Inventori i parashkalit Gustav Lachmann në fund të viteve tridhjetë të shekullit të kaluar propozoi që të pajiset pa bisht me një krah lundrues, të pozicionuar përpara krahut. Ky krah ishte i pajisur me një servor, i cili rregullonte forcën ngritëse. Ai shërbente për të kompensuar momentin e shtyrjes shtesë të krahut, që ndodhte kur çaheshin mbrojtësit. Duke qenë se Lachmann ishte një punonjës i firmës Handley Page, ajo ishte pronarja e patentës për këtë zgjidhje teknike dhe nën këtë markë, ideja e caktuar përmendet në literaturën teknike. Por deri tani nuk ka asnjë implementim praktik të kësaj ideje! Cila është shkaku?
Humbjet në balancim
Krahu i njĂ« avioni, qĂ« krijon forcĂ«n ngritĂ«se, ka njĂ« produkt anĂ«sor tĂ« bashkĂ«ngjitur, mund tĂ« thuhet, negativ nĂ« formĂ«n e momentit tĂ« shtyrjes, qĂ« pĂ«rpiqet tĂ« futĂ« avionin nĂ« zbritje. PĂ«r tĂ« parandaluar zbritjen e avionit, nĂ« bishtin e tij ka njĂ« krah tĂ« vogĂ«l â stabilizatori, i cili pengon kĂ«tĂ« zbritje duke krijuar njĂ« forcĂ« ngritĂ«se negative, e drejtuar poshtĂ«. NjĂ« skemĂ« aerodinamike e tillĂ« e avionit quhet "normale". Duke qenĂ« se forca ngritĂ«se e stabilizatorit Ă«shtĂ« negative, ajo akumulohet me forcĂ«n e gravitetit tĂ« avionit, dhe krahu duhet tĂ« ketĂ« njĂ« forcĂ« ngritĂ«se qĂ« e tejkalon forcĂ«n e gravitetit.
Diferença e këtyre forcave quhet humbje në balancim, e cila mund të arrijë deri në 20%.
Por avioni i parĂ« fluturues i VĂ«llezĂ«rve Wright nuk kishte kĂ«to humbje, sepse krahu i vogĂ«l â destabilizatori, qĂ« pengon zbritjen, ishte vendosur jo prapa krahut, por pĂ«rpara tij. NjĂ« skemĂ« aerodinamike e tillĂ« e avionit quhet "peshkaqen". Dhe pĂ«r tĂ« parandaluar zbritjen e avionit, destabilizatori duhet tĂ« krijojĂ« njĂ« forcĂ« ngritĂ«se pozitive, e drejtuar lart. Ajo akumulohet me forcĂ«n ngritĂ«se tĂ« krahut, dhe kjo shumĂ« Ă«shtĂ« e barabartĂ« me forcĂ«n e gravitetit tĂ« avionit. Si pasojĂ«, krahu duhet tĂ« krijojĂ« njĂ« forcĂ« ngritĂ«se mĂ« tĂ« vogĂ«l se forca e gravitetit. Dhe asnjĂ« humbje nĂ« balancim!
Stabilizatori dhe destabilizatori janĂ« tĂ« bashkuar nĂ« njĂ« term â kontrolli horizontal ose CH.
MegjithatĂ«, me zhvillimin masiv nĂ« fillim tĂ« viteve '30 tĂ« shekullit tĂ« kaluar tĂ« mekanizimit tĂ« ngritjes sĂ« krahut, "baba" humbi kĂ«tĂ« pĂ«rparĂ«si tĂ« pĂ«rmendur. Elementi kryesor i mekanizimit Ă«shtĂ« flapsi â pjesa e prapme e krahut qĂ« devijohet poshtĂ«. Ai rreth dyfishon forcĂ«n ngritĂ«se tĂ« krahut, duke e bĂ«rĂ« tĂ« mundur uljen e shpejtĂ«sisĂ« gjatĂ« uljes dhe ngritjes, duke kursyer kĂ«shtu peshĂ«n e shasisĂ«. Por produkti anĂ«sor nĂ« formĂ«n e momentit tĂ« rĂ«nies gjatĂ« lirimit tĂ« flapsit rritet deri nĂ« njĂ« masĂ« tĂ« tillĂ« sa qĂ« destabilizuesi nuk mund ta pĂ«rballojĂ«, ndĂ«rsa stabilizuesi e menaxhon atĂ«. TĂ« ndash Ă«shtĂ« mĂ« e lehtĂ« se tĂ« ndĂ«rtosh, nĂ« kĂ«tĂ« rast forcĂ« pozitive.
NĂ« mĂ«nyrĂ« qĂ« krahut tĂ« krijojĂ« forcĂ«n ngritĂ«se, ai duhet tĂ« orientohet nĂ«n njĂ« kĂ«nd ndaj drejtimit tĂ« rrjedhĂ«s sĂ« ajrit. Ky kĂ«nd quhet kĂ«ndi i sulmit dhe me rritjen e tij rritet edhe forca ngritĂ«se, por jo pafundĂ«sisht, deri nĂ« kĂ«ndin kritik, i cili ndodhet midis 15 dhe 25 gradĂ«ve. Prandaj, forca e plotĂ« aerodinamike nuk Ă«shtĂ« e drejtuar saktĂ«sisht lart, por Ă«shtĂ« e kĂ«nduar drejt bishtit tĂ« avionit. Dhe ajo mund tĂ« ndahet nĂ« pĂ«rbĂ«rĂ«sin qĂ« Ă«shtĂ« strikt lart â forcĂ«n ngritĂ«se, dhe atĂ« qĂ« Ă«shtĂ« e kthyer mbrapa â forcĂ«n e rezistencĂ«s aerodinamike. NĂ« raport me forcĂ«n ngritĂ«se ndaj forcĂ«s sĂ« rezistencĂ«s gjykohet cilĂ«sia aerodinamike e avionit, e cila mund tĂ« variojĂ« nga 7 deri nĂ« 25.
Në favor të skemës normale funksionon fenomeni i quajtur devijimi i rrjedhës së ajrit pas krahut, që përfshin devijimin poshtë të drejtimit të rrjedhës, aq më shumë sa më e madhe është forca ngritëse e krahut. Prandaj, gjatë devijimit të flapsit, për shkak të aerodinamikës automatikisht rritet këndi negativ i vërtetë i sulmit të stabilizuesit dhe, për pasojë, forca e tij ngritëse negative.
PĂ«r mĂ« tepĂ«r, njĂ« faktor tjetĂ«r qĂ« favorizon skemĂ«n "normale" nĂ« krahasim me "ducken" 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 duke marrĂ« parasysh kĂ«tĂ« fenomen dhe pĂ«rpiqen qĂ« tĂ« qĂ«ndrojnĂ« tĂ« qĂ«ndrueshĂ«m. Ădo sipĂ«rfaqe e avionit ka njĂ« fokus aerodinamik â pika e aplikimit tĂ« rritjes sĂ« forcĂ«s ngritĂ«se nĂ« ndryshimin e angulit tĂ« sulmit. NĂ«se shqyrtojmĂ« rezultantĂ«n e rritjeve tĂ« krahut dhe stabilizuesit, atĂ«herĂ« ka njĂ« fokus edhe te avioni. NĂ«se fokusi i avionit Ă«shtĂ« pas qendrĂ«s sĂ« masĂ«s, atĂ«herĂ« gjatĂ« njĂ« rritjeje tĂ« rastĂ«sishme tĂ« angulit tĂ« sulmit, rritja e forcĂ«s ngritĂ«se pĂ«rpiqet tĂ« bĂ«jĂ« qĂ« avioni tĂ« degjenerohet, duke e bĂ«rĂ« qĂ« anguli i sulmit tĂ« ulet. Dhe avioni kthehet nĂ« modin e tij tĂ« mĂ«parshĂ«m tĂ« fluturimit. NĂ« kĂ«tĂ« rast, nĂ« skemĂ«n "normale", krahu krijon njĂ« moment destabilizues (pĂ«r rritjen e angulit tĂ« sulmit), ndĂ«rsa stabilizuesi krijon njĂ« moment stabilizues (pĂ«r uljen e angulit tĂ« sulmit) dhe ky i fundit ndikon me rreth 10%. NĂ« "duck", momenti destabilizues krijohet nga destabilizuesi, ndĂ«rsa momenti stabilizues, i cili Ă«shtĂ« rreth 10% mĂ« i madh â Ă«shtĂ« krahun. Prandaj, rritja e sipĂ«rfaqes dhe dorĂ«s sĂ« stabilizuesit horizontal çon nĂ« rritjen e stabilitetit nĂ« skemĂ«n normale dhe nĂ« uljen e tij nĂ« "duck". TĂ« gjitha momentet veprojnĂ« dhe llogariten nĂ« mĂ«nyrĂ« relative ndaj qendrĂ«s sĂ« masĂ«s sĂ« avionit (shih figurĂ«n 1).
)
Nëse fokusi i aeroplanit ndodhet përpara qendrës së masës, atëherë me një rritje të rastësishme të vogël të këndit të sulmit, ai rritet edhe më shumë dhe aeroplani do të jetë statikisht i paqëndrueshëm. Kjo marrëdhënie midis fokusit dhe qendrës së masës përdoret në luftëtarët modernë për të ngarkuar stabilizatorin dhe për të marrë një forcë ngjitëse pozitive në të, jo negative. Fluturimi i aeroplanit sigurohet jo nga aerodinamika, por nga një sistem automatik me katër kopje të qëndrueshmërisë artificiale, i cili "drejton" kur aeroplani devijon nga këndi i kërkuar i sulmit. Kur automatikja ndizet, aeroplani fillon të kthejë bishtin përpara, mbi këtë të bazuar figura "Kobra e Pugachev", ku piloti qëllimisht çon në fikje të automatikës dhe kur arrin këndin e kërkuar të kthesës e lëshon raketën në sferën e pasme, dhe pastaj përsëri ndizet automatikja.
Më tej ne shqyrtojmë vetëm aeroplanët statikisht të qëndrueshëm, sepse vetëm këta aeroplanë mund të përdoren në aviacionin civile.
Marrëdhënia midis fokusit të aeroplanit dhe qendrës së masës karakterizon konceptin "centrovkës".
Pasi fokusi ndodhet pas qendrës së masës pavarësisht nga skema, distanca midis tyre, e quajtur rezervi i qëndrueshmërisë, e rrit krahun e GO-së në skemën normale dhe e zvogëlon në "përshtatje".
Raporti i krahut të fluturimit dhe GO-së në "përshtatje" është i tillë që forca ngjitëse e d destabilizatorit në devijimin maksimale të rregullave të lartësisë përdoret plotësisht kur fluturoni aeroplanin në këndet e mëdha të sulmit. Dhe ajo do të mungojë kur të lëshoni flapsat. Prandaj, të gjitha "përshtatjet" e ndërtuesit të njohur amerikan Rutan nuk kanë mekanizëm të tillë. Aeroplani i tij "Voyager" fluturoi për herë të parë në botë pa ndalesë dhe pa mbushje rreth globit në vitin 1986.
Përjashtim bën Beechcraft "Starship", por aty, me qëllim përdorimin e flapsave, u përdor një konstrukcion shumë i komplikuar me geometrinë e ndryshueshme të d destabilizatorit, që nuk arriti të vihet në gjendje të prodhueshme në seri, për shkak të së cilës projekti u mbyll.
The wing arm largely depends on how much the lift force of the destabilizer increases with a one-degree increase in its angle of attack; this parameter is known as the derivative of the lift coefficient with respect to the angle of attack or simply the destabilizer's derivative. The smaller this derivative, the closer the center of mass of the aircraft can be positioned to the wing, thus reducing the wing arm. To decrease the specified derivative, the author proposed in 1992 to construct the destabilizer according to a biplane scheme (2). This allows for such a significant reduction in the wing arm that it eliminates the obstacle to using flaps. However, there is a side effect in the form of increased drag due to biplanism. In addition, the design of the aircraft becomes more complex since it requires the fabrication of effectively two destabilizers instead of one.
Colleagues pointed out that the feature "biplane destabilizer" is present on the Wright Brothers' aircraft, but in inventions, not only a new feature is patented, but also a new combination of features. The Wright brothers lacked the feature "flap." Furthermore, if the combination of features of a new invention is known, then for this invention to be recognized, at least one feature must be used for new purposes. The Wright brothers used biplanism to reduce the weight of the structure, whereas in the described invention, it is used to decrease the derivative.
"Weather Vane Duck"
Almost two decades ago, the idea of the "weather vane duck" was recalled, mentioned at the beginning of the article.
In it, a weather vane horizontal stabilizer (WHS) is used as a destabilizer, consisting of the destabilizer itself, pivotally mounted on an axis perpendicular to the fuselage, and connected to the destabilizer's servo rudder. It is a small aircraft of normal configuration, where the wing of the small aircraft is the WHS destabilizer, and the small aircraft's stabilizer is the WHS servo rudder. This small aircraft does not fly but is mounted on an axis, and it self-orients relative to the oncoming flow. By changing the negative angle of attack of the servo rudder, we alter the angle of attack of the destabilizer relative to the flow, and consequently, the lift force of the WHS when controlling the pitch.
Me pozita e pandryshuar tĂ« serovorolit nĂ« raport me destabilizuesin, FGO nuk reagon ndaj shpimeve tĂ« erĂ«s vertikale, pra ndaj ndryshimeve tĂ« kĂ«ndit tĂ« sulmit tĂ« avionit. Prandaj, derivati i tij Ă«shtĂ« i barabartĂ« me zero. Duke u bazuar nĂ« diskutimet tona tĂ« mĂ«parshme â opsioni ideal.
Gjatë testimit të avionit të parë të skemës "flamuri duck" të konstruktori A. Yurkoenko (3) me FGO të ngarkuar efektivisht, janë bërë më shumë se dyzet fluturime të suksesshme. Megjithatë, u zbuluan shenja evidente të paqëndrueshmërisë së avionit (4).
"Superpajisja"
Siç është paradoksale, paqëndrueshmëria e "flamuri duck" është pasojë e "superpajisjes" së saj. Momenti stabilizues i klasikës është krijuar nga momenti stabilizues i krahut dhe momenti destabilizues që i kundërvihet atij. Në flamurin duck, FGO nuk merr pjesë në formimin e momentit stabilizues, dhe ai krijohet vetëm nga momenti stabilizues i krahut. Pra, momenti stabilizues në "flamurin duck" është rreth dhjetë herë më i madh se ai i klasikës. Kur ndodh një rritje e rastësishme e këndit të sulmit, avioni nën veprimin e momentit stabilizues të tepërt të krahut, nuk kthehet në regjimin e mëparshëm, por "kalon" atë. Pas "kalimit", avioni fiton një kënd të ulët sulmi në krahasim me regjimin e mëparshëm, prandaj ndodh një moment stabilizues i një shenje tjetër, gjithashtu tepër, dhe kështu lindin autocikletat, të cilat pilotit nuk i është e mundur t'i ndalë.
NjĂ« nga kushtet e stabilitetit Ă«shtĂ« aftĂ«sia e avionit pĂ«r tĂ« neutralizuar pasojat e shqetĂ«simeve atmosferike. Prandaj, nĂ« mungesĂ« tĂ« shqetĂ«simeve, Ă«shtĂ« e mundur njĂ« fluturim i kĂ«naqshĂ«m i avionit tĂ« paqĂ«ndrueshĂ«m. Kjo shpjegon fluturimet e suksesshme tĂ« avionit JUAN-1. NĂ« rininĂ« e tij, autori kishte njĂ« rast kur njĂ« model i ri i planit fluturonte pasditeve nĂ« pa erĂ« nĂ« total jo mĂ« pak se 45 minuta, duke demonstruar fluturime mjaft tĂ« kĂ«naqshme dhe tregoi njĂ« paqĂ«ndrueshmĂ«ri tĂ« fortĂ« â ngrehja e kokĂ«s alternonte me zbritjen nĂ« fluturimin e parĂ« nĂ« kushte me erĂ«. NdĂ«rsa moti ishte i qetĂ« dhe nuk kishte shqetĂ«sime, plana demonstronte njĂ« fluturim tĂ« kĂ«naqshĂ«m, por rregullimi i tij ishte i paqĂ«ndrueshĂ«m. Thjesht nuk kishte arsye pĂ«r tĂ« treguar kĂ«tĂ« paqĂ«ndrueshmĂ«ri.
O konceptuar FGO në parim mund të përdoret në "pseudo-duck". Ky avion në thelb është një skemë "pa bisht" dhe ka ekuilibrin përkatës. Ndërsa FGO përdoret vetëm për të kompensuar momentin e sulmit shtesë të krahut që ka vendim automatizimi. Në konfigurimin e lundrimit, ngarkesa ndaj FGO-s mungon. Kështu, në mënyrën kryesore të operimit të fluturimit, FGO në fakt nuk punon, prandaj përdorimi i tij në këtë variant është pak produktiv.
"KRASNOV-DUCK"
"Super qëndrueshmëria" mund të eliminohet duke rritur derivativin e FGO-s nga zero në një nivel të pranueshëm. Qëllimi i vendosur arrihet përmes faktit se këndi i kthesës së FGO-s është dukshëm më i vogël se këndi i kthesës së servorulit, i shkaktuar nga ndryshimi i këndit të sulmit të avionit (5). Për këtë shërben një mekanizëm mjaft i thjeshtë, i paraqitur në figurën 2. FGO 1 dhe servoruli 3 janë vendosur në boshtin OO1. Fushat 4 dhe 6, përmes lidhjeve 5, 7, 9, 10, lidhin FGO 1 dhe servorulin 3 me krahinat 8. Duktorja 12 shërben për të ndryshuar gjatësinë e fushës 6 nga pilotët për të menaxhuar sipas tangazhit. Kthimi i FGO 1 bëhet jo mbi të gjithë këndin e devijimit të servorulit 3 në lidhje me LA-në kur ndryshon drejtimi i rrjedhës së papritur, por vetëm mbi një pjesë proporcionale të saj. Nëse proporcioni është gjysmë, atëherë gjatë veprimit të rrjedhës ngritëse, e cila shkakton rritjen e këndit të sulmit të LA-së me 2 gradë, këndi i vërtetë i sulmit të FGO-s do të rritet vetëm me 1 gradë. Për rrjedhojë, edhe derivativin e FGO-s do të jetë dy herë më i vogël në krahasim me GO-në fikse. Linjat e pikëzuara tregojnë pozitat e FGO 1 dhe servorulit 3 pas ndryshimit të këndit të sulmit të LA-së. Ndryshimi i proporcionit dhe, kështu, përcaktimi i madhësisë së derivativit është lehtësisht i realizueshëm duke zgjedhur distancat përkatëse të lidhjeve 5 dhe 7 nga boshti OO1.
)
Ulja e derivativit të GO-s përmes flugeringut lejon vendosjen e fokusit në çdo kufi, dhe më pas qendren e masës së avionit. Ky është koncepti i zhvendosjes aerodinamike të ekuilibrit. Kështu hiqen të gjitha kufizimet mbi përdorimin e mekanizimit modern të krahut në skemën "duck" duke ruajtur qëndrueshmërinë statike.
"KRASNOV-FLĂGER"
Të gjitha janë perfekte! Por, ka një mangësi. Për që të krijohet një forcë ngritëse pozitive në FGO 1, duhet të veprojë një forcë ngritëse negative në servorulin 3. Analogia është skema normale e aeroplanit. Kështu, kemi humbje për balancimin, në këtë rast balancimin e FGO. Prandaj rruga për të eliminuar këtë mangësi është skema "tuka". Vendosim servorulin përpara FGO, siç tregohet në fig. 3.
FGO funksionon në këtë mënyrë (6). Si rezultat i veprimit të forcave aerodinamike në FGO 1 dhe servorulin 4, FGO 1 vetëvendoset nën një kënd të caktuar sulmi në drejtimin e rrymës së kundërt. Këndet e sulmit të FGO 1 dhe servorulit 4 kanë të njëjtin shenjë, prandaj forcat ngritëse të këtyre sipërfaqeve do të kenë drejtim të njëjtë. Do thotë, forca aerodinamike e servorulit 4 nuk e zvogëlon, por e rrit forcën ngritëse të FGO 1. Për të rritur këndin e sulmit të aeroplanit, piloti e lëviz tërheqjen 6 përpara, si rezultat servoruli 4 rrotullohet në orar në gjurin 5 dhe këndi i sulmit të servorulit 4 rritet. Kjo çon në rritjen e këndit të sulmit të FGO 1, domethënë në rritjen e forcës së tij ngritëse.
Përveç menaxhimit të kangushit, lidhja, e cila realizohet nga tërheqja 7, siguron rritjen nga zero në vlerën e nevojshme të prodhimit të FGO.
Supozoni se aeroplani ka hyrë në një rrymë ngjitëse dhe këndi i tij i sulmit është rritur. Në këtë rast, trau 2 rrotullohet në drejtim të kundërt të akrepave të orës dhe gjunjët 9 dhe 8 në mungesë të tërheqjes 7 duhet të afroheshin. Tërheqja 7 parandalon afërsinë dhe rrotullon servorulin 4 në drejtim të akrepave të orës, duke rritur kështu këndin e tij të sulmit.
Kështu, me ndryshimin e drejtimit të rrymës së kundërt, ndryshohet këndi i sulmit të servorulit 4, dhe FGO 1 vetëvendoset tashmë nën një kënd tjetër në raport me rrymën dhe krijon një forcë ngritëse tjetër. Në të njëjtën kohë, madhësia e prodhimit të përmendur varet nga distanca midis gjunjëve 8 dhe 3, si dhe nga distanca midis gjunjëve 9 dhe 5.
Proposed FGO has been tested on the electric cord model of the "duck" scheme, with its derivative reduced by half compared to fixed GO. The load on FGO was 68% of that for the wing. The objective of the test was not to achieve equal loads, but to obtain a lower load on FGO compared to the wing. If this is achieved, obtaining equal loads would be easy. In "ducks" with fixed GO, the load on the control surface usually exceeds the load on the wing by 20-30%.
"Ideal Airplane"
If the sum of two numbers is a constant, then the sum of their squares will be minimized when the numbers are equal. Since the inductive resistance of the lifting surface is proportional to the square of its lift coefficient, the minimum resistance of the airplane occurs when these coefficients of both lifting surfaces are equal during cruise flight. Such an airplane should be considered the "ideal airplane." The inventions "Krasnov-duck" and "Krasnov-vane" allow for the realization of the concept of the "ideal airplane" without resorting to artificially maintaining stability through automatic systems.
Comparing the "ideal airplane" with a modern conventional airplane shows that a 33% gain in commercial load can be achieved along with a simultaneous fuel savings of 23%.
FGO generates maximum lift at angles of attack close to critical, and this mode is characteristic of the landing phase of flight. The airflow around the lifting surface by air particles is close to the boundary between normal and stall. The stall of the flow from the surface of GO is accompanied by a sharp loss of lift on it and, as a result, an intense drop of the airplane's nose, referred to as a "nosedive." A notable example of a "nosedive" is the Tu-144 disaster at Le Bourget, when it broke up upon exiting a dive immediately after a nosedive. The use of the proposed FGO easily resolves this issue. It only requires limiting the servo control rotation angle relative to FGO. In this case, the actual angle of attack of FGO will be limited and will never equal the critical one.
"Vane Stabilizer"
)
Një pyetje interesante është përdorimi i FGO në skemën normale. Nëse nuk e zvogëlojmë, por anasjelltas, e rrisim këndin e kthesës së FGO në krahasim me servorulin, siç është paraqitur në fig. 4, atëherë derivati i FGO do të jetë shumë më i lartë në krahasim me stabilizatorin e fixuar (7).
Kjo lejon një zhvendosje të konsiderueshme të fokusit dhe qendrës së masës së avionit prapa. Si rezultat, ngarkesa e cruising e stabilizatorit FGO bëhet jo negative, por pozitive. Për më tepër, nëse qendra e masës së avionit ndodhet pas fokusit sipas këndit të devijimit të flapit (pikë aplikimi e rritjes së forcës ngritëse për shkak të devijimit të flapit), atëherë stabilizatori i flakës edhe në konfigurimin e uljes krijon forcë ngritëse pozitive.
Por gjithçka kjo ndoshta Ă«shtĂ« e drejtĂ« derisa tĂ« mos marrim parasysh ndikimin e frenimit dhe prirjes sĂ« rrjedhĂ«s nga sipĂ«rfaqja mbajtĂ«se pĂ«r nĂ« tĂ« prapme. ĂshtĂ« e qartĂ« se nĂ« rastin e "patkoi", roli i kĂ«tij ndikimi Ă«shtĂ« ndjeshĂ«m mĂ« i vogĂ«l. Nga ana tjetĂ«r, nĂ«se nĂ« avionĂ«t luftarakĂ« stabilizatori "mban", atĂ«herĂ« pĂ«rse ai tĂ« ndalet sĂ« mbajturi nĂ« civil?
"Plani Krasnov" ose "patkoi pseudo-flakë"
Montimi i këndshëm i destabilizatorit, i cili, megjithëse nuk është radikal, e komplikon ndjeshëm strukturën e avionit. Duket se reduktimi i derivatit të destabilizatorit mund të arrihet me mjete shumë më të lira.
)
Në fig. 4 paraqitet destabilizatori 1 i lidhur fort me trupin e avionit (në skicën e pa treguar). Ai është i pajisur me një mjet për të ndryshuar forcën e tij ngritëse në formën e rulumit 2 të lartësisë, i cili me anë të një këndi 3 është i fortë në mbajtësin 4, i lidhur fort me destabilizatorin 1. Në këtë mbajtës 4 me anë të një këndi 5 është vendosur barra 6, në fundin e saj të pasëm është fortësuar servoruli 7. Në fundin e përparëm të baras 6, pranë këndit 5 është fortësuar nyja 8, fundi i sipërm i së cilës nëpërmjet një këndi 9 është i lidhur me nyjën 10. Në fundin e pasëm të nyjës 10 është vendosur këndi 11, i cili e lidh atë me nyjën 12 të trimmit 13 të rulumit 2 të lartësisë. Nën atë, trimi 13 është i fortë në pjesën e prapme të rulumit 2 të lartësisë nëpërmjet një këndi 14. Klauzola 15 ndryshon gjatësi e nyjës 10 nën menaxhimin e pilotit për kontrollin e pitch.
Déstabilizatori i paraqitur punon si më poshtë. Kur ndodh një rritje e rastësishme e këndit të sulmit të aparatit fluturues, për shembull, kur ai hyn në një ngarkesë ngjitëse, servoruli 7 devijohet lart, çka shkakton një zhvendosje të tërheqjes 10 në majtas, pra përpara, dhe çon në devijimin e trimmit 13 poshtë, si rezultat i së cilës ruli 2 i lartësisë devijohet lart. Pozita e rulit 2 të lartësisë, servorulit 7 dhe trimmit 13 në situatën e përshkruar është paraqitur në vizatimin me linja të shtruara.
Si rezultat, rritja e forcës ngritëse të dëstabilizatorit 1 si pasojë e rritjes së këndit të sulmit do të nivelohet deri në njëfarë mase nga devijimi lart i rulit 2 të lartësisë. Shkalla e këtij nivelimi varet nga raporti i këndit të devijimit të servorulit 7 dhe rulit 2 të lartësisë. Ky rapport përcaktohet nga gjatësi e reaksionëve 8 dhe 12. Kur këndi i sulmit zvogëlohet, ruli 2 i lartësisë devijohet poshtë, dhe forca ngritëse e dëstabilizatorit 1 rritet, duke nivelohet zvoglimin e këndit të sulmit.
KĂ«shtu arrihet njĂ« ulje e derivatit tĂ« dĂ«stabilizatorit krahasuar me âpatinĂ«s klasikeâ.
Për shkak se servoruli 7 dhe trimi 13 janë kinematikisht të lidhur me njëri-tjetrin, ata e balancojnë njëri-tjetrin. Nëse kjo balancë nuk është e mjaftueshme, është e nevojshme të përfshihet në konstrukcion një ngarkesë balansuese, e cila duhet të vendoset ose brenda servorulit 7, ose në vazhdimin e shufrës 6 përpara nyjes 5. Ruli 2 i lartësisë gjithashtu duhet të balancohet.
Duke marrë parasysh se derivati për këndin e sulmit të sipërfaqes ngritëse është afërsisht dyfish më i madh se derivati për këndin e devijimit të flapit, atëherë me dyfishin e këndit të devijimit të rulit 2 të lartësisë në krahasim me këndin e devijimit të servorulit 7 është e mundur të arrihet një vlerë e derivatit të dëstabilizatorit e afërt me zero.
Servoruli 7 ka sipërfaqe të barabartë me trimmin 13 të rulit 2 të lartësisë. Pra, shtesa në konstrukcioni i avionit është mjaft e vogël dhe e neglizhueshme në kompliktimin e tij.
Prandaj, Ă«shtĂ« plotĂ«sisht e mundur tĂ« arrihen rezultate tĂ« ngjashme si ato tĂ« âpatinĂ«s me flamurâ vetĂ«m duke pĂ«rdorur teknologji tradicionale nĂ« prodhimin e avionĂ«ve. Prandaj, avioni me njĂ« dĂ«stabilizator tĂ« tillĂ« mund tĂ« quhet âpseudo-flamurâ. KĂ«tĂ« shpikje Ă«shtĂ« marrĂ« njĂ« patent me emrin âKrasnov-planâ (8).
âAvioni qĂ« injoron turbulencĂ«nâ
ĂshtĂ« shumĂ« e arsyeshme tĂ« krijohet njĂ« aeroplan, i cili ka sipĂ«rfaqet mbĂ«shtetjese nĂ« pjesĂ«n e pĂ«rparme dhe tĂ« pasme qĂ« nĂ« total kanĂ« njĂ« derivatĂ« tĂ« barabartĂ« me zero.
Një aeroplan i tillë do të injorojë praktikisht flukst horizontal të masave ajrore dhe pasagjerët e tij nuk do ta ndiejnë "tullumbacen" as edhe gjatë turbulencës intensive të atmosferës. Dhe, pasi flukst horizontal të masave ajrore nuk shkaktojnë ngarkesë për aeroplanin, atëherë mund të pritet një ngarkesë operative ndjeshëm më e ulët, që do të ketë një ndikim pozitiv në masën e strukturës së tij. Duke pasur parasysh se gjatë fluturimit aeroplani nuk përjeton ngarkesa, atëherë planeri i tij nuk është i ekspozuar ndaj konsumit nga lodhja.
Reduktimi i derivatĂ«s sĂ« krahu tĂ« kĂ«tij aeroplani arrin tĂ« njĂ«jtin efekt si pĂ«r destabilizuesin nĂ« "pseudofluider duck". Por servoruli nuk ndikon nĂ« rulot e lartĂ«sisĂ«, por nĂ« flaperonĂ«t e krahut. Flaperon - Ă«shtĂ« njĂ« pjesĂ« e krahut qĂ« funksionon si eleron dhe ndihmĂ«s. NĂ« kĂ«tĂ« rast, si rezultat i ndryshimit aksidental tĂ« kĂ«ndit tĂ« sulmit tĂ« krahut, rritja e forcĂ«s ngritĂ«se ndodh nĂ« fokusin e kĂ«ndit tĂ« sulmit. NdĂ«rsa rritja negative e 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 dy fokusve Ă«shtĂ« praktikisht e barabartĂ« me njĂ« katror tĂ« mesĂ«m tĂ« krahut aerodinamik. NĂ« fund, veprimi i kĂ«saj çifti forcash tĂ« ndryshme formon njĂ« moment destabilizues, i cili duhet tĂ« kompenzohet me njĂ« moment tĂ« destabilizuesit. NĂ« kĂ«tĂ« rast, destabilizuesi duhet tĂ« ketĂ« njĂ« derivatĂ« tĂ« vogĂ«l negative, dhe vlera e derivatĂ«s sĂ« krahut duhet tĂ« jetĂ« pak mĂ« shumĂ« se zero. Ky aeroplan ka marrĂ« patentĂ«n RF â2710955.
Kombinimi i shpikjeve të paraqitura është ndoshta burimi i fundit të pa përdorur të informacionit aerodinamik për të rritur me një të tretën ose më shumë efikasitetin ekonomik të aviacionit subsonik.
Yuri Krasnov
LITERATURA
- D. Sobolev. Historia njĂ«qindvjeçare e âkrahut fluturuesâ, MoskĂ«, Rusavia, 1988, fq. 100.
- Y. Krasnov. Patenta RF â 2000251.
- A. Yurkonenko. Alternativa "duck". Teknologji â rinia 2009-08. Fq. 6-11
- V. Lapin. Kur do fluturojĂ« "flukeri duck"? Aviacioni i qĂ«llimit tĂ« pĂ«rgjithshĂ«m. 2011. â8. Fq. 38-41.
- Y. Krasnov. Patenta RF â 2609644.
- Y. Krasnov. Patenta RF â 2651959.
- Yu. Krasnov. Patent RF No. 2609620.
- Yu. Krasnov. Patent RF No. 2666094.
Burimi: habr.com
