Skip to content
 

МАКС-2011, сообщение 10. Флюгируемая «утка» – аэродинамика будущего?

МАКС-2011. Анонс, сообщения: 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9

Это не реплика аэроплана из времён зари авиации. Впрочем, если смотреть дольше двух секунд, сей факт становится очевидным и без пояснений: металлическая конструкция, колёса без спиц, из лёгкого сплава, сиденье явно неархаичного вида… Кто немножко разбирается, увидит и компактный двигатель, каких не было у Блерио и Сикорского, и трёхлопастный винт, который они не ставили на свои «этажерки», и горизонтальную балку шасси, невозможную в деревянной конструкции, и много других деталей, не позволяющих принять ЮАН-1 за копию старинного аппарата.

И это не стилизация под таковой. Это максимально простая конструкция экспериментального самолёта, на котором его автор собирается проверить – и показать миру! – новый принцип стабилизации и управления самолётом по каналу тангажа. (Тангаж – это наклон продольной оси самолётам к плоскости горизонта. Проще говоря: когда нос двигается вверх-вниз, говорят, что самолёт меняет угол тангажа).

Автор машины и идеи – профессионал, авиационный конструктор, к.т.н. Алексей Юрконенко – считает, что придуманная и запатентованная им аэродинамическая схема, которую он назвал флюгируемой «уткой», способна вывести гражданскую авиацию на новый уровень эффективности.

Отчего бы такие амбиции?

Не вздумайте читать этот пост!

Шучу. Впрочем, не шучу. Полностью этот пост имеет смысл читать тем, кто не против познакомится с кое-какими вопросами динамики полёта; остальным можно ограничится зонами вокруг фотографий.

Я хотел написать о конкретном интересном аппарате, представлявшемся на МАКС-2011. Но, чтобы объяснить, зачем он вообще был сделан, пришлось, фактически, написать популярную лекцию о продольной устойчивости самолёта.

Конечно, я старался, чтобы было если и не совсем уж легко, то хотя бы понятно. Интересно, насколько это мне удалось. Но, даже если удалось, времени у вас по-любому уйдёт немало.

Приступаем. Чуть-чуть истории вопроса.

На Алексея нас, редакцию «ТМ», навёл наш товарищ, бывший сотрудник журнала – сейчас я сижу на его рабочем месте, а он иногда появляется на блоге со своими комментариями. Я связался с изобретателем, и мы с ним сделали статью, и опубликовали ещё в 2009 году. Я говорю «мы с ним», потому что статью писал, конечно, он, но потом нам вместе пришлось немало поработать с текстом на предмет его облегчения – мы старались рассказать суть, избегая большого количества формул.

И вот теперь я хочу попробовать изложить эту суть в ещё более простой. Но всё равно – держитесь. Этот пост для тех, кому реально интересна авиация, так сказать, в целом. А не только её эстетическая сторона.

Итак, начнём мы с «утки».

До сих пор эта аэродинамическая схема упоминалась, кажется, только в первой статье про Рутана. Теперь придётся поговорить о ней подробнее. А для этого, оказывается, надо начать как раз с «не-утки».

А с того, что называется нормальной аэродинамической схемой.

Почему самолёт не кувыркается

Подавляющее большинство самолётов, с которыми вам приходилось сталкиваться, выполнены по нормальной аэродинамической схеме: крыло впереди, горизонтальное оперение сзади.

Зачем самолёту крыло – понятно: оно создаёт подъёмную силу. А зачем ему горизонтальное оперение?

Меня ещё в детстве интересовал такой парадокс.

Вот летит самолёт спокойно, ровно, горизонтально. Это значит, что подъёмная сила уравновешивает силу тяжести. Мне думалось: уравновешивает – значит, равна по величине и приложена в той же точке, или, точнее, на той же вертикали. А как иначе? Я представлял себе, например, что подъёмная сила приложена малость впереди, а сила тяжести – малость позади. Подъёмная тянет самолёт вверх, тяжести – вниз. Нос задирается – самолёт перевернулся.

Хорошо, думал я; разложили мы багаж, рассадили пассажиров так, что нужное совпадение достигнуто. Летим. И тут из заднего отсека появляется стюардесса; покачивая бёдрами, толкает тележку с минералкой и соками. Да ладно стюардесса! Я встал и пошёл в хвост, в туалет. Ну, надо мне.

Всё, равновесие нарушено! Подъёмная сила остаётся там, где была – она ведь создаётся крылом, а крыло же не движется назад, отслеживая моё озабоченное перемещение. Равновесие нарушено, самолёт задирает нос, становится вертикально хвостом вниз, падает…

Но ведь в действительности так не происходит!

Я недоумевал. А потом, уже в институте, мне объяснили – а вы говорите, зачем учиться в институте!

Мне объяснили великое значение горизонтального оперения, которое недаром называется стабилизатором. Оно стабилизирует самолёт, то есть обеспечивает его равновесие при расположении центра тяжести не в той точке, к которой приложена подъёмная сила.

Буду писать: ГО – горизонтальное оперение. ГО решает проблему, которая ставила меня в тупик в моём доинститутском отрочестве. Попытаюсь объяснить.

Имея оперение, имеем две подъёмные силы: крыла и ГО. А подъёмная сила, она зависит от угла атаки.

Так, теперь надо объяснить угол атаки… Вот картинка – профиль крыла (так называют, фактически, поперечное сечение):

Нас с вами интересуют только вот эти надписи:

Airstream – направление потока воздуха, набегающего на крыло; оно же движется, вот воздух на него и набегает.

Chordline – хорда крыла. Как видим, это линия между крайней передней и крайней задней точкой профиля крыла; можно сказать, средняя линия профиля, некая его ось.

Angle of attack – собственно, это он и есть, угол атаки.

То есть, грубо говоря, угол атаки – это под каким углом крыло «налезает» на поток встречного воздуха.

В некотором диапазоне значений этого угла подъёмная сила растёт: чем больше угол атаки, тем больше подъёмная сила.

Потом, когда мы перестараемся и увеличим угол за допустимый предел, подъёмная сила резко, скачком падает, и мы падаем вместе с нею… обычно в таком случае самолёт входит в штопор.

Посмотрите рисунок, сделанный собственною моею рукой.

Понравился мой художественный стиль? А как я рисую броненосцы!.. :)

Назовём это схемой 1. Здесь вверху – нормальное обтекание, когда угол атаки внутри допустимых пределов. Оно линейное, неразрывное, потоки воздуха спокойно, величаво вершат свой путь вдоль поверхностей крыла. И с подъёмной силой всё в порядке.

Внизу, видите, я вышел на большой угол атаки – закритический. Обтекание портится: на передней части крыла оно линейное, а потом потоки как бы отрываются от поверхности, закручиваются в вихри. Собственно, они и отрываются, это называется – срыв потока. Вот ту-то подъёмная сила и падает скачкообразно.

Нам это ещё пригодится, но сейчас не будем о грустном. Прежде всего потому, что пока срыв в штопор нас не интересует. Нас интересует нормальный благополучный полёт.

ГО, как вы знаете, представляет собой тоже крыло, только маленькое. То есть на нём тоже образуется подъёмная сила.

Обращаю внимание на важный момент. Если у нас угол атаки положительный, – носок хорды смотрит вверх, как на сх. 1, – то крыло встречает поток нижней поверхностью, и тогда подъёмная сила тоже положительная – тянет вверх. А если угол атаки отрицательный – носок хорды направлен вниз, – то поток, соответственно, давит на верхнюю поверхность крыла. И тогда у нас подъёмная сила отрицательная – давит вниз.

Понятно, что то же самое относится к горизонтальному оперению.

Вспомним, что, чем больше угол атаки, тем больше подъёмная сила, и учтём, что это справедливо и для отрицательных значений. И тогда посмотрим на картинку:

Опять моё художественное творчество. Схема 2.

Как пишут в учебниках, здесь:

G – вектор силы тяжести. Он, понятное дело, приложен к центру масс самолёта, который я почему-то обозначил ЦТ – центр тяжести. Пустяки, это синонимы.

Yкр – вектор подъёмной силы крыла. Точка, к которой он приложен, называется фокусом крыла.

Yго – вектор подъёмной силы ГО. Точка, к которой он приложен, называется, соответственно, фокусом ГО.

Yс – вектор суммарной подъёмной силы. Естественно, по абсолютной величине суммарная подъёмная сила равна подъёмной силе крыла минус подъёмная сила ГО, и направлена она в сторону большей из этих двух сил. Приложена же она впереди Yкр именно потому, что Yго отрицательна. И, видите, точка её приложения – центр масс; собственно, этого мы и добиваемся, балансируя наш самолёт.

И ещё на будущее обратим внимание на

L1 – плечо действия подъёмной силы крыла – расстояние между точкой приложения подъёмной силы крыла (фокусом крыла) и центром масс самолёта

L2 – плечо действия подъёмной силы ГО – расстояние между точкой приложения подъёмной силы ГО (фокусом ГО) и центром масс.

Фокус самолёта – что-то типа фокуса воображаемой несущей поверхности, эквивалентной крылу и горизонтальному оперению, вместе взятым. На самом деле, конечно, есть точное определение, но оно уведёт нас слишком далеко от лёгкости изложения. Для нас достаточно знать, что расстояние между фокусом самолёта и центром тяжести определяет запас продольной устойчивости: чем больше расстояние, тем больше устойчивость.

На сх. 2 запас продольной устойчивости обозначен древнегреческой буквой σ. Очень важный параметр: чем больше Ϭ, тем труднее случайному воздействию «кувырнуть» самолёт. С другой стороны, тем больше усилий нужно приложить к рулю высоты, чтобы заставить машину задрать или опустить нос. Вечная борьба между устойчивостью и управляемостью…

Но всё это, повторяю, на будущее. А пока продолжим о балансировке.

На сх. 2 изображён самолёт нормальной аэродинамической схемы. Деталь: его ГО имеет отрицательный угол атаки. Так делается на подавляющем большинстве современных самолётов, почему – скажу ниже. Пока наша задача – понять в принципе идею продольной балансировки самолёта, и мы делаем это на примере самой распространённой схемы.

Мы можем видеть, что у нашего аэроплана крыло расположено таким образом, что его подъёмная сила Yкр приложена позади точки приложения силы тяжести G.

Посмотрите, что получается. Сила тяжести G тянет вниз, подъёмная сила крыла Yкр тянет вверх – самолёт стремится опустить нос! Ринуться в пикирование! Упасть об землю!

Но не падает, потому что у него есть ГО. И оно сразу, при изготовлении, поставлено носком вниз. То есть на нём создаётся ОТРИЦАТЕЛЬНАЯ подъёмная сила, что и выражено на картинке тем, что вектор Yго направлен вниз.

Эта сила тянет хвост вниз – не даёт опуститься носу. Самолёт остаётся в равновесии. Летим.

Но вот прошло полчаса, мне захотелось… :) Я пошёл в хвост.

Мой вес, а это часть веса самолёта, направился назад. Казалось бы, равновесие нарушено.

Оно и вправду нарушено, пусть совсем немножко, но нарушено. Я иду назад, от этого самолёт, пусть чуть-чуть, опускает хвост.

Теперь сосредоточьтесь, напрягите воображение. Если самолёт опускает хвост, то ОТРИЦАТЕЛЬНЫЙ угол атаки ГО уменьшается. Уменьшается и отрицательная подъёмная сила оперения, которая тянет хвост вниз.

Ещё раз. Мой вес идёт назад, заставляя хвост опускаться вниз. При этом ОТРИЦАТЕЛЬНЫЙ угол атаки ГО уменьшается, а значит, уменьшается и сила, с которой ГО давит хвост вниз. Понимаете? В ответ на организованное моим весом давление вниз горизонтальное оперение УМЕНЬШАЕТ своё давление вниз!

Мой вес дошёл до туалета и засел там. Хвост чуть-чуть опущен, отрицательная подъёмная сила ГО уменьшилась, – вся система застыла новом равновесии.

Это и называется – продольная балансировка самолёта. Если бы в туалете сидел не я, а дядя Коля Валуев, то хвост просто опустился бы чуть-чуть ниже, равновесие установилось бы при чуть большем угле атаки.

Заметьте, я ни разу не упомянул пилота. Он здесь ни при чём, он не должен предпринимать никаких действий органами управления, когда я иду в туалет. Самолёт обеспечивает свою балансировку сам, только за счёт «врождённой» аэродинамической компоновки. И тот самолёт, конструкция которого это обеспечивает, называется статически устойчивым. Все гражданские самолёты на сегодня делаются статически устойчивыми, потому что в этом – залог безопасности полёта.

А наша σ – запас статической устойчивости – определяет диапазон допустимых смещений центра тяжести и соответствующий ему диапазон значений угла атаки, то есть поднимания-опускания носа.

Мы с вами рассмотрели механику устойчивости самолёта, ГО которого имеет отрицательный исходный угол атаки. Вроде всё понятно и благостно.

Но такое решение содержит и недостаток, который мы уже отмечали: подъёмная сила ГО ВЫЧИТАЕТСЯ из подъёмной силы крыла, то есть общая подъёмная сила самолёта уменьшается. И это уменьшение далеко не пустячное, оно может доходить до 15%, а иногда и более того.

Это прямая потеря эффективности транспортного средства.

Чем плох «положительный» самолёт

Хорошо, скажете вы, цинично посмеиваясь, а почему бы нам не поставить ГО с положительным углом атаки? В принципе это можно; для этого надо всего лишь переместить крыло вперёд, так, чтобы вектор его подъёмной силы Yкр оказался впереди вектора G. Как на Схеме 3:

Здесь подъёмная сила крыла хочет поднять нос самолёта, а хвостовое оперение, для компенсации, должно стремиться поднять хвост – то есть оно должно создавать положительную подъёмную силу. То есть ему надо придать исходно положительный угол атаки.

Мы, вроде бы, решили задачу: подъёмная сила ГО складывается с подъёмной силой крыла, результирующая Yс получается больше, чем с случае сх. 2.

Но посмотрите, как уменьшалась σ – наш запас статической устойчивости! Мы жертвуем безопасностью полёта…

Конечно, мы можем увеличить σ, отодвинув назад фокус самолёта. Но для этого нам надо сделать что? нам надо увеличить размеры ГО. То есть его вес, а также сопротивление воздуха, на нём возникающее. Тут надо считать, что выгоднее – иметь уменьшенную подъёмную силу или ГО с увеличенной массой и сопротивлением. Обычно получается, что лучше потерять в подъёмной силе.

Тем более, что с «положительным» ГО начинаются и другие неприятности. Например, если смещение центра тяжести назад сильное, то самолёт вынужден сильно опустит хвост. Угол атаки ГО ещё значительно увеличится – а он ведь и так положительный! В результате ГО может выйти на закритический угол, произойдёт срыв потока (см. сх. 1), резкое падение подъёмной силы ГО. Хвост провалится вниз, самолёт встанет чуть не торчком, и теперь уже крыло выйдет на закритический угол… падение подъёмной силы, потеря скорости… штопор!

С «отрицательным» ГО до такого может дойти лишь на значительно бо´льших углах атаки. Получается, что оно обеспечивает более свободное обращение с центровкой самолёта, то есть, с практической точки зрения, с распределением его загрузки. Это важно, если вспомнить, что дело не в том, что я пошёл в туалет, – это пустячные пустяки. А вот 100 тонн керосина в баках по всему самолёту, которые в течение полёта опустошаются по очереди, хотя, конечно, и не совсем произвольно… вот это проблема.

Вот поэтому подавляющее большинство современных самолётов сделано с отрицательным начальным углом установки ГО.

Повторим. При отрицательном угле установки хвостового оперения можно не так строго рассчитывать местоположение каждого груза и не так строго ограничивать его перемещения в полёте. Самолёт с «отрицательным» хвостом способен автоматически «отслеживать» расположение центра масс в достаточно широких пределах за счёт того, что у него большой диапазон допустимых угловых положений – поднимания-опускания носа.

Ещё, может быть, бо´льшую роль этот диапазон играет на взлётно-посадочных режимах.

Напомню то, что сказано выше: увеличивая угол атаки крыла (в допустимых пределах), мы увеличиваем его подъёмную силу. А «отрицательное» ГО даёт возможность изменять этот самый угол атаки в более широких пределах, чем «положительное».

С другой стороны, подъёмная сила зависит от скорости: больше скорость – больше подъёмная сила крыла. Поэтому в крейсерском полёте, когда мы летим довольно быстро, можно иметь весьма умеренный угол атаки. Получаем минимально возможное сопротивление воздуха; а главное, мы находимся где-то посередине допустимого диапазона изменения углов атаки.

Но вот пришла пора садиться. Перед посадкой, естественно, сбрасываем скорость. А докуда мы можем её сбросить? А до тех пор, пока крыло «держит», то есть создаваемая им подъёмная сила не меньше веса самолёта. Если мы не можем выйти на большие углы атаки, нам придётся садиться с большой скоростью. Если можем – скорость можно снизить.

Надо объяснять, что посадка с умеренной скоростью безопаснее, чем посадка со скоростью неумеренной? Что аэродром со сравнительно короткой полосой дешевле аэродрома с длинной полосой?

Есть ещё механизация крыла, всякие там закрылки-щитки; но они не меняют картину качественно, вся логика ситуации остаётся той же. Поэтому не будем о механизации.

То же относится к разбегу. Видели, как круто задирают нос современные лайнеры непосредственно перед отрывом от полосы и сразу после него? Это они выходят на большой угол атаки. Возникает большая подъёмная сила, уносящая самолёт вверх; если бы не большой угол атаки, пришлось бы набирать значительно бо´льшую скорость перед тем, как «рвать штурвал на себя». Что неэкономно и небезопасно.

Всё, разобрались. Все мировые авиастроительные гиганты строят лайнеры классической аэродинамической схемы с отрицательным углом установки заднерасположенного горизонтального оперения. Так безопаснее и удобнее в эксплуатации, и из-за этого они идут на потерю значительной части подъёмной силы самолёта.

А можно не терять?

Чем хороша «утка»

Можно; я уже сказал, что можно и в классической схеме сделать «положительное» ГО. Но лучше оно реализуется в схеме «утка», то есть когда оно не заднее, а переднее.

У «уток», как правило, переднее ГО имеет положительный угол атаки и, соответственно, создаёт положительную подъёмную силу. Которая, соответственно, СКЛАДЫВАЕТСЯ с подъёмной силой крыла.

Почему так?

Вспомним сх. 2. И вернёмся к запасу статической устойчивости.

Оный запас – это такая штука… Когда его мало, аэроплан будет терять устойчивость при пустяковых внешних воздействиях – порыв ветра, воздушная яма… Опять же, малые изменения центровки будут приводить к крайне неприятным последствиям. Если запас излишне велик, то самолётом трудно управлять, нужны рули бо´льшей площади, бо´льшая сила, чтобы ими управлять. Так что этот запас – величина компромиссная, некий оптимум соотношения устойчивость/управляемость.

И вот у нас на сх. 2 – нормальный запас устойчивости на самолёте с «отрицательным» ГО. А мы хотим «положительное». Тогда, как я уже говорил, надо центр тяжести поместить позади фокуса крыла. Попробуйте мысленно его переместить – он окажется совсем близко к фокусу самолёта, то есть запас статической устойчивости – почти никакой. А то ещё попадёт сзади фокуса, тогда самолёт будет вообще статически неустойчив.

Можно, конечно, подвинуть назад крыло, его фокус сдвинется назад, запас устойчивости можно таким образом восстановить. Но тогда у хвостового оперения окажется меньше плечо (вспомним L2 на сх. 2). Мы знаем, что момент пропорционален силе и плечу её действия. Уменьшилось плечо – надо увеличивать силу. То есть увеличивать площадь стабилизатора, чтобы сохранить устойчивость, и площадь руля высоты, чтобы восстановить управляемость. А это, мы уже говорили, – лишний вес, лишнее сопротивление… кому это надо?

Надо сказать, что потеря 10–15% подъёмной силы до 1970-х годов не считалась большой бедой, и только в последние десятилетия, когда керосин стал неостановимо дорожать, соревнование в топливной эффективности сделало эти проценты важными. Люди стали искать варианты.

Один из них лежал на поверхности. Называется он – аэродинамическая схема «утка», а у нас – Схема 4

Это рисунок самого Алексея Юрконенко, я взял его из материалов статьи. Поскольку статья давным-давно выложена на портале «ТМ», Алексей на меня за это не обидится.

Посмотрите, как легко, непринуждённо выглядит на «утке» ГО с положительным углом установки! Наоборот, если б кому-то пришла в голову мысль сделать «отрицательную» «утку», ему пришлось бы переносить центр тяжести назад, за фокус крыла. А что такое центр тяжести в задней части самолёта? Это значит, что там сосредоточены основные веса. Но зачем нам такое ограничение в коммерческой авиации? Мы хотим иметь возможность равномерно загружать весь фюзеляж.

Значит, если кому-то нужна «утка» :), то это будет утка с ГО с положительным углом установки.

Собственно, это же само собой разумеется. Мы же начали с того, что хотим складывать подъёмную силу ГО с подъёмной силой крыла. Нам не интересна «отрицательная» утка, а сейчас мы убедились, что она вообще мало когда возможна.

Посмотрите ещё раз на сх. 4. Как органично, естественно расположился центр тяжести, и фокус самолёта от него как раз на таком расстоянии, чтобы получался нормальный запас статической устойчивости.

И подъёмные силы крыла и оперения складываются, что и высечено крупными буквами вверху посередине.

Но вот какая беда у нашей «утки».

Чем плоха «утка»

При всех прочих равных условиях у неё меньше плечо горизонтального оперения, чем у «нормального» самолёта. Кому лень, просто поверьте мне на слово. А если кому не лень, посмотрите на сх. 2 и потом на сх. 4. По взаимному расположению точек приложения подъёмных сил крыла и ГО, центра масс и фокуса самолёта вы увидите, что это различие принципиальное. Неустранимое. Его можно уменьшать, но оно всегда будет, и всегда останется довольно значительным.

У «положительной» «утки» расстояние от горизонтального оперения до центра масс всегда будет заметно меньше, чем у «отрицательной» «нормы». То есть – меньше балансировочное плечо горизонтального оперения.

А что это значит?

Вот мы хотим садиться. Сбрасываем скорость. Из-за этого подъёмная сила уменьшается – и на крыле, и на оперении. Что делать, чтобы ещё сбросить скорость?

Посмотрите на сх. 2. Лётчик берёт ручку на себя. Рули высоты сзади, на оперении, отклоняются вверх, тем самым увеличивая отрицательную подъёмную силу ГО. Хвост уходит вниз, и угол атаки крыла возрастает. А потому, как мы знаем, возрастает подъёмная сила крыла. То есть она становится больше при меньшей скорости.

Другой путь – использование механизации крыла. Выпускаем закрылки, и подъёмная сила крыла увеличивается при том же угле атаки (закрылки для того и нужны, на то и рассчитаны). Но тогда возрастает момент, старающийся опрокинуть самолёт на нос – ввести в пикирование. Лётчик берёт ручку на себя, рули сзади отклоняются вверх – отрицательная подъёмная сила возрастает, создаётся противодействующий момент – самолёт сохраняет нужное положение в пространстве.

При этом рули имеют умеренную площадь, потому что плечо действия всего оперения – балансировочное плечо – велико.

Так и садятся «нормальные» самолёты.

Теперь – «утка».

Хотим увеличить подъёмную силу путём увеличения угла атаки. Лётчик берёт ручку на себя. На «утке» рули высоты при этом отклоняются вниз. Угол атаки возрастает, растёт подъёмная сила крыла, но при этом растёт и момент, стремящийся опрокинуть самолёт на нос – заставить пикировать. На переднем ГО (ПГО) тоже возрастает подъёмная сила, но мало. Если бы балансировочное плечо было больше, её бы хватило. Но оно маленькое, уравновешивающей силы мало.

Можно, конечно, при малом плече сделать большую площадь оперения и рулей высоты. Но тогда мы увеличиваем массу, сопротивление ПГО, а главное – оно становится неоптимальным и даже опасным на крейсерских режимах полёта.

Конечно, в некоторых пределах эти процессы работают. Но из-за сравнительно малого балансировочного плеча пределы эти более узкие, чем у «нормы». В результате «утки» приходится сажать на скоростях значительно бо´льших, чем «нормальные» самолёты. Говорят: у них малый диапазон лётных скоростей.

Для легкомоторной авиации это ещё приемлемо – у маленьких самолётов скорости вообще невелики, и – садиться на 60 км/ч, или на 80 км/ч – невелика разница. А вот, скажем, для Ил-86: 275 км/ч, как сейчас, или 350 км/ч – это большая разница.
А ещё у «утки» плохо со срывом в штопор.

Наиболее часто в штопор срываются при небольшой скорости полёта. Как мы знаем, здесь нам нужен большой угол атаки крыла. Крыло неподвижно, значит, самолёт должен лететь, задрав нос. При этом, естественно, и у переднего ГО «утки» будет большой угол атаки. Близкий к критическому, на котором происходит нарушение обтекания, срыв потока с поверхности и, следственно, резкое падение подъёмной силы.

Ну вот, летим близко к критическому, и тут – порыв, восходящий поток, турбулентность… Турбулентность в атмосфере – это не завитки радиусом в сантиметры, это вихревые движения в масштабах сотен метров. И наше ПГО легко может оказаться в восходящей ветви этого вихря. Получается простейшая вещь:

Решил здесь «силовые линии» воздушного потока нарисовать красным. На левом рисунке – малоскоростной (с большим углом атаки) горизонтальный полёт в спокойном воздухе. На правом – тот же полёт, но попали в восходящий поток. Горизонтальная скорость самолёта складывается с вертикальной скоростью потока, поэтому «силовые линии» оказываются наклонными.

И вот тут, в наклонённых вверх струях внезапно налетевшего вихря, угол атаки выскакивает за допустимое значение. Дальше понятно: закритическое обтекание, срыв потока, резкое падение подъёмной силы на ПГО, резкий неуправляемый клевок носом… На посадке это точно катастрофа, на высоте – минимум очень тяжёлая ситуация, с которой не всякий лётчик и не всякий самолёт могут справиться.

Вот такая штука. Вот потому мы вовсе не видим «уток» среди больших и средних лайнеров и очень мало их видим среди деловых/административных самолётов.

Но выход есть. Его предлагает Алексей Юрконенко, реализовавший свою идею в аппарате ЮАН-1.

Что делать-то?!

Поверьте мне, у Алексея есть исчёрпывающая теоретическая подоплёка его решения, которое, будучи воплощённым, выглядит не слишком сложным. Если поверили, то я не буду приводить теоретическое обоснование. А сразу покажу устройство и на пальцах объясню, как оно работает.

Обращаю ваше внимание: та картина, которую мы только что с ужасом наблюдали – вихрь турбулентности, закритическое обтекание, падение подъёмной силы ПГО, клевок, падение, похороны – эта картина неизбежна только тогда, когда оперение жёстко привязано к фюзеляжу – как, собственно это обычно и бывает. Тогда угол атаки ПГО жёстко связан с углом атаки всего самолёта; соответственно, при увеличении угла атаки самолёта неизбежно увеличивается угол атаки ПГО, подходя к критическому. Когда у крыла, кстати, до критического может быть ещё далеко.

Так, а нам что нужно?

Нам нужно, чтобы подъёмная сила переднего горизонтального оперения «утки» не зависела от направления набегающего потока. Горизонтальный он, наклонный вверх или наклонный вниз – чтоб подъёмная сила ГО была одинаковая.

Не то чтобы постоянная; нет, нам же нужно управлять положением нашей «утки». Вот пусть эта подъёмная сила от наших действия зависит, а от направления потока – не зависит.

Тогда получится что получится? Надо нам, например, чтобы самолёт летел под углом 6°. Начинаем отклонять рули высоты на ПГО. Нос задирается, получаем свои 6°, каковым соответствует для данной скорости совершенно определённая подъёмная сила. И перестаём управлять. А наше волшебное ПГО теперь будет её поддерживать, как бы не обращая внимания на изменение «наклона» набегающего потока.

Как такое сотворить?

Слона, как известно, надо есть по кускам. Сначала посмотрим, как нам получить на ПГО подъёмную силу постоянную, но – нулевую.

Очень просто. Флюгер знаете? Он всегда стоит по направлению набегающего потока. То есть с нулевым углом атаки. Для оперения это значит – с нулевой подъёмной силой.

Зато всегда. Откуда бы ни дул поток, флюгер всегда имеет к нему нулевой угол атаки.

Ладно; как теперь сделать этот ноль ненулевым?

В этом и состоит суть изобретения Алексея Юрконенко. «Утку» изобрели задолго до него; горизонтальное оперение с постоянно нулевой подъёмной силой нафиг никому не нужно. Флюгер был известен ещё, наверное, шумерам и прочим неандертальцам.

А Алексей всё это соединил.

Вот что он изобрёл:

Это опять его рисунок, и на нём изображено УПРАВЛЯЕМОЕ ФЛЮГИРУЕМОЕ ПЕРЕДНЕЕ ГОРИЗОНТАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ для самолёта типа «утка».

Точнее, на этом рисунке не видно, что оно флюгируемое. Зато видно, как им управлять.

Большая серая поверхность – это собственно ПГО. Его установят на самолёт так, чтобы оно свободно вращалось по отношению к фюзеляжу на горизонтальной оси, вот оно и станет флюгируемым.

На левом его торце установлено управление. На заднем конце штанги есть ось, на которую насажена маленькая серая поверхность управления – серворуль, он может поворачиваться вверх-вниз; вон там и привод виден. Вот им, рулём, и управляет лётчик. На переднем конце штанги – балансир. Он нужен для того, чтобы серворуль уже одним своим весом не поворачивал ПГО задней кромкой вниз.

Теперь будем смотреть, как оно работает (схема 5).

Видите? Юрконенко, можно сказать, повесил на нос «утки» маленький самолётик! У которого крыло – ПГО «утки», а стабилизатор – серворуль!

Рисуночек у меня получился совсем уж не очень… Главное, обратите внимание: на левом серворуль в «нулевом» положении, на правом – отклонён.

Слева – серворуль «в нуле», ПГО на своей оси, как и подобает флюгеру, выровнялось вдоль потока. Угол атаки – ноль, подъёмная сила – ноль.

Справа – лётчик повернул серворуль. На нём возникает «отрицательная» подъёмная сила Yср – вспоминаем описание схемы 2. Она начинает опускать «хвост самолётика», и ПГО начинает задираться, получая угол атаки. Появляется подъёмная сила Yго.

Теперь опять смотрите. Фокус ПГО, то есть точка приложения Yго, находится позади оси вращения. Значит, Yго противодействует повороту ПГО, создавая относительно оси вращения момент, который мы по сложившемуся обыкновению назовём «положительным». Пока угол атаки маленький, сила Yго недостаточна, угол атаки продолжает расти. Yго – тоже. Процесс остановится тогда, когда «положительный» момент от Yго сравняется с «отрицательным» момент от силы серворуля.

Всё, равновесие достигнуто. Допустим, плечо Yср в 20 раз длиннее плеча Yго. Допустим также, что лётчик повернул серворуль на такой угол, что Yср равна 2 кг. Тогда в равновесии Yго будет равна 40 кг. А сила, поднимающая нос самолёта, будет 40 кг — 2 кг отрицательной подъёмной силы серворуля = 38 кг.

Что как раз нужно для того, чтобы держать самолёт в желаемом угловом положении.

Разумеется, цифры я взял с потолка; но принцип, надеюсь, объяснить смог.

Главное, что надо почувствовать: эти 40 кг не зависят от углового положения самолёта, как на обычной «утке» – за счёт флюгирования мы «отвязаны» от самолёта. 38 кг зависят только от угла атаки ПГО по отношению к набегающему потоку, а этот угол задаётся серворулём и только им.

Пусть теперь поток «дует» в любом направлении – нам всё равно, у нас останутся те же самые 38 кг.

Попробую показать это на рисунке.

Неаккуратно, конечно… если буду писать книгу, сделаю как надо. А здесь – простите, этот пост и так занял у меня беспрецедентно огромное количество времени. Непростительно огромное…

Итак, слева мы летим в нормальном потоке, ПГО стоит под заданным углом атаки, подъёмная сила такая, какая нужна для поддержания заданного углового положения самолёта.

Справа – попали в восходящий поток. Флюгерное наше ПГО поворачивается вдоль потока – но не совсем, а «оставляя за собой» всё тот же угол атаки – вспоминаем сх. 5. Угол атаки относительно этого, безобразного и опасного потока, в наличии, значит, будет и подъёмная сила ПГО. Значит, самолёт не клюнет неуправляемо, и с нами всё будет хорошо.

Что хорошо? А то, что мы можем не бояться выходить на большие углы атаки, значит, будем перед посадкой снижать скорость не хуже, чем самолёты нормальной аэродинамической схемы.

Мы победили недостаток «утки». Теперь её крыло может реализовать все свои несущие возможности на всех режимах. Можно использовать любую механизацию, выходить на любой допустимый для него угол атаки – без оглядки на ситуацию, в которой оказывается переднее горизонтальное оперение. И, не забудем, ПГО у нас теперь «уточное» с положительной подъёмной силой.

Два примечания

Во-первых, не мы победили, а Алексей Юрконенко. У него и патент есть :)

Во-вторых, не приставайте ко мне со всякими величинами второго и третьего порядка малости. Я знаю, что на правом рисунке последней схемы подъёмная сила ПГО будет направлена не строго вверх, а вверх-вперёд. Соответственно, её вертикальная составляющая будет меньше, чем на левом рисунке этой схемы. Но это как раз то, что я назвал величинами 2-го порядка малости. Не забудьте, прежде всего, что у меня тут углы гипертрофированы. Чтоб было наглядно. А потом, можете быть уверены, что конструкторы и лётчики умеют учитывать эти величины.

Тут есть ещё места, к которым въедливый человек может прицепиться. Что ж, прицепляйтесь; где смогу, отобьюсь. А если где-то не смогу – значит, вы найдёте изъян в моих упрощённых объяснениях непростых явлений аэродинамики.

Вернёмся на МАКС?

Вот она, эта славная система, специально снял крупным планом:

Здесь всё хорошо видно.

Большая плоскость ПГО опирается на грубый прямоугольный кронштейн, где-то там, в толще крыла, через верхушку этого кронштейна проходит «ось флюгирования» – горизонтальная, вдоль длинного размера ПГО.

На торце – система управления: маленький стреловидный серворуль, его штанга с балансирчиком на переднем конце, на руле – качалка, к качалке идёт классический стержень жёсткой системы управления…

Исключительно наглядно. Но всё же поставим ещё фото:

То же самое, вид спереди. Здесь видим вторую качалку на штанге, а к ней – тросик… как же они называются, такие тросики?.. забыл. И можно проследить, как этот красный тросик доходит до ручки управления.

Ну и, наконец, вид сзади:

Что ещё сказать?

ЮАН-1 летал прошлым летом, его даже показали по ТВ. Полёт вышел не слишком удачным, но с лётчиком ничего особо худого не произошло. Машину дорабатывали – если приглядитесь, увидите, что двигатель стоит в другом месте, чем на моих фото этого года. Глядеть надо здесь.

Я от имени редакции держу связь с Алексеем. Появится что-то решительно новое – напишем в журнале, и здесь, конечно, тоже напишу.

***

Меня, хоть я и побаиваюсь, интересует мнение того, кто захотел и смог дочитать до конца.

***

Клянусь, следующий пост по МАКС-2011 будет принципиально короче.

22 комментариев

  1. Max:

    Спасибо за информацию.
    Но, думаю, далее опытных образцов не пойдет.
    Да и на фото самолет больше похож не на самолет, а на табурет с крыльями. Нет элегантности.
    Но это сугубо мое мнение.

    • master:

      Насчёт опытных образцов — в отличие от серии, да? — согласен. Как бы не получилось так, как со многим: заинтересуются американы, китайцы, кто-то ещё… Заберут патент, а то и автора в придачу. У нас в «ТМ» есть несколько таких историй, развивающихся буквально на наших глазах.

      А элегантности сейчас не ждите. Её не надо, надо проверить принцип. Вдруг всё же что-то не учтено. Принцип-то совершенно новый. Для этого и неправильно было бы делать красивую машину из супер-пупер материалов. Это потом, если с «флюгуткой» всё подтвердится.

      Впрочем, автор говорит, что у него уже есть, типа, заказчик, для коего делается — уже делается! — красивый самолётик.

      Вот какой красивый. И не ругайтесь, это не снимок плохой, а условия съёмки. Это плакат, привешенный к стенке палатки на МАКСе. Ветер был, плакат трепыхался. А Слава Зигуненко — зам. главного редактора журнала «Юный техник» :)

  2. Роман:

    Дочитал :) Понял всё ну или почти всё. Нормальная популярная статья.
    А изобретателю удачи. Непрстое это дело что то новое продвигать тем более судя по модели за свой счет.

  3. Константин:

    ЗАВТРА 4 ДЕКАБРЯ!

    Люди научились летать как птицы, плавать как рыбы. Осталось научиться жить как люди.

  4. DGN:

    мда… оба полета показали крайнюю неустойчивость этого изобретения… вероятно, при посадке (касании задними стойками)происходит разбаллансировка в системе флюгер-противовес и стабилизатор вызывает раскачивание машины как раз по каналу тангажа… ну и видно что движка ему не хватает, фактически он «прыгает», но это дело поправимое — решаемо форсировкой движка или заменой пилота на более стройного ;-) а вот как его сажать, сходу непонятно… вероятно надо как-то фиксировать стабилизатор при касании стоек земли.

    P.S. был на позапрошлом МАКСе, щупал его… уже тогда с движком была проблема, прогар поршня если не изменяет память…

    • master:

      Согласен, полёты-таки выглядели, как какой-нибудь Гаккель с Сантос-Дюмоном. По тому полёту, который показывали по ТВ позапрошлым уже летом, я слышал две версии, непохожие… Как бы то ни было, после этого движок перенесли с передней укосины на заднюю, винт стал толкающим. Хотя автор говорит, что не из-за неудачного полёта. Я с ним немного говорил, но он был — то ли действительно занят, он работал на стенде своей фирмы, то ли просто не в духе… не стал я его доставать. И потом — он обещал сам нам статью написать. надо будет напомнить.

      А насчёт фиксации перед касанием — мождет быть, это, может, ещё что-то. Схема-то действительно необычная, никак не обойтись без лётного эксперимента. Чем Алексей и занимается.

  5. DGN:

    еще появилась мысль, что для стабилизатора экранных эффект наступает гораздо раньше чем для плоскости флюгера, в итоге имеется разбаланс…

    еще может быть что система инерционна и просто не успевает отработать, уходит в раскачку…

    зря он туда сам полез, убъется хороший мужик ни за фиг… построил-бы модель 1:3-1:4, на радио и с телеметрией (всяких там тензодатчиков на плоскости навешай, потом загони в матпакет для расчета… дома кластер можно из линуксов собрать щас с производительностью супера… да и просто на ломоносов прийти и на ночь попросить ребят запустить… а с кордовой модели на летающий образец… как-то это очень по нашему, по русски…

    а его новый сайт очень напоминает «распильные»

    • master:

      Думаю, экранный эффект здесь «не играет». И то, что я видел, там не было раскачки, а было кабрирование с быстро нарастающим углом.

      Полез он туда не сам, у него лётчик есть. Вот с ним-то и разнятся версии причин такого поведения машины… А насчёт остального – Юрконенко делал этот аппарат делал за свои деньги. Какая там модель с телеметрией… Вот математически он, может быть, моделировал, не знаю; а в том, что проверял аналитически – уверен. Он серьёзный конструктор, к.т.н., математикой владеет. Нам с ним нелегко пришлось, когда минимизировали количество формул для статьи в «ТМ»

  6. DGN:

    почему при посадке он идет на кабрирование? подушка воздуха начинает подпирать стабилизатор, а маленький флюгер еще нет… в итоге — возрастает подъемная сила на стабилизаторе.

    А какие (не)официальные версии существуют? Конструкторская и пилотская? Или со времен Туполева ничего нового в этом вопросе не произошло — кб считает что пилоты не умеют летать, пилоты что кб сделело гроб с крылышками.

    • master:

      Я не берусь судить, как оно на самом деле. Я не настолько крут в аэродинамике.

      Конфликт между КБ и пилотами — думаю, из разряда вечных. Со времён Адама не изменилисть отношения в семье — с выяснениями, кто виноват. Это то же самое… Только прибавлю, что нет там никакого КБ — есть конструктор и лётчик. И денег специальных нет, соответственно, всяких продувок и сотни датчиков во всех местах. И, наконец, две версии — это было давно. Надеюсь, сейчас они пришли к консенсусу. Во всяком случае, машина с тех пор изменилась.

      А хорошо бы продуть, да?

  7. Юрий Краснов:

    Здравствуйте!
    Флюгерная утка полетит, не только утка, но и нормальная схема с флюгерным стабилизатором, уверяю Вас.
    До чего не додумались Микоян с Гуревичем, разрешил Краснов, подумав четверть века!
    Подробности на https://sites.google.com/site/krasnovplane/

  8. master:

    А эксперименты были? Видите, у Алексея и модель была, показавшая хорошие результаты. И натурный образец, который, к сожалению, летал неудачно. Не понимаю, почему больше о нём не слышно: трудности с восстановлением/доработкой, или автор разочаровался в концепции? Или просто я ничего не слышал, а там всё нормально?

    Поэтому сейчас мне особенно интересна практика…

    • В модели большое влияние на устойчивость оказывает гироскопический момент винто-моторной установки.
      Необходимо испытание на планирование с выключенным мотором. А этого не производилось.
      А на практику никто деньги не выделяет. А кушать хочется. А если не хочется, то, все равно, надо.

      • master:

        Не уверен… Если модель хорошо управляется, значит, гироскопический момент преодолевается легко. Не понимаю, почему он должен сильно влиять на устойчивость, если его влияние на управляемость невелико.

        Но это мнение дилетанта, всё же я не самолётный заканчивал, а системы управления. Может быть, Вы и правы.

  9. Вадим:

    Вы когда-нибудь видели на классике такое огромное соотношение площади крыла и стабилизатора да еще при таком коротком плече? Это ФПГО само по себе не способно лететь, а должно! Как обычный планер классической схемы! Был ли «облет» ФПГО и проверка его устойчивости отдельно от основного самолета? Лучше бы поставили ФПГО схемы «летающее крыло», меньше было бы проблем и меньше моменты инерции по тангажу. Флюгерные тандемы с ЛК в виде переднего крыла успешно летают по миру, например самолет «Блоха».

    • master:

      1. Думаю, соотношение площадей крыла и стабилизатора не самое огромное из всего, что когда-либо существовало. И именно на коротком плече большой стабилизатор имеет смысл: чтобы создать момент заданной величины, надо ставить тем больший стаблилизатор, чем меньше плечо.

      2. Мысль о том, что ФПГО должно само летать, не понимаю, но спорить и не подумаю: видимо, Вы знаете, о чём говорите. Был ли отдельный облёт ФПГО — не знаю, автора не спрашивал, потому что не знал, что нужно спросить :)

      3. По ФПГО типа ЛК мнения не имею. Одно скажу. Видел (может быть, и Вы видели?) кадры полёта этого аппарата, и полёт был неудачным, и именно из-за дефекта в части продольной устойчивости. Так что, не имея достаточно знаний и данных для детальной оценки Вашего комментария, не могу не признать, что что-то какая-то ошибка автором допущена :)

    • master:

      Красиво летает, зараза! :)

      А над склоном её испытываете, потому что там должны быть те самые восходящие порывы, которые она должна держать без потери устойчивости? Или просто — чтобы легче было летать?

Написать отзыв на Юрий Краснов

CAPTCHA изображение
*