ในช่วงปลายทศวรรษที่ XNUMX ของศตวรรษที่ผ่านมา Gustav Lachmann ผู้ประดิษฐ์ไม้ระแนง เสนอให้ติดตั้งปีกแบบไม่มีหางโดยมีปีกลอยอิสระวางอยู่ด้านหน้าปีก ปีกนี้ติดตั้งเซอร์โวหางเสือด้วยความช่วยเหลือในการควบคุมแรงยก มันทำหน้าที่ชดเชยช่วงเวลาการดำน้ำเพิ่มเติมที่เกิดขึ้นเมื่อแผ่นพับถูกปล่อย เนื่องจาก Lachmann เป็นพนักงานของบริษัท Handley-Page จึงเป็นเจ้าของสิทธิบัตรสำหรับโซลูชันทางเทคนิคนี้ และภายใต้แบรนด์นี้ แนวคิดนี้จึงได้รับการกล่าวถึงในเอกสารทางเทคนิค แต่ยังไม่มีการนำแนวคิดนี้ไปปฏิบัติจริง! สาเหตุคืออะไร?
ปรับสมดุลการสูญเสีย
ปีกของเครื่องบินซึ่งสร้างแรงยก อาจกล่าวได้ว่าเป็นผลพลอยได้เชิงลบในรูปแบบของช่วงเวลาการดำน้ำที่มีแนวโน้มที่จะทำให้เครื่องบินจมลง เพื่อป้องกันไม่ให้เครื่องบินดำน้ำมีปีกเล็ก ๆ ที่หาง - โคลงซึ่งป้องกันการดำน้ำนี้สร้างแรงยกลงนั่นคือลบยก โครงสร้างตามหลักอากาศพลศาสตร์ของเครื่องบินนี้เรียกว่า “ปกติ” เนื่องจากแรงยกของโคลงเป็นลบ จึงเพิ่มแรงโน้มถ่วงของเครื่องบิน และปีกจะต้องมีแรงยกมากกว่าแรงโน้มถ่วง
ความแตกต่างระหว่างกองกำลังเหล่านี้เรียกว่าการสูญเสียที่สมดุลซึ่งอาจสูงถึง 20%
แต่เครื่องบินบินลำแรกของพี่น้องตระกูลไรท์ไม่มีการสูญเสียเช่นนี้เพราะปีกเล็กซึ่งเป็นตัวทำลายเสถียรภาพที่ป้องกันการดำน้ำไม่ได้ถูกวางไว้ด้านหลังปีก แต่อยู่ด้านหน้า การออกแบบตามหลักอากาศพลศาสตร์ของเครื่องบินนี้เรียกว่า "คานาร์ด" และเพื่อป้องกันไม่ให้เครื่องบินดำน้ำ ตัวสั่นจะต้องสร้างแรงยกขึ้นด้านบน นั่นคือ แรงยกเชิงบวก มันถูกเพิ่มเข้าไปในการยกปีก และผลรวมนี้เท่ากับแรงโน้มถ่วงของเครื่องบิน เป็นผลให้ปีกต้องสร้างแรงยกที่น้อยกว่าแรงโน้มถ่วง และไม่มีการสูญเสียในการทรงตัว!
โคลงและตัวทำให้เสถียรถูกรวมเข้าด้วยกันเป็นคำเดียว - หางแนวนอนหรือ GO
อย่างไรก็ตาม ด้วยการพัฒนาอย่างมากของกลไกการบินขึ้นและลงของปีกในช่วงต้นทศวรรษที่สามสิบของศตวรรษที่ผ่านมา "เป็ด" จึงสูญเสียข้อได้เปรียบนี้ องค์ประกอบหลักของกลไกคือแผ่นพับ - ส่วนหลังของปีกที่เบนไปทางด้านล่าง มันเพิ่มแรงยกของปีกประมาณสองเท่า ซึ่งทำให้สามารถลดความเร็วระหว่างลงจอดและขึ้นเครื่องได้ ซึ่งจะช่วยประหยัดน้ำหนักของแชสซี แต่ผลพลอยได้ในรูปแบบของช่วงเวลาการดำน้ำเมื่อแผ่นพับถูกปล่อยออกมาจะเพิ่มขึ้นจนถึงระดับที่ตัวทำลายเสถียรภาพไม่สามารถรับมือได้ แต่ตัวปรับความเสถียรไม่สามารถรับมือได้ การแตกหักไม่ใช่การสร้าง ในกรณีนี้คือพลังบวก
เพื่อให้ปีกสร้างแรงยกได้ จะต้องวางตัวเป็นมุมกับทิศทางการไหลของอากาศที่กำลังจะมาถึง มุมนี้เรียกว่ามุมการโจมตี และเมื่อเพิ่มขึ้น แรงยกก็จะเพิ่มขึ้นเช่นกัน แต่ไม่จำกัด แต่ขึ้นอยู่กับมุมวิกฤติ ซึ่งมีตั้งแต่ 15 ถึง 25 องศา ดังนั้นแรงแอโรไดนามิกทั้งหมดจึงไม่ได้พุ่งขึ้นด้านบนอย่างเคร่งครัด แต่จะโน้มไปทางส่วนท้ายของเครื่องบิน และสามารถสลายตัวเป็นส่วนประกอบที่พุ่งขึ้นด้านบนอย่างเคร่งครัด - แรงยก และย้อนกลับ - แรงลากตามหลักอากาศพลศาสตร์ อัตราส่วนของแรงยกต่อแรงลากใช้ในการตัดสินคุณภาพอากาศพลศาสตร์ของเครื่องบิน ซึ่งมีช่วงตั้งแต่ 7 ถึง 25
ปรากฏการณ์ที่ได้ผลดีต่อรูปแบบปกติคือมุมเอียงของการไหลของอากาศด้านหลังปีก ซึ่งประกอบด้วยการโก่งตัวลงของทิศทางการไหล ยิ่งการยกปีกมากขึ้นเท่านั้น ดังนั้น เมื่อแผ่นพับถูกเบี่ยงเบน เนื่องจากหลักอากาศพลศาสตร์ มุมเชิงลบที่เกิดขึ้นจริงของเหล็กกันโคลงจะเพิ่มขึ้นโดยอัตโนมัติ และส่งผลให้แรงยกติดลบ
นอกจากนี้ สถานการณ์เช่นการรับรองความเสถียรตามยาวของการบินของเครื่องบินยังใช้ได้ผลดีกับรูปแบบ "ปกติ" เมื่อเปรียบเทียบกับ "คานาร์ด" มุมการโจมตีของเครื่องบินสามารถเปลี่ยนแปลงได้อันเป็นผลมาจากการเคลื่อนที่ในแนวดิ่งของมวลอากาศ เครื่องบินได้รับการออกแบบโดยคำนึงถึงปรากฏการณ์นี้และมุ่งมั่นที่จะทนต่อสิ่งรบกวน พื้นผิวแต่ละส่วนของเครื่องบินมีจุดเน้นตามหลักอากาศพลศาสตร์ ซึ่งเป็นจุดที่เพิ่มการยกเมื่อมุมการโจมตีเปลี่ยนไป หากเราพิจารณาผลลัพธ์ของปีกและการเพิ่ม GO แสดงว่าเครื่องบินก็มีความสำคัญเช่นกัน หากจุดโฟกัสของเครื่องบินอยู่ด้านหลังจุดศูนย์กลางมวล เมื่อมุมการโจมตีเพิ่มขึ้นแบบสุ่ม การยกที่เพิ่มขึ้นมีแนวโน้มที่จะเอียงเครื่องบินเพื่อให้มุมการโจมตีลดลง และเครื่องบินจะกลับสู่โหมดการบินก่อนหน้า ในกรณีนี้ ในการกำหนดค่า "ปกติ" ปีกจะสร้างช่วงเวลาที่ไม่มั่นคง (เพื่อเพิ่มมุมการโจมตี) และเครื่องป้องกันเสถียรภาพจะสร้างช่วงเวลาที่เสถียร (เพื่อลดมุมการโจมตี) และส่วนหลังจะมีชัยประมาณ 10% . ในคานาร์ด โมเมนต์ที่ทำให้ไม่เสถียรถูกสร้างขึ้นโดยตัวทำให้เสถียร และโมเมนต์ที่ทำให้เสถียรซึ่งมีขนาดใหญ่กว่าประมาณ 10% ถูกสร้างขึ้นโดยปีก ดังนั้นการเพิ่มพื้นที่และไหล่ของหางแนวนอนทำให้เพิ่มความมั่นคงในการออกแบบปกติและลด "คานาร์ด" โมเมนต์ทั้งหมดกระทำและคำนวณโดยสัมพันธ์กับจุดศูนย์กลางมวลของเครื่องบิน (ดูรูปที่ 1)
)
หากโฟกัสของเครื่องบินอยู่ข้างหน้าจุดศูนย์กลางมวล เมื่อมุมการโจมตีเพิ่มขึ้นเล็กน้อยแบบสุ่ม ก็จะยิ่งเพิ่มมากขึ้น และเครื่องบินก็จะไม่เสถียรทางสถิต ตำแหน่งสัมพัทธ์ของการโฟกัสและจุดศูนย์กลางมวลนี้ใช้ในเครื่องบินรบยุคใหม่เพื่อบรรทุกโคลงและไม่ได้รับการยกที่เป็นลบ แต่เป็นการยกที่เป็นบวก และการบินของเครื่องบินไม่ได้รับประกันโดยอากาศพลศาสตร์ แต่ด้วยระบบเสถียรภาพเทียมอัตโนมัติที่ทำซ้ำสี่เท่าซึ่ง "บังคับทิศทาง" เมื่อเครื่องบินเคลื่อนที่ออกจากมุมการโจมตีที่ต้องการ เมื่อปิดระบบอัตโนมัติ เครื่องบินจะเริ่มหันหางก่อน นี่คือสิ่งที่ร่าง "งูเห่าของ Pugachev" ใช้ ซึ่งนักบินจงใจปิดระบบอัตโนมัติ และเมื่อถึงมุมการหมุนหางที่ต้องการ ให้ยิง a พุ่งเข้าสู่ซีกโลกด้านหลังแล้วเปิดระบบอัตโนมัติอีกครั้ง
ต่อไปนี้ เราจะพิจารณาเฉพาะเครื่องบินที่มีความเสถียรคงที่ เนื่องจากมีเพียงเครื่องบินดังกล่าวเท่านั้นที่สามารถใช้ในการบินพลเรือนได้
ตำแหน่งสัมพัทธ์ของการโฟกัสของเครื่องบินและจุดศูนย์กลางมวลเป็นลักษณะเฉพาะของแนวคิดเรื่อง "การจัดศูนย์กลาง"
เนื่องจากโฟกัสอยู่ด้านหลังจุดศูนย์กลางมวล โดยไม่คำนึงถึงรูปแบบ ระยะห่างระหว่างจุดเหล่านั้นที่เรียกว่าระยะขอบความเสถียร จะเพิ่มแขน GO ในรูปแบบปกติและลดลงใน "คานาร์ด"
อัตราส่วนของแขนปีกต่อคานาร์ดนั้นแรงยกของตัวลดการสั่นไหวที่การโก่งตัวสูงสุดของลิฟต์จะถูกใช้อย่างสมบูรณ์เมื่อเครื่องบินถูกนำไปยังมุมการโจมตีสูง และจะพลาดเมื่อเปิดลิ้นปีกนกออก ดังนั้น "เป็ด" ทั้งหมดของ Rutan ดีไซเนอร์ชื่อดังชาวอเมริกันจึงไม่มีกลไกใด ๆ เครื่องบินโวเอเจอร์ของเขาเป็นเครื่องบินลำแรกของโลกที่บินรอบโลกโดยไม่ต้องลงจอดและเติมเชื้อเพลิงในปี 1986
ข้อยกเว้นคือ Beechcraft Starship แต่เพื่อวัตถุประสงค์ในการใช้ปีกนก มีการใช้การออกแบบที่ซับซ้อนมากพร้อมรูปทรงเรขาคณิตของตัวปรับความเสถียรแบบแปรผัน ซึ่งไม่สามารถนำไปสู่สถานะที่สามารถทำซ้ำได้ตามลำดับ ซึ่งเป็นสาเหตุที่ทำให้โครงการถูกปิด
แขนปีกส่วนใหญ่ขึ้นอยู่กับจำนวนแรงยกของตัวทำให้เสถียรเพิ่มขึ้นเมื่อมุมการโจมตีของมันเพิ่มขึ้นหนึ่งองศา พารามิเตอร์นี้เรียกว่าอนุพันธ์โดยสัมพันธ์กับมุมการโจมตีของสัมประสิทธิ์การยกหรือเพียงแค่อนุพันธ์ของตัวทำให้เสถียร และยิ่งอนุพันธ์นี้มีขนาดเล็กลงเท่าใด จุดศูนย์กลางมวลของเครื่องบินก็จะยิ่งอยู่ใกล้ปีกมากขึ้นเท่านั้น ดังนั้น แขนปีกก็จะยิ่งเล็กลงเท่านั้น เพื่อลดอนุพันธ์นี้ ผู้เขียนในปี 1992 เสนอให้ใช้ตัวทำลายเสถียรภาพตามโครงการเครื่องบินปีกสองชั้น (2) ทำให้สามารถลดไหล่ปีกลงได้มากจนขจัดอุปสรรคในการใช้แผ่นพับ อย่างไรก็ตามผลข้างเคียงเกิดขึ้นในรูปแบบของการเพิ่มความต้านทานของ GO เนื่องจากเครื่องบินปีกสองชั้น นอกจากนี้การออกแบบเครื่องบินยังมีความซับซ้อนเนื่องจากจำเป็นต้องผลิต GO สองอันจริง ๆ ไม่ใช่อันเดียว
เพื่อนร่วมงานชี้ให้เห็นว่าคุณลักษณะ "ตัวลดการสั่นไหวของเครื่องบินสองชั้น" มีอยู่บนเครื่องบินของพี่น้องตระกูลไรท์ แต่ในสิ่งประดิษฐ์นี้ไม่เพียงแต่มีการจดสิทธิบัตรคุณลักษณะใหม่เท่านั้น แต่ยังรวมถึงชุดคุณลักษณะใหม่ด้วย The Wrights ไม่มีฟีเจอร์ "พนัง" นอกจากนี้ หากทราบชุดคุณลักษณะของการประดิษฐ์ใหม่ ดังนั้นเพื่อให้การประดิษฐ์นี้ได้รับการยอมรับ จะต้องใช้คุณลักษณะอย่างน้อยหนึ่งรายการเพื่อวัตถุประสงค์ใหม่ Wrights ใช้เครื่องบินปีกสองชั้นเพื่อลดน้ำหนักของโครงสร้างและในการประดิษฐ์ที่อธิบายไว้ - เพื่อลดอนุพันธ์
"เป็ดกังหัน"
เกือบสองทศวรรษที่แล้ว เราจำแนวคิดเรื่อง “เป็ดใบพัด” ที่กล่าวถึงในตอนต้นของบทความได้
มันใช้หางแนวนอนของใบพัดสภาพอากาศ (FGO) เป็นตัวป้องกันเสถียรภาพ ซึ่งประกอบด้วยตัวป้องกันเสถียรภาพเอง วางบานพับไว้บนแกนที่ตั้งฉากกับลำตัว และเชื่อมต่อกับตัวป้องกันเสถียรภาพของหางเสือเซอร์โว เครื่องบินชนิดหนึ่งที่มีการออกแบบตามปกติ โดยที่ปีกของเครื่องบินคือตัวทำลายเสถียรภาพของ FGO และอุปกรณ์ควบคุมเสถียรภาพของเครื่องบินคือเซอร์โวของ FGO และเครื่องบินลำนี้ไม่บิน แต่วางอยู่บนแกนและตัวมันเองก็มีทิศทางสัมพันธ์กับกระแสที่กำลังจะมาถึง ด้วยการเปลี่ยนมุมเชิงลบของการโจมตีของพวงมาลัยเซอร์โว เราจะเปลี่ยนมุมการโจมตีของตัวป้องกันเสถียรภาพที่สัมพันธ์กับการไหล และด้วยเหตุนี้ แรงยกของ FGO ในระหว่างการควบคุมระดับเสียง
เมื่อตำแหน่งของพวงมาลัยเซอร์โวยังคงไม่เปลี่ยนแปลงเมื่อเทียบกับตัวป้องกันเสถียรภาพ FGO จะไม่ตอบสนองต่อลมกระโชกในแนวดิ่ง เช่น เพื่อเปลี่ยนมุมการโจมตีของเครื่องบิน ดังนั้นอนุพันธ์ของมันคือศูนย์ จากการสนทนาครั้งก่อนของเรา นี่เป็นตัวเลือกที่เหมาะสมที่สุด
เมื่อทำการทดสอบเครื่องบินลำแรกของการออกแบบ "ใบพัดคานาร์ด" ซึ่งออกแบบโดย A. Yurkonenko (3) ด้วย FGO ที่โหลดได้อย่างมีประสิทธิภาพ มีการดำเนินการวิธีการที่ประสบความสำเร็จมากกว่าสองโหล ในเวลาเดียวกันก็พบสัญญาณที่ชัดเจนของความไม่มั่นคงของเครื่องบิน (4)
"ความยืดหยุ่นสูง"
อาจดูเหมือนขัดแย้งกัน ความไม่มั่นคงของ "เป็ดใบพัด" เป็นผลมาจาก "ความเสถียรขั้นสูง" ของมัน โมเมนต์การรักษาเสถียรภาพของคานาร์ดแบบคลาสสิกที่มี GO คงที่นั้นเกิดขึ้นจากโมเมนต์รักษาเสถียรภาพของปีกและโมเมนต์ที่ไม่เสถียรของ GO ที่ตอบโต้มัน ในเป็ดที่กังหันสภาพอากาศ FGO จะไม่มีส่วนร่วมในการก่อตัวของโมเมนต์การทรงตัว และมันถูกสร้างขึ้นจากโมเมนต์การทำให้เสถียรของปีกเท่านั้น ดังนั้นช่วงเวลาการรักษาเสถียรภาพของ "เป็ดใบพัด" จึงมากกว่าช่วงเวลาคลาสสิกประมาณสิบเท่า หากมุมการโจมตีเพิ่มขึ้นโดยไม่ได้ตั้งใจ เครื่องบินภายใต้อิทธิพลของโมเมนต์รักษาเสถียรภาพของปีกที่มากเกินไป จะไม่กลับสู่โหมดก่อนหน้า แต่จะ "โอเวอร์ช็อต" หลังจาก "โอเวอร์ชูต" เครื่องบินจะได้รับมุมการโจมตีที่ลดลงเมื่อเทียบกับโหมดก่อนหน้า ดังนั้นจึงเกิดช่วงเวลาการทรงตัวของสัญญาณที่แตกต่างกันเกิดขึ้นเช่นกัน มากเกินไป และทำให้เกิดการแกว่งในตัวเองซึ่งนักบินไม่สามารถดับได้
เงื่อนไขประการหนึ่งสำหรับความเสถียรคือความสามารถของเครื่องบินในการต่อต้านผลที่ตามมาของการรบกวนในชั้นบรรยากาศ ดังนั้นหากไม่มีสิ่งรบกวน การบินของเครื่องบินที่ไม่เสถียรก็เป็นไปได้ สิ่งนี้อธิบายถึงแนวทางที่ประสบความสำเร็จของเครื่องบิน YuAN-1 ในวัยเยาว์ของฉัน ผู้เขียนมีกรณีที่เครื่องร่อนรุ่นใหม่บินในตอนเย็นในสภาพสงบเป็นเวลาอย่างน้อย 45 นาที แสดงให้เห็นถึงการบินที่ค่อนข้างน่าพอใจและแสดงให้เห็นถึงความไม่มั่นคงอย่างมีนัยสำคัญ - การขว้างสลับกับการดำน้ำในเที่ยวบินแรกที่มีลมแรง สภาพอากาศ. ตราบใดที่อากาศยังสงบและไม่มีการรบกวนใดๆ เครื่องร่อนก็แสดงการบินที่น่าพอใจ แต่การปรับตัวก็ไม่เสถียร ไม่มีเหตุผลใดที่จะแสดงความไม่แน่นอนนี้
โดยหลักการแล้ว CSF ที่อธิบายไว้สามารถนำไปใช้ใน "เป็ดหลอก" ได้ เครื่องบินดังกล่าวได้รับการออกแบบโดยพื้นฐานแล้วเป็นแบบ "ไม่มีหาง" และมีการวางแนวที่เหมาะสม และ FGO ของเขาใช้เพื่อชดเชยช่วงเวลาการดำน้ำเพิ่มเติมของปีกที่เกิดขึ้นเมื่อปล่อยกลไกเท่านั้น ในการกำหนดค่าการล่องเรือ ไม่มีภาระบน FGO ดังนั้น FGO จึงไม่ทำงานในโหมดการบินหลัก ดังนั้นการใช้งานในรุ่นนี้จึงไม่เกิดผล
"ครัสนอฟ-เป็ด"
“ความเสถียรที่มากเกินไป” สามารถกำจัดได้โดยการเพิ่มอนุพันธ์ของ CSF จากศูนย์เป็นระดับที่ยอมรับได้ เป้าหมายนี้สำเร็จได้เนื่องจากมุมการหมุนของ FGO นั้นน้อยกว่ามุมการหมุนของหางเสือเซอร์โวซึ่งเกิดจากการเปลี่ยนแปลงมุมการโจมตีของเครื่องบินอย่างมีนัยสำคัญ (5) เพื่อจุดประสงค์นี้ มีการใช้กลไกที่ง่ายมาก ดังแสดงในรูปที่ 2 1. FGO 3 และพวงมาลัยเซอร์โว 1 บานพับอยู่บนแกน OO4 ก้าน 6 และ 5,7 ผ่านบานพับ 9,10, 1 เชื่อมต่อ FGO 3 และพวงมาลัยเซอร์โว 8 กับตัวโยก 12 คลัตช์ 6 ทำหน้าที่เปลี่ยนความยาวของก้าน 1 โดยนักบินเพื่อจุดประสงค์ในการควบคุมระดับเสียง การหมุนของ FGO 3 นั้นไม่ได้ดำเนินการผ่านมุมโก่งทั้งหมดของพวงมาลัยเซอร์โว 2 ที่สัมพันธ์กับเครื่องบินเมื่อทิศทางของการไหลที่กำลังมาถึงเปลี่ยนแปลง แต่ผ่านส่วนที่เป็นสัดส่วนเท่านั้น หากสัดส่วนเท่ากับครึ่งหนึ่ง จากนั้นภายใต้การกระทำของการไหลขึ้นซึ่งส่งผลให้มุมการโจมตีของเครื่องบินเพิ่มขึ้น 1 องศา มุมการโจมตีที่แท้จริงของ FGO จะเพิ่มขึ้นเพียง 1 องศา ดังนั้นอนุพันธ์ของ FGO จะมีขนาดเล็กกว่าสองเท่าเมื่อเทียบกับ GO แบบคงที่ เส้นประระบุตำแหน่งของ FGO 3 และเซอร์โวหางเสือ 5 หลังจากเปลี่ยนมุมการโจมตีของเครื่องบิน การเปลี่ยนสัดส่วนและด้วยเหตุนี้ การกำหนดค่าของอนุพันธ์จึงทำได้อย่างง่ายดายโดยการเลือกระยะห่างที่เหมาะสมของบานพับ 7 และ 1 ไปยังแกน OOXNUMX
![ภาพ]()
การลดอนุพันธ์ของ GO เนื่องจากขนนกทำให้คุณสามารถวางโฟกัสภายในขอบเขตใดก็ได้ และด้านหลังเป็นจุดศูนย์กลางมวลของเครื่องบิน นี่คือแนวคิดของการวางแนวที่ไม่ตรงตามหลักอากาศพลศาสตร์ ดังนั้นข้อจำกัดทั้งหมดเกี่ยวกับการใช้กลไกปีกสมัยใหม่ในการกำหนดค่าคานาร์ดจึงถูกลบออกในขณะที่ยังคงรักษาเสถียรภาพแบบคงที่
"ครัสนอฟ-ฟลูเกอร์"
ทุกอย่างปกติดี! แต่มีข้อเสียเปรียบ เพื่อให้แรงยกที่เป็นบวกเกิดขึ้นบน FGO 1 แรงยกที่เป็นลบจะต้องกระทำบนพวงมาลัยเซอร์โว 3 การเปรียบเทียบคือเค้าโครงปกติของเครื่องบิน นั่นคือมีการสูญเสียในการทรงตัว ในกรณีนี้คือการปรับสมดุลของ CSF ดังนั้นวิธีที่จะกำจัดข้อเสียเปรียบนี้คือโครงการ "เป็ด" เราวางพวงมาลัยเซอร์โวไว้ด้านหน้า FGO ดังแสดงในรูป 3.
FGO ทำงานดังนี้ (6) จากผลของแรงแอโรไดนามิกบน FGO 1 และพวงมาลัยเซอร์โว 4 ทำให้ FGO 1 ได้รับการติดตั้งอย่างเป็นธรรมชาติในมุมหนึ่งของการโจมตีไปยังทิศทางของการไหลที่กำลังจะมาถึง มุมการโจมตีของ FGO 1 และเซอร์โวหางเสือ 4 มีสัญญาณเหมือนกัน ดังนั้นแรงยกของพื้นผิวเหล่านี้จะมีทิศทางเดียวกัน นั่นคือแรงทางอากาศพลศาสตร์ของเซอร์โวหางเสือ 4 ไม่ลดลง แต่เพิ่มแรงยกของ FGO 1 เพื่อเพิ่มมุมการโจมตีของเครื่องบินนักบินจะเลื่อนแรงขับ 6 ไปข้างหน้าซึ่งเป็นผลมาจากการที่เซอร์โว หางเสือ 4 บนบานพับ 5 หมุนตามเข็มนาฬิกาและมุมการโจมตีของหางเสือเซอร์โว 4 จะเพิ่มขึ้น สิ่งนี้นำไปสู่การเพิ่มมุมการโจมตีของ FGO 1 เช่น แรงยกที่เพิ่มขึ้น
นอกเหนือจากการควบคุมระดับเสียงแล้ว การเชื่อมต่อที่ดำเนินการโดยแรงขับ 7 ช่วยให้มั่นใจได้ถึงการเพิ่มจากศูนย์เป็นค่าที่ต้องการของอนุพันธ์ของ FGO
สมมติว่าเครื่องบินเข้าสู่กระแสลมและมุมการโจมตีเพิ่มขึ้น ในกรณีนี้ลำแสง 2 หมุนทวนเข็มนาฬิกาและบานพับ 9 และ 8 จะต้องขยับเข้ามาใกล้กันมากขึ้นหากไม่มีแรงฉุด 7 ก้าน 7 ป้องกันการเข้าใกล้และหมุนพวงมาลัยเซอร์โว 4 ตามเข็มนาฬิกา และทำให้มุมการโจมตีเพิ่มขึ้น
ดังนั้น เมื่อทิศทางของการไหลที่กำลังมาถึงเปลี่ยนแปลง มุมการโจมตีของพวงมาลัยเซอร์โว 4 จะเปลี่ยนไป และ FGO 1 จะตั้งค่ามุมที่แตกต่างจากการไหลโดยธรรมชาติและสร้างแรงยกที่แตกต่างกัน ในกรณีนี้ ค่าของอนุพันธ์นี้ขึ้นอยู่กับระยะห่างระหว่างบานพับ 8 และ 3 รวมถึงระยะห่างระหว่างบานพับ 9 และ 5
FGO ที่เสนอได้รับการทดสอบบนแบบจำลองสายไฟของวงจร "เป็ด" ในขณะที่อนุพันธ์ของมันเมื่อเปรียบเทียบกับ GO แบบคงที่นั้นลดลงครึ่งหนึ่ง น้ำหนักบรรทุกบน FGO อยู่ที่ 68% ของน้ำหนักบรรทุกปีก เป้าหมายของการทดสอบไม่ใช่เพื่อให้ได้น้ำหนักที่เท่ากัน แต่เพื่อให้ได้น้ำหนัก FGO ที่ต่ำกว่าอย่างแม่นยำเมื่อเทียบกับปีก เนื่องจากหากคุณได้รับมัน มันก็ไม่ใช่เรื่องยากที่จะได้รับน้ำหนักที่เท่ากัน ใน "เป็ด" ที่มี GO แบบคงที่การรับน้ำหนักของส่วนเสริมมักจะสูงกว่าการรับน้ำหนักของปีก 20 - 30%
"เครื่องบินในอุดมคติ"
หากผลรวมของตัวเลขสองตัวเป็นค่าคงที่ ผลรวมของกำลังสองจะน้อยที่สุดหากตัวเลขเหล่านี้เท่ากัน เนื่องจากการลากแบบเหนี่ยวนำของพื้นผิวการยกเป็นสัดส่วนกับกำลังสองของสัมประสิทธิ์การยก ขีดจำกัดต่ำสุดของการลากของเครื่องบินจะเป็นในกรณีที่ค่าสัมประสิทธิ์ของพื้นผิวการยกทั้งสองเท่ากันระหว่างการบินล่องเรือ เครื่องบินดังกล่าวควรได้รับการพิจารณาว่าเป็น "อุดมคติ" สิ่งประดิษฐ์ "Krasnov-duck" และ "Krasnov-weather vane" ทำให้สามารถตระหนักถึงแนวคิดของ "เครื่องบินในอุดมคติ" ในความเป็นจริงโดยไม่ต้องใช้การรักษาเสถียรภาพเทียมโดยระบบอัตโนมัติ
การเปรียบเทียบ "เครื่องบินในอุดมคติ" กับเครื่องบินสมัยใหม่ที่มีการออกแบบปกติแสดงให้เห็นว่ามีความเป็นไปได้ที่จะรับภาระเชิงพาณิชย์เพิ่มขึ้น 33% ในขณะเดียวกันก็ประหยัดเชื้อเพลิงได้ 23% ในเวลาเดียวกัน
FGO สร้างแรงยกสูงสุดที่มุมการโจมตีใกล้กับจุดวิกฤติ และโหมดนี้เป็นเรื่องปกติสำหรับขั้นตอนการลงจอดของเที่ยวบิน ในกรณีนี้ การไหลของอนุภาคอากาศรอบๆ พื้นผิวรับน้ำหนักจะอยู่ใกล้กับขอบเขตระหว่างเส้นปกติและแผงลอย การหยุดชะงักของการไหลจากพื้นผิวของ GO นั้นมาพร้อมกับการสูญเสียการยกอย่างรุนแรงและผลที่ตามมาคือจมูกของเครื่องบินลดลงอย่างมากหรือที่เรียกว่า "ระดับเสียง" กรณีที่บ่งบอกถึง "การจิก" คือภัยพิบัติ Tu-144 ที่ Le Bourget เมื่อมันพังลงเมื่อออกจากการดำน้ำหลังการดำน้ำอย่างแม่นยำ การใช้ CSF ที่เสนอทำให้สามารถแก้ไขปัญหานี้ได้อย่างง่ายดาย ในการทำเช่นนี้จำเป็นต้องจำกัดมุมการหมุนของพวงมาลัยเซอร์โวที่สัมพันธ์กับ FGO เท่านั้น ในกรณีนี้ มุมการโจมตีที่แท้จริงของ FGO จะถูกจำกัดและจะไม่เท่ากับมุมวิกฤต
"โคลงกังหัน"
![ภาพ]()
คำถามในการใช้ FGO ในรูปแบบปกติเป็นที่สนใจ หากคุณไม่ลด แต่ในทางกลับกัน ให้เพิ่มมุมการหมุนของ FGO เมื่อเทียบกับพวงมาลัยเซอร์โว ดังแสดงในรูป 4 ดังนั้นอนุพันธ์ของ FGO จะสูงกว่ามากเมื่อเทียบกับโคลงคงที่ (7)
ซึ่งช่วยให้จุดโฟกัสและจุดศูนย์กลางมวลของเครื่องบินเลื่อนไปทางด้านหลังได้อย่างมาก เป็นผลให้ภาระการล่องเรือของโคลง FGO จะไม่เป็นลบ แต่เป็นเชิงบวก นอกจากนี้ หากจุดศูนย์กลางมวลของเครื่องบินถูกเลื่อนไปเกินกว่าจุดโฟกัสตามมุมโก่งแผ่นพับ (จุดที่ใช้การเพิ่มขึ้นของการยกเนื่องจากการโก่งตัวของแผ่นพับ) จากนั้นระบบกันโคลงของขนนกจะสร้างแรงยกที่เป็นบวกในรูปแบบการลงจอด .
แต่ทั้งหมดนี้อาจเป็นจริงได้ตราบใดที่เราไม่คำนึงถึงผลกระทบของการเบรกและการไหลเอียงจากพื้นผิวลูกปืนด้านหน้าไปด้านหลัง เห็นได้ชัดว่าในกรณีของ "เป็ด" บทบาทของอิทธิพลนี้มีน้อยกว่ามาก ในทางกลับกัน ถ้าโคลง “บรรทุก” เครื่องบินรบของทหาร แล้วทำไมมันถึงหยุด “บรรทุก” บนเครื่องบินพลเรือน?
"Krasnov-plan" หรือ "pseudo-vane duck"
การติดตั้งเครื่องป้องกันเสถียรภาพแบบบานพับแม้ว่าจะไม่รุนแรงนัก แต่ก็ยังทำให้การออกแบบเครื่องบินมีความซับซ้อน ปรากฎว่าการลดอนุพันธ์ของตัวทำให้เสถียรสามารถทำได้ด้วยวิธีที่ถูกกว่ามาก
![ภาพ]()
ในรูป รูปที่ 4 แสดงเครื่องป้องกันเสถียรภาพ 1 ของเครื่องบินที่นำเสนอซึ่งเชื่อมต่ออย่างแน่นหนากับลำตัว (ไม่แสดงในรูปวาด) มันติดตั้งวิธีการเปลี่ยนแรงยกในรูปแบบของพวงมาลัย 2 ซึ่งติดตั้งบนวงเล็บ 3 โดยใช้บานพับ 4 ซึ่งเชื่อมต่ออย่างแน่นหนากับตัวป้องกันเสถียรภาพ 1 บนวงเล็บเดียวกัน 4 โดยใช้บานพับ 5 มีก้าน 6 ที่ปลายด้านหลังซึ่งมีพวงมาลัยเซอร์โว 7 ติดอย่างแน่นหนา ที่ปลายด้านหน้าของก้าน 6 ถัดจากบานพับ 5 คันโยก 8 ได้รับการแก้ไขอย่างแน่นหนาซึ่งปลายด้านบนเป็น เชื่อมต่อกับก้าน 9 ด้วยบานพับ 10 ที่ปลายด้านหลังของก้าน 10 มีบานพับ 11 เชื่อมต่อกับคันโยก 12 ของทริมเมอร์ 13 ของลิฟต์ 2 ในกรณีนี้ทริมเมอร์ 13 จะติดตั้งที่ส่วนด้านหลังของพวงมาลัย 14 โดยใช้บานพับ 2 คลัตช์ 15 เปลี่ยนความยาวของแรงขับ 10 ภายใต้การควบคุมของนักบินเพื่อควบคุมระดับเสียง
ตัวลดความคงตัวที่นำเสนอทำงานดังต่อไปนี้ หากมุมการโจมตีของเครื่องบินเพิ่มขึ้นโดยไม่ได้ตั้งใจ เช่น เมื่อเข้าสู่กระแสลม พวงมาลัยเซอร์โว 7 จะเบี่ยงขึ้นด้านบน ซึ่งทำให้เกิดการเลื่อนของแรงขับ 10 ไปทางซ้าย เช่น ไปข้างหน้าและนำไปสู่การโก่งตัวของทริมเมอร์ 13 ลงซึ่งเป็นผลมาจากการที่ลิฟต์ 2 โก่งขึ้น ตำแหน่งของพวงมาลัย 2, พวงมาลัยเซอร์โว 7 และทริมเมอร์ 13 ในสถานการณ์ที่อธิบายไว้จะแสดงในภาพวาดด้วยเส้นประ
เป็นผลให้แรงยกที่เพิ่มขึ้นของตัวทำให้เสถียร 1 เนื่องจากการเพิ่มขึ้นของมุมการโจมตีจะถูกชดเชยในระดับหนึ่งด้วยการโก่งตัวขึ้นของลิฟต์ 2 ระดับของการปรับระดับนี้ขึ้นอยู่กับอัตราส่วนของมุมโก่งของพวงมาลัยเซอร์โว 7 และพวงมาลัย 2 และอัตราส่วนนี้ถูกกำหนดโดยความยาวของคันโยก 8 และ 12 เมื่อมุมการโจมตีลดลง ลิฟต์ 2 จะถูกเบี่ยงเบนลง และแรงยกของตัวป้องกันเสถียรภาพ 1 จะเพิ่มขึ้น โดยปรับระดับมุมการโจมตีที่ลดลง
ด้วยวิธีนี้ อนุพันธ์ของสารลดการสั่นไหวจะทำได้ลดลงเมื่อเปรียบเทียบกับ "เป็ด" แบบคลาสสิก
เนื่องจากพวงมาลัยเซอร์โว 7 และทริมเมอร์ 13 เชื่อมต่อกันทางจลนศาสตร์จึงทำให้สมดุลซึ่งกันและกัน หากการทรงตัวนี้ไม่เพียงพอก็จำเป็นต้องรวมน้ำหนักการทรงตัวในการออกแบบด้วยซึ่งจะต้องวางไว้ภายในพวงมาลัยเซอร์โว 7 หรือบนส่วนต่อขยายของก้าน 6 หน้าบานพับ 5 ลิฟต์ 2 จะต้อง ให้สมดุลด้วย
เนื่องจากอนุพันธ์เกี่ยวกับมุมการโก่งของพื้นผิวแบริ่งนั้นมีขนาดใหญ่เป็นประมาณสองเท่าของอนุพันธ์เมื่อเทียบกับมุมโก่งของพนัง จากนั้นเมื่อมุมโก่งของหางเสือ 2 สูงเป็นสองเท่าของมุม ของการโก่งตัวของหางเสือเซอร์โว 7 เป็นไปได้ที่จะได้ค่าอนุพันธ์ของตัวทำให้เสถียรใกล้กับศูนย์
เซอร์โวหางเสือ 7 เท่ากับพื้นที่ทริมเมอร์ 13 ของความสูงของหางเสือ 2 นั่นคือการเพิ่มการออกแบบเครื่องบินมีขนาดเล็กมากและทำให้ซับซ้อนโดยประมาท
ดังนั้นจึงค่อนข้างเป็นไปได้ที่จะได้ผลลัพธ์เช่นเดียวกับ "ใบพัดคานาร์ด" โดยใช้เทคโนโลยีการผลิตเครื่องบินแบบดั้งเดิมเท่านั้น ดังนั้นเครื่องบินที่มีตัวทำลายเสถียรภาพดังกล่าวจึงสามารถเรียกได้ว่าเป็น "เป็ดหลอก" ได้รับสิทธิบัตรสำหรับการประดิษฐ์นี้ชื่อ "Krasnov-plan" (8)
"เครื่องบินที่มองข้ามความปั่นป่วน"
ขอแนะนำอย่างยิ่งให้ออกแบบเครื่องบินที่พื้นผิวการยกด้านหน้าและด้านหลังมีอนุพันธ์รวมเท่ากับศูนย์
เครื่องบินดังกล่าวแทบจะเพิกเฉยต่อกระแสมวลอากาศในแนวตั้งเกือบทั้งหมด และผู้โดยสารจะไม่รู้สึก "พูดพล่อย" แม้จะมีความปั่นป่วนรุนแรงในชั้นบรรยากาศก็ตาม และเนื่องจากการไหลของมวลอากาศในแนวดิ่งไม่ทำให้เครื่องบินมีน้ำหนักเกิน จึงสามารถนับได้ว่ามีการบรรทุกเกินพิกัดในการปฏิบัติงานที่ลดลงอย่างมาก ซึ่งจะส่งผลดีต่อน้ำหนักของโครงสร้าง เนื่องจากเครื่องบินไม่ได้เผชิญกับการบรรทุกเกินพิกัดระหว่างการบิน โครงสร้างเครื่องบินจึงไม่เกิดการสึกหรอเมื่อยล้า
การลดอนุพันธ์ของปีกของเครื่องบินดังกล่าวทำได้ในลักษณะเดียวกับตัวทำลายเสถียรภาพใน "ใบพัดหลอก" แต่เซอร์โวไม่ได้ทำหน้าที่บนลิฟต์ แต่ทำหน้าที่บนปีกนก Flaperon เป็นส่วนหนึ่งของปีกที่ทำหน้าที่เหมือนปีกนกและปีก ในกรณีนี้ อันเป็นผลมาจากการเปลี่ยนแปลงมุมการโจมตีของปีกแบบสุ่ม แรงยกของมันจะเพิ่มขึ้นที่โฟกัสตามมุมการโจมตี และการเพิ่มขึ้นเชิงลบในแรงยกของปีกอันเป็นผลมาจากการโก่งตัวของปีกนกโดยหางเสือเซอร์โวเกิดขึ้นที่โฟกัสตามมุมการโก่งตัวของปีกนก และระยะห่างระหว่างจุดโฟกัสเหล่านี้เกือบจะเท่ากับหนึ่งในสี่ของคอร์ดแอโรไดนามิกเฉลี่ยของปีก อันเป็นผลมาจากการกระทำของแรงหลายทิศทางคู่นี้ ช่วงเวลาที่ทำให้เกิดความไม่เสถียรเกิดขึ้น ซึ่งจะต้องได้รับการชดเชยด้วยช่วงเวลาของตัวทำให้เสถียร ในกรณีนี้ ตัวทำให้เสถียรควรมีอนุพันธ์ที่เป็นลบเล็กน้อย และค่าของอนุพันธ์ของปีกควรมากกว่าศูนย์เล็กน้อย ได้รับสิทธิบัตร RF หมายเลข 2710955 สำหรับเครื่องบินดังกล่าว
ชุดสิ่งประดิษฐ์ที่นำเสนออาจเป็นแหล่งข้อมูลทางอากาศพลศาสตร์ที่ไม่ได้ใช้ล่าสุดสำหรับการเพิ่มประสิทธิภาพทางเศรษฐกิจของการบินเปรี้ยงปร้างถึงหนึ่งในสามหรือมากกว่า
ยูริ คราสนอฟ
ข้อมูลอ้างอิง
- ด. โซโบเลฟ ประวัติศาสตร์ครบรอบหนึ่งร้อยปีของ "ปีกบิน", มอสโก, รัสเซีย, 1988, หน้า 100
- ยู. คราสนอฟ สิทธิบัตร RF เลขที่ 2000251
- เอ. ยูร์โคเนนโก. ทางเลือก "เป็ด" เทคโนโลยี - เยาวชน 2009-08 หน้าหนังสือ 6-11
- ว. ลาปิน. เมื่อไหร่กังหันจะบิน? การบินทั่วไป. พ.ศ. 2011. ลำดับที่ 8. หน้าหนังสือ 38-41.
- ยู. คราสนอฟ สิทธิบัตร RF เลขที่ 2609644
- ยู. คราสนอฟ สิทธิบัตร RF เลขที่ 2651959
- ยู. คราสนอฟ สิทธิบัตร RF เลขที่ 2609620
- ยู. คราสนอฟ สิทธิบัตร RF เลขที่ 2666094
ที่มา: will.com