«Ученые объясняют то, что уже существует; инженеры создают то, чего никогда не существовало» А.
Эйнштейн В конце тридцатых годов прошлого века изобретатель предкрылка Густав Лахманн предложил оснастить «бесхвостку» свободно плавающим крылом, помещенным в передней части крыла.
Это крыло было оснащено серворулем, с помощью которого регулировалась его подъемная сила.
Он служил для компенсации дополнительного момента пикирования крыла, возникающего при выпуске закрылков.
Поскольку Лахманн был сотрудником компании «Хэндли-Пейдж», она являлась владельцем патента на это техническое решение и под этим брендом идея упоминается в технической литературе.
Но практической реализации этой идеи до сих пор нет! Какова причина?
Балансировка потерь
Крыло самолета, создающее подъемную силу, имеет сопутствующий, можно сказать, отрицательный побочный продукт в виде пикирующего момента, стремящегося перевести самолет в пикирование.Чтобы самолет не пикировал, на его хвосте имеется небольшое крыло - стабилизатор, который препятствует этому пикированию, создавая нисходящую, то есть отрицательную, подъемную силу.
Такая аэродинамическая схема самолета называется «нормальной».
Поскольку подъемная сила стабилизатора отрицательна, она увеличивает гравитацию самолета, и крыло должно иметь подъемную силу, превышающую силу тяжести.
Разница между этими силами называется балансирующими потерями, которые могут достигать до 20%.
Но у первого летающего самолета братьев Райт таких потерь не было, поскольку маленькое крыло — дестабилизатор, препятствующий пикированию, — размещалось не позади крыла, а перед ним.
Такая аэродинамическая схема самолета получила название «утка».
А чтобы самолет не пикировал, дестабилизатор должен создавать восходящую, то есть положительную, подъемную силу.
Она добавляется к подъемной силе крыла, и эта сумма равна силе тяжести самолета.
В результате крыло должно создавать подъемную силу, меньшую силы тяжести.
И никаких потерь на балансировку! Стабилизатор и дестабилизатор объединяются в один термин – горизонтальное оперение или ГО.
Однако с массовым развитием механизации взлетно-посадочного крыла в начале тридцатых годов прошлого века «утка» потеряла это преимущество.
Основным элементом механизации является закрылок – задняя часть крыла, отклоненная вниз.
Он примерно вдвое увеличивает подъемную силу крыла, за счет чего можно снизить скорость при посадке и взлете, тем самым сэкономив на весе шасси.
Но побочный продукт в виде момента пикирования при выпуске закрылков увеличивается до такой степени, что дестабилизатор с ним не справляется, а стабилизатор не справляется.
Разрушение – это не создание, в данном случае положительной силы.
Чтобы крыло создавало подъемную силу, оно должно быть ориентировано под углом к направлению набегающего воздушного потока.
Этот угол называется углом атаки и по мере его увеличения увеличивается и подъемная сила, но не бесконечно, а до критического угла, который составляет от 15 до 25 градусов.
Поэтому суммарная аэродинамическая сила направлена не строго вверх, а наклонена к хвостовой части самолета.
И ее можно разложить на составляющую, направленную строго вверх – подъемную силу, и направленную назад – силу аэродинамического сопротивления.
Отношение подъемной силы к силе сопротивления используется для оценки аэродинамического качества самолета и может варьироваться от 7 до 25. В пользу нормальной схемы говорит явление скоса потока воздуха за крылом, заключающееся в отклонении направления потока вниз, тем больше, чем больше подъемная сила крыла.
Поэтому при отклонении закрылка в силу аэродинамики автоматически увеличивается фактический отрицательный угол атаки стабилизатора и, следовательно, его отрицательная подъемная сила.
Кроме того, в пользу «нормальной» схемы по сравнению с «уткой» говорит и такое обстоятельство, как обеспечение продольной устойчивости полета самолета.
Угол атаки самолета может претерпевать изменения в результате вертикальных движений воздушных масс.
Самолеты проектируются с учетом этого явления и стремятся противостоять помехам.
Каждая поверхность самолета имеет аэродинамический фокус — точку приложения приращения подъемной силы при изменении угла атаки.
Если рассматривать равнодействующую приращений крыла и ГО, то у самолета тоже есть фокус.
Если фокус самолета находится за центром масс, то при случайном увеличении угла атаки приращение подъемной силы стремится наклонить самолет так, что угол атаки уменьшается.
И самолет возвращается в прежний режим полета.
При этом в «нормальной» конфигурации крыло создает дестабилизирующий момент (для увеличения угла атаки), а стабилизатор создает стабилизирующий момент (для уменьшения угла атаки), причем последний преобладает примерно на 10 %.
.
В утке дестабилизирующий момент создается дестабилизатором, а стабилизирующий момент, который примерно на 10% больше, создается крылом.
Поэтому увеличение площади и плеча горизонтального оперения приводит к увеличению устойчивости в нормальной конструкции и к ее уменьшению в «утке».
Все моменты действуют и рассчитываются относительно центра масс самолета (см.
рис.
1).
) Если фокус самолета находится впереди центра масс, то при случайном небольшом увеличении угла атаки он увеличивается еще больше и самолет будет статически неустойчив.
Такое взаимное расположение фокуса и центра масс используется в современных истребителях для загрузки стабилизатора и получения на нем не отрицательной, а положительной подъемной силы.
Причем полет самолета обеспечивает не аэродинамика, а четырехкратно дублированная автоматическая система искусственной устойчивости, которая «рулит» при удалении самолета от необходимого угла атаки.
При отключении автоматики самолет начинает сначала разворачиваться хвостом, на этом и основана фигура «Кобра Пугачева», в которой пилот намеренно выключает автоматику и при достижении необходимого угла поворота хвоста запускает выстрел.
ракета в заднюю полусферу, а затем снова включает автоматику.
В дальнейшем мы рассматриваем только статически устойчивые самолеты, поскольку только такие самолеты могут использоваться в гражданской авиации.
Взаимное расположение фокуса самолета и центра масс характеризует понятие «центрирование».
Поскольку фокус находится за центром масс, независимо от схемы, расстояние между ними, называемое запасом устойчивости, увеличивает плечо ГО в нормальной схеме и уменьшает его в «утке».
Соотношение плеч крыла к утку таково, что подъемная сила дестабилизатора при максимальном отклонении рулей высоты используется полностью при выводе самолета на большие углы атаки.
И его будет не хватать при выпуске закрылков.
Поэтому все «уточки» известного американского конструктора Рутана не имеют никакой механизации.
Его самолет «Вояджер» первым в мире совершил кругосветный облет без посадки и дозаправки в 1986 году.
Исключением является Beechcraft Starship, но там с целью использования закрылков была использована очень сложная конструкция с изменяемой геометрией дестабилизатора, которую не удалось довести до серийно воспроизводимого состояния, из-за чего проект был закрыт. Рычаг крыла во многом зависит от того, насколько увеличится подъемная сила дестабилизатора при увеличении его угла атаки на один градус; этот параметр называется производной по углу атаки коэффициента подъемной силы или просто производной дестабилизатора.
Причем, чем меньше эта производная, тем ближе к крылу может быть размещен центр масс самолета, следовательно, тем меньше будет плечо крыла.
Для уменьшения этой производной автор в 1992 г.
предложил реализовать дестабилизатор по бипланной схеме (2).
Это позволяет настолько уменьшить плечо крыла, что устраняет препятствие для использования на нем закрылка.
Однако возникает побочный эффект в виде увеличения сопротивления ГО за счет биплана.
Кроме того, имеется усложнение конструкции самолета, так как фактически необходимо изготавливать два ГО, а не один.
Коллеги отмечали, что на самолете братьев Райт присутствовала функция «бипланного дестабилизатора», однако в изобретениях была запатентована не только новая особенность, но и новый набор признаков.
У Райтов не было функции «закрылка».
Кроме того, если известен набор признаков нового изобретения, то для признания этого изобретения необходимо использовать хотя бы один признак для новых целей.
Райты использовали биплан для уменьшения веса конструкции, а в описываемом изобретении – для уменьшения производной.
«Утка-флюгер»
Почти два десятилетия назад мы вспомнили об идее «лопастной утки», упомянутой в начале статьи.В качестве дестабилизатора используется флюгер горизонтального оперения (ФГО), который состоит из самого дестабилизатора, шарнирно размещенного на оси, перпендикулярной фюзеляжу, и соединенного с серводестабилизатором.
Это самолет нормальной конструкции, где крыло самолета является дестабилизатором ФГО, а стабилизатор самолета - серворулем ФГО.
И этот самолет не летает, а ставится на ось, а сам ориентируется относительно набегающего потока.
Изменяя отрицательный угол атаки серворуля, мы изменяем угол атаки дестабилизатора относительно потока и, следовательно, подъемную силу ФГО при управлении по тангажу.
При неизменном положении серворуля относительно дестабилизатора ФГО не реагирует на порывы вертикального ветра, т.е.
на изменение угла атаки самолета.
Следовательно, его производная равна нулю.
Судя по нашим предыдущим обсуждениям, это идеальный вариант. При испытаниях первого самолета конструкции «лопастного утка» конструкции А.
Юрконенко (3) с эффективно нагруженным ФГО было выполнено более двух десятков успешных заходов на посадку.
В то же время были обнаружены явные признаки нестабильности самолета (4).
«Супер устойчивость»
Как это ни парадоксально, неустойчивость «лопастной утки» является следствием ее «сверхустойчивости».Стабилизирующий момент классической «утки» с фиксированным ГО формируется из стабилизирующего момента крыла и противодействующего ему дестабилизирующего момента ГО.
У флюгерной утки ФГО не участвует в формировании стабилизирующего момента, а формируется только за счет стабилизирующего момента крыла.
Таким образом, стабилизирующий момент «лопастной утки» примерно в десять раз больше, чем у классической.
Если угол атаки случайно увеличится, самолет под действием чрезмерного стабилизирующего момента крыла не вернется к прежнему режиму, а «пролетит» его.
После «перелета» самолет приобретает уменьшенный по сравнению с предыдущим режимом угол атаки, поэтому возникает стабилизирующий момент другого знака, также чрезмерный, и таким образом возникают автоколебания, погасить которые пилот не в состоянии.
Одним из условий устойчивости является способность самолета нейтрализовать последствия атмосферных возмущений.
Поэтому при отсутствии возмущений возможен удовлетворительный полет неустойчивого самолета.
Этим и объясняются успешные заходы самолетов ЮАН-1. В далекой юности у автора был случай, когда новая модель планера летала по вечерам в штилевых условиях в общей сложности не менее 45 минут, демонстрируя вполне удовлетворительные полеты и проявляя значительную неустойчивость - качка чередовалась с пикированием на первом полете в ветреную погоду.
погода.
Пока погода была спокойной и не было никаких возмущений, планер демонстрировал удовлетворительный полет, но его регулировка была неустойчивой.
Просто не было причин демонстрировать эту нестабильность.
Описанный КСФ в принципе можно использовать и в «псевдоутке».
Такой самолет по сути представляет собой «бесхвостую» конструкцию и имеет соответствующую центровку.
А его ФГО используется только для компенсации дополнительного пикирующего момента крыла, возникающего при отпускании механизации.
В крейсерской конфигурации нагрузка на ФГО отсутствует. Таким образом, ФГО фактически не работает в основном оперативном режиме полета, и поэтому его использование в этом варианте непродуктивно.
"КРАСНОВ-УТКА"
«Сверхстабильность» можно устранить, увеличив производную КСФ от нуля до приемлемого уровня.Поставленная цель достигается за счет того, что угол поворота ФГО существенно меньше угла поворота следящего руля направления, вызванного изменением угла атаки самолета (5).
Для этого используется очень простой механизм, показанный на рис.
2. ФГО 1 и серворуль 3 шарнирно закреплены на оси ОО1. Тяги 4 и 6 через шарниры 5,7, 9,10 соединяют ФГО 1 и следящий руль 3 с коромыслом 8. Муфта 12 служит для изменения пилотом длины тяги 6 с целью управления по тангажу.
Поворот ФГО 1 осуществляется не на весь угол отклонения следящего руля 3 относительно самолета при изменении направления набегающего потока, а только на его пропорциональную часть.
Если пропорция равна половине, то под действием восходящего потока, приводящего к увеличению угла атаки самолета на 2 градуса, реальный угол атаки ФГО увеличится всего на 1 градус.
Соответственно, производная ФГО будет в два раза меньше по сравнению с фиксированным ГО.
Пунктирными линиями показано положение ФГО 1 и следящего руля направления 3 после изменения угла атаки самолета.
Изменение пропорции и, тем самым, определение значения производной можно легко осуществить, подобрав соответствующие расстояния шарниров 5 и 7 до оси ОО1. 
) Уменьшение производной ГО за счет флюгирования позволяет разместить фокус в любых пределах, а за ним - центр масс самолета.
Это концепция аэродинамического несоосности.
Таким образом, все ограничения на использование современной механизации крыла в конфигурации «утка» снимаются при сохранении статической устойчивости.
"КРАСНОВ-ФЛЮГЕР"
https://www.youtube.com/watchЭv=3Hrphi2s_Do Всё хорошо! Но есть недостаток.Чтобы на ФГО 1 возникла положительная подъемная сила, на серворуль 3 должна действовать отрицательная подъемная сила.
Аналогия – обычная компоновка самолета.
То есть есть потери на балансировку, в данном случае балансировку КСФ.
Следовательно, способом устранения этого недостатка является схема «утка».
Размещаем серворуль перед ФГО, как показано на рис.
3. 
)
ФГО работает следующим образом (6).
В результате действия аэродинамических сил на ФГО 1 и следящий руль 4 ФГО 1 самопроизвольно устанавливается под определенным углом атаки к направлению набегающего потока.
Углы атаки ФГО 1 и следящего руля направления 4 имеют один и тот же знак, следовательно, подъемные силы этих поверхностей будут иметь одинаковое направление.
То есть аэродинамическая сила следящего руля 4 не уменьшает, а увеличивает подъемную силу ФГО 1. Для увеличения угла атаки самолета пилот смещает тягу 6 вперед, в результате чего сервопривод руль направления 4 на шарнире 5 поворачивается по часовой стрелке и угол атаки следящего руля направления 4 увеличивается.
Это приводит к увеличению угла атаки ФГО 1, т.е.
к увеличению его подъемной силы.
Помимо управления по тангажу, соединение, осуществляемое тягой 7, обеспечивает увеличение от нуля до необходимого значения производной ФГО.
Лопастные свойства ФГО, т.е.
самопроизвольная ориентация ФГО вдоль потока, обеспечиваются размещением шарнира 3 перед аэродинамическим фокусом системы серворуль 4 – дестабилизатор 1. Предположим, что самолет вошел в восходящий поток и его угол атаки увеличился.
В этом случае балка 2 вращается против часовой стрелки и шарниры 9 и 8 при отсутствии тяги 7 должны были бы сблизиться.
Шток 7 препятствует сближению и поворачивает серворуль 4 по часовой стрелке, тем самым увеличивая угол атаки.
Таким образом, при изменении направления набегающего потока изменяется угол атаки следящего руля 4, а ФГО 1 самопроизвольно устанавливается под другим углом относительно потока и создает другую подъемную силу.
При этом значение этой производной зависит от расстояния между шарнирами 8 и 3, а также от расстояния между шарнирами 9 и 5. Предложенное ФГО было опробовано на электрошнуровой модели схемы «утка», при этом его производная по сравнению с фиксированным ГО была уменьшена вдвое.
Нагрузка на ФГО составляла 68% от нагрузки на крыло.
Целью испытания было не получение равных нагрузок, а получение именно меньшей нагрузки ФГО по сравнению с крылом, так как если вы ее получите, то получить равные не составит труда.
У "уток" с фиксированным ГО нагрузка на оперение обычно на 20 - 30% превышает нагрузку на крыло.
«Идеальный самолет»
Если сумма двух чисел является постоянной величиной, то сумма их квадратов будет наименьшей, если эти числа равны.Поскольку индуктивное сопротивление несущей поверхности пропорционально квадрату ее коэффициента подъемной силы, то нижний предел сопротивления самолета будет в том случае, когда в крейсерском полете эти коэффициенты обеих несущих поверхностей равны друг другу.
Такой самолет следует считать «идеальным».
Изобретения «Краснов-утка» и «Краснов-флюгер» позволяют реализовать в реальности концепцию «идеального самолета», не прибегая к искусственному поддержанию устойчивости автоматическими системами.
Сравнение «идеального самолета» с современным обычным самолетом показывает, что можно добиться увеличения коммерческой загрузки на 33% при одновременной экономии топлива на 23%, что дает экономическую эффективность 38%.
ФГО создает максимальную подъемную силу на углах атаки, близких к критическим, и этот режим характерен для посадочного этапа полета.
В этом случае поток частиц воздуха вокруг несущей поверхности близок к границе между нормальным и срывным.
Срыв течения с поверхности ГО сопровождается резкой потерей подъемной силы на нем и, как следствие, интенсивным опусканием носа самолета, так называемого «тангажа».
Показательным случаем «клева» является катастрофа Ту-144 в Ле-Бурже, когда он развалился при выходе из пикирования именно после пикирования.
Использование предлагаемого КСФ позволяет легко решить эту проблему.
Для этого необходимо лишь ограничить угол поворота серворуля относительно ФГО.
В этом случае реальный угол атаки ФГО будет ограничен и никогда не станет равным критическому.
«Флюгер-стабилизатор»
Интересен вопрос использования ФГО в нормальной схеме.Если не уменьшить, а наоборот увеличить угол поворота ФГО по сравнению с серворулем, как показано на рис.
4, то производная ФГО будет значительно выше по сравнению с неподвижным стабилизатором (7 ).
)
Это позволяет фокусу и центру масс самолета значительно сместиться назад. В результате крейсерская нагрузка стабилизатора ФГО становится не отрицательной, а положительной.
Кроме того, если центр масс самолета смещен за пределы фокуса по углу отклонения закрылков (точка приложения приращения подъемной силы за счет отклонения закрылков), то оперение стабилизатора создает положительную подъемную силу в посадочной конфигурации.
.
Но все это может быть правдой, если не учитывать эффект торможения и скос потока от передней несущей поверхности к задней.
Понятно, что в случае с «уткой» роль этого влияния значительно меньше.
С другой стороны, если стабилизатор «везет» на военных истребителях, то почему он перестанет «везти» на гражданских самолетах?
«Краснов-план» или «псевдолопастная утка»
Навесное крепление дестабилизатора хоть и не радикально, но все же усложняет конструкцию самолета.Оказывается, уменьшения производной дестабилизатора можно добиться гораздо более дешевыми способами.
На фиг.
5 изображен дестабилизатор 1 предлагаемого самолета, жестко соединенный с фюзеляжем (на чертеже не показан).
Он снабжен средством изменения его подъемной силы в виде руля 2, который с помощью шарнира 3 установлен на кронштейне 4, жестко соединенном с дестабилизатором 1. На этом же кронштейне 4 с помощью шарнира 5 имеется тяга 6, на заднем конце которой жестко закреплен серворуль 7. На переднем конце тяги 6, рядом с шарниром 5, жестко закреплен рычаг 8, верхний конец которого соединен со штоком 10 посредством шарнира 9. На заднем конце штока 10 имеется шарнир 11, соединяющий его с рычагом 12 триммера 13 руля высоты 2. При этом триммер 13 крепится на задняя часть руля 2 с помощью шарнира 14. Муфта 15 изменяет длину тяги 10 под управлением пилота для управления по тангажу.
Представленный дестабилизатор работает следующим образом.
Если угол атаки самолета случайно увеличивается, например, при входе в восходящий поток, то следящий руль 7 отклоняется вверх, что влечет за собой смещение тяги 10 влево, т.е.
вперед, и приводит к отклонению тяги 10 влево, т.е.
вперед. триммер 13 вниз, в результате чего руль высоты 2 отклоняется вверх.
Положение руля 2, серворуля 7 и триммера 13 в описанном положении показано на чертеже пунктирными линиями.
В результате увеличение подъемной силы дестабилизатора 1 за счет увеличения угла атаки будет в некоторой степени компенсироваться отклонением руля высоты 2 вверх.
Степень этого нивелирования зависит от соотношения углов отклонения серворуля 7 и руля 2. И это соотношение задается длиной рычагов 8 и 12. При уменьшении угла атаки руль высоты 2 отклоняется вниз, и подъемная сила дестабилизатора 1 увеличивается, нивелируя уменьшение угла атаки.
Таким образом достигается уменьшение производной дестабилизатора по сравнению с классической «уткой».
Благодаря тому, что серворуль 7 и триммер 13 кинематически связаны друг с другом, они уравновешивают друг друга.
Если этой балансировки недостаточно, то необходимо включить в конструкцию балансировочный груз, который необходимо разместить либо внутри серворуля 7, либо на удлинении тяги 6 перед шарниром 5. Руль высоты 2 должен также быть уравновешенным.
Поскольку производная по углу атаки несущей поверхности примерно в два раза больше производной по углу отклонения закрылка, то при угле отклонения руля направления 2 в два раза больше угла отклонения следящего руля направления 7 можно добиться значения производной дестабилизатора, близкого к нулю.
Серворуль направления 7 по площади равен триммеру 13 высоты руля направления 2. То есть дополнения к конструкции самолета имеют очень малые размеры и незначительно ее усложняют. Таким образом, вполне возможно получить те же результаты, что и у «лопастного утка», используя только традиционные технологии производства самолетов.
Поэтому самолет с таким дестабилизатором можно назвать «псевдолопастной уткой».
На это изобретение был получен патент под названием «Краснов-план» (8).
«Самолет, который игнорирует турбулентность»
Весьма целесообразно проектировать самолет, у которого передняя и задняя несущая поверхности имеют полную производную, равную нулю.Такой самолет будет практически полностью игнорировать вертикальные потоки воздушных масс, а его пассажиры не будут чувствовать «болтания» даже при сильной турбулентности в атмосфере.
А поскольку вертикальные потоки воздушных масс не приводят к перегрузке самолета, то можно рассчитывать на его существенно меньшую эксплуатационную перегрузку, что положительно скажется на весе его конструкции.
Благодаря тому, что самолет не испытывает перегрузок во время полета, его планер не подвержен усталостному износу.
Уменьшение производной крыла такого самолета достигается так же, как и для дестабилизатора в «псевдолопастном утке».
Но сервопривод действует не на рули высоты, а на флапероны крыла.
Флаперон — часть крыла, выполняющая функции элерона и закрылка.
При этом в результате случайного изменения угла атаки крыла его подъемная сила увеличивается в упоре по углу атаки.
А в упоре по углу отклонения флаперона происходит отрицательное приращение подъемной силы крыла в результате отклонения флаперона следящим рулем направления.
А расстояние между этими фокусами почти равно четверти средней аэродинамической хорды крыла.
В результате действия этой пары разнонаправленных сил образуется дестабилизирующий момент, который должен быть компенсирован моментом дестабилизатора.
При этом дестабилизатор должен иметь небольшую отрицательную производную, а значение производной крыла должно быть немного больше нуля.
На такой самолет получен патент РФ № 2710955. Представленный комплекс изобретений представляет собой, пожалуй, последний неиспользованный информационный аэродинамический ресурс для повышения экономической эффективности дозвуковой авиации на треть и более.
Юрий Краснов ЛИТЕРАТУРА
- Д.
Соболев.
Столетняя история «летающего крыла», Москва, Русавиа, 1998, с.
100.
- Ю.
Краснов.
Патент РФ № 2000251.
- А.
Юрконенко.
Альтернатива «утка».
Технологии – молодежь 2009-08. Страница 6-11
- В.
Лапин.
Когда полетит флюгер? Авиация общего назначения.
2011. № 8. С.
38-41.
- Ю.
Краснов.
Патент РФ № 2609644.
- Ю.
Краснов.
Патент РФ № 2651959.
- Ю.
Краснов.
Патент РФ № 2609620.
- Ю.
Краснов.
Патент РФ № 2666094.
-
Планирование Ресурсов Предприятия – Введение
19 Oct, 24 -
Суань Сюэ
19 Oct, 24 -
Ближний И Средний Восток
19 Oct, 24 -
Makefile Для Самых Маленьких
19 Oct, 24 -
Дерево Фенвика
19 Oct, 24
