上世紀三十年代末，縫翼的發明者古斯塔夫·拉赫曼（Gustav Lachmann）提議為無尾飛機配備一個置於機翼前方的自由浮動機翼。 該機翼配備了伺服舵，可以調節其升力。 它用於補償襟翼釋放時產生的額外機翼俯衝力矩。 由於 Lachmann 是 Handley-Page 公司的員工，因此該公司是該技術解決方案專利的所有者，並且在該品牌下，技術文獻中提到了該想法。 但這個想法至今還沒有實際執行！ 是什麼原因？
平衡損失
飛機的機翼產生升力，有人可能會說，伴隨著一種負面的副產品，即俯衝瞬間，往往會使飛機俯衝。 為了防止飛機俯衝，其尾部有一個小機翼 - 穩定器，可以防止這種俯衝，產生向下的升力，即負升力。 飛機的這種空氣動力學設計被稱為「正常」。 因為穩定器的升力是負的，它增加了飛機的重力，機翼的升力必須大於重力。
這些力之間的差異稱為平衡損失，最高可達 20%。
但萊特兄弟的第一架飛行飛機並沒有出現這樣的損失，因為小機翼（防止俯衝的不穩定裝置）不是放置在機翼後面，而是放置在機翼前面。 飛機的這種空氣動力學設計被稱為「鴨翼」。 為了防止飛機俯衝，去穩定器必須產生向上的升力，即正的升力。 它加到機翼的升力上，這個總和等於飛機的重力。 因此，機翼必須產生小於重力的升力。 且沒有平衡損失！
穩定器和失穩器合併為一個術語 - 水平尾翼或 GO。
但隨著上世紀三十年代初起降機翼機械化的大規模發展，「鴨子」失去了這項優勢。 機械化的主要元件是襟翼 - 機翼的後部向下偏轉。 它大約使機翼的升力增加了一倍，因此可以降低著陸和起飛時的速度，從而減輕底盤重量。 但是，襟翼釋放時以俯衝力矩形式出現的副產品會增加到破壞穩定器無法應付的程度，而穩定器也無法應付。 破壞不是建設，在這種情況下是積極的力量。
為了使機翼產生升力，其方向必須與迎面而來的氣流方向成一定角度。 這個角度稱為迎角，隨著它的增加，升力也會增加，但不是無限地增加，而是達到臨界角，範圍從 15 到 25 度。 因此，總氣動力並非嚴格向上，而是向飛機尾部傾斜。 它可以分解為嚴格向上的分力（升力）和向後的分力（空氣動力阻力）。 升力與阻力的比值用來判斷飛機的氣動質量，其範圍可以是7到25。
有利於正常方案的現像是機翼後面氣流的斜角，它包括氣流方向向下的偏轉，越大，機翼的升力越大。 因此，當襟翼偏轉時，由於空氣動力學的原因，安定面的實際負攻角會自動增加，從而導致其負升力增加。
此外，在確保飛機飛行縱向穩定性的情況下，相比「鴨翼」方案，「普通」方案也更有利。 由於氣團的垂直運動，飛機的迎角可能會改變。 飛機在設計時就考慮到了這種現象，並努力抵抗干擾。 飛機的每個表面都有一個空氣動力學焦點－攻角變化時升力增量的應用點。 如果我們考慮機翼和 GO 增量的合成，那麼飛機也有一個焦點。 如果飛機的焦點位於質心後面，那麼隨著迎角的隨機增加，升力的增量往往會使飛機傾斜，導致迎角減小。 飛機返回到之前的飛行模式。 在這種情況下，在「正常」配置下，機翼產生失穩力矩（以增加迎角），穩定器產生穩定力矩（以減小迎角），後者占主導地位約10% 。 在鴨翼中，失穩力矩由失穩裝置產生，而穩定力矩則由機翼產生，約大 10%。 因此，水平尾翼面積和肩部的增加會導致正常設計中穩定性的增加以及「鴨翼」中穩定性的減少。 所有力矩的作用和計算均相對於飛機的質心（見圖 1）。
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如果飛機的焦點位於質心之前，那麼隨著迎角的隨機小幅增加，它會增加更多，並且飛機將處於靜態不穩定狀態。 現代戰鬥機使用焦點和質心的這種相對位置來加載穩定器並在其上接收不是負升力，而是正升力。 而且飛機的飛行不是透過空氣動力學來保證的，而是透過四倍重複的自動人工穩定係統來確保的，當飛機偏離所需的迎角時，系統會「轉向」。 當自動化關閉時，飛機開始先轉向機尾，這就是「普加喬夫眼鏡蛇」模型的基礎，其中飛行員故意關閉自動化，當達到所需的尾部旋轉角度時，發射一發火箭進入後半球，然後再次打開自動化。
在下文中，我們只考慮靜態穩定的飛機，因為只有這種飛機才能用於民用航空。
飛機焦點和質心的相對位置體現了「居中」概念。
由於焦點位於質心後面，無論何種模式，它們之間的距離（稱為穩定裕度）會增加正常模式中的 GO 臂，並減少「鴨式」模式中的 GO 臂。
翼臂與鴨翼的比例使得當飛機進入大迎角時，失穩器在升降舵最大偏轉時的升力被完全使用。 當襟翼釋放時，它會被錯過。 因此，美國著名設計師魯坦的所有「鴨子」都沒有任何機械化。 1986 年，他的 Voyager 飛機成為世界上第一架無需降落和加油即可環球飛行的飛機。
Beechcraft Starship 是一個例外，但為了使用襟翼，使用了非常複雜的設計，具有可變的去穩定器幾何形狀，無法達到連續可複製的狀態，這就是該項目被關閉的原因。
翼臂很大程度取決於攻角每增加1992度，失穩器的升力增加多少；這個參數稱為升力係數相對於攻角的導數，或簡稱為失穩器的導數。 並且，該導數越小，飛機的質心就越靠近機翼，因此翼臂就越小。 為了減少這個導數，作者在2年提出根據雙平面方案（XNUMX）來實現去穩定器。 這使得可以大大減少翼肩，從而消除了在其上使用襟翼的障礙。 然而，雙平面會產生副作用，即 GO 的電阻增加。 此外，飛機的設計也很複雜，因為實際上需要製造兩架GO，而不是一架。
同事指出，萊特兄弟的飛機上就有「雙翼飛機失穩器」功能，但在發明中不僅獲得了一項新功能的專利，而且還獲得了一組新功能。 萊特兄弟沒有「襟翼」功能。 此外，如果一項新發明的一組特徵是已知的，那麼為了使該發明得到認可，至少一個特徵必須用於新的目的。 萊特兄弟使用雙翼飛機來減輕結構的重量，並在所描述的發明中減少導數。
《風向標鴨》
大約二十年前，我們還記得文章開頭提到的「風向標鴨」的想法。
它使用風向標水平尾翼（FGO）作為失穩器，由失穩器本身組成，鉸接地放置在垂直於機身的軸上，並連接到伺服舵的失穩器。 一種普通設計的飛機，飛機的機翼是FGO失穩器，飛機的穩定器是FGO舵機。 這架飛機並不飛行，而是放置在一個軸上，並且它本身相對於迎面而來的氣流定向。 透過改變伺服轉向的負迎角，我們改變了失穩器相對於流動的迎角，從而改變了俯仰控制期間 FGO 的升力。
當伺服方向盤相對於失穩器的位置保持不變時，FGO不會對陣風垂直風做出反應，即來改變飛機的迎角。 因此它的導數為零。 根據我們之前的討論，這是一個理想的選擇。
當測試由 A. Yurkonenko (3) 設計的第一架帶有有效裝載的 FGO 的「鴨翼鴨翼」設計的飛機時，成功進行了兩打以上的進場。 同時，也發現了飛機不穩定的明顯跡象(4)。
“超強韌性”
看似矛盾，「風向標鴨」的不穩定性卻是其「超穩定性」的結果。 具有固定 GO 的經典鴨翼的穩定力矩由機翼的穩定力矩和抵消它的 GO 的不穩定力矩形成。 風標鴨中，FGO不參與穩定力矩的形成，僅由機翼的穩定力矩形成。 因此，「風向標鴨」的穩定力矩大約是傳統鴨標的十倍。 如果迎角意外增加，飛機在機翼過度穩定力矩的影響下，不會回到先前的模式，而是「超調」。 在「超調」之後，與先前的模式相比，飛機獲得了減小的迎角，因此出現了不同符號的穩定力矩，而且該穩定力矩也過大，因此出現了飛行員無法消除的自激振盪。
穩定性的條件之一是飛機能夠抵消大氣擾動的影響。 因此，在沒有乾擾的情況下，不穩定的飛機可以實現令人滿意的飛行。 這解釋了YuAN-1飛機的成功進場。 在我遙遠的青年時期，作者曾經遇到過這樣的情況：一架新的滑翔機模型在晚上平靜的條件下飛行了至少45分鐘，表現出相當令人滿意的飛行，但表現出明顯的不穩定性－在有風的情況下首次飛行時俯仰和俯衝交替出現。天氣。 只要天氣平靜，沒有任何干擾，滑翔機就能表現出令人滿意的飛行效果，但調整不穩定。 根本沒有理由表現出這種不穩定。
原則上，所描述的 CSF 可以用於「偽鴨子」。 這種飛機本質上是“無尾”設計並具有適當的對準。 而他的FGO只是用來補償機械化釋放時產生的機翼額外俯衝力矩。 在巡航配置中，FGO 上沒有負載。 因此，FGO實際上並不工作在主操作飛行模式中，因此其在本實施例中的使用是沒有成效的。
“克拉斯諾夫鴨”
「過度穩定」可以透過將 CSF 的導數從零增加到可接受的水平來消除。 這目標的實現是因為 FGO 的旋轉角度明顯小於飛機迎角變化所引起的伺服舵的旋轉角度 (5)。 為此，使用了一個非常簡單的機制，如圖 2 所示。 1. FGO 3 和伺服舵輪 1 鉸接在軸 OO4 上。 桿6和5,7通過鉸鏈9,10，1，3，8將FGO 12和伺服方向盤6與搖桿1連接。離合器3用於由飛行員改變桿2的長度，以達到俯仰控制的目的。 當迎面流的方向改變時，FGO 1的旋轉不是透過伺服方向盤1相對於飛機的整個偏轉角來進行，而是僅透過其比例部分來進行。 如果比例等於一半，那麼在向上氣流的作用下，導致飛機迎角增加3度，FGO的實際迎角只會增加5度。 因此，FGO的導數將比固定GO小兩倍。 虛線表示改變飛機迎角後FGO 7和伺服舵1的位置。 透過選擇鉸鏈 XNUMX 和 XNUMX 到軸線 OOXNUMX 的適當距離，可以輕鬆地改變比例並由此確定導數的值。
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由於羽化而減少 GO 的導數，使您可以將焦點置於任何限制內，並將焦點置於飛機的質心後面。 這就是空氣動力失調的概念。 因此，在保持靜態穩定性的同時，消除了在鴨式佈局中使用現代機翼機械化的所有限制。
“克拉斯諾夫-福魯格”
一切都好！ 但有一個缺點。 為了在 FGO 1 上產生正升力，必須在伺服方向盤 3 上作用負升力。 類比是飛機的正常佈局。 也就是說，平衡有損失，在本例中是 CSF 的平衡。 因此，消除這個缺點的方法就是「鴨子」方案。 我們將伺服方向盤放在FGO前面，如圖所示。 3.
FGO的工作原理如下（6）。 由於空氣動力作用在FGO 1和伺服方向盤4上，FGO 1自發性地安裝成與迎面流動的方向成一定攻角。 FGO 1 和伺服舵 4 的迎角具有相同的符號，因此，這些表面的升力將具有相同的方向。 也就是說，伺服舵4的氣動力並不減少，而是增加了FGO 1的升力。為了增加飛機的迎角，飛行員將推力6向前移動，結果伺服舵4的升力增加。鉸鏈5上的舵4順時針旋轉，伺服舵1的攻角增大。 這導致FGO XNUMX的迎角增加，即其升力增加。
除了槳距控制之外，由推力7執行的連接確保FGO的導數從零增加到所需值。
我們假設飛機進入上升氣流並且其迎角增加。 在這種情況下，梁2逆時針旋轉，鉸鏈9和8在沒有牽引力7的情況下必須移動得更靠近在一起。 桿7防止接近並順時針轉動伺服方向盤4，從而增加其迎角。
因此，當迎面流的方向改變時，伺服方向盤4的攻角會改變，而FGO 1自發性地設定在相對於流的不同角度並產生不同的升力。 在這種情況下，此導數的值取決於鉸鏈 8 和 3 之間的距離，以及鉸鏈 9 和 5 之間的距離。
所提出的 FGO 在「鴨子」電路的電線模型上進行了測試，而其導數與固定 GO 相比減少了一半。 FGO的負荷是機翼的68%。 測試的目的不是獲得相等的負載，而是精確地獲得FGO相對於機翼更低的負載，因為如果獲得了，那麼獲得相等的負載並不困難。 在具有固定 GO 的「鴨子」中，尾翼的負荷通常比機翼的負荷高 20 - 30%。
《理想的飛機》
如果兩個數的和是一個常數，那麼當這兩個數相等時，它們的平方和最小。 由於升力面的感應阻力與其升力係數的平方成正比，因此在巡航飛行時，當兩個升力面的係數相等時，飛機阻力的最低極限。 這樣的飛機應該被認為是「理想的」。 「克拉斯諾夫鴨子」和「克拉斯諾夫風向標」的發明使「理想飛機」的概念在現實中得以實現，而無需借助自動系統人為地保持穩定性。
「理想飛機」與正常設計的現代飛機的比較表明，商業負載可以獲得 33% 的增益，同時節省 23% 的燃油。
FGO 在接近臨界迎角時產生最大升力，這種模式是飛行降落階段的典型模式。 在這種情況下，承載表面周圍的空氣粒子流接近法向和失速之間的邊界。 GO 表面氣流的破壞伴隨著其升力的急劇損失，從而導致飛機機頭急劇下降，即所謂的「俯仰」。 「啄」的典型案例是勒布爾熱發生的 Tu-144 災難，當時它在下潛後恰好退出下潛時倒塌。 使用所提出的CSF可以輕鬆解決這個問題。 為此，只需限制舵機相對於FGO的旋轉角度即可。 這樣的話，FGO的實際攻角就會受到限制，而且永遠不會等於臨界攻角。
“風向標穩定器”
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在正常方案中使用FGO的問題很有趣。 如果不減少，反而相反，將FGO相對於伺服方向盤的旋轉角度加大，如圖4，那麼FGO的導數會比固定穩定器（7）高很多。
這使得飛機的焦點和質心顯著地向後移動。 結果，FGO穩定器的巡航負載不再是負值，而是正值。 此外，如果飛機的質心沿著襟翼偏轉角（由於襟翼偏轉而升力增量的應用點）移動到焦點之外，那麼羽毛安定面會在著陸構型中產生正升力。
但只要我們不考慮煞車效果以及從前軸承面到後部的流動斜面，這一切都可能是正確的。 很明顯，對於「鴨子」來說，這種影響力的作用要小得多。 另一方面，如果穩定器能夠「承載」軍用戰機，那麼為什麼它不再「承載」民用飛機呢？
“克拉斯諾夫計畫”或“偽風向標鴨”
去穩定器的鉸接安裝雖然不是根本性的，但仍然使飛機的設計變得複雜。 事實證明，減少去穩定劑導數可以透過更便宜的方法來實現。
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在圖中。 圖4示出了所提出的飛機的去穩定器1，其剛性地連接到機身（圖中未示出）。 它配備有一種以方向盤2的形式改變其升力的裝置，該方向盤3使用鉸鏈4安裝在支架1上，支架4剛性地連接到去穩定器5。在同一支架6上，使用鉸鏈如圖7所示，有一根桿6，在其後端剛性地連接有伺服方向盤5。在桿8的前端，靠近鉸鏈9，剛性地固定有槓桿10，其上端為桿10通過鉸鏈11連接到桿12 。在桿13的後端處，有鉸鏈2將其連接到升降機13的修剪器14的槓桿2。 在這種情況下，修剪器15使用鉸鏈10安裝在方向盤XNUMX的後部。 離合器XNUMX在飛行員的控制下改變推力XNUMX的長度以進行俯仰控制。
所提出的去穩定器的工作原理如下。 如果飛行器的迎角意外增大，例如當其進入上升氣流時，伺服方向盤7向上偏轉，這導致推力10向左移動，即，向左移動。 向前並導致修剪器13向下偏轉，其結果是升降機2向上偏轉。 在所述的情況下方向盤2、伺服方向盤7和修剪器13的位置在圖中以虛線表示。
結果，由於攻角的增加而導致的去穩定器1的升力的增加將在一定程度上被升降舵2的向上偏轉所抵消。 此調平的程度取決於伺服方向盤7和方向盤2的偏轉角度之比。 且該比率由槓桿8和12的長度設定。當迎角減小時，升降舵2向下偏轉，並且去穩定器1的升力增加，從而平衡迎角的減少。
透過這種方式，與經典的「鴨子」相比，實現了去穩定劑的導數的減少。
由於伺服方向盤7和修剪器13彼此移動連接，因此它們彼此平衡。 如果這種平衡還不夠，則需要在設計中包括平衡重，該平衡重必須放置在伺服方向盤7內部或鉸鏈6前面的桿5的延伸部上。升降舵2必須也要平衡。
由於相對於承載面迎角的導數大約是相對於襟翼偏轉角的導數的兩倍，因此當方向舵2的偏轉角是角度的兩倍時，根據伺服舵7的偏轉，可以實現去穩定器的導數值接近零。
伺服舵7的面積與舵13高度的微調器2相等。 也就是說，飛機設計的附加部分尺寸非常小，其複雜性可以忽略不計。
因此，僅使用傳統的飛機生產技術就有可能獲得與「葉片鴨翼」相同的結果。 因此，帶有這種失穩裝置的飛機可以被稱為「偽風向標鴨子」。 該發明已獲得名為「Krasnov-plan」的專利 (8)。
“一架忽略湍流的飛機”
強烈建議設計一種前升力面和後升力面的全導數為零的飛機。
這樣的飛機幾乎完全忽略了氣團的垂直流動，即使大氣中存在劇烈的湍流，乘客也不會感到「顫抖」。 而且，由於氣團的垂直流動不會導致飛機過載，因此可以預期它的運行過載會顯著降低，這將對其結構的重量產生積極影響。 由於飛機在飛行過程中不會出現過載，因此機身不會受到疲勞磨損。
減少這種飛機機翼的導數是透過與「偽葉片鴨翼」中的去穩定器相同的方式實現的。 但舵機並不作用於升降舵，而是作用於機翼襟副翼。 襟副翼是機翼的一部分，其功能類似副翼和襟翼。 在這種情況下，由於機翼攻角的隨機變化，其升力在焦點處沿著攻角增加。 由於伺服舵使襟翼偏轉，機翼升力的負增量出現在沿襟翼偏轉角度的焦點。 這些焦點之間的距離幾乎等於機翼平均氣動弦的四分之一。 由於這對多向力的作用，形成失穩力矩，必須由失穩器的力矩來補償。 在這種情況下，失穩器應具有較小的負導數，且機翼導數的值應略大於零。 這種飛機已獲得 RF 專利號 2710955。
所提出的這組發明可能代表了最後未使用的資訊空氣動力學資源，可將亞音速航空的經濟效率提高三分之一或更多。
尤里·克拉斯諾夫
參考文獻：
- D.索博列夫。 「飛翼」百年歷史，俄羅斯莫斯科，1988 年，第 100 頁。
- 尤·克拉斯諾夫。 射頻專利號：2000251。
- A·尤爾科年科。 另類「鴨子」。 科技 - 青年 2009-08。 頁6-11
- V.拉平。 風向標什麼時候會飛？ 通用航空。 2011.第8號。 頁38-41。
- 尤·克拉斯諾夫。 射頻專利號：2609644。
- 尤·克拉斯諾夫。 射頻專利號：2651959。
- 尤·克拉斯諾夫。 射頻專利號：2609620。
- 尤·克拉斯諾夫。 射頻專利號：2666094。
來源： www.habr.com