi me flutur"? Aviacioni i përgjithshëm. 2011. nr. 8. fq. 38-41.
- Yu. Krastnov. Patentë RF nr. 2609644.
- Yu. Krastnov. Patentë RF nr. 2651959.
- Yu. Krastnov. Patentë RF nr. 2609620.
- Yu. Krastnov. Patentë RF nr. 2666094.
Burimi: habr.com
