上世纪三十年代末，缝翼的发明者古斯塔夫·拉赫曼（Gustav Lachmann）提议为无尾飞机配备一个置于机翼前方的自由浮动机翼。 该机翼配备了伺服舵，可以调节其升力。 它用于补偿襟翼释放时产生的额外机翼俯冲力矩。 由于 Lachmann 是 Handley-Page 公司的员工，因此该公司是该技术解决方案专利的所有者，并且在该品牌下，技术文献中提到了该想法。 但这个想法至今还没有实际实施！ 是什么原因？
平衡损失
飞机的机翼产生升力，有人可能会说，伴随着一种负面的副产品，即俯冲瞬间，往往会使飞机俯冲。 为了防止飞机俯冲，其尾部有一个小机翼 - 稳定器，可以防止这种俯冲，产生向下的升力，即负升力。 飞机的这种空气动力学设计被称为“正常”。 因为稳定器的升力是负的，它增加了飞机的重力，机翼的升力必须大于重力。
这些力之间的差异称为平衡损失，最高可达 20%。
但莱特兄弟的第一架飞行飞机并没有出现这样的损失，因为小机翼（防止俯冲的不稳定装置）不是放置在机翼后面，而是放置在机翼前面。 飞机的这种空气动力学设计被称为“鸭翼”。 为了防止飞机俯冲，去稳定器必须产生向上的升力，即正的升力。 它加到机翼的升力上，这个总和等于飞机的重力。 因此，机翼必须产生小于重力的升力。 并且没有平衡损失！
稳定器和失稳器合并为一个术语 - 水平尾翼或 GO。
但随着上世纪三十年代初起降机翼机械化的大规模发展，“鸭子”失去了这一优势。 机械化的主要元件是襟翼 - 机翼的后部向下偏转。 它大约使机翼的升力增加了一倍，因此可以降低着陆和起飞时的速度，从而减轻底盘重量。 但是，襟翼释放时以俯冲力矩形式出现的副产品会增加到破坏稳定器无法应对的程度，而稳定器也无法应对。 破坏不是建设，在这种情况下是积极的力量。
为了使机翼产生升力，其方向必须与迎面而来的气流方向成一定角度。 这个角度称为迎角，随着它的增加，升力也会增加，但不是无限地增加，而是达到临界角，范围从 15 到 25 度。 因此，总气动力并非严格向上，而是向飞机尾部倾斜。 它可以分解为严格向上的分力（升力）和向后的分力（空气动力阻力）。 升力与阻力的比值用来判断飞机的气动质量，其范围可以是7到25。
有利于正常方案的现象是机翼后面气流的斜角，它包括气流方向向下的偏转，越大，机翼的升力越大。 因此，当襟翼偏转时，由于空气动力学的原因，安定面的实际负攻角会自动增加，从而导致其负升力增加。
此外，在保证飞机飞行纵向稳定性的情况下，相比“鸭翼”方案，“普通”方案也更有利。 由于气团的垂直运动，飞机的迎角可能会发生变化。 飞机在设计时就考虑到了这种现象，并努力抵抗干扰。 飞机的每个表面都有一个空气动力学焦点——攻角变化时升力增量的应用点。 如果我们考虑机翼和 GO 增量的合成，那么飞机也有一个焦点。 如果飞机的焦点位于质心后面，那么随着迎角的随机增加，升力的增量往往会使飞机倾斜，从而导致迎角减小。 飞机返回到之前的飞行模式。 在这种情况下，在“正常”配置下，机翼产生失稳力矩（以增加迎角），稳定器产生稳定力矩（以减小迎角），后者占主导地位约10% 。 在鸭翼中，失稳力矩由失稳装置产生，而稳定力矩则由机翼产生，约大 10%。 因此，水平尾翼面积和肩部的增加会导致正常设计中稳定性的增加以及“鸭翼”中稳定性的减少。 所有力矩的作用和计算均相对于飞机的质心（见图 1）。
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如果飞机的焦点位于质心之前，那么随着迎角的随机小幅增加，它会增加得更多，并且飞机将处于静态不稳定。 现代战斗机使用焦点和质心的这种相对位置来加载稳定器并在其上接收不是负升力，而是正升力。 而且飞机的飞行不是通过空气动力学来保证的，而是通过四倍重复的自动人工稳定系统来保证的，当飞机远离所需的迎角时，该系统会“转向”。 当自动化关闭时，飞机开始先转向机尾，这就是“普加乔夫眼镜蛇”模型的基础，其中飞行员故意关闭自动化，当达到所需的尾部旋转角度时，发射一发火箭进入后半球，然后再次打开自动化。
在下文中，我们仅考虑静态稳定的飞机，因为只有这种飞机才能用于民用航空。
飞机焦点和质心的相对位置体现了“居中”概念。
由于焦点位于质心后面，无论何种模式，它们之间的距离（称为稳定裕度）会增加正常模式中的 GO 臂，并减少“鸭式”模式中的 GO 臂。
翼臂与鸭翼的比例使得当飞机进入大迎角时，失稳器在升降舵最大偏转时的升力被完全使用。 当襟翼释放时，它会被错过。 因此，美国著名设计师鲁坦的所有“鸭子”都没有任何机械化。 1986 年，他的 Voyager 飞机成为世界上第一架无需着陆和加油即可环球飞行的飞机。
Beechcraft Starship 是一个例外，但为了使用襟翼，使用了一种非常复杂的设计，具有可变的去稳定器几何形状，无法达到连续可复制的状态，这就是该项目被关闭的原因。
翼臂很大程度上取决于攻角每增加1992度，失稳器的升力增加多少；这个参数称为升力系数相对于攻角的导数，或者简称为失稳器的导数。 并且，该导数越小，飞机的质心就越靠近机翼，因此翼臂就越小。 为了减少这个导数，作者在2年提出根据双平面方案（XNUMX）来实现去稳定器。 这使得可以大大减少翼肩，从而消除了在其上使用襟翼的障碍。 然而，双平面会产生副作用，即 GO 的电阻增加。 此外，飞机的设计也很复杂，因为实际上需要制造两架GO，而不是一架。
同事们指出，莱特兄弟的飞机上就有“双翼飞机失稳器”功能，但在发明中不仅获得了一项新功能的专利，而且还获得了一组新功能。 莱特兄弟没有“襟翼”功能。 此外，如果一项新发明的一组特征是已知的，那么为了使该发明得到认可，至少一个特征必须用于新的目的。 莱特兄弟使用双翼飞机来减轻结构的重量，并在所描述的发明中减少导数。
《风向标鸭》
大约二十年前，我们还记得文章开头提到的“风向标鸭”的想法。
它使用风向标水平尾翼（FGO）作为失稳器，由失稳器本身组成，铰接地放置在垂直于机身的轴上，并连接到伺服舵的失稳器。 一种普通设计的飞机，飞机的机翼是FGO失稳器，飞机的稳定器是FGO舵机。 这架飞机并不飞行，而是放置在一个轴上，并且它本身相对于迎面而来的气流定向。 通过改变伺服转向的负迎角，我们改变了失稳器相对于流动的迎角，从而改变了俯仰控制期间 FGO 的升力。
当伺服方向盘相对于失稳器的位置保持不变时，FGO不会对阵风垂直风做出反应，即来改变飞机的迎角。 因此它的导数为零。 根据我们之前的讨论，这是一个理想的选择。
当测试由 A. Yurkonenko (3) 设计的第一架带有有效装载的 FGO 的“鸭翼鸭翼”设计的飞机时，成功进行了两打以上的进近。 同时，还发现了飞机不稳定的明显迹象(4)。
“超强韧性”
看似矛盾，“风向标鸭”的不稳定性却是其“超稳定性”的结果。 具有固定 GO 的经典鸭翼的稳定力矩由机翼的稳定力矩和抵消它的 GO 的不稳定力矩形成。 风标鸭中，FGO不参与稳定力矩的形成，仅由机翼的稳定力矩形成。 因此，“风向标鸭”的稳定力矩大约是传统鸭标的十倍。 如果迎角意外增加，飞机在机翼过度稳定力矩的影响下，不会返回到之前的模式，而是“超调”。 在“超调”之后，与之前的模式相比，飞机获得了减小的迎角，因此出现了不同符号的稳定力矩，而且该稳定力矩也过大，因此出现了飞行员无法消除的自激振荡。
稳定性的条件之一是飞机能够抵消大气扰动的影响。 因此，在没有干扰的情况下，不稳定的飞机可以实现令人满意的飞行。 这解释了YuAN-1飞机的成功进近。 在我遥远的青年时代，作者曾遇到过这样的情况：一架新的滑翔机模型在晚上平静的条件下飞行了至少45分钟，表现出相当令人满意的飞行，但表现出明显的不稳定性——在有风的情况下首次飞行时俯仰和俯冲交替出现。天气。 只要天气平静，没有任何干扰，滑翔机就能表现出令人满意的飞行效果，但调整不稳定。 根本没有理由表现出这种不稳定。
原则上，所描述的 CSF 可以用于“伪鸭子”。 这种飞机本质上是“无尾”设计并具有适当的对准。 而他的FGO只是用来补偿机械化释放时产生的机翼额外俯冲力矩。 在巡航配置中，FGO 上没有负载。 因此，FGO实际上并不工作在主操作飞行模式下，因此其在本实施例中的使用是没有成效的。
“克拉斯诺夫鸭”
“过度稳定”可以通过将 CSF 的导数从零增加到可接受的水平来消除。 这一目标的实现是因为 FGO 的旋转角度明显小于飞机迎角变化引起的伺服舵的旋转角度 (5)。 为此，使用了一种非常简单的机制，如图 2 所示。 1. FGO 3 和伺服舵轮 1 铰接在轴 OO4 上。 杆6和5,7通过铰链9,10，1，3，8将FGO 12和伺服方向盘6与摇杆1连接。离合器3用于由飞行员改变杆2的长度，以达到俯仰控制的目的。 当迎面流的方向改变时，FGO 1的旋转不是通过伺服方向盘1相对于飞行器的整个偏转角来进行，而是仅通过其比例部分来进行。 如果比例等于一半，那么在向上气流的作用下，导致飞机迎角增加3度，FGO的实际迎角只会增加5度。 因此，FGO的导数将比固定GO小两倍。 虚线表示改变飞机迎角后FGO 7和伺服舵1的位置。 通过选择铰链 XNUMX 和 XNUMX 到轴线 OOXNUMX 的适当距离，可以轻松地改变比例并由此确定导数的值。
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通过羽化减少 GO 的导数，使您可以将焦点置于任何限制内，并将焦点置于飞机的质心后面。 这就是空气动力学失调的概念。 因此，在保持静态稳定性的同时，消除了在鸭式布局中使用现代机翼机械化的所有限制。
“克拉斯诺夫-福鲁格”
一切安好！ 但有一个缺点。 为了在 FGO 1 上产生正升力，必须在伺服方向盘 3 上作用负升力。 类比是飞机的正常布局。 也就是说，平衡存在损失，在本例中是 CSF 的平衡。 因此，消除这个缺点的方法就是“鸭子”方案。 我们将伺服方向盘放在FGO前面，如图所示。 3.
FGO的工作原理如下（6）。 由于空气动力作用在FGO 1和伺服方向盘4上，FGO 1自发地安装成与迎面流动的方向成一定攻角。 FGO 1 和伺服舵 4 的迎角具有相同的符号，因此，这些表面的升力将具有相同的方向。 也就是说，伺服舵4的气动力并不减少，而是增加了FGO 1的升力。为了增加飞机的迎角，飞行员将推力6向前移动，结果伺服舵4的升力增加。铰链5上的舵4顺时针旋转，伺服舵1的攻角增大。 这导致FGO XNUMX的迎角增加，即其升力增加。
除了桨距控制之外，由推力7执行的连接确保FGO的导数从零增加到所需值。
我们假设飞机进入上升气流并且其迎角增加。 在这种情况下，梁2逆时针旋转，并且铰链9和8在没有牵引力7的情况下必须移动得更靠近在一起。 杆7防止接近并顺时针转动伺服方向盘4，从而增加其迎角。
因此，当迎面流的方向改变时，伺服方向盘4的攻角改变，并且FGO 1自发地设置在相对于流的不同角度并产生不同的升力。 在这种情况下，该导数的值取决于铰链 8 和 3 之间的距离，以及铰链 9 和 5 之间的距离。
所提出的 FGO 在“鸭子”电路的电线模型上进行了测试，而其导数与固定 GO 相比减少了一半。 FGO的负荷是机翼的68%。 测试的目的不是获得相等的负载，而是精确地获得FGO相对于机翼更低的负载，因为如果获得了，那么获得相等的负载并不困难。 在具有固定 GO 的“鸭子”中，尾翼的载荷通常比机翼的载荷高 20 - 30%。
《理想的飞机》
如果两个数的和是一个常数，那么当这两个数相等时，它们的平方和最小。 由于升力面的感应阻力与其升力系数的平方成正比，因此在巡航飞行时，当两个升力面的系数相等时，飞机阻力的最低极限。 这样的飞机应该被认为是“理想的”。 “克拉斯诺夫鸭子”和“克拉斯诺夫风向标”的发明使“理想飞机”的概念在现实中得以实现，而无需借助自动系统人为地保持稳定性。
“理想飞机”与正常设计的现代飞机的比较表明，商业负载可以获得 33% 的增益，同时节省 23% 的燃油。
FGO 在接近临界迎角时产生最大升力，这种模式是飞行着陆阶段的典型模式。 在这种情况下，承载表面周围的空气粒子流接近法向和失速之间的边界。 GO 表面气流的破坏伴随着其升力的急剧损失，从而导致飞机机头急剧下降，即所谓的“俯仰”。 “啄”的一个典型案例是勒布尔热发生的 Tu-144 灾难，当时它在下潜后恰好退出下潜时倒塌。 使用所提出的CSF可以轻松解决这个问题。 为此，只需限制舵机相对于FGO的旋转角度即可。 这样的话，FGO的实际攻角就会受到限制，永远不会等于临界攻角。
“风向标稳定器”
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在正常方案中使用FGO的问题很有趣。 如果不减少，反而相反，将FGO相对于伺服方向盘的旋转角度加大，如图4，那么FGO的导数会比固定稳定器（7）高很多。
这使得飞机的焦点和质心显着向后移动。 结果，FGO稳定器的巡航负载不再是负值，而是正值。 此外，如果飞机的质心沿着襟翼偏转角（由于襟翼偏转而升力增量的应用点）移动到焦点之外，那么羽毛安定面会在着陆构型中产生正升力。
但只要我们不考虑制动效果以及从前轴承面到后部的流动斜面，所有这一切都可能是正确的。 很明显，对于“鸭子”来说，这种影响力的作用要小得多。 另一方面，如果稳定器能够“承载”军用战机，那么为什么它不再“承载”民用飞机呢？
“克拉斯诺夫计划”或“伪风向标鸭”
去稳定器的铰接安装虽然不是根本性的，但仍然使飞机的设计变得复杂。 事实证明，减少去稳定剂导数可以通过更便宜的方法来实现。
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在图中。 图4示出了所提出的飞机的去稳定器1，其刚性地连接到机身（图中未示出）。 它配备有方向盘2形式的改变其升力的装置，该方向盘3使用铰链4安装在支架1上，支架4刚性地连接到去稳定器5。在同一支架6上，使用铰链如图7所示，有一根杆6，在其后端刚性地连接有伺服方向盘5。在杆8的前端，靠近铰链9，刚性地固定有杠杆10，其上端为杆10通过铰链11连接到杆12。在杆13的后端处，有铰链2将其连接到升降机13的修剪器14的杠杆2。 在这种情况下，修剪器15使用铰链10安装在方向盘XNUMX的后部。 离合器XNUMX在飞行员的控制下改变推力XNUMX的长度以进行俯仰控制。
所提出的去稳定器的工作原理如下。 如果飞行器的迎角意外增大，例如当其进入上升气流时，伺服方向盘7向上偏转，这导致推力10向左移动，即，向左移动。 向前并导致修剪器13向下偏转，其结果是升降机2向上偏转。 在所描述的情况下方向盘2、伺服方向盘7和修剪器13的位置在图中由虚线表示。
结果，由于攻角的增加而导致的去稳定器1的升力的增加将在一定程度上被升降舵2的向上偏转所抵消。 该调平的程度取决于伺服方向盘7和方向盘2的偏转角度之比。 并且该比率由杠杆8和12的长度设定。当迎角减小时，升降舵2向下偏转，并且去稳定器1的升力增加，从而平衡迎角的减小。
通过这种方式，与经典的“鸭子”相比，实现了去稳定剂的导数的减少。
由于伺服方向盘7和修剪器13彼此运动连接，因此它们彼此平衡。 如果这种平衡还不够，则需要在设计中包括平衡重，该平衡重必须放置在伺服方向盘7内部或铰链6前面的杆5的延伸部上。升降舵2必须也要平衡。
由于相对于承载面迎角的导数大约是相对于襟翼偏转角的导数的两倍，因此当方向舵2的偏转角是角度的两倍时，根据伺服舵7的偏转，可以实现去稳定器的导数值接近于零。
伺服舵7的面积与舵13高度的微调器2相等。 也就是说，飞机设计的附加部分尺寸非常小，并且其复杂性可以忽略不计。
因此，仅使用传统的飞机生产技术就有可能获得与“叶片鸭翼”相同的结果。 因此，带有这种失稳装置的飞机可以被称为“伪风向标鸭子”。 该发明已获得名为“Krasnov-plan”的专利 (8)。
“一架无视湍流的飞机”
强烈建议设计一种前升力面和后升力面的全导数为零的飞机。
这样的飞机几乎完全忽略了气团的垂直流动，即使大气中存在剧烈的湍流，乘客也不会感到“颤抖”。 而且，由于气团的垂直流动不会导致飞机过载，因此可以预期它的运行过载会显着降低，这将对其结构的重量产生积极影响。 由于飞机在飞行过程中不会出现过载，因此机身不会受到疲劳磨损。
减少这种飞机机翼的导数是通过与“伪叶片鸭翼”中的去稳定器相同的方式实现的。 但舵机并不作用于升降舵，而是作用于机翼襟副翼。 襟副翼是机翼的一部分，其功能类似于副翼和襟翼。 在这种情况下，由于机翼攻角的随机变化，其升力在焦点处沿着攻角增加。 由于伺服舵使襟翼偏转，机翼升力的负增量出现在沿襟翼偏转角度的焦点处。 这些焦点之间的距离几乎等于机翼平均气动弦的四分之一。 由于这对多向力的作用，形成失稳力矩，必须由失稳器的力矩来补偿。 在这种情况下，失稳器应具有较小的负导数，并且机翼导数的值应略大于零。 这种飞机已获得 RF 专利号 2710955。
所提出的这组发明可能代表了最后未使用的信息空气动力学资源，可将亚音速航空的经济效率提高三分之一或更多。
ЮрийКраснов
参考文献：
- D.索博列夫。 “飞翼”百年历史，俄罗斯莫斯科，1988 年，第 100 页。
- 尤·克拉斯诺夫。 射频专利号：2000251。
- A·尤尔科年科。 另类“鸭子”。 技术 - 青年 2009-08。 页6-11
- V.拉平。 风向标什么时候会飞？ 通用航空。 2011.第8号。 页38-41。
- 尤·克拉斯诺夫。 射频专利号：2609644。
- 尤·克拉斯诺夫。 射频专利号：2651959。
- 尤·克拉斯诺夫。 射频专利号：2609620。
- 尤·克拉斯诺夫。 射频专利号：2666094。
来源： habr.com