Неустойчивость самолета схемы "флюгерная утка"

Неусточивость самолета схемы "флюгерная утка"

- следствие "сверхустойчивости"

Пристальное изучение аналогов представленных на этом сайте изобретений привело к выводу об отсутствии промышленной применимости этих аналогов.

Действительно, формула патента РФ на изобретение № 2243131 (Патентообладатель - Федеральное государственное унитарное предприятие Летно-исследовательский институт им. М.М. Громова) выглядит следующим образом:

«1. Самолет с передним горизонтальным оперением, включающий фюзеляж, крыло, вертикальное оперение, переднее горизонтальное оперение (ПГО), систему управления с механизмом управления в продольном канале, при этом ПГО выполнено с производной коэффициента подъемной силы по углу атаки самолета - С^αупго=0, отличающийся тем, что переднее горизонтальное оперение выполнено с коэффициентом подъемной силы, меньшим коэффициента подъемной силы крыла для крейсерских режимов полета, при этом самолет выполнен управляемым в продольном канале за счет ПГО.»

При этом в описании сказано: «Тогда С_упго - коэффициент подъемной силы переднего горизонтального оперения на крейсерских режимах полета будет равным 0,111-0,94 С_укр.» Т.е. допускается, что загрузка ФПГО почти равна загрузке крыла. Из чего следует, что при этом центр масс самолета должен быть существенно впереди фокуса крыла.

Одновременно с этим в описании утверждается: «Таким образом, обеспечение устойчивости самолета происходит с помощью крыла за счет более заднего расположения фокуса самолета по отношению к центру тяжести.»

Поскольку ФПГО не участвует в формировании стабилизирующего момента, а крыло участвует, то при одинаковой загруженности крыла и ФПГО стабилизирующий момент флюгерной «утки» превышает примерно в 10 раз аналогичный момент для классической «утки». Т. е. самолет обладает «сверхустойчивостью». И это приводит к «скачкам», весьма отчетливо наблюдаемым при испытаниях ЮАН-1 http://www.youtube.com/watch?v=Lh8KRwaNFbQ http://www.youtube.com/watch? v=EPfa5as0yMs http://www.youtube.com/watch?v=aoKrhESMnQ4

«Сверхусточивость» заключается в следующем. 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.

На этом видео четко проявляются автоколебания, вызванные реакцией на весьма мягкое касание при приземлении.

При загрузке ФПГО уже в 10% от загрузки крыла самолет будет слишком устойчив и потребует от летчика слишком большого напряжения при управлении им.

В.А. Лапин, пилот-испытатель самолета ЮАН-1 сообщает, что он выполнил около 20 успешных подлетов.

В далекой юности я занимался планерами А-2 (по современной классификации F1A). Случилось так, что новый планер я испытывал и запускал в Тушино по вечерам, в безветрие. Летал он очень даже приятно - «блинчиком». И налетал не менее 45 минут. Но первый запуск днем при наличии ветра оказался никуда не годящимся, неустойчивость планера проявилась весьма отчетливо - чередовалось кабрирование и пикирование. На мое счастье приземление совпало с фазой кабрирования. Я сдвинул центровку вперед, увеличил угол стабилизатора и планер полетел очень качественно. Каков вывод? 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. А как только эти причины появились, выявилась и его неустойчивость.

Поэтому успешные подлеты Лапина В.А., по-видимому, происходили тогда, когда он не действовал ручкой на взлете, а фиксировал ее и самолет взлетал по достижении соответствующей скорости.

Перейдем к евразийскому патенту 008818 (патентообладатель - Юрконенко А.Н.), его формула имеет следующий вид:

«1. Крылатый летательный аппарат с флюгерным горизонтальным оперением, имеющим производную коэффициента подъемной силы по углу атаки крылатого летательного аппарата, равную нулю или примерно равную нулю, и включающим в себя цельноповоротную несущую поверхность (5) и установленную на ней цельноповоротную управляющую поверхность (6) с возможностью изменения угла ее установки, отличающийся тем, что при расположении центра давления флюгерного горизонтального оперения (4) перед центром масс крылатого летательного аппарата для крейсерских режимов полета имеет место соотношение: СyФГО≥Сукр, а при расположении центра давления флюгерного горизонтального оперения (4) за центром масс крылатого летательного аппарата СyФГО может принимать любые значения, где СyФГО - коэффициент подъемной силы флюгерного горизонтального оперения (4); Сукр - коэффициент подъемной силы крыла (2).»

Если в предыдущем аналоге декларировалась меньшая загруженность ФПГО по сравнению с крылом, то здесь – бо*льшая или равная. И в классической «утке» она бо*льшая или равная.

Все сказанное по вопросу устойчивости предыдущего аналога относится и к настоящему.

Самолет с флюгерным ПГО может быть устойчивым только в том случае, если его центровка будет такой же, как у бесхвостки, т. е. в крейсерской конфигурации крыла нагрузка на ФПГО отсутствует, и оно служит только для компенсации дополнительного пикирующего момента, возникающего при выпуске механизации. Поэтому на нижеследующем рисунке при убранных щитках подъемной силы на ФПГО быть не должно.