Винахідник предкрилка Густав Лахманн наприкінці тридцятих років минулого століття запропонував оснастити безхвостку крильцем, що вільно плаває, розмішеним попереду крила. Це крильце було забезпечене серворуль, за допомогою якого регулювалася його підйомна сила. Воно служило для компенсації додаткового моменту, що пікірує, крила, що виникає при випуску щитка. Оскільки Лахман був співробітником фірми Хендлі-Пейдж, то вона була власником патенту на це технічне рішення і під цим брендом зазначена ідея згадується в технічній літературі. Але практичного втілення цієї ідеї немає й досі! В чому причина?
Втрати на балансування
Крило літака, що створює підйомну силу, має супутній, можна сказати, негативний побічний продукт у вигляді пікіруючого моменту, що прагне ввести літак у пікірування. Щоб літак не пікірував, на його хвості є маленьке крильце – стабілізатор, який цьому пікіруванню перешкоджає, створюючи спрямовану вниз, тобто негативну, підйомну силу. Така аеродинамічна схема літака називається "нормальної". Оскільки підйомна сила стабілізатора негативна, вона підсумовується силою тяжкості літака, і крило повинно мати підйомну силу, що перевищує силу тяжіння.
Різницю цих сил називають втратами на балансування, які можуть сягати 20%.
Але перший літаючий літак Братів Райт не мав таких втрат, бо маленьке крильце — дестабілізатор, що перешкоджає пікіруванню, розміщувалося не позаду крила, а попереду. Така аеродинамічна схема літака називається "качкою". І для того, щоб перешкоджати пікіруванню літака, дестабілізатор повинен створювати спрямовану вгору, тобто позитивну, підйомну силу. Вона підсумовується з підйомною силою крила, і ця сума дорівнює силі тяжкості літака. В результаті крило має створювати підйомну силу меншу, ніж сила тяжіння. І жодних втрат на балансування!
Стабілізатор та дестабілізатор об'єднані в один термін – горизонтальне оперення або ГО.
Проте, з масовим розвитком на початку тридцятих років минулого століття злітно-посадкової механізації крила, «качка» втратила вказану перевагу. Основним елементом механізації є закрилок - задня частина крила, що відхиляється вниз. Він приблизно вдвічі збільшує підйомну силу крила, за рахунок чого можна зменшити швидкість на посадці та зльоті, тим самим заощадивши на масі шасі. Але побічний продукт у вигляді пікіруючого моменту при випуску закрилка зростає настільки, що дестабілізатор не може з ним впоратися, а стабілізатор - справляється. Ламати – не будувати, у разі позитивну силу.
Щоб крило створило підйомну силу, його необхідно зорієнтувати під кутом напряму зустрічного потоку повітря. Цей кут називається кутом атаки і з його зростанням зростає і підйомна сила, але не нескінченно, а до критичного кута, що знаходиться в межах від 15 до 25 градусів. Тому повна аеродинамічна сила спрямована не строго нагору, а нахилена до хвоста літака. І її можна розкласти на складову, спрямовану строго нагору - підйомну силу, і спрямовану назад - силу аеродинамічного опору. По відношенню підйомної сили до сили опору судять про аеродинамічну якість літака, яка може становити від 7 до 25.
На користь нормальної схеми працює таке явище, як скіс потоку повітря за крилом, що полягає у відхиленні вниз напрямку потоку, тим більшого, чим більша підйомна сила крила. Тому при відхиленні закрилка через аеродинаміки автоматично зростає дійсний негативний кут атаки стабілізатора і, отже, його підйомна негативна сила.
Крім того, на користь «нормальної» схеми, порівняно з «качкою», працює і така обставина, як забезпечення поздовжньої стійкості польоту літака. Кут атаки літака може змінюватися в результаті вертикальних переміщень повітряних мас. Літаки проектуються з урахуванням цього явища та прагнуть протистояти обуренням. У кожній поверхні літака є аеродинамічний фокус - точка застосування підйомної сили при зміні кута атаки. Якщо розглядати рівнодіючу прирост крила і ГО, то фокус є і у літака. Якщо фокус літака знаходиться позаду центру мас, то при випадковому збільшенні кута атаки збільшення підйомної сили прагне так нахилити літак, щоб кут атаки зменшився. І літак повертається до колишнього режиму польоту. При цьому в "нормальній" схемі крило створює дестабілізуючий момент (на збільшення кута атаки), а стабілізатор створює стабілізуючий момент (на зменшення кута атаки) і останній превалює приблизно на 10%. У «качці» дестабілізуючий момент створює дестабілізатор, а стабілізуючий, і приблизно на 10% більше – крило. Тому збільшення площі та плеча горизонтального оперення призводить до збільшення стійкості у нормальній схемі та до її зменшення в «качці». Усі моменти діють і вважаються щодо центру мас літака (див. рис. 1).
)
Якщо фокус літака знаходиться попереду центру мас, то при випадковому збільшенні кута атаки він збільшується ще більше і літак буде статично нестійкий. Таке взаєморозташування фокусу і центру мас використовують у сучасних винищувачах, щоб завантажити стабілізатор і отримувати не негативну, а позитивну підйомну силу. А політ літака забезпечується не аеродинамікою, а чотири рази дубльованою автоматичною системою штучної стійкості, яка «підрулює» при відході літака від необхідного кута атаки. При вимиканні автоматики літак починає розвертатися хвостом уперед, на цьому заснована фігура «Кобра Пугачова», в якій льотчик навмисно відключає автоматику і при досягненні кута розвороту хвоста випускає ракету в задню півсферу, а потім знову включає автоматику.
Надалі ми розглядаємо лише статично стійкі літаки, оскільки лише такі літаки можуть використовуватись у цивільній авіації.
Взаємне розташування фокусу літака та центру мас характеризує поняття «центрування».
Оскільки фокус знаходиться позаду центру мас незалежно від схеми, то відстань між ними, що називається запасом стійкості, збільшує плече ГО у нормальній схемі та зменшує у «качці».
Співвідношення плечей крила та ГО в «качці» таке, що підйомна сила дестабілізатора при максимальному відхиленні кермів висоти використовується повністю при виведенні літака на великі кути атаки. І її не вистачатиме при випуску закрилків. Тому всі "качки" знаменитого американського конструктора Рутана не мають жодної механізації. Його літак «Вояджер» вперше у світі облетів без посадки та дозаправки земну кулю у 1986 році.
Виняток становить Бічкрафт «Старшип», але там з метою використання закрилків була застосована дуже складна конструкція із змінною геометрією дестабілізатора, яку не вдалося довести до серійно відтворюваного стану, через що проект був закритий.
Плечо крила великою мірою залежить від того, на скільки приростає підйомна сила дестабілізатора при збільшенні його кута атаки на один градус, цей параметр називають похідною по кутку атаки коефіцієнта підйомної сили або просто похідна дестабілізатора. І чим менше ця похідна, тим ближче до крила можна розмістити центр мас літака, отже, тим менше буде плече крила. Для зниження зазначеної похідної автор 1992 запропонував виконувати дестабілізатор за біпланною схемою (2). Це дозволяє настільки зменшити плече крила, що усуває перешкоду у використанні на ньому закрилка. Проте виникає побічний ефект як збільшення опору ГО через біпланності. Крім того, є ускладнення конструкції літака, оскільки доводиться виготовляти фактично два ГО, а не одне.
Колеги вказували, що ознака «біпланний дестабілізатор» у наявності на літаку Братів Райт, але у винаходах патентується не тільки нова ознака, а й нова сукупність ознак. У Райтов не було ознаки «закрилок». Крім того, якщо сукупність ознак нового винаходу відома, то для визнання цього винаходу, хоча одна ознака повинен використовуватися в нових цілях. У Райтов біпланність використовувалася зменшення ваги конструкції, а описуваному винаході – зменшення похідної.
«Флюгерна качка»
Майже два десятиліття тому згадали про ідею флюгерної качки, згадану на початку статті.
У ній як дестабілізатор використовується флюгерне горизонтальне оперення — ФГО, яке складається з власне дестабілізатора, шарнірно розміщеного на осі, перпендикулярній фюзеляжу, і пов'язаного з дестабілізатором серворулю. Такий собі літачок нормальної схеми, де крило літачка – дестабілізатор ФГО, а стабілізатор літачка – серворуль ФГО. І цей літачок не літає, а розміщений на осі, і він сам орієнтується щодо зустрічного потоку. Змінюючи негативний кут атаки серворуля, ми змінюємо кут атаки дестабілізатора щодо потоку і, отже, підйомну силу ФГВ під час керування тангажем.
При постійному положенні серворуля щодо дестабілізатора, ФГО не реагує на пориви вертикального вітру, тобто. на зміни кута атаки літака. Тому його похідна дорівнює нулю. Виходячи із наших попередніх міркувань – ідеальний варіант.
Під час випробування першого літака схеми «флюгерна качка» конструктора О. Юрконенка (3) із ефективно завантаженим ФГС було виконано понад два десятки успішних підльотів. Разом про те виявилися явні ознаки нестійкості літака (4).
«Надстійкість»
Як це не парадоксально, але нестійкість «флюгерної качки» є наслідком її «надстійкості». Стабілізуючий момент класичної качки з фіксованим ГО утворюється зі стабілізуючого моменту крила та протидіючого йому дестабілізуючого моменту ГО. У флюгерної качки ФГВ не бере участі у формуванні стабілізуючого моменту, і він утворюється тільки зі стабілізуючого моменту крила. Таким чином, стабілізуючий момент у флюгерної качки приблизно в десять разів більше, ніж у класичної. При випадковому збільшенні кута атаки літак під дією надмірного стабілізуючого моменту крила не повертається в колишній режим, а «проскакує» його. Після «проскоку» літак набуває зменшеного кута атаки в порівнянні з колишнім режимом, тому виникає стабілізуючий момент іншого знака, також надмірний, і таким чином виникають автоколивання, погасити які льотчик не в змозі.
Однією з умов стійкості є здатність літака нівелювати наслідки обурення атмосфери. Тому за відсутності збурень можливий задовільний політ нестійкого літака. Цим пояснюються успішні підльоти літака ЮАН-1. У далекій юності у автора був випадок, коли нова модель планера налітала вечорами у безвітря загалом не менше 45 хвилин, демонструючи цілком задовільні польоти та виявила яскраву нестійкість — кабрування чергувалося з пікіруванням у першому ж польоті за вітряної погоди. Поки погода була спокійна і не було обурень, планер демонстрував задовільний політ, але регулювання у нього було нестійким. Просто не було причин виявити цю нестійкість.
Описане ФГЗ у принципі може використовуватися в «псевдоутку». Такий літак по суті є схемою "безхвостік" і має відповідне центрування. А ФГВ у нього використовується тільки для компенсації додаткового моменту, що пікірує, крила, що виникає при випуску механізації. У крейсерській конфігурації навантаження на ФГВ відсутнє. Таким чином, на основному експлуатаційному режимі польоту ФГО фактично не працює, а тому його використання в даному варіанті малопродуктивним.
«КРАСНІВ-КАЧКА»
«Надстійкість» може бути ліквідована шляхом підвищення похідної ФГЗ з нуля до прийнятного рівня. Поставлена мета досягається за рахунок того, що кут повороту ФГО істотно менше кута повороту серворуля, викликаного зміною кута атаки літака (5). Для цього є дуже нескладний механізм, зображений на рис. 2. ФГЗ 1 і серворуль 3 шарнірно розміщені на осі ОО1. Тяги 4 і 6 за допомогою шарнірів 5,7, 9,10 зв'язують ФГО 1 і серворуль 3 з гойдалкою 8. Муфта 12 служить для зміни довжини тяги 6 льотчиком з метою керування тангажу. Поворот ФГО 1 здійснюється не весь кут відхилення серворуля 3 щодо ЛА при зміні напрямку зустрічного потоку, а лише на його пропорційну частину. Якщо пропорція дорівнює половині, то при дії висхідного потоку, що призводить до збільшення кута атаки ЛА на 2 градуси, дійсний кут атаки ФГЗ збільшиться лише на 1 градус. Відповідно і похідна ФГВ буде вдвічі меншою порівняно з фіксованим ГО. Штриховими лініями відзначено положення ФГЗ 1 і серворуля 3 після зміни кута атаки ЛА. Зміна пропорції і, тим самим, визначення похідної величини, легко здійснити вибором відповідних відстаней шарнірів 5 і 7 до осі ОО1.
![image]()
Зниження похідної ГО за рахунок флюгування дозволяє в будь-яких межах розміщувати фокус, а за ним центр мас літака. У цьому полягає поняття аеродинамічного усунення центрування. Таким чином, знімаються всі обмеження на використання сучасної механізації крила в схемі «качка» при збереженні статичної стійкості.
«КРАСНОВ-ФЛЮГЕР»
Все чудово! Проте, недоліків є. Для того, щоб на ФГЗ 1 виникла позитивна підйомна сила, на серворулі 3 повинна діяти негативна підйомна сила. Аналогія – нормальна схема літака. Тобто, у наявності втрати на балансування, у разі балансування ФГО. Звідси і шлях усунення цього недоліку - схема "качка". Розміщуємо серворуль попереду ФГО, як показано на рис. 3.
ФГО працює в такий спосіб (6). В результаті дії аеродинамічних сил на ФГЗ 1 і серворуль 4, ФГЗ 1 мимоволі встановлюється під певним кутом атаки до напрямку зустрічного потоку. Кути атаки ФГЗ 1 і серворуля 4 мають один і той же знак, отже, і підйомні сили цих поверхонь будуть мати однаковий напрямок. Т. е. аеродинамічна сила серворуля 4 не зменшує, а збільшує підйомну силу ФГЗ 1. Для збільшення кута атаки літака льотчик зміщує тягу 6 вперед, внаслідок чого серворуль 4 на шарнірі 5 повертається за годинниковою стрілкою і кут атаки серворуля 4 збільшується. Це призводить до збільшення кута атаки ФГО 1, тобто збільшення його підйомної сили.
Крім управління з тангажу, зв'язок, здійснювана тягою 7 забезпечує збільшення з нуля до необхідної величини похідної ФГЗ.
Припустимо, що літак увійшов до висхідного потоку і його кут атаки збільшився. У цьому випадку балка 2 повертається проти годинникової стрілки та шарніри 9 і 8 у разі відсутності тяги 7 мали б зближуватися. Тяга 7 перешкоджає зближенню та повертає серворуль 4 за годинниковою стрілкою і тим самим збільшує його кут атаки.
Таким чином, при зміні напрямку зустрічного потоку, змінюється кут атаки серворуля 4, ФГО 1 мимоволі встановлюється вже під іншим кутом по відношенню до потоку і створює іншу підйомну силу. При цьому величина зазначеної похідної залежить від відстані між шарнірами 8 та 3, а також від відстані між шарнірами 9 і 5.
Запропоноване ФГО перевірено на електрокордовій моделі схеми «качка», при цьому його похідна порівняно з фіксованим ГО була зменшена вдвічі. Навантаженість ФГВ становила 68% від такої для крила. Завданням перевірки не було отримання рівних навантаженостей, а отримання саме меншої завантаженості ФГВ порівняно з крилом, оскільки якщо отримати її, то не важко отримати рівні. У «качках» із фіксованим ГО, навантаженість оперення зазвичай на 20 – 30 % перевищує навантаженість крила.
"Ідеальний літак"
Якщо сума двох чисел – постійна величина, сума їх квадратів буде найменшою за рівності цих чисел. Оскільки індуктивний опір поверхні, що несе, пропорційно квадрату її коефіцієнта підйомної сили, то найменша межа опору літака буде в тому випадку, коли ці коефіцієнти обох несучих поверхонь рівні між собою при крейсерському режимі польоту. Такий літак слід вважати "ідеальним". Винаходи "червонів-качка" і "червонів-флюгер" дозволяють в реальності втілити поняття "ідеальний літак" не вдаючись до штучної підтримки стійкості автоматичними системами.
Порівняння «ідеального літака» із сучасним літаком нормальної схеми показує, що можна отримати 33% виграшу в комерційному навантаженні з одночасною економією пального 23%.
ФГО створює максимальну підйомну силу на кутах атаки, близьких до критичного і такий режим характерний для посадкового етапу польоту. При цьому обтікання несучої поверхні частинками повітря наближено до межі між нормальним та зривним. Зрив потоку з поверхні ГО супроводжується різкою втратою підйомної сили на ньому і, як наслідок, інтенсивному опусканню носа літака, так званому, «клювання». Показовим випадком «клювання» є катастрофа Ту-144 у Ле Бурже, коли він зруйнувався при виході з пікірування саме після клювання. Використання запропонованого ФГД дозволяє легко вирішити зазначену проблему. Для цього необхідно лише обмежити кут повороту серворуля щодо ФГО. В цьому випадку дійсний кут атаки ФГД буде обмежений і ніколи не стане рівним критичному.
"Флюгерний стабілізатор"
![image]()
Цікавим є питання використання ФГЗ у нормальній схемі. Якщо знижувати, а навпаки, збільшувати кут повороту ФГО проти серворулем, як і представлено на рис. 4, то похідна ФГВ буде набагато вищою порівняно з фіксованим стабілізатором (7).
Це дозволяє значно змістити фокус і центр мас літака назад. В результаті крейсерське навантаження ФГО-стабілізатора стає не негативним, а позитивним. Крім того, якщо центр мас літака виявляється зміщеним за фокус по куту відхилення закрилка (точка додатку збільшення підйомної сили за рахунок відхилення закрилка), то флюгерний стабілізатор і в посадковій конфігурації створює позитивну підйомну силу.
Але все це, можливо, справедливо до тих пір, поки ми не беремо до уваги впливу гальмування і скосу потоку від передньої поверхні на задню. Зрозуміло, що у разі «качки» роль цього впливу значно менша. А з іншого боку, якщо на військових винищувачах стабілізатор несе, то чому він перестане нести на громадянці?
«Краснов-план» або «псевдофлюгерна качка»
Шарнірне кріплення дестабілізатора, хоч і не кардинально, але все-таки ускладнює конструкцію літака. Виявляється, що зниження похідної дестабілізатора можна досягти набагато дешевшими засобами.
![image]()
На рис. 4 представлений жорстко пов'язаний з фюзеляжем (на кресленні не показаному) дестабілізатор пропонованого 1 літального апарату. Він забезпечений засобом зміни його підйомної сили у вигляді керма 2 висоти, який за допомогою шарніра 3 укріплений на кронштейні 4 жорстко пов'язаному з дестабілізатором 1. На цьому ж кронштейні 4 за допомогою шарніра 5 розміщена штанга 6, на задньому кінці якої жорстко закріплений серворуль 7 На передньому кінці штанги 6, поруч із шарніром 5 жорстко закріплений важіль 8, верхній кінець якого за допомогою шарніра 9 пов'язаний з тягою 10. На задньому кінці тяги 10 розміщений шарнір 11, що зв'язує її з важелем 12 тримера 13 керма 2 висоти. При цьому триммер 13 за допомогою шарніра 14 укріплений на задній частині керма 2 висоти. Муфта 15 змінює довжину тяги 10 під керуванням льотчика для керування тангажу.
Поданий дестабілізатор працює в такий спосіб. При випадковому збільшенні кута атаки літального апарату, наприклад, при вході його в висхідний потік, серворуль 7 відхиляється вгору, що тягне усунення тяги 10 вліво, тобто. вперед і призводить до відхилення тримера 13 вниз, внаслідок чого кермо висоти 2 відхиляється вгору. Положення керма 2 висоти, серворуля 7 і тримера 13 описаної ситуації представлено на кресленні штриховими лініями.
У результаті збільшення підйомної сили дестабілізатора 1 внаслідок збільшення кута атаки буде до певної міри знівелювати відхиленням вгору керма 2 висоти. Ступінь цього нівелювання залежить від співвідношення кутів відхилення серворуля 7 та керма 2 висоти. І це співвідношення визначається довжиною важелів 8 і 12. При зменшенні кута атаки кермо 2 висоти відхиляється вниз, і підйомна сила дестабілізатора 1 збільшується, нівелюючи зменшення кута атаки.
Таким чином досягається зниження похідної дестабілізатора порівняно з класичною «качкою».
У зв'язку з тим, що серворуль 7 і триммер 13 кінематично пов'язані між собою, вони балансують один одного. Якщо цього балансування недостатньо, необхідно включити в конструкцію балансувальний вантаж, який необхідно розмістити або всередині серворуля 7, або на продовженні штанги 6 попереду шарніра 5. Кермо 2 висоти також повинен бути відбалансований.
Оскільки похідна по куту атаки несучої поверхні приблизно вдвічі перевищує похідну по куту відхилення закрилка, то при дворазовому перевищенні кута відхилення керма 2 висоти в порівнянні з кутом відхилення серворуля 7 можливо досягти значення похідної дестабілізатора близького до нуля.
Серворуль 7 за площею дорівнює тримеру 13 керма 2 висоти. Тобто додавання в конструкцію літака дуже малі за розмірами і зневажливо мало її ускладнюють.
Таким чином, цілком можливо отримати такі ж результати, як і у флюгерної качки використовуючи лише традиційні технології виробництва літаків. Тому літак із таким дестабілізатором можна назвати «псевдофлюгерною качкою». На даний винахід отримано патент з назвою "Краснов-план" (8).
«Літак, що ігнорує турбулентність»
Цілком доцільно виконати літак, у якого передня і задня несучі поверхні в сумі мають похідну, рівну нулю.
Такий літак практично повністю ігноруватиме вертикальні потоки повітряних мас, і його пасажири не відчуватимуть «болтанки» навіть за інтенсивної турбулентності атмосфери. І, оскільки, вертикальні потоки повітряних мас не призводять до перевантаження літака, його можна розраховувати на істотно меншу експлуатаційну навантаження, що позитивно позначиться на масі його конструкції. У зв'язку з тим, що в польоті літак не зазнає перевантажень, то його планер не схильний до втомного зносу.
Зменшення похідної крила такого літака досягається так само, як і для дестабілізатора в псевдофлюгерной качці. Але серворуль впливає не на кермо висоти, а на флаперони крила. Флаперон – частина крила, що функціонує, як елерон і закрилок. При цьому в результаті випадкової зміни кута атаки крила збільшення його підйомної сили відбувається у фокусі по куту атаки. А негативне збільшення підйомної сили крила в результаті відхилення флаперону серворулем виникає у фокусі по кутку відхилення флаперону. І відстань між зазначеними фокусами практично дорівнює чверті середньої аеродинамічної хорди крила. Через війну дії зазначеної пари різноспрямованих сил формується дестабілізуючий момент, який потрібно компенсувати моментом дестабілізатора. У цьому випадку дестабілізатор повинен мати невелику негативну похідну, а значення похідної крила має бути трохи більшим за нуль. На такий літак отримано патент РФ №2710955.
Сукупність викладених винаходів являє собою, напевно, останній невикористаний інформаційний аеродинамічний ресурс збільшення на третину і більш економічної ефективності дозвукової авіації.
Юрій Краснов
ЛІТЕРАТУРА
- Д. Соболєв. Столітня історія “літаючого крила”, Москва, Русавіа, 1988, стор 100.
- Ю. Краснов. Патент РФ №2000251.
- О. Юрконенко. Альтернативна "качка". Техніка – молоді 2009-08. Стор. 6-11
- В. Лапін. Коли полетить флюгерна качка? Авіація загального призначення. 2011. №8. Стор. 38-41.
- Ю. Краснов. Патент РФ №2609644.
- Ю. Краснов. Патент РФ №2651959.
- Ю. Краснов. Патент РФ №2609620.
- Ю. Краснов. Патент РФ №2666094.
Джерело: habr.com