RU2666094C1 - Aircraft with two bearing surfaces (krasnov - plan) - Google Patents

Abstract

FIELD: aviation.SUBSTANCE: invention relates to aircrafts made according to aerodynamic canard and tandem schemes. Aircraft contains two bearing surfaces associated with the fuselage, one of which is provided with a means for regulating the lift, which is functionally dependent on the change in the angle of attack of the aircraft. Both bearing surfaces are rigidly connected to the fuselage. Surface equipped with a means for regulating the lift, which is functionally dependent on the change in the angle of attack of the aircraft, is placed in front of the center of mass of the aircraft. Derivative with respect to the angle of attack of the coefficient of lift of the surface located behind the center of mass, is equal to or no more than twenty times less than the derivative of a similar surface that does not have a means of regulating the lift, depending on the change in the angle of attack.EFFECT: invention is aimed at ensuring longitudinal stability and simplifying aircraft production technology.1 cl, 2 dwg

Description

Область техникиTechnical field

Изобретение относится к авиационной технике, более конкретно - к аппаратам тяжелее воздуха, а именно, выполненным по аэродинамическим схемам «утка» или «тандем», оно может быть использовано в конструкции самолетов, в основном, транспортного назначения, для упрощения технологии их производства.The invention relates to aircraft, more specifically to devices heavier than air, namely, made according to aerodynamic schemes "duck" or "tandem", it can be used in the construction of aircraft, mainly for transport purposes, to simplify the technology of their production.

Предшествующий уровень техникиState of the art

Несмотря 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 удачно 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.Despite the fact that the first flying aircraft was made according to the “duck” scheme, this scheme is not widely used to date. The reason for this is the extreme complexity, and sometimes the inability to use the means to increase the lifting force of the wing or, in other words, the mechanization of the wing. It is enough to note that in all successfully implemented projects of the “ducks” of the famous designer Rutan (Elbert Rutan), the wing did not even have such elementary mechanization as a simple flap. In high-speed maneuverable jet planes of the duck scheme, for example, Grippen (Sweden), Rafale (France), Typhoon (Europe) and others, this drawback of the duck scheme is eliminated through the use of very complex automatic control systems and sustainability.

Помимо того, что эти системы обладают весьма внушительной стоимостью, они требуют для их обслуживания персонала с очень высокой квалификацией. Достаточно сказать, что только аппаратура для тестирования таких систем обходится в миллион долларов США.In addition to the fact that these systems have a very impressive cost, they require highly qualified personnel to service them. Suffice it to say that only equipment for testing such systems costs a million US dollars.

Пассажирские и транспортные самолеты должны обязательно обладать определенным запасом статической устойчивости и это обстоятельство в настоящее время препятствует использованию в «утках» современных средств механизации крыла.Passenger and transport aircraft must necessarily have a certain margin of static stability, and this fact currently impedes the use of modern wing mechanization tools in ducks.

В дальнейшем будем рассматривать только статически устойчивые самолеты. Причины невозможности использования механизации крыла в статически устойчивых «утках» заключаются в следующем.In the future, we will consider only statically stable aircraft. The reasons for the impossibility of using wing mechanization in statically stable "ducks" are as follows.

Момент тангажа подъемной силы крыла относительно центра масс самолета должен уравновешиваться моментом тангажа подъемной силы дестабилизатора.The moment of pitch lift of the wing relative to the center of mass of the aircraft must be balanced by the moment of pitch lift of the destabilizer.

На фиг. 1 представлена схема подъемных сил, действующих на самолет в установившемся крейсерском горизонтальном полете.In FIG. 1 is a diagram of the lifting forces acting on an airplane in a steady horizontal cruising flight.

Здесь литерой У_кр обозначена подъемная сила крыла, приложенная в фокусе F_кp крыла. Фокусом называется точка приложения приращений подъемных сил, вызванных изменением угла атаки аэродинамической поверхности или летательного аппарата.Here, the letter U _kr denotes the lifting force of the wing applied in the focus F _{kp of the} wing. The focus is the point of application of increments of the lifting forces caused by a change in the angle of attack of the aerodynamic surface or aircraft.

Подъемная сила дестабилизатора У_го складывается из силы У_Oго, возникающей при угле атаки, равном углу атаки крыла (самолета) и приложенной в фокусе F_гo дестабилизатора. Сила У_Ого является частью равнодействующей силы У, приложенной в точке F, являющейся фокусом самолета. Другой составляющей силы У является подъемная сила У_кр крыла. Силы У_кр и У_Ого имеют одну и ту же природу, а именно являются следствием увеличения угла атаки крыла и дестабилизатора с угла, при котором крыло и дестабилизатор имеют нулевую подъемную силу, до крейсерского угла атаки крыла.Lifting force destabilizing factor I _of the sum of the forces have _Orinats arising in angle of attack equal to the angle of attack of the wing (airplane) and applied to the focus F _WASTE destabilizing factor. The force Y _Ogo is part of the resultant force Y applied at point F, which is the focal point of the aircraft. Another component of the force U is the lifting force Y _cr wing. The forces U _kr and U _Ogo are of the same nature, namely, they are the result of an increase in the angle of attack of the wing and the destabilizer from the angle at which the wing and the destabilizer have zero lift to the cruising angle of attack of the wing.

Поскольку угол установки дестабилизатора превышает угол установки крыла, то за счет разности углов атаки дестабилизатора и самолета, на дестабилизаторе возникает дополнительная сила, обозначаемая, Как У_бал, именующаяся балансировочной, и приложена она в фокусе F_гo дестабилизатора. Эта сила не входит в равнодействующую силу У, приложенную в фокусе F самолета.Since the angle of installation of the destabilizer exceeds the angle of installation of the wing, due to the difference in the angles of attack of the destabilizer and the aircraft, an additional force arises on the destabilizer, denoted as U _ball , called balancing, and it is applied in the focus F _{to the} destabilizer. This force is not included in the resultant force Y applied at the focus F of the aircraft.

Центр G масс самолета расположен впереди фокуса F самолета на расстоянии σ, составляющем 5-10 процентов от средней аэродинамической хорды (САХ) крыла. Это расстояние называют запасом устойчивости по перегрузке. В центре G масс приложена направленная вниз сила W тяжести самолета.The center of mass G of the aircraft is located in front of the focus F of the aircraft at a distance σ of 5-10 percent of the average aerodynamic chord (SAX) of the wing. This distance is called the margin of safety overload. In the center of mass G, a downward gravity force W of the aircraft is applied.

В связи с тем, что сила У и сила W тяжести самолета разнонаправлены и приложены в разных точках, возникает пикирующий момент, и этот момент компенсируется моментом балансировочной силы У_бал. Этот же момент дополнительно компенсирует и нулевой пикирующий момент крыла (момент крыла при его нулевой подъемной силе).Due to the fact that the force Y and the gravity force W of the aircraft are multidirectional and applied at different points, a diving moment occurs, and this moment is compensated by the moment of balancing force Y _ball . The same moment additionally compensates for the zero diving moment of the wing (the moment of the wing with its zero lifting force).

Сумма сил У_кр, У_Ого и У_бал по модулю равна силе W тяжести самолета.The sum of the forces U _cr , U _Ogo and U _ball modulo equal to the gravity force W of the aircraft.

Эти данные приведены с целью максимально прояснить физику балансировки самолета схемы «утка».These data are presented in order to clarify the physics of balancing the aircraft of the "duck" scheme as much as possible.

Соотношение плеча L_гo подъемной силы дестабилизатора и плеча L_кр 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 дестабилизатора используется полностью. Использовать подъемную силу крыла настолько, насколько это допускают современные средства механизации крыла, не позволяет слишком большое плечо подъемной силы крыла.The ratio of the shoulder L _{g of the} lifting force of the destabilizer and the shoulder L _{cr of the} wing of the considered "duck" is such that it imposes a limit on the maximum lifting force of the wing. Moreover, at large angles of attack, for example, landing and maneuvering, i.e. when the elevators are fully deflected, the lift of the destabilizer is fully utilized. To use the lifting force of the wing as much as modern means of mechanization of the wing allow, does not allow too large shoulder lifting force of the wing.

Учитывая, чтоGiven that

и подавляющую часть плеча L_кр подъемной силы крыла составляет расстояние

между фокусами крыла и самолета, подробно рассмотрим эту величину, которую обычно называют смещением фокуса.and the vast majority of the shoulder L _{cr of} the wing lift is the distance

between the foci of the wing and the plane, we consider in detail this value, which is usually called the focus shift.

В первом приближении смещение фокуса прямо пропорционально произведению расстояния между фокусами крыла и дестабилизатора на отношение площадей дестабилизатора и крыла. Дополнительно, и это очень важно, смещение фокуса растет вместе с ростом производной по углу атаки коэффициента подъемной силы дестабилизатора. Сказанное математически выражается следующей формулой:In a first approximation, the focus shift is directly proportional to the product of the distance between the foci of the wing and the destabilizer by the ratio of the areas of the destabilizer and the wing. Additionally, and this is very important, the focus shift increases with the derivative of the destabilizer lift coefficient derivative with respect to the angle of attack. The above is mathematically expressed by the following formula:

где

- расстояние между фокусами крыла и самолета (смещение фокуса);Where

- the distance between the foci of the wing and the plane (focus shift);

L - расстояние между фокусами крыла и дестабилизатораL is the distance between the foci of the wing and the destabilizer

S - отношение площадей дестабилизатора и крыла;S is the ratio of the areas of the destabilizer and the wing;

С^αуго; С^αу - производные по углу атаки коэффициентов подъемной силы для дестабилизатора и крыла соответственно. Они показывают на сколько возрастает коэффициент подъемной силы поверхности при увеличении ее угла атаки на один градус. В дальнейшем для краткости будем их называть производная дестабилизатора и производная крыла.With ^α ugo; With ^α y - derivatives with respect to the angle of attack of the lift coefficients for the destabilizer and wing, respectively. They show how much the coefficient of lift of the surface increases with an increase in its angle of attack by one degree. For brevity, we will call them the derivative of the destabilizer and the derivative of the wing.

Из приведенной формулы ясно видно, что ни увеличением площади дестабилизатора, ни увеличением расстояния между фокусами крыла и дестабилизатора 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 дестабилизатора, то существенно уменьшается плечо подъемной силы крыла; и если удастся значительно снизить указанную производную дестабилизатора, то это позволит использовать современные средства механизации крыла.It can be clearly seen from the above formula that neither an increase in the area of the destabilizer, nor an increase in the distance between the foci of the wing and the destabilizer, will improve the situation, since with their increase the focus shift, and hence the wing shoulder, also increases. But it also clearly follows: if the derivative of the destabilizer lift coefficient derivative with respect to the angle of attack is significantly reduced, the wing lift shoulder is significantly reduced; and if it is possible to significantly reduce the specified derivative of the destabilizer, this will allow the use of modern means of mechanization of the wing.

Для снижения указанной производной С^αуго предложено выполнять дестабилизатор по бипланной схеме согласно патентам РФ №№2000251, 2256587, 2547101. Но бипланная схема приводит к увеличению индуктивного сопротивления дестабилизатора.To reduce the specified derivative With ^α ugo, it is proposed to perform a destabilizer according to a biplane scheme according to RF patents Nos. 2000251, 2256587, 2547101. But a biplane circuit leads to an increase in the inductive resistance of the destabilizer.

В качестве ближайшего аналога принят самолет по патенту РФ №2609644 «Летательный аппарат схемы «флюгерная утка» (КРАСНОВ-УТКА)», стр. 11 строки 33-48, в котором дестабилизатор выполнен во флюгерном варианте, и имеет производную, близкую к нулю. Крыло данного аппарата, как и положено для «утки», размещенное позади центра масс, снабжено средством регулирования подъемной силы, находящимся в функциональной зависимости от изменения угла атаки летательного аппарата. Такое выполнение крыла уменьшает до нуля его производную по углу атаки.As the closest analogue, an airplane according to RF patent No. 2609644 “Aircraft of the“ weathervane duck ”scheme (KRASNOV-UTKA)”, pages 11, lines 33-48, in which the destabilizer is made in the weathervane version, and has a derivative close to zero, is adopted. The wing of this unit, as it should be for the "duck", located behind the center of mass, is equipped with a means of regulating the lifting force, which is functionally dependent on changes in the angle of attack of the aircraft. This embodiment of the wing reduces to zero its derivative with respect to the angle of attack.

Но, если обе поверхности имеют близкую к нулю производную, то стабилизирующий момент летательного аппарата также будет равен нулю и аппарат будет неустойчив. Кроме того, флюгерный вариант дестабилизатора требует усложнения технология производства самолетов, поскольку дестабилизатор должен быть связан с фюзеляжем шарнирно, а не, как обычно - жестко.But, if both surfaces have a derivative close to zero, then the stabilizing moment of the aircraft will also be zero and the device will be unstable. In addition, the vane version of the destabilizer requires more sophisticated aircraft manufacturing technology, since the destabilizer must be pivotally connected to the fuselage, and not rigidly, as usual.

Таким образом, можно заключить, что известные летательные аппараты с двумя несущими поверхностями и малой производной передней несущей поверхности обладают статической неустойчивостью, а технология их производства обладает увеличенной сложностью.Thus, we can conclude that the known aircraft with two bearing surfaces and a small derivative of the front bearing surface have static instability, and the technology for their production has increased complexity.

Раскрытие изобретенияDisclosure of invention

Задачей настоящего изобретения является создание такого летательного аппарата с двумя несущими поверхностями, который обладал бы статической устойчивостью и вследствие упрощения его конструкции позволил бы существенно упростить технологию его производства.The present invention is the creation of such an aircraft with two bearing surfaces, which would have static stability and, due to the simplification of its design, would significantly simplify the technology of its production.

Эта задача решается тем, что в летательном аппарате, содержащем две несущие поверхности, связанные с фюзеляжем, при этом, по крайней мере, одна из них снабжена средством регулирования подъемной силы, находящимся в функциональной зависимости от изменения угла атаки летательного аппарата, обе несущие поверхности жестко связаны с фюзеляжем; поверхность, снабженная средством регулирования подъемной силы, находящимся в функциональной зависимости от изменения угла атаки летательного аппарата, размещена впереди центра масс летательного аппарата; при этом производная по углу атаки коэффициента подъемной силы поверхности, расположенной позади центра масс, равна или не более чем в двадцать раз меньше производной у аналогичной поверхности, не имеющей средства регулирования подъемной силы, зависящего от изменения угла атаки.This problem is solved by the fact that in an aircraft containing two bearing surfaces associated with the fuselage, at least one of them is equipped with a means of regulating the lifting force, which is functionally dependent on changes in the angle of attack of the aircraft, both bearing surfaces are rigidly connected to the fuselage; a surface equipped with a means of regulating the lifting force, which is functionally dependent on a change in the angle of attack of the aircraft, is placed in front of the center of mass of the aircraft; the derivative with respect to the angle of attack of the coefficient of lift of the surface located behind the center of mass is equal to or no more than twenty times less than the derivative of a similar surface that does not have the means of regulating the lifting force, depending on the change in the angle of attack.

Это позволяет надежно обеспечить устойчивость полета и значительно упростить технологию производства летательного аппарата.This allows you to reliably ensure flight stability and greatly simplify the production technology of the aircraft.

Краткое описание чертежейBrief Description of the Drawings

В дальнейшем патентуемое изобретение поясняется конкретными примером его осуществления и прилагаемыми чертежами.In the future, the patented invention is illustrated by a specific example of its implementation and the accompanying drawings.

Фиг. 1 представляет схему подъемных сил, действующих на самолет в установившемся крейсерском горизонтальном полете;FIG. 1 is a diagram of the lifting forces acting on an airplane in a steady horizontal cruising flight;

на фиг. 2 представлен вариант дестабилизатора, снабженного средством регулирования его подъемной силы в виде руля высоты, изменение угла отклонения которого, находится в функциональной зависимости от изменения угла атаки летательного аппарата.in FIG. Figure 2 shows a variant of a destabilizer equipped with a means of controlling its lifting force in the form of an elevator, the change in the deflection angle of which is in functional dependence on the change in the angle of attack of the aircraft.

Лучший вариант осуществления изобретенияThe best embodiment of the invention

Заявляемый летательный аппарат выполнен по аэродинамической схеме «утка», он содержит две несущие поверхности в виде механизированного крыла, размещенного позади центра масс летательного аппарата, и дестабилизатора, размещенного впереди центра масс. Обе несущие поверхности жестко связаны с фюзеляжем. Дестабилизатор снабжен средством регулирования его подъемной силы в виде руля высоты, изменение угла отклонения которого, находится в функциональной зависимости от изменения угла атаки летательного аппаратаThe inventive aircraft is made according to the aerodynamic scheme "duck", it contains two bearing surfaces in the form of a mechanized wing located behind the center of mass of the aircraft, and a destabilizer located in front of the center of mass. Both bearing surfaces are rigidly connected to the fuselage. The destabilizer is equipped with a means of regulating its lifting force in the form of a elevator, the change in the deflection angle of which is in functional dependence on the change in the angle of attack of the aircraft

На фиг. 2 представлен жестко связанный с фюзеляжем (на чертеже не показанном) дестабилизатор 1 предлагаемого летательного аппарата. Он снабжен средством изменения его подъемной силы в виде руля 2 высоты, который с помощью шарнира 3 укреплен на кронштейне 4, жестко связанном с дестабилизатором 1. На этом же кронштейне 4 с помощью шарнира 5 размещена штанга 6, на заднем конце которой жестко закреплен серворуль 7. На переднем конце штанги 6, рядом с шарниром 5 жестко закреплен рычаг 8, верхний конец которого посредством шарнира 9 связан с тягой 10. На заднем конце тяги 10 размещен шарнир 11, связывающий ее с рычагом 12 триммера 13 руля 2 высоты. При этом триммер 13 с помощью шарнира 14 укреплен на задней части руля 2 высоты. Муфта 15 изменяет длину тяги 10 под управлением летчика для управления по тангажу.In FIG. 2 shows the destabilizer 1 of the proposed aircraft rigidly connected to the fuselage (not shown in the drawing). It is equipped with a means of changing its lifting force in the form of a rudder 2 height, which is mounted using a hinge 3 on the bracket 4, rigidly connected with the destabilizer 1. On the same bracket 4 by means of the hinge 5 there is a rod 6, at the rear end of which the servo-wheel 7 is rigidly fixed On the front end of the rod 6, next to the hinge 5, a lever 8 is rigidly fixed, the upper end of which is connected by a hinge 9 to the rod 10. At the rear end of the rod 10 there is a hinge 11 connecting it to the lever 12 of the trimmer 13 of the elevator 2. In this case, the trimmer 13 using the hinge 14 is mounted on the rear of the elevator 2. The clutch 15 changes the length of the thrust 10 under the control of the pilot for pitch control.

Представленный дестабилизатор работает следующим образом. При случайном увеличении угла атаки летательного аппарата, например, при входе его в восходящий поток, серворуль 7 отклоняется вверх, что влечет за собой смещение тяги 10 влево, т.е. вперед и приводит к отклонению триммера 13 вниз, в результате руль 2 высоты отклоняется вверх. Положение руля 2 высоты, серворуля 7 и триммера 13 в описанной ситуации представлено на чертеже штриховыми линиями. В итоге увеличение подъемной силы дестабилизатора 1 вследствие увеличения угла атаки будет до некоторой степени снивелировано отклонением вверх руля 2 высоты. Степень этого нивелирования зависит от соотношения углов отклонения серворуля 7 и руля 2 высоты. И это соотношение задается длиной рычагов 8 и 12. При уменьшении угла атаки руль 2 высоты отклоняется вниз, и подъемная сила дестабилизатора 1 увеличивается, нивелируя уменьшение угла атаки.The presented destabilizer works as follows. With a random increase in the angle of attack of the aircraft, for example, when it enters the upward flow, the servo-wheel 7 deviates upward, which entails a shift of the thrust 10 to the left, i.e. forward and leads to the deviation of the trimmer 13 down, as a result, the elevator 2 deviates up. The position of the elevator 2, the servo 7 and the trimmer 13 in the described situation are represented by dashed lines in the drawing. As a result, the increase in the lifting force of the destabilizer 1 due to the increase in the angle of attack will be somewhat offset by the upward movement of the elevator 2. The degree of this leveling depends on the ratio of the deviation angles of the servo-wheel 7 and the elevator 2. And this ratio is set by the length of the levers 8 and 12. When the angle of attack decreases, the elevator 2 deviates down, and the lifting force of the destabilizer 1 increases, leveling the decrease in the angle of attack.

Таким образом достигается снижение производной С^αуго дестабилизатора по сравнению с классической «уткой».Thus, a decrease in the derivative of C ^{α of the} destabilizer is achieved in comparison with the classical “duck”.

В связи с тем, что серворуль 7 и триммер 13 кинематически связаны между собой, они балансируют друг друга. Если этой балансировки недостаточно, то необходимо включить в конструкцию балансировочный груз, который необходимо разместить либо внутри серворуля 7, либо на продолжении штанги 6 впереди шарнира 5. Руль 2 высоты также должен быть отбалансирован.Due to the fact that the servo wheel 7 and the trimmer 13 are kinematically connected, they balance each other. If this balancing is not enough, then it is necessary to include a balancing weight in the design, which must be placed either inside the servomotor 7, or on the extension of the rod 6 in front of the hinge 5. The elevator 2 must also be balanced.

Поскольку производная по углу атаки несущей поверхности примерно в два раза превышает производную по углу отклонения закрылка, то при двукратном превышении угла отклонения руля 2 высоты по сравнению с углом отклонения серворуля 7 возможно достичь значения производной С^αуго дестабилизатора близкого к нулю.Since the derivative with respect to the angle of attack of the bearing surface is approximately two times greater than the derivative with respect to the angle of deviation of the flap, it is possible to achieve a value of the derivative C ^{α of the} destabilizer close to zero if the angle of deviation of the rudder 2 is twice as large as that of the servomotor 7.

Как можно видеть, возможно получить такие же результаты, как и у «флюгерной утки» используя лишь традиционные технологии производства самолетов.As you can see, it is possible to get the same results as the “weathervane duck” using only traditional aircraft manufacturing techniques.

Величина производной дестабилизатора должна выбираться в зависимости от параметров крыла и желательного положения центра масс конкретного самолета. Анализ расчетов самолета классической «утки» показывает, что для достижения оптимальной загрузки дестабилизатора, т.е. примерно равной загруженности крыла, необходимо снизить производную классического дестабилизатора до уровня в 40-70 процентов.The value of the derivative of the destabilizer should be selected depending on the parameters of the wing and the desired position of the center of mass of a particular aircraft. Analysis of the calculations of the classic "duck" aircraft shows that in order to achieve optimal destabilizer loading, i.e. approximately equal to the wing load, it is necessary to reduce the derivative of the classical destabilizer to a level of 40-70 percent.

В случае применения гидропривода, триммер 13 исключают из конструкции, а серворуль 7 соединяют с управляющим клапаном гидросистемы, которая и отклоняет руль 2 высоты.In the case of using a hydraulic actuator, the trimmer 13 is excluded from the design, and the servo-wheel 7 is connected to the control valve of the hydraulic system, which deflects the elevator 2.

Серворуль 7 не обязательно размещать позади дестабилизатора, он может быть расположен, например, и впереди его; главное, чтобы была обеспечена его связь с рулем 2 высоты.Servo wheel 7 does not have to be placed behind the destabilizer, it can be located, for example, and in front of it; the main thing is to ensure its connection with the 2-elevator steering wheel.

Изобретение возможно использовать не только в схеме «утка», но, и в схеме «тандем». В этом случае роль руля 2 высоты будет выполнять закрылок или элевон переднего крыла. При выполнении закрылка в многозвенном варианте кронштейн 4 следует крепить к предпоследнему звену, а роль руля 2 высоты будет выполнять последнее звено.The invention can be used not only in the "duck" scheme, but also in the "tandem" scheme. In this case, the flap or elevon of the front wing will play the role of the elevator 2. When performing a flap in a multi-link version, the bracket 4 should be attached to the penultimate link, and the last link will play the role of the elevator 2.

Может оказаться целесообразным выполнить самолет, у которого обе несущие поверхности имеют очень маленькую производную. В этом случае передняя поверхность должна иметь производную, близкую к нулю, а значение производной задней поверхности должно быть не более чем в двадцать раз меньше производной аналогичной поверхности, не имеющей средства регулирования подъемной силы, зависящего от изменения угла атаки. Такой самолет будет практически полностью игнорировать вертикальные потоки воздушных масс, и его пассажиры не будут ощущать «болтанки» даже при интенсивной турбулентности атмосферы.It may be appropriate to carry out an aircraft in which both bearing surfaces have a very small derivative. In this case, the front surface should have a derivative close to zero, and the value of the derivative of the rear surface should be no more than twenty times less than the derivative of a similar surface that does not have a means of regulating the lifting force, depending on the change in the angle of attack. Such an aircraft will almost completely ignore vertical streams of air masses, and its passengers will not feel “chatter” even with intense atmospheric turbulence.

Оценка показывает, что указанная разность производных задней и передней поверхностей обеспечивает необходимый стабилизирующий момент тангажа для устойчивого полета, т.е. обеспечивает продольную статическую устойчивость.The assessment shows that the specified difference between the derivatives of the rear and front surfaces provides the necessary stabilizing moment of pitch for a stable flight, i.e. provides longitudinal static stability.

Как можно видеть, на задней несущей поверхности может оказаться целесообразным применять снижение ее производной, а может оказаться - не применять.As you can see, on the rear bearing surface it may be appropriate to apply a decrease in its derivative, but it may turn out not to apply.

Промышленная применимостьIndustrial applicability

Производная передней поверхности патентуемого летательного аппарата аналогична таковой в схеме «флюгерная утка», но предлагаемый аппарат не требует усложнения технологии для его производства.The derivative of the front surface of the patented aircraft is similar to that in the “weathervane duck” scheme, but the proposed device does not require complicating the technology for its production.

Сравнительная оценка предлагаемого летательного аппарата с современными самолетами нормальной схемы дает увеличение коммерческой нагрузки на 30% и одновременно с этим экономию горючего в 23%.A comparative assessment of the proposed aircraft with modern airplanes of the normal scheme gives an increase in commercial load by 30% and at the same time, fuel savings of 23%.

Claims (1)

Летательный аппарат, содержащий две несущие поверхности, связанные с фюзеляжем, при этом по крайней мере одна из них снабжена средством регулирования подъемной силы, находящимся в функциональной зависимости от изменения угла атаки летательного аппарата, отличающийся тем, что обе несущие поверхности жестко связаны с фюзеляжем; поверхность, снабженная средством регулирования подъемной силы, находящимся в функциональной зависимости от изменения угла атаки летательного аппарата, размещена впереди центра масс летательного аппарата; при этом производная по углу атаки коэффициента подъемной силы поверхности, расположенной позади центра масс, равна или не более чем в двадцать раз меньше производной у аналогичной поверхности, не имеющей средства регулирования подъемной силы, зависящего от изменения угла атаки.An aircraft comprising two bearing surfaces associated with the fuselage, wherein at least one of them is provided with a means for controlling the lift, which is functionally dependent on a change in the angle of attack of the aircraft, characterized in that both bearing surfaces are rigidly connected to the fuselage; a surface equipped with a means of regulating the lifting force, which is functionally dependent on a change in the angle of attack of the aircraft, is placed in front of the center of mass of the aircraft; the derivative with respect to the angle of attack of the coefficient of lift of the surface located behind the center of mass is equal to or no more than twenty times less than the derivative of a similar surface that does not have the means of regulating the lifting force, depending on the change in the angle of attack.

Images