Крајем тридесетих година прошлог века, проналазач летвице Густав Лахман предложио је опремање безрепа са слободно плутајућим крилом постављеним испред крила. Ово крило је било опремљено серво-кормилом, уз помоћ којег је регулисана сила подизања. Служио је за компензацију додатног момента понирања крила који се јавља када се закрилац отпусти. Пошто је Лахман био радник компаније Хандлеи-Паге, она је била власник патента за ово техничко решење и под овим брендом идеја се помиње у техничкој литератури. Али још увек нема практичне имплементације ове идеје! Шта је разлог?
Балансирање губитака
Крило авиона, које ствара узгон, има пратећи, могло би се рећи, негативан нуспродукт у виду момента роњења који тежи да авион баци у зарон. Да би се авион спречио да зарони, на његовом репу се налази мало крило - стабилизатор, који спречава ово зарањање, стварајући надоле, односно негативну силу дизања. Ова аеродинамичка конфигурација авиона се назива „нормална“. Пошто је узгона стабилизатора негативна, то повећава гравитацију авиона, а крило мора имати узгону веће од гравитације.
Разлика између ових сила назива се балансним губицима, који могу достићи и до 20%.
Али први летећи авион браће Рајт није имао такве губитке, јер је мало крило - дестабилизатор који спречава зарон - постављено не иза крила, већ испред њега. Овај аеродинамички дизајн авиона назива се „канард“. А да би спречио летелицу да зарони, дестабилизатор мора да створи узлазну, односно позитивну силу дизања. Додаје се узгону крила, а овај збир је једнак гравитацији авиона. Као резултат тога, крило мора произвести силу подизања која је мања од силе гравитације. И без губитака за балансирање!
Стабилизатор и дестабилизатор су комбиновани у један појам - хоризонтални реп или ГО.
Међутим, масовним развојем механизације крила за полетање и слетање почетком тридесетих година прошлог века, „патка“ је изгубила ову предност. Главни елемент механизације је закрилац - задњи део крила који је отклоњен надоле. Приближно удвостручује снагу подизања крила, због чега је могуће смањити брзину током слетања и полетања, чиме се штеди на тежини шасије. Али нуспроизвод у виду момента понирања када се заклопац отпусти, повећава се до те мере да дестабилизатор не може да се носи са њим, али стабилизатор не може да се носи. Ломљење није изградња, у овом случају позитивна сила.
Да би крило створило подизање, мора бити оријентисано под углом у односу на смер надолазећег ваздушног тока. Овај угао се назива нападни угао и како се повећава повећава се и сила подизања, али не бесконачно, већ до критичног угла, који се креће од 15 до 25 степени. Дакле, укупна аеродинамичка сила није усмерена стриктно нагоре, већ је нагнута ка репу авиона. И може се разложити на компоненту усмерену стриктно нагоре - сила подизања и усмерена уназад - аеродинамичка сила отпора. Однос узгона и силе отпора користи се за суђење аеродинамичког квалитета авиона, који може да се креће од 7 до 25.
Феномен који иде у прилог нормалној шеми је косина струјања ваздуха иза крила, која се састоји у скретању смера струјања наниже, што је веће што је подизање крила веће. Због тога, када је закрилац отклоњен, због аеродинамике, стварни негативни угао напада стабилизатора се аутоматски повећава, а самим тим и његова негативна сила подизања.
Поред тога, таква околност као што је обезбеђивање уздужне стабилности лета авиона такође иде у прилог „нормалној“ шеми у поређењу са „канардом“. Нападни угао авиона може се променити као резултат вертикалних кретања ваздушних маса. Ваздухоплови су дизајнирани имајући на уму овај феномен и настоје да издрже поремећаје. Свака површина авиона има аеродинамички фокус – тачку примене прираста узгона када се промени угао напада. Ако узмемо у обзир резултанту прираста крила и ГО, онда авион такође има фокус. Ако је фокус авиона иза центра масе, онда са насумичним повећањем нападног угла, повећање узгона тежи да нагне авион тако да се нападни угао смањи. И авион се враћа у претходни режим лета. У овом случају, у „нормалној“ конфигурацији, крило ствара дестабилизујући момент (да повећа нападни угао), а стабилизатор ствара стабилизујући момент (да смањи нападни угао), а овај други преовладава за око 10% . Код канада дестабилизујући моменат ствара дестабилизатор, а стабилизациони момент, који је око 10% већи, ствара крило. Дакле, повећање површине и рамена хоризонталног репа доводи до повећања стабилности у нормалном дизајну и до његовог смањења у „канарду“. Сви моменти делују и рачунају се у односу на центар масе авиона (види слику 1).
)
Ако је фокус авиона испред центра масе, онда се са случајним малим повећањем угла напада он још више повећава и авион ће бити статички нестабилан. Ова релативна позиција фокуса и центра масе се користи у савременим ловцима за оптерећење стабилизатора и примање не негативног, већ позитивног подизања на њему. А лет авиона обезбеђује не аеродинамика, већ четвороструко дуплирани аутоматски систем вештачке стабилности, који „управља“ када се летелица удаљи од потребног нападног угла. Када се аутоматизација искључи, летелица прво почиње да окреће реп, на чему се заснива фигура „Пугачовљева кобра“, у којој пилот намерно искључује аутоматизацију и, када се достигне потребан угао ротације репа, испаљује ракета у задњу хемисферу, а затим поново укључује аутоматизацију.
У даљем тексту разматрамо само статички стабилне авионе, пошто се само такви авиони могу користити у цивилном ваздухопловству.
Релативни положај фокуса авиона и центра масе карактерише концепт „центрирања“.
Пошто је фокус иза центра масе, без обзира на образац, растојање између њих, названо маргина стабилности, повећава ГО крак у нормалном обрасцу и смањује га у „канарду“.
Однос кракова крила према канарду је такав да се сила дизања дестабилизатора при максималном отклону лифтова у потпуности користи када се авион доведе до великих нападних углова. И то ће недостајати када се клапни ослободе. Дакле, све "патке" познатог америчког дизајнера Рутана немају никакву механизацију. Његов авион Воиагер био је први на свету који је облетео свет без слетања и допуњавања горива 1986. године.
Изузетак је Беецхцрафт Старсхип, али је тамо, за потребе коришћења закрилаца, коришћен веома сложен дизајн са променљивом геометријом дестабилизатора, који није могао да се доведе у серијски репродуцибилно стање, због чега је пројекат затворен.
Крилни крак у великој мери зависи од тога колико се повећава сила подизања дестабилизатора када се његов нападни угао повећа за један степен; овај параметар се назива дериват у односу на нападни угао коефицијента узгона или једноставно дериват дестабилизатора. И, што је овај дериват мањи, то се центар масе авиона може поставити ближе крилу, дакле, крак крила ће бити мањи. Да би смањио овај дериват, аутор је 1992. године предложио да се дестабилизатор имплементира према двокрилној шеми (2). Ово омогућава да се раме крила толико смањи да елиминише препреку за коришћење преклопа на њему. Међутим, јавља се нежељени ефекат у виду повећања отпора ГО због двокрилца. Поред тога, постоји компликација у дизајну авиона, јер је потребно заправо произвести два ГО, а не један.
Колеге су истакле да је карактеристика „дестабилизатора двокрилног авиона“ била присутна на авиону браће Рајт, али у проналасцима није патентирана само нова карактеристика, већ и нови скуп карактеристика. Рајтови нису имали функцију „закрилца“. Поред тога, ако је познат скуп карактеристика новог проналаска, онда да би овај проналазак био препознат, најмање једно обележје мора да се користи у нове сврхе. Рајтови су користили биплан за смањење тежине конструкције, ау описаном проналаску - за смањење деривата.
"Патка од вјетроказ"
Пре скоро две деценије, сетили смо се идеје „патке од лопатице“ поменуте на почетку чланка.
Као дестабилизатор користи хоризонтални реп временске лопатице (ФГО), који се састоји од самог дестабилизатора, зглобно постављеног на осу окомиту на труп и спојеног са дестабилизатором серво кормила. Нека врста авиона нормалног дизајна, где је крило авиона ФГО дестабилизатор, а стабилизатор авиона ФГО серво. А овај авион не лети, већ је постављен на осу, а сам је оријентисан у односу на надолазећи ток. Променом негативног нападног угла серво управљача, мењамо нападни угао дестабилизатора у односу на проток и, последично, силу дизања ФГО-а током контроле корака.
Када положај серво волана остане непромењен у односу на дестабилизатор, ФГО не реагује на налете вертикалног ветра, тј. на промене нападног угла авиона. Стога је његов извод нула. На основу наших претходних дискусија, ово је идеална опција.
Приликом тестирања првог авиона дизајна „лопатице“ дизајна А. Јурконенка (3) са ефективно напуњеним ФГО, изведено је више од два десетина успешних прилаза. Истовремено су откривени јасни знаци нестабилности авиона (4).
"Супер отпорност"
Колико год парадоксално изгледало, нестабилност „патке лопатице“ последица је њене „суперстабилности“. Момент стабилизације класичног канадера са фиксним ГО формира се од момента стабилизације крила и момента дестабилизације ГО који му се супротставља. Код временске патке ФГО не учествује у формирању стабилизационог момента, а формира се само од стабилизационог момента крила. Тако је стабилизациони момент „патке лопатице“ отприлике десет пута већи од класичног. Ако се нападни угао случајно повећа, авион се, под утицајем превеликог стабилизационог момента крила, не враћа у претходни режим, већ га „превазилази“. Након „пребацивања” авион добија смањен нападни угао у односу на претходни режим, па се јавља стабилизациони моменат другог предзнака, такође прекомерног, и тако настају самоосцилације које пилот није у стању да угаси.
Један од услова стабилности је способност летелице да неутралише последице атмосферских поремећаја. Дакле, у одсуству сметњи, могућ је задовољавајући лет нестабилне летелице. Ово објашњава успешне приступе авиона ЈуАН-1. У мојој далекој младости, аутор је имао случај када је нови модел једрилице летео увече у мирним условима укупно најмање 45 минута, показујући сасвим задовољавајуће летове и показујући значајну нестабилност - бацање се смењивало са роњењем на првом лету по ветровитом времену. временске прилике. Све док је време било мирно и није било сметњи, једрилица је показала задовољавајући лет, али је њено подешавање било нестабилно. Једноставно није било разлога да се покаже ова нестабилност.
Описани ЦСФ се у принципу може користити у „псеудо-патки“. Такав авион је у суштини „без репа“ дизајна и има одговарајуће поравнање. А његов ФГО се користи само за компензацију додатног момента роњења крила који настаје када се механизација пусти. У конфигурацији крстарења нема оптерећења на ФГО. Дакле, ФГО заправо не ради у главном оперативном режиму лета, па је стога његова употреба у овој изведби непродуктивна.
"КРАСНОВ-ПАКА"
„Претерана стабилност“ се може елиминисати повећањем деривата ЦСФ-а са нуле на прихватљив ниво. Овај циљ се постиже чињеницом да је угао ротације ФГО знатно мањи од угла ротације серво кормила изазваног променом ударног угла авиона (5). У ту сврху се користи врло једноставан механизам, приказан на Сл. 2. ФГО 1 и серво волан 3 су зглобно причвршћени на осовину ОО1. Шипке 4 и 6 преко шарки 5,7, 9,10 повезују ФГО 1 и серво волан 3 са клацкалицом 8. Квачило 12 служи за промену дужине шипке 6 од стране пилота у циљу контроле корака. Ротација ФГО 1 се врши не кроз цео угао отклона серво волана 3 у односу на авион када се промени правац надолазећег тока, већ само кроз његов пропорционални део. Ако је пропорција једнака половини, онда ће се под дејством узлазног тока, што доводи до повећања угла напада авиона за 2 степена, стварни нападни угао ФГО повећати за само 1 степен. Сходно томе, дериват ФГО ће бити два пута мањи у односу на фиксни ГО. Испрекидане линије означавају положај ФГО 1 и серво кормила 3 након промене нападног угла авиона. Промена пропорције, а самим тим и одређивање вредности извода може се лако постићи избором одговарајућих растојања шарки 5 и 7 до осе ОО1.
![слика]()
Смањење деривата ГО због перојања омогућава вам да поставите фокус у било које границе, а иза њега центар масе авиона. Ово је концепт аеродинамичког неусклађености. Тиме су уклоњена сва ограничења у коришћењу савремене механизације крила у канар конфигурацији уз очување статичке стабилности.
"КРАСНОВ-ФЛУГЕР"
Све је у реду! Али постоји недостатак. Да би се позитивна сила подизања појавила на ФГО 1, негативна сила подизања мора деловати на серво волан 3. Аналогија је нормалан распоред авиона. То јест, постоје губици за балансирање, у овом случају балансирање ЦСФ. Стога је начин да се елиминише овај недостатак схема „патка“. Постављамо серво волан испред ФГО, као што је приказано на сл. 3.
ФГО ради на следећи начин (6). Као резултат дејства аеродинамичких сила на ФГО 1 и серво волан 4, ФГО 1 се спонтано уграђује под одређеним ударним углом у правцу надолазећег струјања. Нападни углови ФГО 1 и серво кормила 4 имају исти предзнак, тако да ће силе подизања ових површина имати исти правац. То јест, аеродинамичка сила серво кормила 4 не смањује, већ повећава силу дизања ФГО 1. Да би повећао нападни угао авиона, пилот помера потисак 6 напред, услед чега серво кормило 4 на шарки 5 ротира у смеру казаљке на сату и нападни угао серво кормила 4 се повећава. То доводи до повећања нападног угла ФГО 1, односно до повећања његове силе подизања.
Поред контроле нагиба, веза изведена потиском 7 обезбеђује повећање од нуле до потребне вредности деривата ФГО.
Претпоставимо да је авион ушао у узлазно струјање и да се његов нападни угао повећао. У овом случају, греда 2 се ротира у смеру супротном од казаљке на сату и шарке 9 и 8, у недостатку вучне силе 7, морале би да се помере ближе једна другој. Штап 7 спречава приближавање и окреће серво волан 4 у смеру казаљке на сату и тиме повећава његов нападни угао.
Дакле, када се промени правац надолазећег тока, нападни угао серво управљача 4 се мења, а ФГО 1 се спонтано поставља под другачијим углом у односу на ток и ствара другачију силу подизања. У овом случају, вредност овог извода зависи од растојања између шарки 8 и 3, као и од растојања између шарки 9 и 5.
Предложени ФГО је тестиран на моделу електричног кабла "патка" кола, док је његов дериват у поређењу са фиксним ГО смањен за половину. Оптерећење ФГО је било 68% оног за крило. Циљ теста није био да се добију једнака оптерећења, већ да се добије управо мање оптерећење ФГО у односу на крило, јер ако га добијете, неће бити тешко добити једнака. Код „патака” са фиксним ГО оптерећење пера је обично 20 – 30% веће од оптерећења крила.
"Идеалан авион"
Ако је збир два броја константна вредност, онда ће збир њихових квадрата бити најмањи ако су ти бројеви једнаки. Пошто је индуктивни отпор подизне површине пропорционалан квадрату њеног коефицијента узгона, најнижа граница отпора авиона биће у случају када су ови коефицијенти обе подизне површине међусобно једнаки током крстарећег лета. Такав авион треба сматрати „идеалним“. Изуми "Краснов-патка" и "Краснов-временска лопатица" омогућавају да се у стварности реализује концепт "идеалног авиона" без прибегавања вештачком одржавању стабилности аутоматским системима.
Поређење „идеалног авиона“ са модерним авионом нормалног дизајна показује да је могуће добити 33% повећања у комерцијалном оптерећењу уз истовремено уштеду горива од 23%.
ФГО ствара максимално подизање при нападним угловима близу критичних, а овај режим је типичан за фазу слетања лета. У овом случају, проток ваздушних честица око носиве површине је близу границе између нормалног и застоја. Поремећај тока са површине ГО је праћен наглим губитком узгона на њему и, као последицом, интензивним спуштањем носа авиона, такозваним „питцх“. Индикативан случај „пецка“ је катастрофа Ту-144 у Ле Буржеу, када се срушио по изласку из роњења тачно после роњења. Употреба предложеног ЦСФ-а омогућава лако решавање овог проблема. Да бисте то урадили, потребно је само ограничити угао ротације серво управљања у односу на ФГО. У овом случају, стварни угао напада ФГО ће бити ограничен и никада неће постати једнак критичном.
"Стабилизатор временске лопатице"
![слика]()
Интересантно је питање употребе ФГО у нормалној шеми. Ако не смањите, већ напротив, повећајте угао ротације ФГО у поређењу са серво воланом, као што је приказано на сл. 4, онда ће дериват ФГО бити много већи у поређењу са фиксним стабилизатором (7).
Ово омогућава да се фокус и центар масе авиона значајно помере уназад. Као резултат тога, крстарење стабилизатора ФГО постаје не негативно, већ позитивно. Поред тога, ако се центар масе авиона помери изван фокуса дуж угла отклона закрилца (тачка примене повећања узгона због скретања закрилца), онда стабилизатор пера ствара позитивну силу подизања у конфигурацији слетања .
Али све ово може бити тачно све док не узмемо у обзир ефекат кочења и нагиба протока од предње носеће површине ка задњој. Јасно је да је у случају „патке“ улога овог утицаја много мања. С друге стране, ако стабилизатор „носи“ војне ловце, зашто ће онда престати да „носи“ цивилне авионе?
"Краснов-план" или "псеудо-патка"
Зглобна монтажа дестабилизатора, иако не радикално, ипак компликује дизајн авиона. Испоставља се да се смањење деривата дестабилизатора може постићи много јефтинијим средствима.
![слика]()
На сл. На слици 4 приказан је дестабилизатор 1 предложеног авиона који је чврсто повезан са трупом (није приказан на цртежу). Опремљен је средством за промену силе подизања у облику волана 2, који је помоћу шарке 3 монтиран на држач 4, чврсто повезан са дестабилизатором 1. На истом носачу 4, помоћу шарке 5 налази се шипка 6, на чијем задњем крају је чврсто причвршћен серво волан 7. На предњем крају шипке 6, поред шарке 5, чврсто је причвршћена полуга 8 чији је горњи крај спојен на шипку 9 помоћу шарке 10. На задњем крају шипке 10 налази се шарка 11 која га повезује са полугом 12 тримера 13 лифта 2. У овом случају, тример 13 се монтира на задњи део волана 14 помоћу шарке 2. Квачило 15 мења дужину потиска 10 под контролом пилота за контролу корака.
Приказани дестабилизатор ради на следећи начин. Ако се нападни угао авиона случајно повећа, на пример, при уласку у узлазни ток, серво волан 7 се скреће нагоре, што подразумева померање потиска 10 улево, тј. напред и доводи до отклона тримера 13 надоле, услед чега се лифт 2 склања нагоре. Положај волана 2, серво управљача 7 и тримера 13 у описаној ситуацији приказан је на цртежу испрекиданим линијама.
Као резултат тога, повећање силе дизања дестабилизатора 1 услед повећања нападног угла биће у извесној мери надокнађено отклоном лифта 2 навише. Степен овог нивелисања зависи од односа углова отклона серво волана 7 и волана 2. И овај однос је постављен дужином полуга 8 и 12. Када се нападни угао смањи, лифт 2 се скреће надоле, а сила подизања дестабилизатора 1 се повећава, изравнавајући смањење нападног угла.
На овај начин се постиже смањење деривата дестабилизатора у односу на класичну „патку“.
Због чињенице да су серво волан 7 и тример 13 кинематички повезани један са другим, балансирају једни друге. Ако ово балансирање није довољно, онда је потребно у дизајн укључити балансни утег, који се мора поставити или унутар серво волана 7 или на продужетку шипке 6 испред шарке 5. Лифт 2 мора такође бити уравнотежен.
Пошто је извод у односу на нападни угао носиве површине приближно дупло већи од деривата у односу на угао отклона закрилца, онда када је угао отклона кормила 2 двоструко већи од угла отклона серво кормила 7, могуће је постићи вредност деривата дестабилизатора близу нуле.
Серво кормило 7 је по површини једнако тримеру 13 висине кормила 2. Односно, додаци дизајну авиона су веома малих димензија и занемарљиво га компликују.
Дакле, сасвим је могуће добити исте резултате као и "лопатски канадер" користећи само традиционалне технологије производње авиона. Због тога се авион са таквим дестабилизатором може назвати „псеудо-патка“. За овај проналазак је примљен патент под називом „Краснов-план“ (8).
"Авион који игнорише турбуленцију"
Веома је препоручљиво да се дизајнира авион у коме предња и задња подизна површина имају укупни дериват једнак нули.
Таква летелица ће скоро потпуно игнорисати вертикалне токове ваздушних маса, а њени путници неће осетити „чаврљање“ чак ни уз интензивне турбуленције у атмосфери. А, пошто вертикални токови ваздушних маса не доводе до преоптерећења авиона, може се рачунати да ће имати знатно мање оперативно преоптерећење, што ће се позитивно одразити на тежину његове конструкције. Због чињенице да авион не доживљава преоптерећења током лета, његов оквир авиона не подлеже хабању од замора.
Смањење изведеног крила таквог авиона постиже се на исти начин као и код дестабилизатора у „псеудо-лопатском каналу“. Али серво не делује на лифтове, већ на флапероне крила. Флаперон је део крила који функционише као елерон и закрилац. У овом случају, као резултат насумичне промене угла напада крила, његова сила подизања расте у фокусу дуж нападног угла. И негативан прираст силе подизања крила као резултат отклона флаперона серво кормилом јавља се у фокусу дуж угла отклона флаперона. А растојање између ових жаришта је скоро једнако четвртини просечне аеродинамичке тетиве крила. Као резултат дејства овог пара вишесмерних сила, формира се дестабилизујући моменат, који мора бити надокнађен моментом дестабилизатора. У овом случају, дестабилизатор треба да има мали негативан дериват, а вредност деривата крила треба да буде нешто већа од нуле. За такав авион је примљен РФ патент бр. 2710955.
Скуп представљених проналазака представља, вероватно, последњи неискоришћени информациони аеродинамички ресурс за повећање економске ефикасности подзвучне авијације за трећину или више.
Јуриј Краснов
LITERATURA
- Д. Соболев. Стогодишња историја „летећег крила”, Москва, Русавиа, 1988, стр.100.
- Иу Краснов. РФ патент бр. 2000251.
- А. Иурконенко. Алтернатива "патка". Технологија - омладина 2009-08. Страна 6-11
- В. Лапин. Када ће летелица летети? Општа авијација. 2011. број 8. Страна 38-41.
- Иу Краснов. РФ патент бр. 2609644.
- Иу Краснов. РФ патент бр. 2651959.
- Иу Краснов. РФ патент бр. 2609620.
- Иу Краснов. РФ патент бр. 2666094.
Извор: ввв.хабр.цом