Geçen yüzyılın otuzlu yaşlarının sonlarında, çıtanın mucidi Gustav Lachmann, kuyruksuzun kanadın önüne yerleştirilmiş serbest yüzen bir kanatla donatılmasını önerdi. Bu kanat, kaldırma kuvvetinin ayarlandığı bir servo dümenle donatılmıştı. Flap bırakıldığında oluşan ilave kanat dalış momentini telafi etmeye hizmet etti. Lachmann, Handley-Page şirketinin bir çalışanı olduğundan bu teknik çözümün patentinin sahibiydi ve fikir, teknik literatürde bu marka altında anılıyor. Ancak bu fikrin hala pratik bir uygulaması yok! Nedeni ne?
Kayıpların dengelenmesi
Kaldırma kuvveti oluşturan bir uçağın kanadının, uçağı bir dalışa sokma eğiliminde olan bir dalış anı şeklinde negatif bir yan ürüne de sahip olduğu söylenebilir. Uçağın dalmasını önlemek için kuyruğunda küçük bir kanat vardır - bu dalışı önleyen, aşağı doğru yani negatif bir kaldırma kuvveti oluşturan bir dengeleyici. Uçağın bu aerodinamik tasarımına “normal” deniyor. Stabilizatörün kaldırma kuvveti negatif olduğundan uçağın yerçekimini artırır ve kanadın yerçekiminden daha büyük bir kaldırma kuvvetine sahip olması gerekir.
Bu kuvvetler arasındaki farka %20'ye kadar ulaşabilen dengeleme kayıpları denir.
Ancak Wright Kardeşler'in ilk uçan uçağında bu tür kayıplar yoktu, çünkü dalmayı önleyen bir istikrar bozucu olan küçük kanat, kanadın arkasına değil önüne yerleştirildi. Uçağın bu aerodinamik tasarımına "kanard" adı verilir. Ve uçağın dalmasını önlemek için dengesizleştiricinin yukarı doğru, yani pozitif bir kaldırma kuvveti oluşturması gerekir. Kanadın kaldırma kuvvetine eklenir ve bu toplam uçağın yerçekimine eşittir. Sonuç olarak kanadın yer çekimi kuvvetinden daha az bir kaldırma kuvveti üretmesi gerekir. Ve dengeleme için kayıp yok!
Dengeleyici ve istikrarsızlaştırıcı tek bir terimde birleştirilir - yatay kuyruk veya GO.
Ancak geçen yüzyılın otuzlu yıllarının başında kalkış ve iniş kanadı mekanizasyonunun büyük gelişmesiyle birlikte "ördek" bu avantajı kaybetti. Mekanizasyonun ana unsuru, kanadın aşağı doğru saptırılan arka kısmı olan kanattır. İniş ve kalkış sırasında hızın azaltılmasının mümkün olması nedeniyle kanadın kaldırma kuvvetini yaklaşık iki katına çıkararak şasi ağırlığından tasarruf sağlar. Ancak flap bırakıldığında dalış anı şeklindeki yan ürün o kadar artar ki, dengesizleştirici bununla baş edemez, ancak dengeleyici baş edemez. Kırmak inşa etmek değildir, bu durumda olumlu bir güçtür.
Kanadın kaldırma kuvveti oluşturabilmesi için, yaklaşmakta olan hava akışının yönüne belli bir açıyla yönlendirilmesi gerekir. Bu açıya hücum açısı denir ve arttıkça kaldırma kuvveti de artar, ancak süresiz olarak değil, 15 ila 25 derece arasında değişen kritik bir açıya kadar. Bu nedenle, toplam aerodinamik kuvvet kesinlikle yukarıya doğru yönlendirilmez, uçağın kuyruğuna doğru eğimlidir. Ve kesinlikle yukarıya doğru yönlendirilen bir bileşene (kaldırma kuvveti) ve geriye doğru yönlendirilen aerodinamik sürükleme kuvvetine ayrıştırılabilir. Kaldırma kuvvetinin sürükleme kuvvetine oranı, uçağın aerodinamik kalitesini değerlendirmek için kullanılır ve 7 ila 25 arasında değişebilir.
Normal şema lehine çalışan olgu, kanadın arkasındaki hava akışının eğimidir; bu, akış yönünün aşağı doğru sapmasını içerir; kanadın kaldırma kuvveti ne kadar büyük olursa o kadar büyük olur. Bu nedenle aerodinamik nedeniyle kanat saptırıldığında stabilizatörün gerçek negatif hücum açısı ve dolayısıyla negatif kaldırma kuvveti otomatik olarak artar.
Ayrıca uçağın uçuşunun uzunlamasına stabilitesinin sağlanması gibi bir durum da "kanard" ile karşılaştırıldığında "normal" şemanın lehine çalışır. Bir uçağın hücum açısı, hava kütlelerinin dikey hareketleri sonucunda değişebilir. Uçaklar bu olgu göz önünde bulundurularak tasarlanmakta ve rahatsızlıklara dayanmaya çalışmaktadır. Uçağın her yüzeyinin aerodinamik bir odağı vardır; bu, hücum açısı değiştiğinde kaldırma kuvvetindeki artışın uygulama noktasıdır. Kanat ve GO artışlarının sonucunu dikkate alırsak uçağın da bir odağı vardır. Uçağın odak noktası kütle merkezinin arkasındaysa, saldırı açısındaki rastgele bir artışla birlikte kaldırma kuvvetindeki artış, saldırı açısı azalacak şekilde uçağı eğme eğilimi gösterir. Ve uçak önceki uçuş moduna geri dönüyor. Bu durumda, "normal" konfigürasyonda, kanat istikrarsızlaştırıcı bir moment yaratır (hücum açısını arttırmak için), stabilizatör ise stabilizasyon momenti yaratır (hücum açısını azaltmak için) ve ikincisi yaklaşık %10 oranında galip gelir. . Kanardda, istikrarsızlaştırıcı moment, dengesizleştirici tarafından yaratılır ve yaklaşık %10 daha büyük olan stabilizasyon momenti, kanat tarafından oluşturulur. Bu nedenle, yatay kuyruğun alanı ve omuzundaki bir artış, normal tasarımda stabilitenin artmasına ve "kanardın" azalmasına yol açar. Tüm momentler uçağın kütle merkezine göre hareket eder ve hesaplanır (bkz. Şekil 1).
)
Uçağın odağı kütle merkezinin ilerisindeyse, saldırı açısındaki rastgele küçük bir artışla daha da artar ve uçak statik olarak dengesiz hale gelir. Odak noktasının ve kütle merkezinin bu göreceli konumu, modern savaşçılarda dengeleyiciyi yüklemek ve üzerinde negatif değil pozitif kaldırma almak için kullanılır. Ve uçağın uçuşu aerodinamik tarafından değil, uçak gerekli saldırı açısından uzaklaştığında "yönlendiren" dört kez kopyalanan otomatik yapay stabilite sistemi tarafından sağlanır. Otomasyon kapatıldığında, uçak ilk önce kuyruğu dönmeye başlar; pilotun otomasyonu kasıtlı olarak kapattığı ve gerekli kuyruk dönüş açısına ulaşıldığında bir ateş ettiği “Pugachev'in Kobrası” figürü buna dayanmaktadır. arka yarımküreye roket atıyor ve ardından otomasyonu tekrar çalıştırıyor.
Aşağıda sadece statik olarak kararlı uçakları ele alacağız, çünkü yalnızca bu tür uçaklar sivil havacılıkta kullanılabilir.
Uçağın odak noktasının ve kütle merkezinin göreceli konumu, "merkezlenme" kavramını karakterize eder.
Odak kütle merkezinin arkasında olduğundan, desenden bağımsız olarak aralarında stabilite marjı adı verilen mesafe normal düzende GO kolunu artırır ve "kanard"da azaltır.
Kanat kollarının kanarda oranı, uçak yüksek hücum açılarına getirildiğinde, asansörlerin maksimum sapması sırasında dengesizleştiricinin kaldırma kuvvetinin tamamen kullanılacağı şekildedir. Ve kanatlar serbest bırakıldığında gözden kaçırılacak. Bu nedenle ünlü Amerikalı tasarımcı Rutan'ın tüm "ördeklerinin" herhangi bir mekanizasyonu yoktur. Voyager uçağı, 1986 yılında iniş ve yakıt ikmali yapmadan dünyanın etrafında uçan ilk uçaktı.
Bunun bir istisnası Beechcraft Starship'tir, ancak orada, kanatların kullanılması amacıyla, seri olarak tekrarlanabilir bir duruma getirilemeyen, değişken istikrarsızlaştırıcı geometriye sahip çok karmaşık bir tasarım kullanıldı, bu yüzden proje kapatıldı.
Kanat kolu büyük ölçüde hücum açısı bir derece arttığında dengesizleştiricinin kaldırma kuvvetinin ne kadar arttığına bağlıdır; bu parametreye kaldırma katsayısının hücum açısına göre türevi veya basitçe dengesizleştiricinin türevi denir. Ve bu türev ne kadar küçük olursa uçağın kütle merkezi kanada o kadar yakın yerleştirilebilir, dolayısıyla kanat kolu da o kadar küçük olur. Bu türevi azaltmak için, yazar 1992'de dengesizleştiricinin çift düzlemli bir şemaya göre uygulanmasını önerdi (2). Bu, kanat omuzunun o kadar küçültülmesine olanak tanır ki, üzerinde flap kullanılmasının önündeki engel ortadan kalkar. Ancak çift kanatlı olmasından dolayı GO'nun direncinin artması şeklinde bir yan etki ortaya çıkar. Ek olarak, uçağın tasarımında bir karmaşıklık var çünkü aslında bir değil iki GO üretmek gerekiyor.
Meslektaşları, Wright Kardeşler'in uçağında "çift kanatlı istikrarsızlaştırıcı" özelliğinin mevcut olduğuna dikkat çekti, ancak buluşlarda sadece yeni bir özelliğin patenti alınmadı, aynı zamanda yeni bir dizi özellik de patentlendi. Wright'ların "kanat" özelliği yoktu. Ayrıca yeni bir buluşun özellikleri biliniyorsa bu buluşun tanınması için en az bir özelliğin yeni amaçlar için kullanılması gerekir. Wright'lar yapının ağırlığını azaltmak için ve açıklanan buluşta türevi azaltmak için çift kanatlı uçak kullandılar.
"Rüzgar gülü Ördek"
Neredeyse yirmi yıl önce, yazının başında bahsettiğimiz “kanatlı ördek” fikrini hatırladık.
Dengesizleştirici olarak, gövdeye dik bir eksene menteşeli bir şekilde yerleştirilmiş ve servo dümenin dengesizleştiricisine bağlanan, dengesizleştiricinin kendisinden oluşan bir rüzgar gülü yatay kuyruğu (FGO) kullanır. Uçağın kanadının FGO dengesizleştiricisi ve uçağın dengeleyicisinin FGO servosu olduğu normal tasarımlı bir tür uçak. Ve bu uçak uçmuyor, ancak bir eksen üzerine yerleştirilmiş ve kendisi de yaklaşan akışa göre yönlendirilmiş. Servo direksiyonun negatif hücum açısını değiştirerek, akışa göre istikrarsızlaştırıcının hücum açısını ve dolayısıyla eğim kontrolü sırasında FGO'nun kaldırma kuvvetini değiştiriyoruz.
Servo direksiyon simidinin konumu dengesizleştiriciye göre değişmeden kaldığında, FGO sert dikey rüzgarlara yanıt vermez; uçağın hücum açısındaki değişikliklere. Bu nedenle türevi sıfırdır. Önceki tartışmalarımıza göre bu ideal bir seçenektir.
A. Yurkonenko (3) tarafından tasarlanan “kanatlı kanat” tasarımının ilk uçağı etkili bir şekilde yüklenmiş bir FGO ile test edilirken, iki düzineden fazla başarılı yaklaşım gerçekleştirildi. Aynı zamanda, uçak dengesizliğine dair açık işaretler keşfedildi (4).
"Süper Dayanıklılık"
Her ne kadar paradoksal görünse de, “kanatlı ördeğin” istikrarsızlığı onun “süper istikrarının” bir sonucudur. Sabit GO'lu klasik bir kanardın stabilizasyon momenti, kanadın stabilizasyon momentinden ve buna karşı koyan GO'nun istikrarsızlaştırıcı momentinden oluşur. Rüzgar gülü ördekte FGO, stabilizasyon momentinin oluşumuna katılmaz ve yalnızca kanadın stabilizasyon momentinden oluşur. Böylece, “kanatlı ördeğin” stabilizasyon momenti, klasik olanınkinden yaklaşık on kat daha fazladır. Saldırı açısı kazara artarsa, kanadın aşırı stabilizasyon momentinin etkisi altındaki uçak önceki moduna geri dönmez, onu "aşar". "Aşma" sonrasında uçak, önceki moda kıyasla daha düşük bir saldırı açısı elde eder, bu nedenle farklı bir işaretin stabilizasyon momenti ortaya çıkar, bu da aşırıdır ve dolayısıyla pilotun söndüremediği kendi kendine salınımlar ortaya çıkar.
Stabilitenin koşullarından biri, uçağın atmosferik rahatsızlıkların sonuçlarını etkisiz hale getirme yeteneğidir. Bu nedenle, rahatsızlıkların olmadığı durumlarda dengesiz bir uçağın tatmin edici bir şekilde uçması mümkündür. Bu, YuAN-1 uçağının başarılı yaklaşımlarını açıklıyor. Uzak gençliğimde, yazarın yeni bir planör modelinin akşamları sakin koşullarda toplam en az 45 dakika uçtuğu, oldukça tatmin edici uçuşlar sergilediği ve önemli bir istikrarsızlık gösterdiği bir durum vardı - rüzgarlı havalarda ilk uçuşta dalış ile dönüşümlü atış hava durumu. Hava sakin olduğu ve herhangi bir rahatsızlık olmadığı sürece, planör tatmin edici bir uçuş gösterdi ancak ayarları istikrarsızdı. Bu istikrarsızlığı sergilemenin hiçbir nedeni yoktu.
Tanımlanan CSF, prensip olarak bir "sözde ördek"te kullanılabilir. Böyle bir uçak esasen “kuyruksuz” bir tasarıma sahiptir ve uygun bir hizalamaya sahiptir. Ve FGO'su yalnızca mekanizma serbest bırakıldığında kanadın ilave dalış momentini telafi etmek için kullanılır. Seyir konfigürasyonunda FGO üzerinde yük yoktur. Dolayısıyla FGO aslında ana operasyonel uçuş modunda çalışmaz ve dolayısıyla bu düzenlemede kullanımı verimsizdir.
"KRASNOV-ÖRDEK"
“Aşırı stabilite”, CSF türevinin sıfırdan kabul edilebilir bir seviyeye çıkarılmasıyla ortadan kaldırılabilir. Bu amaca, FGO'nun dönme açısının, uçağın (5) hücum açısındaki bir değişiklikten kaynaklanan servo dümenin dönme açısından önemli ölçüde daha az olması nedeniyle ulaşılır. Bu amaçla Şekil 2'de gösterilen çok basit bir mekanizma kullanılmaktadır. 1. FGO 3 ve servo direksiyon 1, OO4 eksenine menteşelenmiştir. Çubuklar 6 ve 5,7, menteşeler 9,10, 1 aracılığıyla FGO 3 ve servo direksiyon simidini 8 külbütöre 12 bağlar. Kavrama 6, adım kontrolü amacıyla çubuğun 1 uzunluğunun pilot tarafından değiştirilmesine yarar. FGO'nun (3) dönüşü, yaklaşan akışın yönü değiştiğinde servo direksiyon simidinin (2) uçağa göre tüm sapma açısı boyunca değil, yalnızca orantılı kısmı aracılığıyla gerçekleştirilir. Oran yarıya eşitse, uçağın saldırı açısında 1 derecelik bir artışa yol açan yukarı doğru akışın etkisi altında, FGO'nun gerçek saldırı açısı yalnızca 1 derece artacaktır. Buna göre FGO'nun türevi, sabit GO'ya göre iki kat daha küçük olacaktır. Kesikli çizgiler, uçağın hücum açısı değiştirildikten sonra FGO 3 ve servo dümen 5'ün konumunu gösterir. Oranın değiştirilmesi ve dolayısıyla türevin değerinin belirlenmesi, 7 ve 1 numaralı menteşelerin XNUMX eksenine uygun mesafelerinin seçilmesiyle kolaylıkla gerçekleştirilebilir.
![resim]()
Geçiş yumuşatma nedeniyle GO'nun türevinin azaltılması, odağı herhangi bir sınıra ve bunun arkasına uçağın kütle merkezine yerleştirmenize olanak tanır. Bu aerodinamik sapma kavramıdır. Böylece, statik stabilite korunurken, kanard konfigürasyonunda modern kanat mekanizasyonunun kullanımına ilişkin tüm kısıtlamalar ortadan kaldırılıyor.
"KRASNOV-FLUGER"
Herşey yolunda! Ancak bir dezavantajı var. FGO 1'de pozitif bir kaldırma kuvveti oluşması için, servo direksiyon 3'e negatif bir kaldırma kuvveti etki etmelidir. Bir benzetme, bir uçağın normal düzenidir. Yani dengeleme, bu durumda BOS'un dengelenmesi için kayıplar var. Dolayısıyla bu dezavantajı ortadan kaldırmanın yolu “ördek” şemasıdır. Servo direksiyonu Şekil 3'de gösterildiği gibi FGO'nun önüne yerleştiriyoruz. XNUMX.
FGO şu şekilde çalışır (6). Aerodinamik kuvvetlerin FGO 1 ve servo direksiyon 4 üzerindeki etkisinin bir sonucu olarak, FGO 1 kendiliğinden gelen akış yönüne belirli bir saldırı açısıyla monte edilir. FGO 1 ve servo dümen 4'ün hücum açıları aynı işarete sahiptir, dolayısıyla bu yüzeylerin kaldırma kuvvetleri aynı yönde olacaktır. Yani, servo dümenin (4) aerodinamik kuvveti azalmaz, ancak FGO 1'in kaldırma kuvvetini arttırır. Uçağın saldırı açısını arttırmak için pilot, itme kuvvetini (6) ileri kaydırır, bunun sonucunda servo Menteşe (4) üzerindeki dümen (5) saat yönünde döner ve servo dümenin (4) hücum açısı artar. Bu, FGO 1'in hücum açısında bir artışa, yani kaldırma kuvvetinde bir artışa yol açar.
Hatve kontrolüne ek olarak, itme 7 tarafından gerçekleştirilen bağlantı, FGO türevinin sıfırdan gerekli değere çıkmasını sağlar.
Uçağın yukarı yönlü bir çekişe girdiğini ve hücum açısının arttığını varsayalım. Bu durumda, kiriş (2) saat yönünün tersine döner ve çekiş gücü (9) olmadığında menteşeler (8 ve 7) birbirine yaklaşmak zorunda kalır. Çubuk 7 yaklaşmayı önler ve servo direksiyonu 4 saat yönünde çevirir ve böylece hücum açısını artırır.
Böylece, gelen akışın yönü değiştiğinde servo direksiyonun (4) hücum açısı değişir ve FGO (1) kendiliğinden akışa göre farklı bir açıya ayarlanır ve farklı bir kaldırma kuvveti oluşturur. Bu durumda bu türevin değeri, 8 ve 3 numaralı menteşeler arasındaki mesafeye ve 9 ve 5 numaralı menteşeler arasındaki mesafeye bağlıdır.
Önerilen FGO, "ördek" devresinin elektrik kablosu modeli üzerinde test edilirken, sabit GO'ya kıyasla türevi yarı yarıya azaltıldı. FGO'nun üzerindeki yük, kanadın yükünün %68'i kadardı. Testin amacı eşit yükler elde etmek değil, FGO'nun kanada göre daha düşük bir yükünü elde etmekti, çünkü bunu elde ederseniz eşit yükleri elde etmek zor olmayacaktır. Sabit GO'lu "ördeklerde", kuyruk takımının yükü genellikle kanat yükünden% 20 - 30 daha yüksektir.
"İdeal Uçak"
İki sayının toplamı sabit bir değerse, bu sayıların eşit olması durumunda kareleri toplamı en küçük olacaktır. Bir kaldırma yüzeyinin endüktif sürüklemesi, kaldırma katsayısının karesi ile orantılı olduğundan, uçak sürüklemesinin en düşük sınırı, seyir uçuşu sırasında her iki kaldırma yüzeyinin bu katsayılarının birbirine eşit olması durumunda olacaktır. Böyle bir uçağın “ideal” olduğu düşünülmelidir. "Krasnov-ördek" ve "Krasnov-rüzgar gülü" icatları, otomatik sistemlerle stabiliteyi yapay olarak korumaya başvurmadan "ideal uçak" konseptinin gerçekte gerçekleştirilmesini mümkün kılmaktadır.
“İdeal uçak” ile normal tasarımlı modern bir uçak karşılaştırıldığında, ticari yükte %33 kazanç elde edilirken aynı zamanda yakıtta da %23 tasarruf elde edilmesinin mümkün olduğu görülmektedir.
FGO, kritik noktaya yakın saldırı açılarında maksimum kaldırma kuvveti oluşturur ve bu mod, uçuşun iniş aşaması için tipiktir. Bu durumda, yük taşıyan yüzey etrafındaki hava parçacıklarının akışı normal ile durma arasındaki sınıra yakındır. GO yüzeyinden akışın bozulmasına, üzerinde keskin bir kaldırma kuvveti kaybı ve bunun sonucunda uçağın burnunun, sözde "eğim" olarak adlandırılan yoğun bir alçalması eşlik eder. Le Bourget'teki Tu-144 felaketi, dalıştan tam olarak sonra dalıştan çıkarken çöktüğünde "gagalamanın" göstergesidir. Önerilen CSF'nin kullanılması bu sorunun kolayca çözülmesini mümkün kılar. Bunu yapmak için yalnızca servo direksiyonun FGO'ya göre dönüş açısını sınırlamak gerekir. Bu durumda FGO'nun gerçek hücum açısı sınırlı olacak ve hiçbir zaman kritik olana eşit olmayacaktır.
"Rüzgar gülü stabilizatörü"
![resim]()
FGO'nun normal bir şemada kullanılması sorunu ilgi çekicidir. FGO'nun dönüş açısını servo direksiyona kıyasla azaltmazsanız, aksine artırın, Şekil 4'de gösterildiği gibi. Şekil 7'e göre FGO'nun türevi, sabit stabilizatöre (XNUMX) kıyasla çok daha yüksek olacaktır.
Bu, uçağın odağının ve kütle merkezinin önemli ölçüde geriye doğru kaymasına olanak tanır. Sonuç olarak, FGO stabilizatörünün seyir yükü negatif değil pozitif olur. Ek olarak, uçağın kütle merkezi, kanat saptırma açısı (kanat sapması nedeniyle kaldırma kuvvetindeki artışın uygulama noktası) boyunca odak noktasının ötesine kaydırılırsa, tüy stabilizatörü iniş konfigürasyonunda pozitif bir kaldırma kuvveti oluşturur. .
Ancak frenlemenin ve ön yatak yüzeyinden arkaya doğru akış eğiminin etkisini hesaba katmadığımız sürece tüm bunlar doğru olabilir. “Ördek” durumunda bu etkinin rolünün çok daha az olduğu açıktır. Öte yandan, dengeleyici askeri uçaklarda "taşınıyorsa" sivil uçaklarda "taşımayı" neden bıraksın?
"Krasnov planı" veya "sözde kanatlı ördek"
Denge bozucunun menteşeli montajı, radikal olmasa da, uçağın tasarımını hala karmaşıklaştırıyor. Kararsızlaştırıcı türevinin azaltılmasının çok daha ucuz yollarla sağlanabileceği ortaya çıktı.
![resim]()
İncirde. Şekil 4, gövdeye sağlam bir şekilde bağlanan önerilen uçağın dengesizleştiricisini (1) göstermektedir (çizimde gösterilmemiştir). Kaldırma kuvvetini, bir menteşe (2) kullanarak, dengesizleştiriciye (3) sağlam bir şekilde bağlanan bir braket (4) üzerine monte edilen bir direksiyon simidi (1) şeklinde değiştirme aracıyla donatılmıştır. Aynı braket (4) üzerinde, bir menteşe kullanarak Şekil 5'te, arka ucunda bir servo direksiyonun (6) sıkı bir şekilde tutturulduğu bir çubuk (7) bulunmaktadır. Çubuğun (6) ön ucunda, menteşenin (5) yanında, üst ucu sabit bir şekilde sabitlenmiş bir kol (8) bulunmaktadır. bir menteşe (9) aracılığıyla çubuğa (10) bağlanmıştır. Çubuğun (10) arka ucunda, onu asansörün (11) düzelticisinin (12) koluna (13) bağlayan bir menteşe (2) bulunmaktadır. Bu durumda, düzeltici (13) bir menteşe (14) kullanılarak direksiyon simidinin (2) arka kısmına monte edilir. Kavrama 15, eğim kontrolü için pilotun kontrolü altında itme kuvvetinin (10) uzunluğunu değiştirir.
Sunulan istikrarsızlaştırıcı aşağıdaki gibi çalışır. Uçağın saldırı açısı kazara artarsa, örneğin yukarıya doğru bir çekişe girdiğinde, servo direksiyon (7) yukarı doğru saptırılır, bu da itme kuvvetinin (10) sola doğru kaymasını gerektirir, yani. ileri doğru hareket eder ve düzelticinin (13) aşağıya doğru sapmasına yol açar, bunun sonucunda asansör (2) yukarı doğru saptırılır. Açıklanan durumda direksiyon simidinin (2), servo direksiyon simidinin (7) ve düzelticinin (13) konumu çizimde kesikli çizgilerle gösterilmiştir.
Sonuç olarak, hücum açısındaki artışa bağlı olarak dengesizleştiricinin (1) kaldırma kuvvetindeki artış, asansörün (2) yukarıya doğru sapması ile bir dereceye kadar dengelenecektir. Bu seviyelendirmenin derecesi servo direksiyon simidinin (7) ve direksiyon simidinin (2) sapma açılarının oranına bağlıdır. Ve bu oran, 8 ve 12 numaralı kolların uzunluğuna göre belirlenir. Saldırı açısı azaldığında, asansör (2) aşağı doğru saptırılır ve dengesizleştiricinin (1) kaldırma kuvveti, saldırı açısındaki azalmayı dengeleyerek artar.
Bu sayede klasik "ördek" ile karşılaştırıldığında kararsızlaştırıcının türevinde bir azalma elde edilir.
Servo direksiyon simidi (7) ve düzelticinin (13) kinematik olarak birbirine bağlı olması nedeniyle birbirlerini dengelerler. Bu dengeleme yeterli değilse, o zaman tasarıma, servo direksiyon simidinin (7) içine veya menteşenin (6) önündeki çubuğun (5) uzantısına yerleştirilmesi gereken bir dengeleme ağırlığının dahil edilmesi gerekir. Asansör (2) aynı zamanda dengeli olun.
Dayanma yüzeyinin hücum açısına göre türev, kanadın sapma açısına göre türevinin yaklaşık iki katı kadar büyük olduğundan, dümenin (2) sapma açısı, açının iki katı kadar yüksek olduğunda Servo dümeninin (7) saptırılmasıyla, istikrarsızlaştırıcının türevinin sıfıra yakın bir değerinin elde edilmesi mümkündür.
Servo dümen 7, dümen 13 yüksekliğinin trimerinin 2 alanıyla eşittir. Yani, uçak tasarımına yapılan eklemeler boyut olarak çok küçüktür ve onu ihmal edilebilecek kadar karmaşık hale getirir.
Böylece sadece geleneksel uçak üretim teknolojilerini kullanarak “kanat kanadı” ile aynı sonuçları elde etmek oldukça mümkün. Bu nedenle, böyle bir dengesizleştiriciye sahip bir uçağa "sözde kanatlı ördek" adı verilebilir. Bu buluş için “Krasnov-plan” ismiyle patent alınmıştır (8).
"Türbülansı görmezden gelen bir uçak"
Ön ve arka kaldırma yüzeylerinin toplam türevinin sıfıra eşit olduğu bir uçağın tasarlanması şiddetle tavsiye edilir.
Böyle bir uçak, hava kütlelerinin dikey akışını neredeyse tamamen göz ardı edecek ve yolcuları, atmosferdeki yoğun türbülansta bile "gevezelik" hissetmeyecek. Ve hava kütlelerinin dikey akışları uçağın aşırı yüklenmesine yol açmadığından, yapısının ağırlığı üzerinde olumlu bir etkiye sahip olacak şekilde, önemli ölçüde daha düşük operasyonel aşırı yüke sahip olacağına güvenilebilir. Uçağın uçuş sırasında aşırı yüklenme yaşamaması nedeniyle gövdesi yorulma aşınmasına maruz kalmaz.
Böyle bir uçağın kanadının türevinin azaltılması, "sözde kanatlı kanat"taki istikrarsızlaştırıcıyla aynı şekilde elde edilir. Ancak servo, asansörlere değil, kanat flaperonlarına etki eder. Flaperon, kanatçık ve flap gibi görev yapan kanadın bir parçasıdır. Bu durumda kanadın hücum açısının rastgele değişmesi sonucu hücum açısı boyunca odakta kaldırma kuvveti artar. Flaperonun saptırma açısı boyunca odak noktasında servo dümen tarafından saptırılmasının bir sonucu olarak kanat kaldırma kuvvetinde negatif bir artış meydana gelir. Ve bu odaklar arasındaki mesafe neredeyse kanadın ortalama aerodinamik akorunun dörtte birine eşittir. Bu çok yönlü kuvvet çiftinin hareketinin bir sonucu olarak, dengesizleştirici moment ile telafi edilmesi gereken bir dengesizleştirici moment oluşur. Bu durumda kararsızlaştırıcının küçük bir negatif türevi olmalı ve kanat türevinin değeri sıfırdan biraz büyük olmalıdır. Böyle bir uçak için 2710955 numaralı RF patenti alındı.
Sunulan buluşlar dizisi, muhtemelen ses altı havacılığın ekonomik verimliliğini üçte bir veya daha fazla artırmak için kullanılmayan son bilgi aerodinamik kaynağını temsil ediyor.
Юрий Краснов
REFERANSLAR
- D. Sobolev. “Uçan kanadın” yüzüncü tarihi, Moskova, Rusavia, 1988, s.100.
- Yu.Krasnov. RF patent No. 2000251.
- A.Yurkonenko. Alternatif "ördek". Teknoloji - gençlik 2009-08. Sayfa 6-11
- V. Lapin. Rüzgar gülü ne zaman uçacak? Genel Havacılık. 2011. Sayı 8. Sayfa 38-41.
- Yu.Krasnov. RF patent No. 2609644.
- Yu.Krasnov. RF patent No. 2651959.
- Yu.Krasnov. RF patent No. 2609620.
- Yu.Krasnov. RF patent No. 2666094.
Kaynak: habr.com