Në fund të viteve tridhjetë të shekullit të kaluar, shpikësi i slatit, Gustav Lachmann, propozoi pajisjen pa bisht me një krah lundrues të lirë të vendosur përpara krahut. Ky krah ishte i pajisur me një servo timon, me ndihmën e të cilit rregullohej forca e tij ngritëse. Ai shërbeu për të kompensuar momentin shtesë të zhytjes së krahut që ndodh kur lëshohet përplasja. Duke qenë se Lachmann ishte punonjës i kompanisë Handley-Page, ishte pronari i patentës për këtë zgjidhje teknike dhe nën këtë markë ideja përmendet në literaturën teknike. Por ende nuk ka zbatim praktik të kësaj ideje! Cila eshte arsyeja?
Balancimi i humbjeve
Krahu i një aeroplani, i cili krijon ngritje, ka një nënprodukt shoqërues, mund të thuhet, negativ në formën e një momenti zhytjeje që tenton ta vërë aeroplanin në zhytje. Për të parandaluar zhytjen e avionit, ka një krah të vogël në bisht - një stabilizues, i cili e pengon këtë zhytje, duke krijuar një forcë ngritëse në rënie, domethënë negative. Ky dizajn aerodinamik i avionit quhet "normal". Për shkak se ngritja e stabilizatorit është negative, ajo shton gravitetin e avionit dhe krahu duhet të ketë një ngritje më të madhe se graviteti.
Diferenca midis këtyre forcave quhet humbje balancuese, e cila mund të arrijë deri në 20%.
Por avioni i parë fluturues i Brothers Wright nuk pati humbje të tilla, sepse krahu i vogël - një destabilizues që parandalon një zhytje - ishte vendosur jo pas krahut, por përpara tij. Ky dizajn aerodinamik i avionit quhet "canard". Dhe për të parandaluar zhytjen e avionit, destabilizuesi duhet të krijojë një forcë ngritëse lart, domethënë pozitive. I shtohet ngritjes së krahut dhe kjo shumë është e barabartë me gravitetin e avionit. Si rezultat, krahu duhet të prodhojë një forcë ngritëse që është më e vogël se forca e gravitetit. Dhe asnjë humbje për balancimin!
Stabilizuesi dhe destabilizuesi kombinohen në një term - bisht horizontal ose GO.
Sidoqoftë, me zhvillimin masiv të mekanizimit të krahut të ngritjes dhe uljes në fillim të viteve tridhjetë të shekullit të kaluar, "rosa" e humbi këtë avantazh. Elementi kryesor i mekanizimit është përplasja - pjesa e pasme e krahut që është e devijuar poshtë. Përafërsisht dyfishon forcën ngritëse të krahut, për shkak të së cilës është e mundur të zvogëlohet shpejtësia gjatë uljes dhe ngritjes, duke kursyer kështu peshën e shasisë. Por nënprodukti në formën e momentit të zhytjes kur lëshohet përplasja rritet në atë masë sa që destabilizuesi nuk mund ta përballojë atë, por stabilizuesi nuk mund ta përballojë. Thyerja nuk është ndërtim, në këtë rast një forcë pozitive.
Në mënyrë që krahu të krijojë ngritje, ai duhet të orientohet në një kënd në drejtim të rrjedhës së ajrit që vjen. Ky kënd quhet këndi i sulmit dhe me rritjen e tij rritet edhe forca ngritëse, por jo pafundësisht, por deri në një kënd kritik, i cili varion nga 15 deri në 25 gradë. Prandaj, forca totale aerodinamike nuk drejtohet rreptësisht lart, por është e prirur drejt bishtit të avionit. Dhe mund të zbërthehet në një komponent të drejtuar rreptësisht lart - forca ngritëse, dhe e drejtuar prapa - forca e tërheqjes aerodinamike. Raporti i ngritjes ndaj forcës së tërheqjes përdoret për të gjykuar cilësinë aerodinamike të avionit, e cila mund të variojë nga 7 në 25.
Fenomeni që funksionon në favor të skemës normale është pjerrësia e rrjedhës së ajrit pas krahut, e cila konsiston në një devijim në rënie të drejtimit të rrjedhës, aq më i madh është ngritja e krahut. Prandaj, kur përplasja është e devijuar, për shkak të aerodinamikës, këndi aktual negativ i sulmit të stabilizatorit rritet automatikisht dhe, rrjedhimisht, forca e tij ngritëse negative.
Për më tepër, një rrethanë e tillë si sigurimi i qëndrueshmërisë gjatësore të fluturimit të avionit funksionon gjithashtu në favor të skemës "normale" në krahasim me "canard". Këndi i sulmit të një avioni mund të pësojë ndryshime si rezultat i lëvizjeve vertikale të masave ajrore. Avionët janë projektuar duke pasur parasysh këtë fenomen dhe përpiqen t'i rezistojnë shqetësimeve. Çdo sipërfaqe e avionit ka një fokus aerodinamik - pika e aplikimit të rritjes së ngritjes kur ndryshon këndi i sulmit. Nëse marrim parasysh rezultatin e rritjes së krahut dhe GO, atëherë avioni gjithashtu ka një fokus. Nëse fokusi i avionit është prapa qendrës së masës, atëherë me një rritje të rastësishme të këndit të sulmit, rritja e ngritjes tenton të anojë avionin në mënyrë që këndi i sulmit të ulet. Dhe avioni kthehet në modalitetin e tij të mëparshëm të fluturimit. Në këtë rast, në konfigurimin "normal", krahu krijon një moment destabilizues (për të rritur këndin e sulmit), dhe stabilizuesi krijon një moment stabilizues (për të ulur këndin e sulmit), dhe ky i fundit mbizotëron me rreth 10% . Në një kanard, momenti destabilizues krijohet nga destabilizuesi, dhe momenti stabilizues, i cili është rreth 10% më i madh, krijohet nga krahu. Prandaj, një rritje në zonën dhe shpatullën e bishtit horizontal çon në një rritje të stabilitetit në modelin normal dhe në uljen e tij në "canard". Të gjitha momentet veprojnë dhe llogariten në lidhje me qendrën e masës së avionit (shih Fig. 1).
)
Nëse fokusi i avionit është përpara qendrës së masës, atëherë me një rritje të vogël të rastësishme në këndin e sulmit rritet edhe më shumë dhe avioni do të jetë statikisht i paqëndrueshëm. Ky pozicion relativ i fokusit dhe qendrës së masës përdoret në luftëtarët modernë për të ngarkuar stabilizuesin dhe për të marrë ngritje jo negative, por pozitive mbi të. Dhe fluturimi i avionit sigurohet jo nga aerodinamika, por nga një sistem automatik i stabilitetit artificial katër herë i dyfishuar, i cili "drejton" kur avioni largohet nga këndi i kërkuar i sulmit. Kur automatizimi fiket, avioni fillon të kthehet i pari bisht, kjo është ajo në të cilën bazohet figura "Kobra e Pugachev", në të cilën piloti e fiket qëllimisht automatizimin dhe, kur arrihet këndi i kërkuar i rrotullimit të bishtit, qëllon një raketë në hemisferën e pasme dhe më pas ndizet përsëri automatizimi.
Në vijim, ne konsiderojmë vetëm avionë statikisht të qëndrueshëm, pasi vetëm avionë të tillë mund të përdoren në aviacionin civil.
Pozicioni relativ i fokusit të avionit dhe qendrës së masës karakterizon konceptin e "qendrimit".
Meqenëse fokusi është prapa qendrës së masës, pavarësisht nga modeli, distanca midis tyre, e quajtur marzhi i qëndrueshmërisë, rrit krahun GO në modelin normal dhe e zvogëlon atë në "canard".
Raporti i krahëve të krahut me kanardin është i tillë që forca ngritëse e destabilizuesit në devijimin maksimal të ashensorëve përdoret plotësisht kur avioni sillet në kënde të larta sulmi. Dhe do të mungojë kur fletët të lëshohen. Prandaj, të gjitha "rosat" e stilistit të famshëm amerikan Rutan nuk kanë asnjë mekanizim. Avioni i tij Voyager ishte i pari në botë që fluturoi rreth globit pa u ulur dhe furnizuar me karburant në 1986.
Përjashtim bën Beechcraft Starship, por aty, për qëllimin e përdorimit të flapave, është përdorur një dizajn shumë kompleks me gjeometri të ndryshueshme destabilizuesi, i cili nuk mund të sillet në një gjendje të riprodhueshme serike, për këtë arsye projekti u mbyll.
Krahu i krahut varet kryesisht nga sa rritet forca e ngritjes së destabilizuesit kur këndi i tij i sulmit rritet me një shkallë; ky parametër quhet derivat në lidhje me këndin e sulmit të koeficientit të ngritjes ose thjesht derivati i destabilizuesit. 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 krahu i krahut. Për të reduktuar këtë derivat, autori në vitin 1992 propozoi zbatimin e destabilizuesit sipas një skeme dyplanësh (2). Kjo bën të mundur zvogëlimin e shpatullës së krahut aq shumë sa që eliminon pengesën për përdorimin e një përplasjeje mbi të. Sidoqoftë, një efekt anësor ndodh në formën e një rritje të rezistencës së GO për shkak të biplanit. Për më tepër, ekziston një ndërlikim në hartimin e avionit, pasi është e nevojshme të prodhohen në të vërtetë dy GO, dhe jo një.
Kolegët vunë në dukje se tipari "destabilizuesi i dyplanit" ishte i pranishëm në aeroplanin e Vëllezërit Wright, por në shpikje jo vetëm një veçori e re u patentua, por edhe një grup i ri karakteristikash. Wrights nuk e kishin tiparin "flap". Përveç kësaj, nëse grupi i veçorive të një shpikjeje të re është i njohur, atëherë që kjo shpikje të njihet, të paktën një veçori duhet të përdoret për qëllime të reja. Wrights përdorën biplan për të zvogëluar peshën e strukturës, dhe në shpikjen e përshkruar - për të zvogëluar derivatin.
"Rosa e motit"
Pothuajse dy dekada më parë, ne kujtuam idenë e një "rosë lopate" të përmendur në fillim të artikullit.
Ai përdor një bisht horizontal të korsisë së motit (FGO) si destabilizues, i cili përbëhet nga vetë destabilizuesi, i vendosur në mënyrë varëse në një aks pingul me gypin dhe i lidhur me destabilizuesin e timonit të servo. Një lloj aeroplani i një dizajni normal, ku krahu i aeroplanit është destabilizuesi FGO, dhe stabilizuesi i avionit është servo FGO. Dhe ky aeroplan nuk fluturon, por vendoset në një aks, dhe ai vetë është i orientuar në lidhje me rrjedhën që vjen. Duke ndryshuar këndin negativ të sulmit të servo drejtimit, ne ndryshojmë këndin e sulmit të destabilizuesit në lidhje me rrjedhën dhe, rrjedhimisht, forcën ngritëse të FGO gjatë kontrollit të hapit.
Kur pozicioni i timonit servo mbetet i pandryshuar në raport me destabilizuesin, FGO nuk i përgjigjet rrëshqitjeve të erës vertikale, d.m.th. ndaj ndryshimeve në këndin e sulmit të avionit. Prandaj derivati i tij është zero. Bazuar në diskutimet tona të mëparshme, ky është një opsion ideal.
Gjatë testimit të avionit të parë të dizajnit "vane canard" të projektuar nga A. Yurkonenko (3) me një FGO të ngarkuar në mënyrë efektive, u kryen më shumë se dy duzina afrime të suksesshme. Në të njëjtën kohë, u zbuluan shenja të qarta të paqëndrueshmërisë së avionëve (4).
"Super elasticitet"
Sado paradoksale të duket, paqëndrueshmëria e "rosës së lopatës" është pasojë e "super stabilitetit" të saj. Momenti stabilizues i një karrige klasike me një GO fikse formohet nga momenti stabilizues i krahut dhe momenti destabilizues i GO që e kundërvepron atë. Në rosë me avion moti, FGO nuk merr pjesë në formimin e momentit stabilizues dhe formohet vetëm nga momenti stabilizues i krahut. Kështu, momenti stabilizues i "rosës së lopatës" është afërsisht dhjetë herë më i madh se ai i atij klasik. Nëse këndi i sulmit rritet aksidentalisht, avioni, nën ndikimin e një momenti të tepërt stabilizues të krahut, nuk kthehet në modalitetin e tij të mëparshëm, por e "tejkalon" atë. Pas "tejkalimit", avioni fiton një kënd sulmi të reduktuar në krahasim me modalitetin e mëparshëm, kështu që lind një moment stabilizues i një shenje tjetër, gjithashtu i tepruar, dhe kështu lindin vetëlëkundje, të cilat piloti nuk është në gjendje t'i shuajë.
Një nga kushtet për stabilitet është aftësia e avionit për të neutralizuar pasojat e shqetësimeve atmosferike. Prandaj, në mungesë të shqetësimeve, është i mundur fluturimi i kënaqshëm i një avioni të paqëndrueshëm. Kjo shpjegon afrimet e suksesshme të avionit YuAN-1. Në rininë time të largët, autori pati një rast kur një model i ri avioni fluturoi në mbrëmje në kushte të qeta për të paktën 45 minuta gjithsej, duke demonstruar fluturime mjaft të kënaqshme dhe tregoi paqëndrueshmëri të konsiderueshme - ngritje të alternuara me zhytje në fluturimin e parë me erë moti. Për sa kohë që moti ishte i qetë dhe nuk kishte shqetësime, glideri tregoi fluturim të kënaqshëm, por rregullimi i tij ishte i paqëndrueshëm. Thjesht nuk kishte asnjë arsye për të shfaqur këtë paqëndrueshmëri.
CSF e përshkruar, në parim, mund të përdoret në një "pseudo-rosë". Një avion i tillë është në thelb një dizajn "pa bisht" dhe ka një shtrirje të përshtatshme. Dhe FGO e tij përdoret vetëm për të kompensuar momentin shtesë të zhytjes së krahut që ndodh kur mekanizimi lëshohet. Në konfigurimin e lundrimit nuk ka asnjë ngarkesë në FGO. Kështu, FGO në të vërtetë nuk funksionon në modalitetin kryesor operacional të fluturimit, dhe për këtë arsye përdorimi i tij në këtë mishërim është joproduktiv.
"KRASNOV-ROSA"
"Mbistabiliteti" mund të eliminohet duke rritur derivatin e CSF nga zero në një nivel të pranueshëm. Ky qëllim arrihet për shkak të faktit se këndi i rrotullimit të FGO është dukshëm më i vogël se këndi i rrotullimit të timonit të servo të shkaktuar nga një ndryshim në këndin e sulmit të avionit (5). Për këtë qëllim, përdoret një mekanizëm shumë i thjeshtë, i paraqitur në Fig. 2. FGO 1 dhe timoni servo 3 janë të varura në boshtin OO1. Shufrat 4 dhe 6, përmes menteshave 5,7, 9,10, lidhin FGO 1 dhe timonin servo 3 me lëkundësin 8. Tufa 12 shërben për të ndryshuar gjatësinë e shufrës 6 nga piloti për qëllime të kontrollit të hapit. Rrotullimi i FGO 1 kryhet jo përmes të gjithë këndit të devijimit të timonit të servo 3 në lidhje me aeroplanin kur drejtimi i rrjedhës së ardhshme ndryshon, por vetëm përmes pjesës së tij proporcionale. Nëse proporcioni është i barabartë me gjysmën, atëherë nën veprimin e një rryme lart, duke çuar në një rritje të këndit të sulmit të avionit me 2 gradë, këndi aktual i sulmit të FGO do të rritet vetëm me 1 shkallë. Prandaj, derivati i FGO do të jetë dy herë më i vogël në krahasim me GO fikse. Vijat e ndërprera tregojnë pozicionin e FGO 1 dhe timonit të servo 3 pas ndryshimit të këndit të sulmit të avionit. Ndryshimi i proporcionit dhe, në këtë mënyrë, përcaktimi i vlerës së derivatit mund të realizohet lehtësisht duke zgjedhur distancat e duhura të menteshave 5 dhe 7 me boshtin OO1.
![imazh]()
Reduktimi i derivatit të GO për shkak të puplave ju lejon të vendosni fokusin brenda çdo kufiri, dhe pas tij qendrën e masës së avionit. Ky është koncepti i shtrembërimit aerodinamik. Kështu, të gjitha kufizimet në përdorimin e mekanizimit modern të krahut në konfigurimin e kanardit hiqen duke ruajtur stabilitetin statik.
"KRASNOV-FLUGER"
Cdo gje eshte ne rregull! Por ka një pengesë. Në mënyrë që një forcë ngritëse pozitive të ndodhë në FGO 1, një forcë ngritëse negative duhet të veprojë në timonin servo 3. Një analogji është faqosja normale e një aeroplani. Domethënë ka humbje për balancim, në këtë rast balancim të CSF. Prandaj, mënyra për të eliminuar këtë pengesë është skema e "rosës". Ne vendosim timonin servo përpara FGO, siç tregohet në Fig. 3.
FGO funksionon si më poshtë (6). Si rezultat i veprimit të forcave aerodinamike në FGO 1 dhe timonin servo 4, FGO 1 instalohet spontanisht në një kënd të caktuar sulmi në drejtim të rrjedhës që vjen. Këndet e sulmit të FGO 1 dhe servo timonit 4 kanë të njëjtën shenjë, prandaj forcat ngritëse të këtyre sipërfaqeve do të kenë të njëjtin drejtim. Kjo do të thotë, forca aerodinamike e timonit të servo 4 nuk zvogëlohet, por rrit forcën ngritëse të FGO 1. Për të rritur këndin e sulmit të avionit, piloti zhvendos shtytjen 6 përpara, si rezultat i së cilës servo timoni 4 në menteshën 5 rrotullohet në drejtim të akrepave të orës dhe këndi i sulmit të timonit të servo 4 rritet. Kjo çon në një rritje të këndit të sulmit të FGO 1, domethënë në një rritje të forcës së tij ngritëse.
Përveç kontrollit të hapit, lidhja e kryer nga shtytja 7 siguron një rritje nga zero në vlerën e kërkuar të derivatit të FGO.
Le të supozojmë se avioni hyri në një ngritje dhe këndi i tij i sulmit u rrit. Në këtë rast, rrezja 2 rrotullohet në drejtim të kundërt të akrepave të orës dhe menteshat 9 dhe 8, në mungesë të tërheqjes 7, do të duhet të lëvizin më afër njëri-tjetrit. Shufra 7 parandalon afrimin dhe kthen timonin servo 4 në drejtim të akrepave të orës dhe në këtë mënyrë rrit këndin e tij të sulmit.
Kështu, kur drejtimi i rrjedhës së ardhshme ndryshon, këndi i sulmit të timonit të servo 4 ndryshon, dhe FGO 1 vendoset spontanisht në një kënd të ndryshëm në lidhje me rrjedhën dhe krijon një forcë të ndryshme ngritëse. Në këtë rast, vlera e këtij derivati varet nga distanca midis menteshave 8 dhe 3, si dhe nga distanca midis menteshave 9 dhe 5.
FGO-ja e propozuar u testua në një model të kordonit elektrik të qarkut "duck", ndërsa derivati i tij në krahasim me një GO fiks u zvogëlua përgjysmë. Ngarkesa në FGO ishte 68% e asaj për krahun. Qëllimi i provës nuk ishte të përftohej ngarkesa të barabarta, por të përftohej saktësisht një ngarkesë më e ulët e FGO-së në krahasim me krahun, pasi nëse e merrni atë, nuk do të jetë e vështirë të merrni të barabarta. Në "rosat" me një GO fikse, ngarkimi i hapjes është zakonisht 20 - 30% më i lartë se ngarkimi i krahut.
"Aeroplani ideal"
Nëse shuma e dy numrave është një vlerë konstante, atëherë shuma e katrorëve të tyre do të jetë më e vogla nëse këta numra janë të barabartë. Meqenëse zvarritja induktive e sipërfaqes së ngritjes është proporcionale me katrorin e koeficientit të ngritjes së saj, kufiri minimal i tërheqjes së avionit do të jetë në rastin kur këta koeficientë të të dy sipërfaqeve ngritëse janë të barabartë me njëri-tjetrin gjatë modalitetit të fluturimit lundrues. Një avion i tillë duhet të konsiderohet "ideal". Shpikjet "Krasnov-duck" dhe "Krasnov-lope e motit" bëjnë të mundur realizimin në realitet të konceptit të "avionit ideal" pa përdorur ruajtjen artificiale të stabilitetit nga sistemet automatike.
Krahasimi i "avionit ideal" me një avion modern të një dizajni normal tregon se është e mundur të arrihet një rritje prej 33% në ngarkesën komerciale duke kursyer njëkohësisht 23% në karburant.
FGO krijon ngritjen maksimale në këndet e sulmit afër kritikës, dhe kjo mënyrë është tipike për fazën e uljes së fluturimit. Në këtë rast, rrjedha e grimcave të ajrit rreth sipërfaqes mbajtëse është afër kufirit midis normales dhe stallës. Ndërprerja e rrjedhës nga sipërfaqja e GO shoqërohet nga një humbje e mprehtë e ngritjes në të dhe, si pasojë, një ulje intensive e hundës së avionit, e ashtuquajtura "katran". Një rast tregues i një "goditjeje" është fatkeqësia Tu-144 në Le Bourget, kur u shemb pas daljes nga një zhytje pikërisht pas zhytjes. Përdorimi i CSF-së së propozuar bën të mundur zgjidhjen e lehtë të këtij problemi. Për ta bërë këtë, është e nevojshme vetëm të kufizohet këndi i rrotullimit të drejtuesit të servo në lidhje me FGO. Në këtë rast, këndi aktual i sulmit të FGO do të jetë i kufizuar dhe nuk do të bëhet kurrë i barabartë me atë kritik.
"Stabilizuesi i shiritit të motit"
![imazh]()
Çështja e përdorimit të FGO në një skemë normale është me interes. Nëse nuk e zvogëloni, por përkundrazi, rrisni këndin e rrotullimit të FGO në krahasim me timonin e servo, siç tregohet në Fig. 4, atëherë derivati i FGO do të jetë shumë më i lartë në krahasim me stabilizuesin fiks (7).
Kjo lejon që fokusi dhe qendra e masës së avionit të zhvendosen ndjeshëm prapa. Si rezultat, ngarkesa e lundrimit të stabilizatorit FGO bëhet jo negative, por pozitive. Përveç kësaj, nëse qendra e masës së avionit zhvendoset përtej fokusit përgjatë këndit të devijimit të përplasjes (pika e aplikimit të rritjes së ngritjes për shkak të devijimit të përplasjes), atëherë stabilizuesi i pendës krijon një forcë pozitive ngritëse në konfigurimin e uljes .
Por e gjithë kjo mund të jetë e vërtetë për sa kohë që ne nuk marrim parasysh efektin e frenimit dhe pjerrësisë së rrjedhjes nga sipërfaqja mbajtëse e përparme në pjesën e pasme. Është e qartë se në rastin e një "rose" roli i këtij ndikimi është shumë më i vogël. Nga ana tjetër, nëse stabilizuesi "mbart" luftëtarë ushtarakë, atëherë pse do të ndalojë "bartjen" me avionë civilë?
"Krasnov-plan" ose "rosa pseudo-lope"
Montimi me varen i destabilizuesit, megjithëse jo rrënjësisht, ende e ndërlikon dizajnin e avionit. Rezulton se reduktimi i derivatit të destabilizuesit mund të arrihet me mjete shumë më të lira.
![imazh]()
Në Fig. Figura 4 tregon destabilizuesin 1 të avionit të propozuar të lidhur fort me trupin e avionit (nuk tregohet në vizatim). Është i pajisur me një mjet për të ndryshuar forcën e tij ngritëse në formën e një timoni 2, i cili, duke përdorur një menteshë 3, është montuar në një kllapa 4, të lidhur fort me destabilizuesin 1. Në të njëjtën kllapa 4, duke përdorur një menteshë 5, ka një shufër 6, në skajin e pasmë të së cilës është ngjitur fort një timon servo 7 Në skajin e përparmë të shufrës 6, ngjitur me menteshën 5, është fiksuar fort një levë 8, skaji i sipërm i së cilës është i lidhur me shufrën 9 me anë të një menteshe 10. Në fundin e pasmë të shufrës 10 ka një menteshë 11 që e lidh atë me levën 12 të prerësit 13 të ashensorit 2. Në këtë rast, prerësi 13 është montuar në pjesën e pasme të timonit 14 duke përdorur një menteshë 2. Tufa 15 ndryshon gjatësinë e shtytjes 10 nën kontrollin e pilotit për kontrollin e hapit.
Destabilizuesi i paraqitur funksionon si më poshtë. Nëse këndi i sulmit të avionit rritet aksidentalisht, për shembull, kur ai hyn në një tërheqje lart, timoni i servo 7 devijohet lart, gjë që sjell një zhvendosje të shtytjes 10 në të majtë, d.m.th. përpara dhe çon në devijimin e prerësit 13 poshtë, si rezultat i të cilit ashensori 2 devijohet lart. Pozicioni i timonit 2, i servo timonit 7 dhe i prerësit 13 në situatën e përshkruar është paraqitur në vizatim me vija të ndërprera.
Si rezultat, rritja e forcës ngritëse të destabilizuesit 1 për shkak të rritjes së këndit të sulmit do të kompensohet në një farë mase nga devijimi lart i ashensorit 2. Shkalla e këtij nivelimi varet nga raporti i këndeve të devijimit të timonit të servo 7 dhe timonit 2. Dhe ky raport përcaktohet nga gjatësia e levave 8 dhe 12. Kur këndi i sulmit zvogëlohet, ashensori 2 devijohet poshtë dhe forca ngritëse e destabilizuesit 1 rritet, duke niveluar uljen e këndit të sulmit.
Në këtë mënyrë arrihet një ulje e derivatit të destabilizuesit në krahasim me "rosën" klasike.
Për shkak të faktit se timoni servo 7 dhe prerësi 13 janë të lidhur kinematikisht me njëri-tjetrin, ato balancojnë njëri-tjetrin. Nëse ky balancim nuk është i mjaftueshëm, atëherë është e nevojshme të përfshihet një peshë balancuese në dizajn, e cila duhet të vendoset ose brenda timonit të servo timonit 7 ose në zgjatimin e shufrës 6 përpara menteshës 5. Ashensori 2 duhet të jetë gjithashtu i balancuar.
Meqenëse derivati në lidhje me këndin e sulmit të sipërfaqes mbajtëse është afërsisht dy herë më i madh se derivati në lidhje me këndin e devijimit të përplasjes, atëherë kur këndi i devijimit të timonit 2 është dy herë më i lartë se këndi e devijimit të timonit të servo 7, është e mundur të arrihet një vlerë e derivatit të destabilizuesit afër zeros.
Servo timon 7 është i barabartë në sipërfaqe me makinë prerëse 13 e lartësisë së timonit 2. Kjo do të thotë, shtesat në modelin e avionit janë shumë të vogla në madhësi dhe e komplikojnë atë në mënyrë të papërfillshme.
Kështu, është mjaft e mundur të merren të njëjtat rezultate si "vane canard" duke përdorur vetëm teknologjitë tradicionale të prodhimit të avionëve. Prandaj, një avion me një destabilizues të tillë mund të quhet "rosa pseudo-lope". Për këtë shpikje u mor një patentë me emrin "Krasnov-plan" (8).
"Një avion që injoron turbulencat"
Është shumë e këshillueshme që të projektohet një avion në të cilin sipërfaqet ngritëse të përparme dhe të pasme kanë një derivat total të barabartë me zero.
Një avion i tillë do të injorojë pothuajse plotësisht rrjedhat vertikale të masave ajrore, dhe pasagjerët e tij nuk do të ndiejnë "llafaza" edhe me turbulenca të forta në atmosferë. Dhe, meqenëse rrjedhat vertikale të masave ajrore nuk çojnë në mbingarkesë të avionit, mund të llogaritet që të ketë një mbingarkesë operacionale dukshëm më të ulët, e cila do të ketë një efekt pozitiv në peshën e strukturës së tij. Për shkak të faktit se avioni nuk përjeton mbingarkesa gjatë fluturimit, korniza e tij e ajrit nuk i nënshtrohet konsumimit të lodhjes.
Zvogëlimi i derivatit të krahut të një avioni të tillë arrihet në të njëjtën mënyrë si për destabilizuesin në një "pseudo-vane canard". Por servo nuk vepron në ashensorë, por në flaperonët e krahëve. Flaperon është një pjesë e krahut që funksionon si një aileron dhe përplasje. Në këtë rast, si rezultat i një ndryshimi të rastësishëm në këndin e sulmit të krahut, forca e tij ngritëse rritet në fokusin përgjatë këndit të sulmit. Dhe një rritje negative në forcën e ngritjes së krahut si rezultat i devijimit të flaperonit nga timoni i servo ndodh në fokusin përgjatë këndit të devijimit të flaperonit. Dhe distanca midis këtyre vatrave është pothuajse e barabartë me një të katërtën e akordit mesatar aerodinamik të krahut. Si rezultat i veprimit të këtij çifti forcash me shumë drejtime, formohet një moment destabilizues, i cili duhet të kompensohet me momentin e destabilizuesit. Në këtë rast, destabilizuesi duhet të ketë një derivat të vogël negativ, dhe vlera e derivatit të krahut duhet të jetë pak më e madhe se zero. Patenta RF nr. 2710955 u mor për një avion të tillë.
Grupi i shpikjeve të paraqitura përfaqëson, ndoshta, burimin e fundit aerodinamik të informacionit të papërdorur për rritjen e efikasitetit ekonomik të aviacionit nënsonik me një të tretën ose më shumë.
Yuri Krasnov
REFERENCAT
- D. Sobolev. Historia njëqindvjeçare e "krahut fluturues", Moskë, Rusavia, 1988, f. 100.
- Yu. Krasnov. Patenta RF nr. 2000251.
- A. Yurkonenko. Alternativa "rosë". Teknologjia - rinia 2009-08. Faqe 6-11
- V. Lapin. Kur do të fluturojë shiriti i motit? Aviacioni i përgjithshëm. 2011. Nr. 8. Faqe 38-41.
- Yu. Krasnov. Patenta RF nr. 2609644.
- Yu. Krasnov. Patenta RF nr. 2651959.
- Yu. Krasnov. Patenta RF nr. 2609620.
- Yu. Krasnov. Patenta RF nr. 2666094.
Burimi: www.habr.com