Kachna (aerodynamický design). Nákresy a popisy letadel "Quickie" Tandem a letadla Canard

Jak se vyhnout vyrovnávacím ztrátám? Odpověď je jednoduchá: aerodynamická konfigurace staticky stabilního letadla musí vylučovat balancování se záporným vztlakem na vodorovné ocasní ploše. V zásadě toho lze dosáhnout pomocí klasického schématu, ale nejjednodušším řešením je uspořádat letoun podle „kachního“ schématu, které zajišťuje regulaci sklonu bez ztráty vztlakové síly pro trim (obr. 3). V dopravním letectví se však kachny prakticky nepoužívají a mimochodem zcela oprávněně. Pojďme si vysvětlit proč.

Jak ukazuje teorie i praxe, letadla typu canard mají jednu vážnou nevýhodu – malý rozsah letových rychlostí. Provedení canard je zvoleno pro letadlo, které musí mít vyšší rychlost letu ve srovnání s letadlem konfigurovaným podle klasické konstrukce, za předpokladu, že pohonné jednotky těchto letadel jsou stejné. Tohoto efektu je dosaženo díky skutečnosti, že na kachně je možné snížit třecí odpor vzduchu na limit snížením plochy omývaného povrchu letadla.

Na druhou stranu při přistání si „kachna“ neuvědomuje maximální součinitel vztlaku svého křídla. To je vysvětleno skutečností, že ve srovnání s klasickým aerodynamickým designem se stejnými meziohniskovými vzdálenostmi křídla a hlavního těla, relativní plochou hlavní části a stejnými absolutními hodnotami okraje podélné statické stability, schéma „kachna“ má menší vyvažovací rameno hlavní části. Právě tato okolnost neumožňuje kachně konkurovat klasické aerodynamické konstrukci v režimech vzletu a přistání.

Tento problém lze vyřešit jedním způsobem: zvýšením maximálního koeficientu vztlaku PGO ( ) na hodnoty, které zajišťují vyvážení kachny při přistávacích rychlostech klasických letadel. Moderní aerodynamika již dala „kachnám“ profily pro vysoké zatížení s hodnotami Ne max = 2, což umožnilo vytvořit PGO s . Ale navzdory tomu mají všechny moderní kachny vyšší přistávací rychlosti ve srovnání s klasickými konstrukcemi.

Rušivé vlastnosti „kachen“ také neobstojí v kritice. Při přistání v podmínkách vysoké tepelné aktivity, turbulence nebo střihu větru, PGO, poskytující vyvážení na maximální přípustné Ne letadla, může mít . Za těchto podmínek, s náhlým zvýšením úhlu náběhu letadla, PGO dosáhne nadkritického proudění, což povede k poklesu jeho vztlaku a úhel náběhu letadla se začne snižovat. Hluboké narušení toku z PGO, ke kterému v tomto případě dochází, uvádí letoun do režimu prudkého nekontrolovaného střemhlavého letu, což ve většině případů vede ke katastrofě. Toto chování „kachen“ v kritických úhlech náběhu neumožňuje použití tohoto aerodynamického designu v ultralehkých a dopravních letounech.

Pro „standardní kachnu“ s plochou vodorovného ocasu (přední křídlo) do 15...20 % plochy hlavního křídla a ramenem ocasu rovnajícím se 2,5...3 V Cach (průměr aerodynamická tětiva křídla), těžiště by mělo být umístěno v rozmezí od - 10 do - 20 % VSAKH. V obecnějším případě, kdy se přední křídlo liší parametry od ocasu „standardní kachny“ nebo „tandemu“, aby bylo možné určit požadované vyrovnání, je vhodné konvenčně převést toto uspořádání na známější normální aerodynamický provedení s konvenčním ekvivalentním křídlem (viz obr. .).

Zarovnání, jako v případě normálního schématu, by mělo ležet v rozmezí 15...25 % VEKV (tetiva konvenčního ekvivalentního křídla), což je následující:

V tomto případě je vzdálenost ke špičce ekvivalentní tětivy rovna:

Kde K je koeficient, který bere v úvahu rozdíl v montážních úhlech křídla, úkosech a zpomalení proudění za předním křídlem, rovná se:

Vezměte prosím na vědomí, že empirické vzorce a doporučení pro určení souososti jsou velmi přibližné, protože vzájemný vliv křídel, úkosů a zpomalení proudění za předním křídlem lze přesně určit pouze foukáním; Pro amatérské letce doporučujeme používat létající modely včetně šňůrových k experimentálnímu testování seřízení letounu s neobvyklým designem. V letecké výrobní praxi se tato metoda někdy používá. A v každém případě u amatérsky postaveného letadla by se při provádění vysokorychlostních pojíždění a přiblížení mělo vyjasnit zarovnání určené vzorcem.

na podkladě materiálů: SEREZNOV, V. KONDRATIEV "NA NEBE TUŠINA - SLA" "Modelář-konstruktér" 1988, č. 3

Na základě materiálu z časopisu "Modelist-Constructor" z dob SSSR

Fragment 3. vydání adresáře "Kdo je kdo v robotice"

V prvním desetiletí 20. stol. Ještě nevěděli, jak by mělo být letadlo navrženo. A často u letadel té doby byla horizontální ocasní plocha umístěna před křídlem na přední části trupu. Takovým letounům se začalo říkat „kachny“, protože jejich nosní část trupu vysunutá dopředu za letu připomínala létající kachnu s nataženým krkem. Tento název je přiřazen letadlům, u kterých je horizontální ocasní plocha umístěna před křídlem. Výrobci letadel se vrátili ke konstrukci kachny, když začali navrhovat nadzvuková letadla, aby eliminovali snížení celkového vztlaku, který konvenční letadla zažívala od ocasu. A volně létající model letadla vyrobený podle „kachního“ designu lze lépe přizpůsobit visení.

Akrobatický model letadla "UII-GBird" s motorem o objemu 2,5 cm³, v provedení "kachna". Horizontální ocasní plocha s výškovkou je připevněna ke svému akrobatickému křídlu na dvou nosnících. Motor s tažnou vrtulí je umístěn v přídi krátkého trupu. Vzpěra příďového kola je namontována přímo za motorem. Vzpěry hlavního podvozku jsou umístěny v místech uchycení nosníku. Na odtokové hraně křídla jsou dvě křidélka, vychýlená asymetricky, jak je znázorněno na obrázku.

Usilovná práce s výběrem polohy těžiště se vyplatila a vedla k úspěchům v soutěžích. Během testování modelu byla odhalena další významná výhoda „kachního“ schématu. Pokud se motor při provádění akrobatických manévrů náhle zastavil, ztratil kontrolu, přešel do střemhlavého letu a poté z něj bez zásahu modeláře vypadl a bezpečně přistál. To je vysvětleno skutečností, že při potápění bez kontroly způsobí hmotnostní moment výškovky kolem osy jejího zavěšení na pantech vychýlení volantu směrem dolů s odtokovou hranou. Výsledkem je okamžik, který způsobí, že „kachna“ opustí ponor a poté hladké přistání.

Model z kachní šňůry postavený a úspěšně testovaný japonskými leteckými modeláři.

Při navrhování jakéhokoli modelu kachny je pro zajištění stabilního letu velmi důležité správně zvolit těžiště vzhledem k náběžné hraně tětivy křídla. Vzdálenost od špičky tětivy křídla k těžišti modelu, nutná pro stabilní let, je určena vzorcem: X = 70Lgo x Sgo/Scr - 0,1b, kde: Sgo - plocha vodorovný ocas v decimetrech čtverečních, plocha křídla v decimetrech čtverečních, Lth je vodorovné rameno ocasu, tj. vzdálenost od špičky tětivy stabilizátoru ke špičce tětivy křídla, v decimetrech, b je tětiva křídla v mm.

Tento vzorec je uveden pro případ, kdy je na modelu použit tlačný šroub. Například pro model s Sgo = 10,5 dm²; Lgo = 6,3 dm; Skr= 31,9 dm²; X = 126 mm. Pokud je na modelu vyrobeném podle „kachního“ schématu použit stahovací šroub umístěný před křídlem, pak se X zjistí pomocí ještě jednoduššího vzorce: X = 70Lgo x Sgo/Scr

Ve Spojených státech se testují dva experimentální modely stíhačky F-16XL, vytvořené na bázi stíhacího bombardéru F-16. Pokud bylo dříve hlášeno, že elektrárna nového stíhacího letounu zůstala stejná, nyní se podle zahraničního tisku plánuje použití výkonnějšího motoru F-101DFE, vytvořeného na základě motoru F-101 Strategický bombardér B-1. Ve srovnání se základním modelem byla plocha křídla nového letounu výrazně zvětšena (dosahovala 60 m2), délka trupu se zvýšila o 1,4 m Díky těmto změnám v konstrukci se zvýšila kapacita paliva o 80 %.

Doufá se, že stíhačka F-16XL bude schopna dlouhodobých letů nadzvukovou cestovní rychlostí. Pro vzlet a přistání bude vyžadovat dráhu dlouhou méně než 600 m.

Avionika letadla má zahrnovat modernizovanou radarovou stanici AN/APG-66, elektronickou potlačovací stanici AN/ALQ-165, elektrooptický systém Lantirn a nový digitální počítač pro systém ovládání zbraní. Časopis „Výstroj a zbraně“ z dob SSSR

Historie tohoto projektu sahá až do počátku 80. let. V experimentálním strojírenském závodě pojmenovaném po V. M. Mjasiščevovi probíhaly konstrukční a výzkumné práce na vývoji koncepce nového těžkého leteckého dopravního systému.

Na počátku 80. let minulého století probíhaly podobné práce v několika leteckých konstrukčních kancelářích a samozřejmě ve vědeckém centru domácího letectví TsAGI.

Koncepce těžkého dopravního letounu vyvinutá v TsAGI je v leteckých kruzích poměrně známá, autorem vývoje byl vedoucí konstrukčního výzkumu Yu.

Demonstrační model dopravního systému TsAGI byl opakovaně předváděn na mezinárodních leteckých výstavách.

Vývoj designu EMZ pojmenovaný po. V. M. Myasishchev byly provedeny v rámci tématu, které získalo index „52“. Byly realizovány pod vedením hlavního konstruktéra EMZ V. A. Fedotova, vedoucím námětu v počáteční fázi byl zástupce hlavního konstruktéra R. A. Izmailov. Předním designérem tématu a v podstatě autorem konceptu byl V. F. Spivak.

Koncepce Projektu 52 počítala s vytvořením jednotného dopravního letounu s unikátními přepravními schopnostmi. Hlavním cílem projektu bylo zajistit vzdušný start opakovaně použitelného leteckého letounu rychlé reakce. Vytvořit tak unikátní letoun se vzletovou hmotností 800 tun pouze pro jeden úkol by nebylo ekonomicky proveditelné. Koncepce projektu „52“ proto od samého počátku počítala s využitím tohoto letounu pro unikátní přepravní operace, včetně přepravy vojenské techniky a vojenských jednotek, průmyslového nákladu nad velké rozměry a hmotnost.

Koncepce návrhu „52“ byla založena na principu „vnějšího zatížení“. Pouze tento princip umožňuje umístit náklad, který je tvarově a rozměrově zcela odlišný. V tomto případě trup letadla jako prostředek pro uložení nákladu prakticky degeneruje, proto by při zachování minimální požadované velikosti trupu bylo možné výrazně snížit hmotnost konstrukce letadla. To je vše, zdá se velmi jednoduchý nápad, na jehož základě je celý projekt postaven.

V tomto článku se nebudeme podrobně zabývat projektem „52“. Zájemce odkážeme na vícedílnou publikaci „Ilustrovaná encyklopedie letadel EMZ pojmenovaná po. V.M. Myasishchev“, kde je vývoj projektu popsán dostatečně podrobně.

Na těchto pracích se musel přímo podílet autor těchto řádků a v tomto článku bych rád pohovořil o těch projektech, nebo správněji o myšlenkách, které byly také zvažovány v procesu vývoje konceptu, ale nebyly vyvinuty a nebyly dostatečně podrobně zpracováno.

Samotná myšlenka na vytvoření supertěžkého dopravního letadla nevznikla sama o sobě. Ministerstvo leteckého průmyslu (MAP) si v zájmu národního hospodářství země stanovilo konkrétní úkol přepravy velkých nákladů.

SSSR se svými rozsáhlými územími a velkými průmyslovými centry roztroušenými po celé zemi potřeboval řešení tohoto problému, protože je zřejmé, že je ekonomicky výhodnější přepravovat hotové a smontované celky.

Jaderné reaktory, konvektory hutní výroby, plynojemy a destilační kolony chemické výroby a mnoho dalších nákladů, to vše při přepravě smontované „letecky“ bylo možné zprovoznit poměrně rychle, což znamená méně času a odpovídajícím způsobem nižší náklady.

Jakákoli dopravní operace „na zemi“ je pro mnoho dopravních služeb úplnou událostí. Detailní studie trasy, demolice mostů a nadjezdů, elektrické vedení, pokud překáží dopravě a tak dále... To je načasování, to jsou náklady, v některých případech je to prostě neřešitelný problém.

Pro přepravu byly určeny náklady o hmotnosti od 200 do 500 tun s celkovými rozměry od 3 do 8 m v průměru a od 12 m do 50 m na délku Je zřejmé, že ne všechny navrhované náklady mohly být přepravován letecky, ale projekt „52“ by mohl přepravit většinu nákladu, pokud by byl realizován.

Vznikl tedy nápad nejen zmenšit trup na minimum možné, ale úplně ho opustit. Proč nenechat „fungovat“ samotný přepravovaný náklad? Tato myšlenka byla vyvolána skutečností, že mnoho nákladů určených k přepravě vypadalo jako podlouhlá válcová tělesa, to znamená, že vypadaly jako fragment trupu.

Samozřejmě samotný náklad, materiál, ze kterého byl vyroben, a jeho konstrukce musely vyhovovat pevnostním podmínkám při instalaci na letadlo. Zařazení nákladu do energetického okruhu letounu slibovalo výrazné zvýšení hmotnostní účinnosti letounu a tím i zvýšení jeho přepravní efektivity.

Jak lze samotný přepravovaný náklad zařadit do energetického schématu dopravního letadla? Je to velmi jednoduché, musíte přepravovaný náklad vyrobit okřídlený! Existuje takový aerodynamický design letadla, který se nazývá „tandem“. V tomto schématu tvoří nosný systém letadla dvojice křídel uspořádaných tandemově za sebou s podélnou roztečí. Přepravovaný náklad je umístěn mezi křídly přesně v těžišti celého nosného systému letadla, vše je velmi jednoduché, i když je dobře známo, jaký velký problém představuje řešení problému vystředění těžkého nákladu.

Tandemové schéma má o něco větší plochu nosného systému letadla ve srovnání s klasickým schématem, ale toto schéma se ukazuje jako nejvhodnější pro úkoly přepravy nákladu.

Obě křídla produkují vztlak bez ztráty vztlaku podélného obložení, které je vlastní klasické konstrukci letadla. Optimální profilování obou křídel a degradace jejich montážních úhlů umožňují minimalizovat negativní dopady rušení křídel a tím snížit aerodynamické ztráty.

Jedna z variant tandemového letounu se skládala ze dvou nezávislých sekcí s plnohodnotným křídlem s mechanizací náběžné a odtokové hrany. Křídlo přední části je vyrobeno podle dolnoplošníku pro snížení vlivu zkosení proudění na zadní křídlo. Motory elektrárny jsou instalovány na svislých pylonech na vrcholu přední části křídla. Pylonové zavěšení motoru je považováno za zcela univerzální, umožňující v průběhu vývoje měnit požadovaný počet motorů.

Umístění motorů nad horní plochou křídla umožnilo využít efektu zvýšení vztlakové síly křídla vlivem proudění proudícího přes motory (Coanda efekt). Kvůli většímu zatížení předního křídla bylo přední křídlo vyrobeno s o něco menší plochou oproti zadnímu křídlu.

Přední část je vybavena vlastním podvozkem - hlavním, který se skládá ze dvou čtyřkolových hlavních podpěr a dvou dvoukolových podkřídelních podpěr. Rozteč hlavního a podkřídlového podvozku podél podélné osy letounu zajišťovala podélnou stabilitu přední části na letišti v nedokované poloze.

Nahoře přední části za pilotní kabinou se nachází dozadu orientovaná prosklená kabina pro operátory nákladu, kteří během letu sledují stav nákladu a systémů zajištění nákladu.

Zadní část tandemového letadla je podobná přední. Křídlo zadní části je horní, s mírně větším rozpětím. Na zadním křídle jsou instalovány svislé ocasní podložky. Vzhledem k malému účinnému rameni je svislý ocas vyroben z velké plochy se dvěma ploutvemi.

Zadní část tandemového letounu nemá motory, podvozek je řešen obdobně jako přední část. Vzhledem k vysokému umístění křídla na zadní části je podkřídlový podvozek připevněn ke svislým ocasním podložkám.

Důležitým rysem „tandemového“ schématu je také to, že při startu letadla z ranveje vzlétá letadlo plošně paralelně, prakticky bez úhlu stoupání, tato vlastnost „tandemu“ je ideální pro přepravu dlouhého nákladu exploze letadla při startu s dlouhým vně zavěšeným nákladem se u klasického letadla stává problematickou.

Pro zajištění různého zatížení byly poskytnuty přechodové prstencové vazníky přizpůsobené konkrétnímu zatížení.

Pro zvýšení efektivity přepravy tandemového letounu se počítalo také s použitím modulu pro cestující uzavřeného mezi přední a zadní částí letounu.

Konstrukce tandemového letounu s otevřenou smyčkou umožnila přizpůsobit letoun zatížení různé délky, což z letadla učinilo efektivní dopravní prostředek. V případě prázdného letadla byly obě sekce spojeny pomocí spojovacích prstencových vazníků.

Návrh tandemového letounu s příhradovým trupem vypadal méně radikálně.

V zásadě zůstala myšlenka konceptu stejná, ale trup zůstal zachován, i když v poněkud exotické podobě - ​​dva trupové nosníky v podobě prostorových vazníků. Zvláštností tohoto tandemového letounu bylo, že se zadní křídlo s podvozkem a upevňovacími jednotkami nákladu mohlo pohybovat podél příhradových nosníků do požadované polohy v závislosti na velikosti přepravovaného nákladu a jeho seřízení. Ve všech ostatních ohledech koncept opakoval první schéma. Nedostatky tohoto schématu byly jasně viditelné, ale jediné pozitivní bylo, že hledání dalších produktivních nápadů spočívalo právě v těchto schématech.

Schéma „tandem“ se ještě nevyčerpalo, snad ve velmi blízké budoucnosti najde důstojné uplatnění, uvidíme.

Zdroj. V. Pogodin Valerij Pogodin. Tandem – nové slovo v letectví? Křídla vlasti 5/2004

Nápady od našich čtenářů

YUAN-2 "Obyvatel oblohy" na letecké přehlídce MAKS-2007

YaptsrnatiZnar

Toto letadlo se na MAKS 2009 zatím neobjeví - design se vylepšuje a jeho další verze je vytvořena z velké části z dílů a komponentů toho předchozího. Ale na posledním MAKSu vzbudil ultralehký YuAN-2 velký zájem, přestože jeho vzhled kazily četné testy. Protože to není jen další SLA. Letoun má aerodynamický design – tzv. „vane canard“ – který lze bez nadsázky nazvat revolučním. V tomto článku autor myšlenky a vedoucí konstrukce experimentálních letadel, mladý letecký konstruktér Alexej Jurkoněnko, zdůvodňuje výhody nového schématu. Podle jeho názoru je ideální pro nemanévrovatelná letadla a v této kategorii - mimochodem velmi široké - se může stát základem nového směru ve vývoji světové letecké výroby.

Použití moderních konstrukčních technologií letadel vedlo k výsledku, který je na první pohled paradoxní: proces zlepšování výkonu letadel „ztratil dynamiku“. Byly nalezeny nové aerodynamické profily, optimalizována mechanizace křídel a byly formulovány zásady pro konstrukci racionálních struktur leteckých konstant.

rukcí, zlepšila se dynamika plynů motorů... Co dál, došel vývoj letadla skutečně k logickému závěru?

Inu, evoluce letounu v rámci běžného, ​​respektive klasického aerodynamického schématu se skutečně zpomaluje Na leteckých výstavách a salonech najde masový divák obrovskou a pestrou pestrost. Zkušenosti

stejný specialista vidí v zásadě identická letadla, liší se pouze provozními a technologickými vlastnostmi, ale mají společné koncepční nedostatky,

„KLASIKA“: PRO A PROTI

Připomeňme, že pojem „aerodynamický design letadla*“ označuje způsob zajištění statické stability a ovladatelnosti letadla v náklonovém kanálu 1.

Hlavní a možná jedinou pozitivní vlastností klasické aerodynamické konstrukce je, že horizontální ocasní plocha (HO) umístěná za křídlem umožňuje bez zvláštních potíží zajistit podélnou statickou stabilitu při vysokých úhlech náběhu letadla.

Hlavní nevýhodou klasické aerodynamické konstrukce je přítomnost tzv. vyvažovacích ztrát, které vznikají z důvodu potřeby zajistit rezervu podélné statické stability letounu (obr. I). Výsledná vztlaková síla letadla se tedy ukáže být menší než vztlaková síla křídla o velikost záporné vztlakové síly letadla.

Maximální hodnota vyrovnávacích ztrát nastává při vzletových a přistávacích režimech s vysunutými křídlovými vysokozdvižnými zařízeními, kdy má zdvih křídla a následně jím způsobený střemhlavý moment (viz obr. 1) maximální hodnotu. Existují např. osobní letadla, u kterých je při plně vysunuté mechanizaci záporná vztlaková síla letadla rovna 25 % jejich hmotnosti. To znamená, že křídlo bylo předimenzováno přibližně o stejnou míru a všechny ekonomické a provozní ukazatele takového letadla, mírně řečeno, mají k optimálním hodnotám daleko.

AERODYNAMICKÝ DESIGN „KACHNA“

Jak se těmto ztrátám vyhnout? Odpověď je jednoduchá: aerodynamická konfigurace staticky stabilního letadla musí vyloučit vyvažování se zápornou vztlakovou silou na horizontálu

"Pitch je úhlový pohyb letadla vzhledem k příčné ose setrvačnosti. Pitch angle je úhel mezi podélnou osou letadla a horizontální rovinou."

1 Úhel náběhu letadla je úhel mezi směrem rychlosti přilétajícího proudění a podélnou osou cmpoume.tbHuu letadla.

 

Může být užitečné si přečíst: