Изобретатель предкрылка Густав Лахманн в конце тридцатых годов прошлого века предложил оснастить бесхвостку свободно плавающим крылышком, размешенным впереди крыла. Это крылышко было снабжено серворулем, с помощью которого регулировалась его подъемная сила. Оно служило для компенсации дополнительного пикирующего момента крыла, возникающего при выпуске щитка. Поскольку Лахманн был сотрудником фирмы Хэндли-Пэйдж, то она являлась собственником патента на это техническое решение и под этим брендом указанная идея упоминается в технической литературе. Но практического воплощения этой идеи нет до сих пор! В чем причина?

Потери на балансировку

Крыло самолета, создающее подъемную силу, обладает сопутствующим, можно сказать, негативным побочным продуктом в виде пикирующего момента, стремящегося ввести самолет в пикирование. Чтобы самолет не пикировал, на его хвосте присутствует маленькое крылышко – стабилизатор, который этому пикированию препятствует, создавая направленную вниз, то есть отрицательную, подъемную силу. Такая аэродинамическая схема самолета именуется «нормальной». Поскольку подъемная сила стабилизатора отрицательна, она суммируется с силой тяжести самолета, и крыло должно иметь подъемную силу, превышающую силу тяжести.

Разность этих сил называют потерями на балансировку, которые могут доходить до 20%.
Но первый летающий самолет Братьев Райт не имел таких потерь, потому, что маленькое крылышко — дестабилизатор, препятствующее пикированию, размещалось не позади крыла, а впереди него. Такая аэродинамическая схема самолета называется «уткой». И для того, чтобы препятствовать пикированию самолета дестабилизатор должен создавать направленную вверх, то есть положительную, подъемную силу. Она суммируется с подъемной силой крыла, и эта сумма равна силе тяжести самолета. В результате крыло должно создавать подъемную силу, меньшую, чем сила тяжести. И никаких потерь на балансировку!

Стабилизатор и дестабилизатор объединены в один термин – горизонтальное оперение или ГО.
Однако, с массовым развитием в начале тридцатых годов прошлого века взлетно-посадочной механизации крыла, «утка» утратила указанное преимущество. Основным элементом механизации является закрылок – отклоняемая вниз задняя часть крыла. Он примерно в два раза увеличивает подъемную силу крыла, за счет чего можно уменьшить скорость на посадке и взлете, тем самым сэкономив на массе шасси. Но побочный продукт в виде пикирующего момента при выпуске закрылка возрастает до такой степени, что дестабилизатор не может с ним справиться, а стабилизатор – справляется. Ломать – не строить, в данном случае положительную силу.

Чтобы крыло создало подъемную силу, его необходимо сориентировать под углом к направлению встречного потока воздуха. Этот угол называется углом атаки и с его ростом растет и подъемная сила, но не бесконечно, а до критического угла, который находится в пределах от 15 до 25 градусов. Поэтому полная аэродинамическая сила направлена не строго вверх, а наклонена к хвосту самолета. И ее можно разложить на составляющую, направленную строго вверх – подъемную силу, и направленную назад – силу аэродинамического сопротивления. По отношению подъемной силы к силе сопротивления судят об аэродинамическом качестве самолета, которое может составлять от 7 до 25.

В пользу нормальной схемы работает такое явление, как скос потока воздуха за крылом, заключающееся в отклонении вниз направления потока, тем большего, чем больше подъемная сила крыла. Поэтому при отклонении закрылка из-за аэродинамики автоматически возрастает действительный отрицательный угол атаки стабилизатора и, следовательно, его отрицательная подъемная сила.

Кроме того, в пользу «нормальной» схемы по сравнению с «уткой» работает и такое обстоятельство, как обеспечение продольной устойчивости полета самолета. Угол атаки самолета может претерпевать изменения в результате вертикальных перемещений воздушных масс. Самолеты проектируются с учетом этого явления и стремятся противостоять возмущениям. У каждой поверхности самолета имеется аэродинамический фокус – точка приложения приращения подъемной силы при изменении угла атаки. Если рассматривать равнодействующую приращений крыла и ГО, то фокус есть и у самолета. Если фокус самолета находится позади центра масс, то при случайном увеличении угла атаки приращение подъемной силы стремится так наклонить самолет, чтобы угол атаки уменьшился. И самолет возвращается к прежнему режиму полета. При этом в «нормальной» схеме крыло создает дестабилизирующий момент (на увеличение угла атаки), а стабилизатор создает стабилизирующий момент (на уменьшение угла атаки) и последний превалирует примерно на 10%. В «утке» дестабилизирующий момент создает дестабилизатор, а стабилизирующий, и он примерно на 10% больше – крыло. Поэтому увеличение площади и плеча горизонтального оперения приводит к увеличению устойчивости в нормальной схеме и к ее уменьшению в «утке». Все моменты действуют и считаются относительно центра масс самолета (см. рис. 1).

![image]()

Если фокус самолета находится впереди центра масс, то при случайном небольшом увеличении угла атаки он увеличивается еще больше и самолет будет статически неустойчив. Такое взаиморасположение фокуса и центра масс используют в современных истребителях, чтобы загрузить стабилизатор и получать на нем не отрицательную, а положительную подъемную силу. А полет самолета обеспечивается не аэродинамикой, а четырежды дублированной автоматической системой искусственной устойчивости, которая «подруливает» при уходе самолета от требуемого угла атаки. При выключении автоматики самолет начинает разворачиваться хвостом вперед, на этом основана фигура «Кобра Пугачева», в которой летчик намеренно отключает автоматику и при достижении требуемого угла разворота хвоста выпускает ракету в заднюю полусферу, а затем снова включает автоматику.
В дальнейшем мы рассматриваем только статически устойчивые самолеты, поскольку только такие самолеты могут использоваться в гражданской авиации.

Взаимное расположение фокуса самолета и центра масс характеризует понятие «центровка».
Поскольку фокус находится позади центра масс независимо от схемы, то расстояние между ними, называемое запасом устойчивости, увеличивает плечо ГО в нормальной схеме и уменьшает в «утке».

Соотношение плеч крыла и ГО в «утке» таково, что подъемная сила дестабилизатора при максимальном отклонении рулей высоты используется полностью при выводе самолета на большие углы атаки. И ее будет не хватать при выпуске закрылков. Поэтому все «утки» знаменитого американского конструктора Рутана не имеют никакой механизации. Его самолет «Вояджер» впервые в мире облетел без посадки и дозаправки земной шар в 1986 году.

Исключение составляет Бичкрафт «Старшип», но там с целью использования закрылков была применена весьма сложная конструкция с изменяемой геометрией дестабилизатора, которую не удалось довести до серийно воспроизводимого состояния, ввиду чего проект был закрыт.
Плечо крыла в большой мере зависит от того, на сколько прирастает подъемная сила дестабилизатора при увеличении его угла атаки на один градус, этот параметр называют производной по углу атаки коэффициента подъемной силы или просто производная дестабилизатора. И, чем меньше эта производная, тем ближе к крылу можно разместить центр масс самолета, следовательно, тем меньше будет плечо крыла. Для снижения указанной производной автор 1992 году предложил выполнять дестабилизатор по бипланной схеме (2). Это дает возможность настолько уменьшить плечо крыла, что устраняет препятствие в использовании на нем закрылка. Однако возникает побочный эффект в виде увеличения сопротивления ГО из-за бипланности. Кроме того, налицо усложнение конструкции самолета, поскольку приходится изготавливать фактически два ГО, а не одно.

Коллеги указывали, что признак «бипланный дестабилизатор» в наличии на самолете Братьев Райт, но в изобретениях патентуется не только новый признак, но и новая совокупность признаков. У Райтов отсутствовал признак «закрылок». Кроме того, если совокупность признаков нового изобретения известна, то для признания этого изобретения, хотя бы один признак должен использоваться в новых целях. У Райтов бипланность использовалась для уменьшения веса конструкции, а в описываемом изобретении – для уменьшения производной.

«Флюгерная утка»

Почти два десятилетия назад вспомнили про идею «флюгерной утки», упомянутую в начале статьи.

В ней в качестве дестабилизатора используется флюгерное горизонтальное оперение — ФГО, которое состоит из собственно дестабилизатора, шарнирно размещенного на оси, перпендикулярной фюзеляжу, и связанного с дестабилизатором серворуля. Этакий самолетик нормальной схемы, где крыло самолетика – дестабилизатор ФГО, а стабилизатор самолетика – серворуль ФГО. И этот самолетик не летает, а размещен на оси, и он сам ориентируется относительно встречного потока. Меняя отрицательный угол атаки серворуля, мы изменяем угол атаки дестабилизатора относительно потока и, следовательно, подъемную силу ФГО при управлении по тангажу.

При неизменном положении серворуля относительно дестабилизатора, ФГО не реагирует на порывы вертикального ветра, т.е. на изменения угла атаки самолета. Поэтому его производная равна нулю. Исходя из наших предыдущих рассуждений – идеальный вариант.

При испытании первого самолета схемы «флюгерная утка» конструктора А. Юрконенко (3) с эффективно загруженным ФГО было выполнено более двух десятков успешных подлетов. Вместе с тем обнаружились явные признаки неустойчивости самолета (4).

«Сверхустойчивость»

Как это не парадоксально, но неустойчивость «флюгерной утки» является, следствием ее «сверхустойчивости». Стабилизирующий момент классической утки с фиксированным ГО образуется из стабилизирующего момента крыла и противодействующего ему дестабилизирующего момента ГО. У флюгерной утки ФГО не участвует в формировании стабилизирующего момента, и он образуется только из стабилизирующего момента крыла. Таким образом, стабилизирующий момент у «флюгерной утки» примерно в десять раз больше, чем у классической. При случайном увеличении угла атаки самолет под действием чрезмерного стабилизирующего момента крыла, не возвращается в прежний режим, а «проскакивает» его. После «проскока» самолет приобретает уменьшенный угол атаки по сравнению с прежним режимом, поэтому возникает стабилизирующий момент другого знака, также чрезмерный, и таким образом возникают автоколебания, погасить которые летчик не в состоянии.

Одним из условий устойчивости является способность самолета нивелировать последствия возмущения атмосферы. Поэтому при отсутствии возмущений возможен удовлетворительный полет неустойчивого самолета. Этим объясняются успешные подлеты самолета ЮАН-1. В далекой юности у автора был случай, когда новая модель планера налетала по вечерам в безветрие в общей сложности не менее 45 минут, демонстрируя вполне удовлетворительные полеты и проявила яркую неустойчивость — кабрирование чередовалось с пикированием в первом же полете при ветреной погоде. Пока погода была спокойная и возмущений не было, планер демонстрировал удовлетворительный полет, но регулировка у него была неустойчивой. Просто не было причин проявить эту неустойчивость.

Описанное ФГО в принципе может использоваться в «псевдоутке». Такой самолет по существу является схемой «бесхвостка» и имеет соответствующую центровку. А ФГО у него используется только для компенсации дополнительного пикирующего момента крыла, возникающего при выпуске механизации. В крейсерской конфигурации нагрузка на ФГО отсутствует. Таким образом, на основном эксплуатационном режиме полета ФГО фактически не работает, а потому его использование в данном варианте является малопродуктивным.

«КРАСНОВ-УТКА»

«Сверхустойчивость» может быть ликвидирована посредством повышения производной ФГО с нуля до приемлемого уровня. Поставленная цель достигается за счет того, что угол поворота ФГО существенно меньше угла поворота серворуля, вызванного изменением угла атаки самолета (5). Для этого служит весьма несложный механизм, изображенный на рис. 2. ФГО 1 и серворуль 3 шарнирно размещены на оси ОО1. Тяги 4 и 6 посредством шарниров 5,7, 9,10 связывают ФГО 1 и серворуль 3 с качалкой 8. Муфта 12 служит для изменения длины тяги 6 летчиком с целью управления по тангажу. Поворот ФГО 1 осуществляется не на весь угол отклонения серворуля 3 относительно ЛА при изменении направления встречного потока, а лишь на его пропорциональную часть. Если пропорция равна половине, то при действии восходящего потока, приводящего к увеличению угла атаки ЛА на 2 градуса, действительный угол атаки ФГО увеличится всего на 1 градус. Соответственно и производная ФГО будет в два раза меньше по сравнению с фиксированным ГО. Штриховыми линиями отмечено положение ФГО 1 и серворуля 3 после изменения угла атаки ЛА. Изменение пропорции и, тем самым, определение величины производной, легко осуществить выбором соответствующих расстояний шарниров 5 и 7 до оси ОО1.

![image]()

Снижение производной ГО за счет флюгирования позволяет в любых пределах размещать фокус, а за ним и центр масс самолета. В этом заключается понятие аэродинамического смещения центровки. Таким образом снимаются все ограничения на использование современной механизации крыла в схеме «утка» при сохранении статической устойчивости.

«КРАСНОВ-ФЛЮГЕР»

Все прекрасно! Но, недостаточек имеется. Для того, чтобы на ФГО 1 возникла положительная подъемная сила, на серворуле 3 должна действовать отрицательная подъемная сила. Аналогия – нормальная схема самолета. То есть, в наличии потери на балансировку, в данном случае балансировку ФГО. Отсюда и путь устранения этого недостаточка – схема «утка». Размещаем серворуль впереди ФГО, как показано на рис. 3.

ФГО работает следующим образом (6). В результате действия аэродинамических сил на ФГО 1 и серворуль 4, ФГО 1 самопроизвольно устанавливается под определенным углом атаки к направлению встречного потока. Углы атаки ФГО 1 и серворуля 4 имеют один и тот же знак, следовательно, и подъемные силы этих поверхностей будут иметь одинаковое направление. Т. е. аэродинамическая сила серворуля 4 не уменьшает, а увеличивает подъемную силу ФГО 1. Для увеличения угла атаки самолета летчик смещает тягу 6 вперед, вследствие чего серворуль 4 на шарнире 5 поворачивается по часовой стрелке и угол атаки серворуля 4 увеличивается. Это приводит к увеличению угла атаки ФГО 1, т. е. к увеличению его подъемной силы.
Кроме управления по тангажу, связь, осуществляемая тягой 7 обеспечивает увеличение с нуля до необходимой величины производной ФГО.

Предположим, что самолет вошел в восходящий поток и его угол атаки увеличился. В этом случае балка 2 поворачивается против часовой стрелки и шарниры 9 и 8 в случае отсутствия тяги 7 должны были бы сближаться. Тяга 7 препятствует сближению и поворачивает серворуль 4 по часовой стрелке и тем самым увеличивает его угол атаки.

Таким образом, при изменении направления встречного потока, изменяется угол атаки серворуля 4, и ФГО 1 самопроизвольно устанавливается уже под иным углом по отношению к потоку и создает иную подъемную силу. При этом величина указанной производной зависит от расстояния между шарнирами 8 и 3, а также от расстояния между шарнирами 9 и 5.

Предложенное ФГО проверено на электрокордовой модели схемы «утка», при этом его производная по сравнению с фиксированным ГО была уменьшена в два раза. Нагруженность ФГО составляла 68% от таковой для крыла. Задачей проверки не было получение равных нагруженностей, а получение именно меньшей загруженности ФГО по сравнению с крылом, поскольку если получить ее, то не составит труда получить равные. В «утках» с фиксированным ГО, нагруженность оперения обычно на 20 – 30 % превышает нагруженность крыла.

«Идеальный самолет»

Если сумма двух чисел – неизменная величина, то сумма их квадратов будет наименьшей при равенстве этих чисел. Поскольку индуктивное сопротивление несущей поверхности пропорционально квадрату ее коэффициента подъемной силы, то наименьший предел сопротивления самолета будет в том случае, когда эти коэффициенты обеих несущих поверхностей равны между собой при крейсерском режиме полета. Такой самолет следует считать «идеальным». Изобретения «краснов-утка» и «краснов-флюгер» позволяют в реальности воплотить понятие «идеальный самолет» не прибегая к искусственному поддержанию устойчивости автоматическими системами.

Сравнение «идеального самолета» с современным самолетом нормальной схемы показывает, что можно получить 33% выигрыша в коммерческой нагрузке с одновременной экономией горючего в 23%.

ФГО создает максимальную подъемную силу на углах атаки, близких к критическому и такой режим характерен для посадочного этапа полета. При этом обтекание несущей поверхности частичками воздуха приближено к границе между нормальным и срывным. Срыв потока с поверхности ГО сопровождается резкой потерей подъемной силы на нем и, как следствие, интенсивному опусканию носа самолета, так называемому, «клевку». Показательным случаем «клевка» является катастрофа Ту-144 в Ле Бурже, когда он разрушился при выходе из пикирования именно после клевка. Использование предложенного ФГО позволяет легко решить указанную проблему. Для этого необходимо, всего лишь, ограничить угол поворота серворуля относительно ФГО. В этом случае действительный угол атаки ФГО будет ограничен и никогда не станет равным критическому.

«Флюгерный стабилизатор»

![image]()

Представляет интерес вопрос использования ФГО в нормальной схеме. Если не снижать, а наоборот, увеличивать угол поворота ФГО по сравнению с серворулем, как это представлено на рис. 4, то производная ФГО будет гораздо выше по сравнению с фиксированным стабилизатором (7).

Это позволяет значительно сместить фокус и центр масс самолета назад. В результате крейсерская нагрузка ФГО-стабилизатора становится не отрицательной, а положительной. Кроме того, если центр масс самолета оказывается смещенным за фокус по углу отклонения закрылка (точка приложения приращения подъемной силы за счет отклонения закрылка), то флюгерный стабилизатор и в посадочной конфигурации создает положительную подъемную силу.

Но все это, возможно, справедливо до тех пор, пока мы не принимаем во внимание влияние торможения и скоса потока от передней несущей поверхности на заднюю. Понятно, что в случае «утки» роль этого влияния значительно меньше. А с другой стороны, если на военных истребителях стабилизатор «несет», то почему он перестанет «нести» на гражданке?

«Краснов-план» или «псевдофлюгерная утка»

Шарнирное крепление дестабилизатора, хотя и не кардинально, но все — таки усложняет конструкцию самолета. Оказывается, что снижение производной дестабилизатора можно достичь гораздо более дешевыми средствами.

![image]()

На рис. 4 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.

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 чего 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.

Таким образом достигается снижение производной дестабилизатора по сравнению с классической «уткой».

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.

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 дестабилизатора близкого к нулю.

Серворуль 7 по площади равен триммеру 13 руля 2 высоты. То есть, добавления в конструкцию самолета весьма малы по размерам и пренебрежимо мало ее усложняют.

Таким образом, вполне возможно получить такие же результаты, как и у «флюгерной утки» используя лишь традиционные технологии производства самолетов. Поэтому самолет с таким дестабилизатором можно назвать «псевдофлюгерной уткой». На данное изобретение получен патент с названием «Краснов-план» (8).

«Игнорирующий турбулентность самолет»

Весьма целесообразно выполнить самолет, у которого передняя и задняя несущие поверхности в сумме имеют производную, равную нулю.

Такой самолет будет практически полностью игнорировать вертикальные потоки воздушных масс, и его пассажиры не будут ощущать «болтанки» даже при интенсивной турбулентности атмосферы. И, поскольку, вертикальные потоки воздушных масс не приводят к перегрузке самолета, то его можно рассчитывать на существенно меньшую эксплуатационную перегрузку, что положительно скажется на массе его конструкции. В связи с тем, что в полете самолет не испытывает перегрузок, то его планер не подвержен усталостному износу.

Уменьшение производной крыла такого самолета достигается так же, как и для дестабилизатора в «псевдофлюгерной утке». Но серворуль воздействует не на рули высоты, а на флапероны крыла. Флаперон – часть крыла, функционирующая, как элерон и закрылок. При этом в результате случайного изменения угла атаки крыла приращение его подъемной силы происходит в фокусе по углу атаки. А отрицательное приращение подъемной силы крыла в результате отклонения флаперона серворулем возникает в фокусе по углу отклонения флаперона. И расстояние между указанными фокусами практически равно четверти средней аэродинамической хорды крыла. В итоге действия указанной пары разнонаправленных сил формируется дестабилизирующий момент, который необходимо компенсировать моментом дестабилизатора. В этом случае дестабилизатор должен иметь небольшую отрицательную производную, а значение производной крыла должно быть немного более нуля. На такой самолет получен патент РФ №2710955.

Совокупность изложенных изобретений представляет собой, наверное, последний неиспользованный информационный аэродинамический ресурс для увеличения на треть и более экономической эффективности дозвуковой авиации.

Юрий Краснов

ЛИТЕРАТУРА

1. Д. Соболев. Столетняя история “летающего крыла”, Москва, Русавиа, 1988, стр. 100.
2. Ю. Краснов. Патент РФ № 2000251.
3. А. Юрконенко. Альтернативная «утка». Техника — молодёжи 2009-08. Стр. 6-11
4. В. Лапин. Когда полетит «флюгерная утка»? Авиация общего назначения. 2011. №8. Стр. 38-41.
5. Ю. Краснов. Патент РФ № 2609644.
6. Ю. Краснов. Патент РФ № 2651959.
7. Ю. Краснов. Патент РФ № 2609620.
8. Ю. Краснов. Патент РФ № 2666094.