ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ СХЕМЫ "ФЛЮГЕРНАЯ УТКА" (КРАСНОВ-УТКА)
AIRCRAFT OF FEATHERED CANARD ARRANGEMENT (KRASNOV-CANARD)

Настоящее изобретение относится к авиационной технике, более конкретно к аппаратам тяжелее воздуха, а именно выполненным по аэродинамической схеме «флюгерная утка», и может быть использовано в конструкции самолетов любого назначения для повышения их эффективности.
Известен летательный аппарат (ЛА) аэродинамической схемы «утка», содержащий несущие поверхности в виде механизированного крыла и переднего горизонтального оперения (ПГО), жестко связанного с фюзеляжем и выполненного по бипланной схеме (1).
Такая схема родилась из желания конструкторов избавиться от балансировочного сопротивления, создаваемого за счет направленной вниз аэродинамической силы, возникающей на горизонтальном оперении самолетов "нормальной" схемы. Не смотря на то, что первый летающий самолет был выполнен именно по схеме «утка», эта схема не получила широкого распространения по настоящее время. Причиной тому служит чрезвычайная сложность, а порой, и невозможность использования средств для увеличения подъемной силы крыла или, иначе говоря, механизации крыла. Достаточно заметить, что во всех осуществленных проектах «уток» знаменитого конструктора Рутана (Elbert Rutan) крыло не имело даже такой элементарной механизации, как простой закрылок. В скоростных маневренных реактивных самолетах схемы "утка", например, "Гриппен" (Швеция), "Рафаль" (Франция), "Тайфун" (Европа) и других, этот недостаток схемы «утка» устраняется за счет использования весьма сложных автоматических систем управления и устойчивости. Пассажирские и транспортные самолеты должны обязательно обладать определенным запасом статической устойчивости (да и для маневренных истребителей, если он есть, то не будет лишним), а это обстоятельство в настоящее время препятствует использованию механизации крыла. В дальнейшем будем рассматривать только статически устойчивые самолеты. Причины невозможности использования механизации крыла в статически устойчивых «утках» заключаются в следующем.
Момент тангажа подъемной силы крыла относительно центра масс самолета должен уравновешиваться моментом тангажа подъемной силы переднего горизонтального оперения ПГО.
На фиг. 1 представлена схема подъемных сил, действующих на самолет в установившемся крейсерском горизонтальном полете.
Здесь литерой Lp обозначена подъемная сила крыла, приложенная в фокусе АСр крыла. Фокусом называется точка приложения приращений подъемных сил, вызванных изменением угла атаки аэродинамической поверхности или летательного аппарата.
Подъемная сила ПГО Ls складывается из силы Los, возникающей при угле атаки, равном углу атаки крыла (самолета) и приложенной в фокусе ACs ПГО. Сила Los является частью равнодействующей силы L, приложенной в точке АС, являющейся фокусом самолета. Другой составляющей силы L является подъемная сила крыла Lp. Силы Lp и Los имеют одну и ту же природу, а именно являются следствием увеличения угла атаки крыла и ПГО с угла, при котором крыло и ПГО имеют нулевую подъемную силу, до крейсерского угла атаки крыла.
Поскольку угол установки ПГО превышает угол установки крыла, то за счет разности углов атаки ПГО и самолета, на ПГО возникает дополнительная сила, обозначаемая, как Lbals, названная автором балансировочной, и приложена она в фокусе ACs ПГО.
Эта сила не входит в равнодействующую силу L, приложенную в фокусе АС самолета.
Центр CG масс самолета расположен впереди фокуса АС самолета на расстоянии σ, составляющем 5-10 процентов от средней аэродинамической хорды (САХ) крыла. Это расстояние называют запасом устойчивости по перегрузке. В центре CG масс приложена направленная вниз сила W тяжести самолета.
В связи с тем, что сила L и сила W тяжести самолета разнонаправлены и приложены в разных точках, возникает пикирующий момент, и этот момент компенсируется моментом балансировочной силы Lbals. Этот же момент дополнительно компенсирует и нулевой пикирующий момент крыла (момент крыла при его нулевой подъемной силе). Сумма сил Lp, Los и Lbals по модулю равна силе W тяжести самолета.
Приведенные на этой странице рассуждения справедливы и для нормальной схемы, с учетом того, что фокус самолета смещается не вперед, а назад, вслед за стабилизирующей поверхностью. В этом случае разность углов атаки крыла и стабилизатора отрицательная и отрицательной является Lbals. Они приведены с целью максимально прояснить физику балансировки самолета. В имеющейся литературе эти объяснения присутствуют, но в математически завуалированной форме.
Соотношение плеча Bs подъемной силы ПГО и плеча Bp крыла у рассматриваемой «утки» таково, что оно накладывает ограничение на максимальную подъемную силу крыла. При этом на больших углах атаки, например, посадочных и маневренных, т.е. при полностью отклоненных рулях высоты, подъемная сила ПГО используется полностью. Использовать подъемную силу крыла настолько, насколько это допускают современные средства механизации крыла, не позволяет слишком большое плечо подъемной силы крыла.
Учитывая, что
и подавляющую часть плеча Bp подъемной силы крыла составляет расстояние ΔX между фокусами крыла и самолета, подробно рассмотрим эту величину, которую обычно называют смещением фокуса.
В первом приближении смещение фокуса прямо пропорционально произведению расстояния между фокусами крыла и ПГО на отношение площадей ПГО и крыла. Дополнительно, и это очень важно, смещение фокуса растет вместе с ростом производной по углу атаки коэффициента подъемной силы ПГО. Сказанное математически выражается следующей формулой:
где ΔX - расстояние между фокусами крыла и самолета (смещение фокуса);
B - расстояние между фокусами крыла и ПГО
S - отношение площадей ПГО и крыла;
;  - производные по углу атаки коэффициентов подъемной силы для ПГО и крыла соответственно. В дальнейшем для краткости будем их называть производная ПГО и производная крыла.
Из приведенной формулы ясно видно, что ни увеличением площади ПГО, ни увеличением расстояния между фокусами крыла и ПГО ситуацию не улучшить, поскольку с их увеличением растет и смещение фокуса, а значит, и плечо крыла. Но также явно следует: если существенно уменьшить производную по углу атаки коэффициента подъемной силы ПГО, то существенно уменьшается плечо подъемной силы крыла; и если удастся заметно снизить указанную производную ПГО, то это позволит использовать современные средства механизации крыла.
Известен другой летательный аппарат аэродинамической схемы «флюгерная утка», содержащий несущие поверхности в виде механизированного крыла и флюгерного переднего горизонтального оперения (ФПГО,) снабженного по крайней мере одним серворулем (2).
В этом ЛА для снижения указанной производной  ПГО, это ПГО, в его традиционном смысле, вовсе исключили из аэродинамической схемы и заменили его флюгерным передним горизонтальным оперением (ФПГО), управляемым с помощью серворулей, функционально связанных с системой управления по тангажу. Это ФПГО шарнирно связано с фюзеляжем и под воздействием серворулей устанавливаются под определенным углом атаки к встречному потоку воздуха и создает таким образом подъемную силу. Угол атаки флюгерных поверхностей зависит только от устанавливаемого летчиком угла между базовой плоскостью ФПГО и базовой плоскостью серворуля. И при неизменном положении серворуля относительно базовой плоскости ФПГО этот угол атаки сохраняется в любом случае. Будь это изменение направления встречного потока, или изменение угла тангажа самого самолета, что по физической сути идентично. По существу, указанное ФПГО в этом самолете выполняет роль несущих и рулевых поверхностей, не влияющих на положение фокуса самолета. Наряду с термином «флюгерный» используется и другой, идентичный ему термин «плавающий».
Казалось бы, цель достигнута. ФПГО создает подъемную силу, но не реагирует на изменение угла атаки самолета и потому имеет производную по углу атаки коэффициента подъемной силы по величине, близкую к нулю. Но во всем интернете нет ни одного видео устойчивого полета такого самолета. А вот пример неустойчивого полета такого самолета имеется http://www.youtobe.com/watch?v=Lh8KRwaNFbQ http://www.youtube.com/watch?v=EPfa5as0yMs
http://www.youtube.com/watch?v=aoKrhESMnQ4.
Причиной продольной неустойчивости является, как это ни парадоксально, «сверхустойчивость» такого самолета. В обычной утке при запасе продольной устойчивости по перегрузке равной 10% САХ стабилизирующий момент тангажа при случайном увеличении угла атаки самолета на один градус без учета скоростного напора, торможения и скоса потока за ПГО, составляет
где: Ss, Sp - площади ПГО и крыла соответственно
ba - средняя аэродинамическая хорда крыла.
Стабилизирующий момент для самолета с флюгерным ПГО, которое имеет нагрузку, по величине близкую к крылу, выглядит следующим образом
Как можно видеть, он значительно превосходит значение для обычной утки. В результате действия этого чрезмерного стабилизирующего момента самолет не возвращается в прежний режим, а «проскакивает» его, вследствие чего возникают автоколебания, погасить которые летчик не в состоянии.
Чтобы исключить это явление, в прототипе (2) флюгерное ПГО на крейсерском режиме полета имеет весьма малую загруженость, составляющую около десятой части загруженности крыла. По существу, в крейсерском режиме полета аэродинамическая схема такого самолета представляет из себя «бесхвостку», а ФПГО служит для обеспечения возможности балансировки при выпуске механизации крыла. То есть на основном режиме эксплуатации самолета ФПГО фактически не работает, но оно обладает определенным аэродинамическим сопротивлением, а это ухудшает эксплуатационные характеристики самолета. Кроме того, поскольку ФПГО на крейсерском режиме полета несет ничтожную нагрузку, то практически вся нагрузка приходится на крыло, и потому оно должно иметь достаточно большую площадь. Таким образом, можно заключить, что современные самолеты схемы «флюгерная утка» имеют крыло слишком большой площади, а это увеличивает стоимость и эксплуатационные характеристики самолета.
Задачей настоящего изобретения является создание такого летательного аппарата схемы «флюгерная утка», который за счет увеличения загруженности ФПГО на крейсерских режимах полета позволил бы существенно уменьшить площадь крыла. Эта задача решается тем, что в летательном аппарате (ЛА) аэродинамической схемы «флюгерная утка», содержащем несущие поверхности в виде механизированного крыла и флюгерного переднего горизонтального оперения (ФПГО), снабженного по крайней мере одним серворулем, связанным с системой управления по тангажу, по крайней мере, одна несущая поверхность снабжена средством изменения ее подъемной силы, функционально зависимым от изменения угла между базовыми плоскостями серворуля и ЛА таким образом, чтобы увеличить производную по углу атаки ЛА коэффициента подъемной силы для этой несущей поверхности, если она расположена перед центром масс ЛА и уменьшить указанную производную, если поверхность расположена позади центра масс.
Это позволяет значительно уменьшить площадь крыла самолета.
Для изменения подъемной силы ФПГО, оно снабжено средством изменения его подъемной силы, увеличивающим его производную по углу атаки ЛА коэффициента подъемной силы, в виде руля высоты, изменение угла отклонения которого противоположно и пропорционально изменению угла отклонения серворуля относительно базовой плоскости ЛА.
В другом варианте поставленная задача решается тем, что ФПГО снабжено средством изменения его подъемной силы, увеличивающим его производную по углу атаки ЛА коэффициента подъемной силы, в виде агрегата, изменяющего угол между базовыми плоскостями ФПГО и ЛА на пропорциональную часть изменения угла между базовыми плоскостями серворуля и ЛА.
Поставленная задача может быть решена и за счет того, что механизированное крыло снабжено средством изменения его подъемной силы, уменьшающим его производную по углу атаки ЛА коэффициента подъемной силы, в виде руля высоты, изменение угла отклонения которого пропорционально изменению угла отклонения серворуля относительно базовой плоскости ЛА.
В дальнейшем патентуемое изобретение поясняется конкретными примерами его осуществления и прилагаемыми чертежами.
Фиг. 1 представляет схему подъемных сил, действующих на самолет в установившемся крейсерском горизонтальном полете;
на фиг. 2 представлен вариант ФПГО, снабженного средством изменения его подъемной силы в виде руля высоты, изменение угла отклонения которого противоположно и пропорционально изменению угла отклонения серворуля относительно базовой плоскости ЛА;
на фиг. 3 представлено изменение конфигурации ФПГО, изображенного на фиг. 2, вследствие изменения угла атаки ЛА;
на фиг. 4 представлен вариант ФПГО, снабженного средством изменения его подъемной силы в виде агрегата, изменяющего угол между базовыми плоскостями ФПГО и ЛА на пропорциональную часть изменения утла между базовыми плоскостями серворуля и ЛА.
Устройство летательный аппарат схемы «флюгерная утка» (КРАСНОВ-УТКА) содержит несущие поверхности в виде механизированного крыла и флюгерного переднего горизонтального оперения, снабженного по крайней мере одним серворулем. На фиг. 2 представлен вариант ФПГО, снабженного средством изменения его подъемной силы в виде руля высоты, изменение угла отклонения которого противоположно и пропорционально изменению угла отклонения серворуля относительно базовой плоскости ЛА.
1
1
2
1
ФПГО 1 шарнирно связано с не показанным на чертеже фюзеляжем по геометрической оси вращения ОО, перпендикулярной плоскости симметрии ЛА. На этой же оси шарнирно размещена штанга 2 с жестко закрепленным на ней серворулем 3. ФПГО 1 и серворуль 3 имеют возможность свободно вращаться вокруг оси ОО, но между собой они связаны таким образом, что летчик может устанавливать тот или иной угол между их базовыми плоскостями. Руль 4 высоты шарнирно связан с ФПГО 1 по оси ОО. На руле 4 высоты жестко укреплен рычаг 5, шарнирно связанный с тягой 6, она в свою очередь также шарнирно связана с рычагом 7. Рычаг 7 шарнирно размещен по геометрической оси ОО. Положение рычага 7 зафиксировано шарнирно связанной с ним тягой 8, являющейся частью системы управления по тангажу.
Стрелка 9 указывают направление встречного потока воздуха.
Вне зависимости от угла тангажа ЛА в результате суммарного действия аэродинамических сил на ФПГО 1 и на серворуль 3, ФПГО 1 самопроизвольно устанавливается под определенным углом атаки к направлению встречного потока, отмеченного стрелкой 9. При этом на ФПГО 1 возникает подъемная сила. Она компенсирует пикирующий момент не показанного на чертеже крыла. За счет подъемной силы, возникающей на ФПГО 1, ЛА может быть сбалансирован при увеличенной за счет механизации подъемной силе крыла.
Если бы ФПГО 1 не изменяло своей подъемной силы при изменении угла атаки, то его производная равнялась бы нулю и устойчивый полет при его существенной крейсерской загрузке был бы невозможен. Величина производной ПГО должна выбираться в зависимости от параметров крыла и желательного положения центра масс конкретного ЛА. Анализ расчетов самолета классической «утки» показывает, что для достижения оптимальной загрузки ПГО, т.е. примерно равной загруженности крыла, необходимо снизить производную классического, а именно жестко связанного с фюзеляжем ПГО, до уровня в 40-70 процентов.
Но, если это невозможно для классического ПГО, то возможно увеличить производную ФПГО от нуля до этой величины. Для этого и снабжено ФПГО 1 рулем 4 высоты, который создает возможность изменять подъемную силу ФПГО с изменением угла атаки ЛА, в результате чего его производная увеличивается и достигает необходимой величины. При этом ФПГО участвует в формировании стабилизирующего момента ЛА, а именно, компенсирует момент тангажа крыла и тем самым уменьшает стабилизирующий момент до необходимой величины. И даже при крейсерской загруженности ФПГО, равной загруженности крыла обеспечиваются условия для нормальной устойчивости ЛА по продольному каналу.
Рассмотрим, каким образом происходит изменение уровня подъемной силы при изменении угла атаки встречного потока воздуха.
Пусть угол атаки ЛА увеличился, тогда серворуль 3 вместе с ФПГО 1 отклоняются относительно ЛА против часовой стрелки. Учитывая, что рычаг 7 зафиксирован летчиком и остается неподвижным относительно не показанного на чертеже фюзеляжа, а длина тяги 6 неизменна, то руль 4 высоты отклоняется по часовой стрелке, то есть, вниз. Положение ФПГО после изменения угла атаки ЛА представлено на фиг. 3.
Поскольку действительный угол атаки ФПГО 1 по отношению к встречному потоку остался неизменным, а руль 4 высоты отклонился вниз, подъемная сила ФПГО 1 - увеличилась. При уменьшении угла атаки ЛА руль 4 высоты отклонится вверх, и подъемная сила ФПГО уменьшится.
Изменяя длину рычага 5, возможно изменять угол отклонения руля 4 высоты в зависимости от изменения угла атаки ЛА и тем самым задавать величину производной ФПГО по углу атаки ЛА. Кроме того, на нее можно влиять и выбором параметров руля 4 высоты.
ФПГО 1 выводят на большие углы атаки посредством установки серворуля 3 в определенное положение известным способом согласованно с выпуском механизации крыла.
Для управления по тангажу летчик отклоняет по или против часовой стрелки рычаг 7, для чего служит тяга 8, являющаяся элементом системы управления. Таким образом летчик увеличивает или уменьшает подъемную силу ФПГО с целью изменения угла тангажа ЛА.
В результате можно заключить, что ФПГО снабжено средством изменения его подъемной силы в виде руля 4 высоты, функционально зависимым от изменения угла между базовыми плоскостями серворуля 3 и ЛА таким образом, чтобы увеличить производную по углу атаки ЛА коэффициента подъемной силы для этой несущей поверхности.
Не занятая рулем 4 высоты часть ФПГО 1 может быть снабжена современными средствами механизации.
На фиг. 4 представлено ФПГО, снабженное средством изменения его подъемной силы в виде агрегата, изменяющего угол между базовыми плоскостями ФПГО и ЛА на пропорциональную часть изменения угла между базовыми плоскостями серворуля и ЛА.
1
ФПГО 10 шарнирно связано с не показанным на чертеже фюзеляжем по геометрической оси вращения ОО, перпендикулярной плоскости симметрии ЛА. На этой же оси шарнирно размещена штанга 2 с жестко закрепленным на ней серворулем 3
1
1
3
3
1
На некотором расстоянии от оси ОО с ФПГО 10 шарнирно связана тяга 11. В диаметрально расположенной области относительно оси ОО со штангой 2 шарнирно связана тяга 12. Другие концы тяг 11 и 12 шарнирно связаны с концами плеч двуплечной качалки 13. Качалка 13 шарнирно размещена на фюзеляже (не показан на чертеже) по оси ОО, перпендикулярной его плоскости симметрии. Ось ОО имеет возможность смещаться к оси ОО или от нее, при этом ее положение зафиксировано тягой 14, являющейся элементом системы управления по тангажу. Стрелкой 9 отмечено направление встречного потока воздуха.
Вне зависимости от угла тангажа самолета в результате суммарного действия аэродинамических сил на ФПГО 10 и на серворуль 3, ФПГО 10 самопроизвольно устанавливается под определенным углом атаки к направлению встречного потока, отмеченного стрелкой 9. При этом на ФПГО 10 возникает подъемная сила. Она компенсирует пикирующий момент не показанного на чертеже крыла. За счет подъемной силы, возникающей на ФПГО 10, ЛА может быть сбалансирован при увеличенной за счет механизации подъемной силе крыла.
1
3
Для увеличения с нуля до необходимой величины производной ФПГО служит агрегат, который в данном случае представлен механизмом, состоящим из элементов 11, 12 и 13. С помощью этого механизма осуществляется поворот ФПГО 10 не на весь угол отклонения серворуля 3 относительно ЛА при изменении направления встречного потока, а лишь на его пропорциональную часть. Если пропорция равна половине, то при действии восходящего потока, приводящего к увеличению угла атаки ЛА на 2 градуса, действительный угол атаки ФПГО увеличится всего на 1 градус. Штриховыми линиями отмечено положение ФПГО 10 и серворуля 3 после изменения угла атаки ЛА. Изменение пропорции и, тем самым определение величины производной, легко осуществить выбором соответствующих расстояний шарнирных концов тяг 11 и 12 до осей ОО и ОО.
1
3
Для вывода ФПГО 10 на большие углы атаки и для управления по тангажу служит тяга 14, с помощью которой летчик изменяет расстояние между осями ОО и ОО. Таким образом летчик изменяет угол между ФПГО 10 и серворулем 3, тем самым увеличивая или уменьшая подъемную силу ФПГО.
1
3
3
Изобретение позволяет изменять производную ФПГО, а значит и положение фокуса ЛА во время его полета, что весьма нетрудно достигается путем выполнения описанного механизма в таком виде, который допускает изменение в полете, по крайней мере, одного из расстояний до оси ОО или ОО шарнирных концов тяг 11 и 12. К примеру, если исполнить качалку 13 с возможностью ее смещения относительно оси ОО, то можно изменять отношение ее плеч и тем самым изменять производную ФПГО.
В результате можно заключить, что ФПГО снабжено средством изменения его подъемной силы в виде агрегата, представленного механизмом из элементов 11, 12 и 13, функционально зависимым от изменения угла между базовыми плоскостями серворуля 3 и ЛА таким образом, чтобы увеличить производную по углу атаки ЛА коэффициента подъемной силы для этой несущей поверхности.
На ФПГО 10 могут быть использованы средства для увеличения их подъемной силы аналогичные современным крыльевым.
Для достижения устойчивости «флюгерной утки» можно не увеличивать производную ФПГО, а уменьшить производную крыла. Для этого механизированное крыло снабжают средством изменения его подъемной силы в виде руля высоты, изменение угла отклонения которого пропорционально изменению угла отклонения серворуля относительно базовой плоскости ЛА.
Это осуществляют путем создания связи, например, с помощью жесткой проводки между ФПГО и рулем высоты крыла. При этом для управления по тангажу летчик изменяет длину одной из тяг проводки. Для уменьшения усилий связь выводят не на сам руль высоты крыла, а на размещенный на нем серворуль. Или соединяют ФПГО с управляющим клапаном гидросистемы, которая и отклоняет руль высоты крыла.
При отклонении ФПГО против часовой стрелки в результате увеличения угла атаки ЛА, руль высоты крыла тоже отклоняется против часовой стрелки, т.е. вверх и подъемная сила крыла уменьшается, тем самым нивелируя увеличение подъемной силы крыла в результате возрастания угла атаки ЛА. При уменьшении угла атаки руль высоты на крыле отклоняется вниз и подъемная сила крыла увеличивается, нивелируя уменьшение угла атаки.
В результате можно заключить, что крыло снабжено средством изменения его подъемной силы в виде руля высоты, функционально зависимым от изменения угла между базовыми плоскостями серворуля и ЛА таким образом, чтобы уменьшить производную по углу атаки ЛА коэффициента подъемной силы для этой несущей поверхности.
По сравнению с транспортными самолетами «нормальной» схемы суммарная площадь крыла и горизонтального оперения может быть сокращена на 15%.
Конструкция заявляемого самолета не менее, чем на 5% повышает крейсерское аэродинамическое качество по сравнению с современными самолетами «нормальной» схемы, что снижает эксплуатационные расходы на топливо, увеличивает дальность полета самолета и уменьшает экологическое давление на окружающую среду при эксплуатации самолета.
ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ
1. Заявка PCT/RU93/00048 номер международной публикации WO 93/17909.
2. Патент РФ №2243131 C1 (ПРОТОТИП).