Vào cuối những năm ba mươi của thế kỷ trước, người phát minh ra thanh gỗ, Gustav Lachmann, đã đề xuất trang bị cho loài không đuôi một cánh nổi tự do đặt phía trước cánh. Cánh này được trang bị một bánh lái phụ, nhờ đó lực nâng của nó được điều chỉnh. Nó dùng để bù đắp cho mômen lặn bổ sung của cánh xảy ra khi cánh tà được thả ra. Vì Lachmann là nhân viên của công ty Handley-Page nên công ty này là chủ sở hữu bằng sáng chế cho giải pháp kỹ thuật này và dưới thương hiệu này, ý tưởng này đã được đề cập trong tài liệu kỹ thuật. Nhưng ý tưởng này vẫn chưa được triển khai thực tế! Lý do là gì?
Cân bằng tổn thất
Người ta có thể nói, cánh của một chiếc máy bay tạo ra lực nâng có một sản phẩm phụ tiêu cực đi kèm dưới dạng mômen lặn có xu hướng khiến máy bay lao xuống. Để ngăn máy bay lao xuống, có một cánh nhỏ ở đuôi của nó - một bộ ổn định, ngăn cản việc lặn này, tạo ra một lực nâng hướng xuống, tức là âm. Cấu hình khí động học này của máy bay được gọi là "bình thường". Vì lực nâng của bộ ổn định là âm nên nó làm tăng thêm trọng lực của máy bay và cánh phải có lực nâng lớn hơn trọng lực.
Sự chênh lệch giữa các lực này được gọi là tổn thất cân bằng, có thể lên tới 20%.
Nhưng chiếc máy bay bay đầu tiên của Anh em nhà Wright không gặp tổn thất như vậy, bởi vì cánh nhỏ - bộ phận gây mất ổn định ngăn cản việc bổ nhào - không được đặt phía sau cánh mà ở phía trước nó. Thiết kế khí động học này của máy bay được gọi là "canard". Và để ngăn máy bay lao xuống, bộ ổn định phải tạo ra một lực nâng hướng lên, tức là lực nâng dương. Nó được thêm vào lực nâng của cánh và tổng này bằng trọng lực của máy bay. Kết quả là cánh phải tạo ra lực nâng nhỏ hơn lực hấp dẫn. Và không có tổn thất cho việc cân bằng!
Bộ ổn định và bộ ổn định được kết hợp thành một thuật ngữ - đuôi ngang hoặc GO.
Tuy nhiên, với sự phát triển ồ ạt của cơ giới hóa cánh cất cánh và hạ cánh vào đầu những năm ba mươi của thế kỷ trước, “vịt” đã đánh mất lợi thế này. Yếu tố chính của cơ giới hóa là vạt - phần phía sau của cánh bị lệch xuống dưới. Nó gần như tăng gấp đôi lực nâng của cánh, nhờ đó có thể giảm tốc độ khi hạ cánh và cất cánh, nhờ đó tiết kiệm trọng lượng khung gầm. Nhưng sản phẩm phụ ở dạng mômen lặn khi cánh tà được thả ra tăng đến mức bộ ổn định không thể đối phó được, còn bộ ổn định cũng không thể đối phó được. Phá vỡ không phải là xây dựng, trong trường hợp này là một lực tích cực.
Để cánh tạo ra lực nâng, nó phải được định hướng một góc với hướng của luồng không khí đi tới. Góc này được gọi là góc tấn công và khi nó tăng lên, lực nâng cũng tăng lên, nhưng không phải là vô hạn mà lên đến một góc tới hạn, dao động từ 15 đến 25 độ. Do đó, tổng lực khí động học không hướng thẳng lên trên mà nghiêng về phía đuôi máy bay. Và nó có thể được phân tách thành một thành phần hướng thẳng lên trên - lực nâng và hướng ngược lại - lực kéo khí động học. Tỷ lệ lực nâng và lực kéo được sử dụng để đánh giá chất lượng khí động học của máy bay, có thể dao động từ 7 đến 25.
Hiện tượng có lợi cho sơ đồ thông thường là góc xiên của luồng không khí phía sau cánh, bao gồm sự lệch hướng xuống của dòng khí, lực nâng của cánh càng lớn. Do đó, khi cánh tà bị lệch do khí động học, góc tấn âm thực tế của bộ ổn định sẽ tự động tăng lên và do đó lực nâng âm của nó.
Ngoài ra, tình huống như đảm bảo sự ổn định theo chiều dọc của chuyến bay cũng có lợi cho sơ đồ “bình thường” so với sơ đồ “canard”. Góc tấn công của máy bay có thể thay đổi do chuyển động thẳng đứng của khối không khí. Máy bay được thiết kế có tính đến hiện tượng này và cố gắng chống chọi với những xáo trộn. Mỗi bề mặt của máy bay đều có trọng tâm khí động học - điểm áp dụng lực nâng tăng dần khi góc tấn công thay đổi. Nếu chúng ta xem xét kết quả của số gia cánh và GO thì máy bay cũng có tiêu điểm. Nếu trọng tâm của máy bay nằm phía sau khối tâm thì khi góc tấn tăng ngẫu nhiên, lực nâng tăng lên có xu hướng làm máy bay nghiêng sao cho góc tấn giảm. Và máy bay trở lại chế độ bay trước đó. Trong trường hợp này, ở cấu hình “bình thường”, cánh tạo ra mômen mất ổn định (để tăng góc tấn) và bộ ổn định tạo ra mômen ổn định (để giảm góc tấn), và mômen sau chiếm ưu thế khoảng 10%. . Trong cánh mũi, mômen mất ổn định được tạo ra bởi bộ phận gây mất ổn định và mômen ổn định lớn hơn khoảng 10% được tạo ra bởi cánh. Do đó, việc tăng diện tích và vai của đuôi ngang dẫn đến tăng độ ổn định trong thiết kế thông thường và làm giảm “cánh canard”. Tất cả các khoảnh khắc đều tác dụng và được tính toán tương ứng với trọng tâm của máy bay (xem Hình 1).
)
Nếu tiêu điểm của máy bay ở phía trước khối tâm, thì với một sự gia tăng nhỏ ngẫu nhiên về góc tấn, nó thậm chí còn tăng nhiều hơn và máy bay sẽ không ổn định tĩnh. Vị trí tương đối của trọng tâm và trọng tâm này được sử dụng trong các máy bay chiến đấu hiện đại để tải bộ ổn định và nhận lực nâng không âm mà là dương lên nó. Và chuyến bay của máy bay được đảm bảo không phải bằng khí động học mà bằng hệ thống ổn định nhân tạo tự động được nhân đôi bốn lần, hệ thống này “điều khiển” khi máy bay di chuyển ra khỏi góc tấn cần thiết. Khi tính năng tự động hóa bị tắt, máy bay bắt đầu quay đuôi trước, đây là dựa trên hình ảnh "Rắn hổ mang của Pugachev", trong đó phi công cố tình tắt tính năng tự động hóa và khi đạt được góc xoay đuôi cần thiết, sẽ bắn một phát đạn. tên lửa vào bán cầu sau, sau đó bật lại tự động hóa.
Trong phần tiếp theo, chúng tôi chỉ xem xét máy bay ổn định tĩnh, vì chỉ những máy bay như vậy mới có thể được sử dụng trong hàng không dân dụng.
Vị trí tương đối của trọng tâm của máy bay và khối tâm đặc trưng cho khái niệm “tập trung”.
Vì tiêu điểm nằm phía sau tâm khối nên bất kể kiểu nào, khoảng cách giữa chúng, được gọi là giới hạn ổn định, sẽ làm tăng cánh tay GO theo kiểu bình thường và giảm nó trong “cánh canard”.
Tỷ lệ giữa cánh tay đòn và cánh mũi sao cho lực nâng của bộ ổn định ở độ lệch tối đa của thang máy được sử dụng hoàn toàn khi máy bay được đưa đến góc tấn cao. Và nó sẽ bị bỏ sót khi nắp được thả ra. Vì vậy, tất cả những “con vịt” của nhà thiết kế nổi tiếng người Mỹ Rutan đều không được cơ giới hóa. Máy bay Voyager của ông là chiếc máy bay đầu tiên trên thế giới bay vòng quanh thế giới mà không cần hạ cánh và tiếp nhiên liệu vào năm 1986.
Một ngoại lệ là Beechcraft Starship, nhưng ở đó, với mục đích sử dụng cánh tà, một thiết kế rất phức tạp với hình dạng bộ ổn định có thể thay đổi đã được sử dụng, không thể đưa về trạng thái có thể tái tạo hàng loạt, đó là lý do tại sao dự án bị đóng cửa.
Cánh tay cánh phần lớn phụ thuộc vào lực nâng của bộ ổn định tăng bao nhiêu khi góc tấn của nó tăng một độ; tham số này được gọi là đạo hàm theo góc tấn công của hệ số lực nâng hoặc đơn giản là đạo hàm của bộ ổn định. Và, đạo hàm này càng nhỏ thì trọng tâm của máy bay có thể được đặt càng gần cánh, do đó, cánh tay cánh sẽ càng nhỏ. Để giảm đạo hàm này, tác giả năm 1992 đã đề xuất triển khai bộ ổn định theo sơ đồ hai mặt phẳng (2). Điều này giúp có thể giảm vai cánh đến mức loại bỏ trở ngại khi sử dụng vạt trên đó. Tuy nhiên, một tác dụng phụ xảy ra dưới dạng tăng điện trở của GO do máy bay hai cánh. Ngoài ra, có một sự phức tạp trong thiết kế máy bay, vì trên thực tế cần phải sản xuất hai GO chứ không phải một.
Các đồng nghiệp đã chỉ ra rằng tính năng "bộ ổn định máy bay hai cánh" đã có trên máy bay của Anh em nhà Wright, nhưng trong các phát minh này không chỉ một tính năng mới đã được cấp bằng sáng chế mà còn cả một bộ tính năng mới. Nhà Wrights không có tính năng “nắp”. Ngoài ra, nếu biết được tập hợp các đặc điểm của sáng chế mới thì để sáng chế này được công nhận thì ít nhất một đặc điểm phải được sử dụng cho mục đích mới. Wrights đã sử dụng máy bay hai cánh để giảm trọng lượng của cấu trúc và trong sáng chế được mô tả - để giảm đạo hàm.
"Vịt thời tiết"
Cách đây gần hai chục năm, chúng ta nhớ đến ý tưởng “vịt cánh gạt” được nhắc đến ở đầu bài.
Nó sử dụng đuôi ngang cánh gió thời tiết (FGO) làm bộ ổn định, bao gồm chính bộ ổn định, được đặt bản lề trên một trục vuông góc với thân máy bay và được kết nối với bộ ổn định của bánh lái servo. Một loại máy bay có thiết kế bình thường, trong đó cánh máy bay là bộ ổn định FGO và bộ ổn định của máy bay là servo FGO. Và chiếc máy bay này không bay mà được đặt trên một trục và bản thân nó được định hướng so với dòng chảy tới. Bằng cách thay đổi góc tấn công âm của hệ thống lái servo, chúng tôi thay đổi góc tấn công của bộ ổn định so với dòng chảy và do đó, lực nâng của FGO trong quá trình điều khiển cao độ.
Khi vị trí của vô lăng trợ lực không thay đổi so với bộ ổn định, FGO không phản ứng với những cơn gió thẳng đứng, tức là. trước sự thay đổi góc tấn của máy bay. Do đó đạo hàm của nó bằng XNUMX. Dựa trên các cuộc thảo luận trước đây của chúng tôi, đây là một lựa chọn lý tưởng.
Khi thử nghiệm chiếc máy bay đầu tiên thuộc thiết kế "cánh canard" do A. Yurkonenko (3) thiết kế với FGO được nạp hiệu quả, hơn hai chục phương pháp tiếp cận thành công đã được thực hiện. Đồng thời, phát hiện dấu hiệu rõ ràng về tình trạng mất ổn định của máy bay (4).
"Siêu kiên cường"
Nghe có vẻ nghịch lý, sự bất ổn của “vịt cánh gạt” là hệ quả của “siêu ổn định” của nó. Mômen ổn định của cánh mũi cổ điển có GO cố định được hình thành từ mômen ổn định của cánh và mômen mất ổn định của GO chống lại nó. Ở vịt điều tiết thời tiết, FGO không tham gia vào quá trình hình thành mômen ổn định mà nó chỉ được hình thành từ mômen ổn định của cánh. Như vậy, mômen ổn định của “vịt cánh gạt” lớn hơn khoảng mười lần so với mô men cổ điển. Nếu góc tấn vô tình tăng lên, máy bay, dưới tác động của mô men ổn định quá mức của cánh, sẽ không quay trở lại chế độ trước đó mà "vượt qua" nó. Sau khi "vượt quá", máy bay thu được góc tấn giảm so với chế độ trước đó, do đó, mô men ổn định có dấu hiệu khác xuất hiện, cũng quá mức và do đó xuất hiện tự dao động mà phi công không thể dập tắt.
Một trong những điều kiện đảm bảo sự ổn định là khả năng của máy bay trong việc hóa giải hậu quả của nhiễu loạn khí quyển. Vì vậy, trong trường hợp không có nhiễu loạn, một chiếc máy bay không ổn định có thể thực hiện chuyến bay thỏa đáng. Điều này giải thích cho cách tiếp cận thành công của máy bay YuAN-1. Trong tuổi trẻ xa xôi của tôi, tác giả đã gặp trường hợp một mô hình tàu lượn mới bay vào buổi tối trong điều kiện yên tĩnh trong tổng cộng ít nhất 45 phút, thể hiện các chuyến bay khá thỏa đáng và cho thấy sự mất ổn định đáng kể - ném bóng xen kẽ với lặn trong chuyến bay đầu tiên trong gió thời tiết. Miễn là thời tiết yên tĩnh và không có xáo trộn, tàu lượn đã thể hiện chuyến bay thỏa đáng, nhưng khả năng điều chỉnh của nó không ổn định. Đơn giản là không có lý do gì để thể hiện sự bất ổn này.
Về nguyên tắc, CSF được mô tả có thể được sử dụng trong “vịt giả”. Một chiếc máy bay như vậy về cơ bản là một thiết kế “không có đuôi” và có sự căn chỉnh phù hợp. Và FGO của anh ta chỉ được sử dụng để bù đắp cho mô men bổ sung của cánh xảy ra khi cơ giới hóa được giải phóng. Trong cấu hình bay không có tải trên FGO. Do đó, FGO thực sự không hoạt động ở chế độ bay hoạt động chính và do đó việc sử dụng nó trong phương án này là không hiệu quả.
"KRASNOV-VỊT"
Tình trạng “quá ổn định” có thể được loại bỏ bằng cách tăng đạo hàm của CSF từ 5 lên mức chấp nhận được. Mục tiêu này đạt được do góc quay của FGO nhỏ hơn đáng kể so với góc quay của bánh lái servo do sự thay đổi góc tấn của máy bay (2). Với mục đích này, một cơ chế rất đơn giản được sử dụng, thể hiện trong hình. 1. FGO 3 và vô lăng trợ lực 1 được gắn bản lề trên trục OO4. Thanh 6 và 5,7, thông qua các bản lề 9,10, 1, kết nối FGO 3 và vô lăng trợ lực 8 với cần gạt 12. Ly hợp 6 có tác dụng thay đổi độ dài của thanh 1 bởi phi công nhằm mục đích điều khiển cao độ. Việc quay của FGO 3 được thực hiện không phải thông qua toàn bộ góc lệch của vô lăng trợ động 2 so với máy bay khi hướng của dòng khí tới thay đổi mà chỉ thông qua phần tỷ lệ của nó. Nếu tỷ lệ bằng một nửa thì dưới tác động của luồng hướng lên trên, dẫn đến góc tấn của máy bay tăng thêm 1 độ, góc tấn thực tế của FGO sẽ chỉ tăng 1 độ. Theo đó, đạo hàm của FGO sẽ nhỏ hơn 3 lần so với GO cố định. Các đường đứt nét biểu thị vị trí của FGO 5 và bánh lái servo 7 sau khi thay đổi góc tấn của máy bay. Việc thay đổi tỷ lệ và từ đó xác định giá trị đạo hàm có thể dễ dàng thực hiện bằng cách chọn khoảng cách thích hợp của bản lề 1 và XNUMX với trục OOXNUMX.
![hình ảnh]()
Việc giảm đạo hàm GO do hiện tượng lông vũ cho phép bạn đặt tiêu điểm trong bất kỳ giới hạn nào và đằng sau nó là tâm khối lượng của máy bay. Đây là khái niệm về độ lệch khí động học. Do đó, mọi hạn chế trong việc sử dụng cơ giới hóa cánh hiện đại trong cấu hình cánh mũi đều được loại bỏ trong khi vẫn duy trì độ ổn định tĩnh.
"KRASNOV-FLUGER"
Mọi thứ đều ổn! Nhưng có một nhược điểm. Để lực nâng dương xảy ra trên FGO 1, lực nâng âm phải tác động lên vô lăng trợ động 3. Một sự tương tự là cách bố trí bình thường của một chiếc máy bay. Tức là có tổn thất trong việc cân bằng, trong trường hợp này là cân bằng CSF. Do đó cách để loại bỏ nhược điểm này là sơ đồ “vịt”. Chúng tôi đặt vô lăng trợ lực phía trước FGO, như trong Hình. 3.
FGO hoạt động như sau (6). Do tác động của các lực khí động học lên FGO 1 và vô lăng trợ động 4, FGO 1 được lắp đặt một cách tự phát ở một góc tấn nhất định theo hướng của dòng chảy tới. Góc tấn công của FGO 1 và bánh lái servo 4 có cùng dấu nên lực nâng của các bề mặt này sẽ có cùng hướng. Nghĩa là, lực khí động học của bánh lái servo 4 không giảm mà làm tăng lực nâng của FGO 1. Để tăng góc tấn của máy bay, phi công chuyển lực đẩy 6 về phía trước, do đó servo sẽ bánh lái 4 trên bản lề 5 quay theo chiều kim đồng hồ và góc tấn của bánh lái servo 4 tăng lên. Điều này dẫn đến sự gia tăng góc tấn công của FGO 1, tức là tăng lực nâng của nó.
Ngoài việc điều khiển cao độ, kết nối được thực hiện bởi lực đẩy 7 đảm bảo tăng từ XNUMX đến giá trị yêu cầu của đạo hàm FGO.
Giả sử rằng máy bay đi vào trạng thái thăng tiến và góc tấn của nó tăng lên. Trong trường hợp này, dầm 2 quay ngược chiều kim đồng hồ và bản lề 9 và 8, nếu không có lực kéo 7, sẽ phải di chuyển lại gần nhau hơn. Thanh 7 ngăn cản việc tiếp cận và quay vô lăng trợ động 4 theo chiều kim đồng hồ và do đó tăng góc tấn của nó.
Do đó, khi hướng của dòng chảy tới thay đổi, góc tấn của vô lăng trợ động 4 thay đổi và FGO 1 tự động đặt ở một góc khác so với dòng chảy và tạo ra một lực nâng khác. Trong trường hợp này, giá trị của đạo hàm này phụ thuộc vào khoảng cách giữa bản lề 8 và 3, cũng như khoảng cách giữa bản lề 9 và 5.
FGO đề xuất đã được thử nghiệm trên mô hình dây điện của mạch “vịt”, trong khi đạo hàm của nó so với GO cố định đã giảm đi một nửa. Tải trọng trên FGO bằng 68% tải trọng của cánh. Mục tiêu của cuộc thử nghiệm không phải là để đạt được tải trọng bằng nhau mà là để đạt được tải trọng FGO chính xác thấp hơn so với cánh, vì nếu bạn đạt được nó, sẽ không khó để có được tải trọng bằng nhau. Ở những “vịt” có GO cố định, tải trọng của khung thường cao hơn tải trọng của cánh từ 20 - 30%.
"Chiếc máy bay lý tưởng"
Nếu tổng của hai số là một giá trị không đổi thì tổng bình phương của chúng sẽ nhỏ nhất nếu các số này bằng nhau. Do lực cản cảm ứng của bề mặt nâng tỷ lệ với bình phương hệ số lực nâng của nó nên giới hạn lực cản tối thiểu của máy bay sẽ nằm trong trường hợp các hệ số này của cả hai bề mặt nâng bằng nhau trong chế độ bay hành trình. Một chiếc máy bay như vậy nên được coi là “lý tưởng”. Các phát minh “Vịt Krasnov” và “Cánh gió thời tiết Krasnov” giúp hiện thực hóa khái niệm “máy bay lý tưởng” trong thực tế mà không cần dùng đến việc duy trì sự ổn định một cách giả tạo bằng các hệ thống tự động.
So sánh “máy bay lý tưởng” với máy bay hiện đại có thiết kế bình thường cho thấy có thể đạt được mức tăng tải thương mại 33% đồng thời tiết kiệm 23% nhiên liệu.
FGO tạo ra lực nâng tối đa ở các góc tấn công gần tới hạn và chế độ này đặc trưng cho giai đoạn hạ cánh của chuyến bay. Trong trường hợp này, dòng chảy của các hạt không khí xung quanh bề mặt chịu tải gần với ranh giới giữa bình thường và tĩnh. Sự gián đoạn của dòng chảy từ bề mặt của GO đi kèm với sự mất đi đáng kể lực nâng trên nó và do đó, mũi máy bay bị hạ thấp mạnh, cái gọi là "độ cao". Một trường hợp điển hình của một cú "peck" là thảm họa Tu-144 tại Le Bourget, khi nó sụp đổ khi thoát khỏi cú lặn ngay sau khi lặn. Việc sử dụng CSF được đề xuất giúp giải quyết vấn đề này một cách dễ dàng. Để làm được điều này, chỉ cần hạn chế góc quay của cơ cấu lái servo so với FGO. Trong trường hợp này, góc tấn công thực tế của FGO sẽ bị hạn chế và sẽ không bao giờ bằng với góc tới hạn.
"Bộ ổn định cánh gió"
![hình ảnh]()
Câu hỏi về việc sử dụng FGO trong sơ đồ thông thường đang được quan tâm. Nếu không giảm mà ngược lại, hãy tăng góc quay của FGO so với vô lăng trợ động, như trên Hình. 4 thì đạo hàm của FGO sẽ cao hơn nhiều so với bộ ổn định cố định (7).
Điều này cho phép trọng tâm và trọng tâm của máy bay dịch chuyển đáng kể về phía sau. Kết quả là tải hành trình của bộ ổn định FGO không trở nên âm mà trở thành dương. Ngoài ra, nếu trọng tâm của máy bay bị dịch chuyển ra ngoài tiêu điểm dọc theo góc lệch của cánh tà (điểm áp dụng mức tăng lực nâng do độ lệch của cánh tà), thì bộ ổn định lông sẽ tạo ra lực nâng dương trong cấu hình hạ cánh .
Nhưng tất cả điều này có thể đúng miễn là chúng ta không tính đến ảnh hưởng của phanh và dòng chảy xiên từ bề mặt ổ trục phía trước đến phía sau. Rõ ràng là trong trường hợp của “vịt”, vai trò của ảnh hưởng này ít hơn nhiều. Mặt khác, nếu thiết bị ổn định “mang” trên máy bay chiến đấu quân sự thì tại sao nó lại ngừng “mang” trên máy bay dân dụng?
"Krasnov-plan" hoặc "vịt cánh giả"
Việc gắn bản lề của bộ ổn định, mặc dù không triệt để nhưng vẫn làm phức tạp việc thiết kế máy bay. Hóa ra việc giảm đạo hàm của chất gây bất ổn có thể đạt được bằng những phương pháp rẻ hơn nhiều.
![hình ảnh]()
Trong bộ lễ phục. Hình 4 cho thấy bộ ổn định 1 của máy bay được đề xuất được kết nối cứng nhắc với thân máy bay (không được thể hiện trên bản vẽ). Nó được trang bị một phương tiện thay đổi lực nâng dưới dạng vô lăng 2, sử dụng bản lề 3, được gắn trên giá đỡ 4, được kết nối cứng nhắc với bộ ổn định 1. Trên cùng giá đỡ 4, sử dụng bản lề 5, có một thanh 6, ở đầu sau có gắn vô lăng trợ lực 7. Ở đầu trước của thanh 6, cạnh bản lề 5, một đòn bẩy 8 được cố định chắc chắn, đầu trên của nó là được kết nối với thanh 9 bằng bản lề 10. Ở đầu sau của thanh 10 có bản lề 11 nối nó với cần 12 của tông đơ 13 của thang máy 2. Trong trường hợp này, tông đơ 13 được gắn ở phần sau của vô lăng 14 bằng bản lề 2. Ly hợp 15 thay đổi chiều dài lực đẩy 10 dưới sự điều khiển của phi công để điều khiển cao độ.
Bộ ổn định được trình bày hoạt động như sau. Nếu góc tấn của máy bay vô tình tăng lên, chẳng hạn như khi nó đi vào luồng gió lên, vô lăng trợ động 7 bị lệch lên trên, kéo theo sự dịch chuyển của lực đẩy 10 sang trái, tức là. về phía trước và dẫn đến sự lệch của tông đơ 13 xuống dưới, do đó thang máy 2 bị lệch lên trên. Vị trí của vô lăng 2, vô lăng trợ động 7 và tông đơ 13 trong tình huống mô tả được thể hiện trên hình vẽ bằng các đường đứt nét.
Kết quả là, sự gia tăng lực nâng của bộ ổn định 1 do tăng góc tấn sẽ được bù đắp ở một mức độ nào đó bằng độ lệch lên trên của thang máy 2. Mức độ cân bằng này phụ thuộc vào tỷ lệ các góc lệch của vô lăng trợ động 7 và vô lăng 2. Và tỷ lệ này được thiết lập bởi chiều dài của đòn bẩy 8 và 12. Khi góc tấn giảm, thang máy 2 bị lệch xuống và lực nâng của bộ ổn định 1 tăng lên, san bằng sự giảm góc tấn.
Bằng cách này, đạo hàm của bộ ổn định sẽ giảm đi so với “con vịt” cổ điển.
Do vô lăng trợ động 7 và tông đơ 13 được kết nối động học với nhau nên chúng cân bằng lẫn nhau. Nếu sự cân bằng này là không đủ thì cần phải đưa trọng lượng cân bằng vào thiết kế, trọng lượng này phải được đặt bên trong vô lăng trợ lực 7 hoặc trên phần mở rộng của thanh 6 phía trước bản lề 5. Thang máy 2 phải cũng được cân bằng.
Vì đạo hàm theo góc tới của bề mặt ổ trục lớn xấp xỉ gấp đôi đạo hàm theo góc lệch của cánh tà, nên khi góc lệch của bánh lái 2 lớn gấp đôi góc của độ lệch của bánh lái servo 7, có thể đạt được giá trị đạo hàm của bộ ổn định gần bằng XNUMX.
Bánh lái servo 7 có diện tích bằng với phần cắt 13 của chiều cao bánh lái 2. Nghĩa là, những bổ sung cho thiết kế máy bay có kích thước rất nhỏ và không làm phức tạp nó đáng kể.
Vì vậy, hoàn toàn có thể đạt được kết quả tương tự như "cánh mũi" chỉ sử dụng công nghệ sản xuất máy bay truyền thống. Vì vậy, một chiếc máy bay có bộ ổn định như vậy có thể được gọi là “vịt cánh giả”. Đã nhận được bằng sáng chế cho phát minh này với tên “Krasnov-plan” (8).
"Một chiếc máy bay bỏ qua nhiễu loạn"
Rất nên thiết kế một chiếc máy bay trong đó bề mặt nâng phía trước và phía sau có đạo hàm tổng bằng XNUMX.
Một chiếc máy bay như vậy sẽ gần như bỏ qua hoàn toàn các luồng không khí thẳng đứng và hành khách của nó sẽ không cảm thấy “lắc cạch” ngay cả khi có sự hỗn loạn dữ dội trong bầu khí quyển. Và, vì các luồng không khí thẳng đứng không dẫn đến tình trạng quá tải của máy bay, nên nó có thể được coi là có mức quá tải khi vận hành thấp hơn đáng kể, điều này sẽ có tác động tích cực đến trọng lượng của cấu trúc của nó. Do máy bay không gặp tình trạng quá tải trong quá trình bay nên khung máy bay của nó không bị mòn do mỏi.
Việc giảm độ lệch của cánh của một chiếc máy bay như vậy được thực hiện theo cách tương tự như đối với bộ ổn định trong "cánh cánh giả". Nhưng servo không hoạt động trên thang máy mà trên các cánh tà. Flaperon là một phần của cánh có chức năng giống như cánh phụ và cánh tà. Trong trường hợp này, do sự thay đổi ngẫu nhiên về góc tấn của cánh, lực nâng của nó tăng lên tại tiêu điểm dọc theo góc tấn. Và sự gia tăng âm trong lực nâng cánh do bánh lái phụ làm lệch cánh tà do bánh lái phụ xảy ra tại tiêu điểm dọc theo góc lệch của cánh tà. Và khoảng cách giữa các tiêu điểm này gần bằng 2710955/XNUMX dây âm khí động học trung bình của cánh. Do tác động của cặp lực đa hướng này, một mômen mất ổn định được hình thành, mô men này phải được bù đắp bằng mômen của chất gây mất ổn định. Trong trường hợp này, bộ ổn định phải có đạo hàm âm nhỏ và giá trị của đạo hàm cánh phải lớn hơn XNUMX một chút. Bằng sáng chế RF số XNUMX đã được nhận cho một chiếc máy bay như vậy.
Tập hợp các phát minh được trình bày có lẽ đại diện cho nguồn thông tin khí động học chưa được sử dụng cuối cùng để tăng hiệu quả kinh tế của ngành hàng không cận âm lên một phần ba hoặc hơn.
Yuri Krasnov
TÀI LIỆU THAM KHẢO
- D. Sobolev. Lịch sử trăm năm của “cánh bay”, Moscow, Rusavia, 1988, tr 100.
- Yu Krasnov. Bằng sáng chế RF số 2000251.
- A. Yurkonenko. "Vịt" thay thế. Công nghệ - thanh niên 2009-08. Trang 6-11
- V.Lapin. Khi nào cánh gió thời tiết sẽ bay? Hàng không chung. 2011. Số 8. Trang 38-41.
- Yu Krasnov. Bằng sáng chế RF số 2609644.
- Yu Krasnov. Bằng sáng chế RF số 2651959.
- Yu Krasnov. Bằng sáng chế RF số 2609620.
- Yu Krasnov. Bằng sáng chế RF số 2666094.
Nguồn: www.habr.com