Статьи по авиации (адаптации и переводы)

[JonSu]

KITPLANES, 18 августа, 2017 г.

Автожиры
Часть 5​

Barnaby Wainfan
Ссылка
Последние несколько месяцев мы изучали пилотажные характеристики автожиров. В этом месяце мы завершим нашу серию статей о них рассмотрением темы, получившей широкую известность в мире автожиростроения: Расположение линия тяги двигателя.

Как и во всех наших предыдущих обсуждениях автожиров, здесь необходимо соблюдать осторожность. Теория устойчивости и управления винтокрылых летательных аппаратов очень сложна, и большая ее часть выходит далеко за рамки того, что мы можем осветить на этих страницах. Приводимый ниже анализ сильно упрощен и предназначен для того, чтобы дать субъективное представление о некоторых важных особенностях. Он ни в коем случае не является полным или всеобъемлющим.

Линия тяги

Традиционная конфигурация Bensen Gyro-Copter имеет линию тяги, которая проходит значительно выше центра тяжести машины. В последние годы многие разработчики автожиров изменили конфигурацию своих конструкций, чтобы опустить линию тяги вниз, чтобы она действовала через центр тяжести или, в некоторых случаях, даже немного ниже ее.

Большая часть этих усилий была предпринята в ответ на опубликованную исследовательскую работу, в которой положение линии тяги названо основным фактором, определяющим устойчивость автожира по тангажу. Это привело к часто заявляемому утверждению, что все, что необходимо для адекватной устойчивости по тангажу автожира, - это низкое расположение линия тяги двигателя. Хотя линия тяги и оказывает существенное влияние на устойчивость автожира, ситуация не так проста, как мы увидим далее.

Влияние изменения тяги двигателя

Первый фактор, который следует учитывать, — это влияние изменения тяги двигателя на момент тангажа. Если линия тяги проходит через центр тяжести, изменение мощности приведет к незначительному изменению момента по тангажу или вообще не приведет к его изменению.

На рис. 1 показано влияние смещения линии тяги выше или ниже центра тяжести. Как мы видим, если линия тяги проходит выше ЦТ, добавление мощности вызывает момент на пикирование, а уменьшение мощности вызывает момент на кабрирование. Если линия тяги расположена ниже центра тяжести, верно обратное.

Рис. 1 Эффект от смещения линии вектора тяги двигателя выше или ниже центра тяжести. ​

Ни одна из этих характеристик не является желательной, потому что пилоту придется компенсировать изменение угла тангажа, вызванное действием тяги двигателя, с помощью ручки управления. Это увеличивает нагрузку на пилота при обычном изменении мощности для набора высоты или снижения.

Этот эффект не является особенностью только автожиров. Самолеты с сильно смещенной линией тяги двигателя, такие как амфибии с двигателями, установленными на пилонах, также страдают от этого.

Влияние на устойчивость

Эффект изменения балансировки летательного аппарата от смещенной линии тяги одинаков, как для самолетов, так и для автожиров. Что отличает влияние положения линии тяги для автожира, так это то, что вертикальное смещение линии тяги влияет на устойчивость машины по тангажу.

Автожир зависит от наклона НВ и направления вектора тяги несущего винта (RTV) при балансировке по тангажу. Если у автожира нет стабилизатора для придания устойчивости и создания постоянного приращения уравновешивающего момента, он полностью зависит от ориентации тяги несущего винта для балансировки.

Как мы рассматривали несколько месяцев назад, автожир без ГО с линией тяги двигателя, проходящей через центр тяжести, балансируется вектором подъемной силы несущего винта, проходящим через ЦТ автожира. Поскольку вектор наклоняется в продольном направлении вместе с плоскостью вращения несущего винта, это означает, что автожир будет нейтрально устойчив по тангажу.

Если линия тяги двигателя смещена от ЦТ по вертикали, балансировочное положение наклона плоскости несущего винта также должно измениться. Эффект от этого показан на рисунке 2.

Рис. 2 Если линия тяги двигателя не проходит через ЦТ аппарата, то наклон НВ для балансировки также должен измениться. ​

Три линии показывают изменение момента по тангажу в зависимости от угла атаки для трех случаев: линия тяги выше ЦТ, линия тяги проходит через ЦТ и линия тяги ниже ЦТ. Во всех трех случаях угол наклона несущего винта был выбран таким образом, чтобы сбалансировать автожир под углом атаки 4 градуса.

Как и ожидалось, зеленая линия, которая соответствует линии тяги пропеллера, проходящей через ЦТ, показывает нулевое изменение момента по тангажу в зависимости от угла атаки, что указывает на нейтральную устойчивость аппарата.

Синяя линия показывает, что происходит, если линия тяги пропеллера проходит выше ЦТ аппарата. Высокое расположение линии тяги создает момент на пикирование. Чтобы его компенсировать и выровнять автожир, несущий винт нужно отклонить больше назад. При этом линия действия вектора подъемной силы несущего винта перемещается вперед от ЦТ, создавая кабрирующий момент, направленный вверх, который уравновешивает момент на пикирование, созданный смещением линии тяги двигателя.

Существует второй эффект от изменения ориентации вектора подъемной силы несущего винта: когда линия его действия смещена вперед от ЦТ. Увеличение угла атаки автожира увеличивает кабрирующий момент на подъем носовой части, вызванный действием вектора подъемной силы несущего винта, а уменьшение угла атаки автожира приводит к уменьшению кабрирующего момента. Появляется неустойчивость по тангажу. Из этого мы можем сделать вывод, что если автожир не имеет горизонтального оперения и линия тяги двигателя проходит выше ЦТ, аппарат будет статически неустойчив по тангажу с настройкой положения несущего винта, необходимой для балансировки аппарата в горизонтальном полете.

Смещение линии тяги двигателя ниже ЦТ меняет эту ситуацию на противоположную и приводит систему к устойчивому сбалансированному состоянию. Однако, как мы видели выше, это может быть не так хорошо, как можно было бы подумать, из-за того, что балансировка аппарата все равно меняется от положения дроссельной заслонки.

Другим важным моментом здесь является то, что устойчивость автожира меняется с изменением тяги двигателя. Чем больше тяга, тем больший компенсирующий момент нам нужно создать на несущем винте. При прохождении линии тяги двигателя выше ЦТ это означает, что плоскость несущего винта должна быть больше наклонена назад, и автожир становится еще более неустойчивым. Вполне возможно, что этот эффект способствовал тому, что ранние тихоходные Бенсены были достаточно легко управляемыми, но серьезные аварии начали происходить, когда люди пытались улучшить характеристики автожира и стали летать быстрее.

Устойчивость по скорости

Влияние положения линии тяги двигателя относительно ЦТ на общие пилотажные характеристики дополнительно осложняется свойствами самого пропеллера. При постоянной мощности тяга воздушного винта приблизительно обратно пропорциональна скорости полета. С увеличением скорости полета тяга воздушного винта падает, и наоборот. Если линия тяги не проходит через ЦТ, этот эффект приводит к изменению момента по тангажу, вызванного падением тяги при одном и том же положении дроссельной заслонки, в зависимости от скорости полета.

Этот эффект показан на рисунке 3. Как и ранее, автожиры изначально сбалансированы при тех же условиях.

Рис. 3 При постоянной мощности тяга воздушного винта примерно обратно пропорциональна воздушной скорости. ​

Синяя кривая относится к автожиру с линией тяги, проходящей выше ЦТ. Когда скорость полета падает ниже заданной, тяга воздушного винта увеличивается. Поскольку сила тяги действует выше ЦТ, это приводит к тому, что пропеллер создает больший момент на пикирование. Если скорость полета увеличивается выше заданной, тяга воздушного винта падает, что приводит к изменению момента тангажа на кабрирование.

Это устойчивое поведение по скорости. Момент, вызванный тягой двигателя, стремится опустить нос, если воздушная скорость падает, и поднять, если воздушная скорость увеличивается, что заставляет машину стремиться оставаться на сбалансированной воздушной скорости. Верен и обратный эффект, если линия тяги проходит ниже центра тяжести, как показано оранжевой кривой на рисунке.

Обратите внимание, что влияние вертикального положения линии тяги на устойчивость по скорости противоположно его влиянию на статическую устойчивость. Линия тяги, проходящая выше ЦТ уменьшает статическую устойчивость по тангажу, но, одновременно, обеспечивает положительную устойчивость по скорости, в то время как линия тяги, проходящая ниже ЦТ центра тяжести дает противоположный эффект.

Положительная устойчивость по скорости может маскировать или компенсировать низкую или слегка недостаточную статическую устойчивость по тангажу и сделать статически неустойчивый летательный аппарат более пригодным для пилотирования.

Опять же, это может быть одной из причин того, почему «классическая» конфигурация автожира позволяла летать вокруг ограниченной площадке.

Опрокидывание (Bunt-Over)

Существует еще одна особенность автожиров с расположением линии тяги выше ЦТ, которая может привести к очень опасной ситуации. Многие аварии с автожирами связаны с быстрым опрокидыванием или резким наклоном носа вниз, что приводит к тому, что лопасти несущего винта начинают делать большие взмахи и ударяют о хвостовую часть или другие неподвижные части машины. В эту смертельно опасную ситуацию можно попасть из-за слишком агрессивной дачи ручки управления от себя, и прохождение линии тяги выше ЦТ усугубляет ситуацию.

Несущий винт автожира создает момент по тангажу, положением линии действия вектора подъемной силы относительно ЦТ. Если несущий винт разгружен, подъемная сила несущего винта невелика или вообще отсутствует, и пилот остается без эффективного управления по тангажу. В этой ситуации расположение линии тяги двигателя выше ЦТ становится очень опасным, потому что сила тяги воздушного винта, действующая выше ЦТ, все равно вызовет движение по тангажу на пикирование. Сочетание высокой тяги двигателя и малой нагрузки на несущий винт приведет к быстрому опусканию носа вниз (часто называемому опрокидыванием «bunt-over)) с катастрофическими последствиями.

Выводы

Из вышеизложенного мы можем увидеть, что влияние положения линии тяги двигателя на устойчивость и управляемость автожира не так просто, как может показаться. Однако мы можем сделать несколько выводов:

- во-первых, желательно располагать линию тяги двигателя немного ниже ЦТ, но это не является гарантией хороших пилотажных качеств. Перемещение линии тяги вниз от ЦТ помогает, но не заменяет необходимости установки достаточно большого горизонтального оперения для повышения устойчивости.

- линия тяги, проходящая чуть выше ЦТ, на самом деле может быть полезна автожиру, имеющему горизонтальное оперение для улучшения устойчивости по скорости, но нежелательно большое вертикальное смещение линии тяги, и его следует избегать.

 

[JonSu]

Продолжим перевод статей из KITPLANES.
Как и обещал, обратимся к "Летающей блохе".
Как и в случае с автожирами, в этой теме тоже много инсенуаций и заблуждений.
Попробуем их развеять.
Итак.
KITPLANES, 18 января, 2017 г.

«Летающая блоха» (Flying Flea, Pou du Ciel)
Часть 1​

Barnaby Wainfan
Ссылка

Оригинальный HM.14 Pou du Ciel, также известный как “Flying Flea”, выставлен в Музее коллекции Шаттлворта в Олд-Уордене (Shuttleworth Collection Museum in Old Warden), Бедфордшир, Англия.​

В течение последних нескольких месяцев мы изучали характеристики устойчивости и управляемости мотодельтапланов. Как мы видели, большое расстояние по вертикали между крылом и ЦТ приводит к значительной нелинейности в изменении момента тангажа по углу атаки.

Еще один тип летательного аппарата с большим смещением ЦТ по вертикали — Pou du Ciel, или «Летающая блоха». Pou во многих отношениях был первым любительским самолетом в современном понимании, поскольку он был специально разработан для сборки любителями и предназначался только для получения удовольствия от полетов.

Pou был разработан французом Анри Минье (Henri Mignet). Минье любил летать, но, по его собственным словам, был плохим пилотом, которому было очень трудно делать координированные виражи и избегать сваливания самолета. Он задался целью создать устойчивый к сваливанию самолет, который мог бы легко построить любитель и безопасно летать на нем с минимальными навыками пилота. Результатом стало создание Pou.

Pou представлял собой самолет схемы «тандем» (с близко расположенными крыльями), переднее крыло которого было установлено высоко на стойках кабины, а заднее крыло было установлено на верхней части фюзеляжа. У него не было элеронов. Управление по курсу обеспечивалось большим цельноповоротным рулем направления в сочетании с поперечным “V” крыла, что делало Pou самолетом с двумя органами управления (двухосевое управление).

Угол тангажа регулировался изменением угла наклона переднего крыла. При этом Pou имел две особенности, присущие современному мотодельтаплану: низкорасположенный центр тяжести и управление за счет изменения угла наклона цельноповоротного крыла. В некоторых отношениях Pou представляет собой не самолет схемы «тандем», а мотодельтаплан с хвостовым оперением. Оригинальный Pou (HM.14) впервые поднялся в воздух в 1933 году. Минье опубликовал отчет о своей работе, а также чертежи и инструкции по изготовлению HM.14 в книге «Le Sport de L'air», опубликованной в 1934 году. Книга вскоре была переведена на английский язык. Она положила начало движению, в результате которого множество HM.14 было построено в Европе и Англии, а также в других местах. Ее стоит прочитать даже сегодня, хотя бы по той причине, что в ней Минье описывает радость от полета.

Первоначальный энтузиазм по поводу Pou улетучился, когда произошла серия несчастных случаев со смертельным исходом. Эти аварии были не похожи на те, которые наблюдались с обычными самолетами. Они происходило, когда пилоты, опускали нос, для захода на посадку. Самолет не выходил на устойчивую глиссаду. Вместо этого угол пикирования постепенно увеличивался и Pou падал на землю. Казалось, что это затягивание в пикирование было необратимым, и пилот не мог из него выйти. После семи таких несчастных случаев со смертельным исходом большая озабоченность по поводу безопасности полета, присущей HM.14 привела к вмешательству правительства.

Pou во многих отношениях был первым любительским самолетом в современном понимании.​

Испытания в аэродинамической трубе

Был введен запрет на полеты Pou, и организованы продувки в аэродинамических трубах Англии и Франции. HM.14 был относительно небольшим, и поэтому можно было продуть полноразмерные самолеты как во французской аэродинамической трубе в Шале-Медон, так и в 24-футовой аэродинамической трубе британской RAE в Фарнборо.

Британские продувки в Фарнборо были относительно ограниченными по масштабу и в первую очередь касались поведения самолета на малых углах атаки. Французские продувки были более обширными.

Копию полного отчета RAE, а также изображения статьи во французском журнале с описанием французских испытаний можно найти в Интернете:
Продувки

Неудивительно, что между количественными результатами двух испытаний полномасштабных самолетов есть некоторые различия в деталях. В этих двух испытаниях использовались два разных самодельных самолета, поэтому неудивительно, что между двумя экземплярами были различия. Британские экспериментаторы очень тщательно измерили свой тестовый образец (G-AEFV) и обнаружили, среди прочего, что оба крыла имели крутку, а разница в угле поперечного «V» левой и правой законцовок крыла составляла целых 1,5 градуса.

Несмотря на различия между аэродинамическими трубами и испытуемыми самолетами, результаты обоих продувок были практически одинаковыми.

1. Самолет был устойчив по тангажу на больших углах атаки крыла и неустойчив на малых углах атаки крыла. К тому же он становился все более неустойчивым по мере уменьшения угла атаки крыла. (Обратите внимание, что это изменение устойчивости в зависимости от угла атаки такое же, как мы видели в нашем анализе мотодельтапланов в статье за прошлый месяц).

Вывод британского отчета: «В пикировании неустойчивость становится более выраженной».

2. Проблема неустойчивости по тангажу усугублялась по мере смещения ЦТ назад. А многие Pou летали с ЦТ, смещенным назад до 50% хорды переднего крыла.

Вывод из британского отчета: «Самолет неустойчив в нормальном полете, если центр тяжести смещен назад более чем на 40% хорды (переднего крыла)».

(Комментарий автора [B.W.]: Это вызывало особую озабоченность, поскольку пилот сидел позади ЦТ, что делало расположение ЦТ самолета зависимым от веса пилота. Легкий пилот мог летать достаточно безопасно с ЦТ смещенным достаточно далеко вперед, в то время как более тяжелый пилот столкнулся бы с опасной неустойчивостью).

3. При некотором отрицательном угле атаки (-15 градусов в британском испытании и -9 градусов во французском испытании) даже перемещение «до упора» назад ручки управления не помогало создать положительный момент по тангажу.

Этот последний вывод широко и неверно истолковывается в современных работах о Pou. Я видел много заявлений о том, что самолет станет неуправляемым при углах планирования от -9 до -15 градусов. Это неправда. Речь идет об угле атаки (переднего) крыла относительно воздушного потока, а не угле планирования самолета относительно земли.

Основываясь на этих результатах продувок, мы можем видеть, каким образом строители оригинального Pou попадали в беду.

Прототип HM.14 имел двигатель всего 17 л.с. Он не мог летать быстро, поэтому в горизонтальном полете летал только в диапазоне (положительных) углов атаки, где был достаточно устойчив и управляем. По его собственным словам, Минье был относительно робким пилотом, поэтому маловероятно, что он намеренно вводил самолет в крутое пикирование.

Позже строители самолета стали использовать более мощные двигатели. К тому же пилоты отличались своим весом и стилем пилотирования. Кажется естественным, что более тяжелый пилот будет устанавливать и более мощный двигатель, чтобы иметь приемлемую скороподъемность. В таком случае у нас получался более мощный самолет, летающий быстрее (т.е. на меньших углах атаки), чем летал Минье, с более задним положением центра тяжести, из-за расположения сиденья пилота за ЦТ. Это и делало самолет менее устойчивым по тангажу.

Выводы

Вот некоторые выдержки из выводов британского отчета по продувкам в аэродинамической трубе и их результатам:

«Когда самолет планирует, он находится в неустойчивом равновесии; то есть, если по какой-то причине самолет отклонился от своей траектории, отклонение начнет увеличиваться, если пилот не исправит его».

Возмущающее действие на аппарат может создать вертикальный порыв ветра, даже если пилот изначально достиг желаемой воздушной скорости в горизонтальном полете. Кроме того, самолет, если его наклонить носом вниз, будет продолжать опускать нос с постоянно увеличивающейся скоростью, если пилот не вмешается и не отработает ручкой управления.

«При неустойчивом равновесии чтобы начать предварительное движение вниз, ручку управления сначала нужно толкнуть вперед, а затем сразу же отвести назад за пределы исходного положения».

Это очень неестественно для летчика. Пилоты привыкли, что фиксированное положение ручки управления обеспечивает постоянную скорость полета. Легко представить, как пилот двигал ручку вперед, чтобы начать снижение, а затем оказывался застигнутым врасплох, когда нос продолжал опускаться с нарастающей скоростью.

«Самолет не может летать «с брошенной ручкой», так как нуждается в постоянной корректировке траектории полета. Очевидно, что к снижению нужно подходить осторожно, чтобы не пропустить нужный момент. Промах может быть опасен, так как самолет может достичь земли до того, как это можно будет исправить…».

Pou предназначался для пилотов-любителей, считай: пилотов-самоучек. Цель Минье при разработке конфигурации Pou заключалась в том, чтобы исключить сваливание в штопор, а также исключить необходимость в координировании виража (ручка+педали) и таким образом, сделать полет проще и безопаснее. Хотя ему в значительной степени удалось сделать Pou устойчивым к штопору и реализовать возможность пилотирования с использованием только ручки управления, к сожалению, он непреднамеренно создал другую, еще более опасную проблему – проблему безопасного пилотирования.

Неустойчивость и нелинейность управления по тангажу оригинального HM.14 при малых углах атаки затрудняли или делали невозможным безопасный полет даже для очень опытного пилота. Неудивительно, что значительное число летчиков-любителей, имеющих малый опыт, роковым образом попадались на этом.

Проблема была особенно опасной, потому что она не проявлялась во всем диапазоне полета. Пилот, который неоднократно летал на своем Pou на малой скорости и нашел его послушным и легко управляемым, мог решиться полететь немного быстрее или попробовать немного более крутой спуск, чем раньше, и внезапно обнаруживал, что имеет дело с машиной опасно неустойчивой и непослушной ему. Шансы на то, что он вовремя сообразит, в чем дело и предотвратит аварию, будут практически малы.

В конце концов, Минье и другие нашли способы исправить проблемы оригинального HM.14. Впоследствии множество самолетов схемы Pou были построены, успешно и безопасно летали. У схемы Pou до сих пор есть свои приверженцы, особенно в Европе.

О причинах неустойчивости HM.14 и о том, как это исправить, написано много (и много неправильно). В следующем месяце мы более подробно рассмотрим источники проблемы и исправим конфигурацию, чтобы сделать полеты безопасными.

 

[JonSu]

KITPLANES, 16 февраля, 2017 г.

«Летающая блоха»
Часть 2​

Barnaby Wainfan
Ссылка
В прошлом месяце мы рассмотрели Flying Flea (Pou-du-Ciel) и причины, по которым оригинальный HM.14 Pou попадал в серию несчастных случаев со смертельным исходом, когда самолет затягивало в пикирование, иногда даже переворачивало, при заходе на посадку.

Эти несчастные случаи вызвали большую озабоченность, чем обычно, потому что они были не похожи ни на что, встречаемое ранее.

Мое исследование выявило как минимум семь таких происшествий (а в одном недавнем отчете их число равнялось 11), прежде чем вмешались официальные лица и запретили полеты на HM.14.

Несколько несчастных случаев, которые можно было бы списать на «обычные» причины или плохое качество изготовления самолета любительской постройки, не вызвали бы чрезмерного беспокойства, но тот факт, что было что-то другое и очень специфическое для этого типа, вызвавшее серию катастроф со смертельным исходом, было поводом для большой тревоги.

Много было написано о причине «затягивания в пикирование» оригинального HM.14, как во время аварий оригинального Flying Flea, так и в последующие годы. К сожалению, большая часть из опубликованного неверна.

В те времена была масса предположений и теорий. Многие более поздние отчеты просто повторяли эти необоснованные теории. Несколько современных теорий объяснения этой проблемы прямо противоречат друг другу. Также ясно, что многим из авторов не хватало технических знаний, и они никогда не читали отчеты о полномасштабных продувках этого самолета в аэродинамических трубах Великобритании и Франции.

Mignet HM.14 на Международной аэрокосмической выставке в Берлине, Шнефельд, май 2006 г. ​

Эффект щелевого крыла?

Одной из концепций, которая привлекла большое внимание, была идея якобы волшебного «щелевого эффекта» между двумя крыльями. Воздушный поток через относительно узкую щель между задней кромкой переднего крыла и верхней поверхностью заднего крыла должен был иметь мощный (и в значительной степени полезный) аэродинамический эффект. Минье частично несет ответственность за это убеждение, поскольку в своей оригинальной книге он ясно дал понять, что хотел, чтобы тандемные крылья Pou работали как одно крыло с щелью, типа предкрылка Хэндли Пейдж, чтобы обеспечить устойчивость к срыву.

В свете современных знаний кажется вероятным, что наблюдаемое отсутствие срыва Pou было связано с естественным ограничением угла атаки, очень похожим на то, что демонстрирует конструкция утки Rutan, а не из-за щелевого взаимодействия между крыльями. Первым срывается переднее крыло, обеспечивающее управление по тангажу. При срыве оно теряет способность управлять любым дальнейшим увеличением угла атаки, самолет опускает нос и переходит в парашютирование или уменьшает угол атаки до предсрывного.

Во время первых происшествий с «Летающей блохой» многие считали, что щелевой эффект является источником отсутствие срыва «Блохи», а также играет роль в возникновении режима неконтролируемого пикирования.

Две одинаково неверные теории

Одна из идей, выдвинутых для объяснения пикирования, заключалась в том, что, когда ручка управления бралась на себя, эффект щели создавал ускоренный поток между задней кромкой переднего крыла и верхней поверхностью заднего крыла, что увеличивало подъемную силу заднего крыла настолько сильно, что опускало носовую часть.

В тоже время другой автор констатировал, что «необходимый эффект щелевого крыла пропадает при малых углах атаки» и «переднее крыло, которое действует как руль высоты, становится неэффективным при отсутствии щелевого эффекта».

Очевидно, что оба объяснения не могут быть правильными, поскольку противоречат друг другу. У вас не может быть «эффекта суперщели», заставляющего нос опускаться, в то время как «жизненно важный эффект щели» исчезает.

Очевидно, что люди, предлагающие эти объяснения, не изучали или не понимали результатов продувок в аэродинамических трубах.

Mignet HM.293 в Королевском военном музее (Royal Military Museum) в Брюсселе. Являясь вариантом HM.14, он впервые поднялся в воздух в 1946 году. ​

О чем говорят результаты продувок в аэродинамических трубах

Хотя я не видел полной копии отчета на французском языке, мне удалось найти отсканированную копию отчета о продувках, проведенных в 24-футовой аэродинамической трубе RAE в Фарнборо, в Англии ((Pou-Guide - Le pou en soufflerie) прокрутите вниз до половины страницы, чтобы просмотреть отчет на английском языке).

Мы обсудили неустойчивость Flea по углу тангажа, обнаруженную при продувках в аэродинамической трубе в прошлой статье, но не обсуждали результаты запасов управления, имеющие отношение к теориям щелевого эффекта.

Нанесенные на график данные испытаний ясно показывают, что переднее крыло остается эффективным рулем высоты во всем диапазоне его отклонения. Взятие ручки управления «на себя» не вызывает изменения момента тангажа с положительного на отрицательный при любом угле атаки в пределах испытательного диапазона.

Цитата из отчета о самолете, снижавшегося на скорости от 67 миль/ч до около 160 миль в час (это очень экстремальные условия): «Резкое взятие ручки управления «на себя», чтобы получить величину угла атаки переднего крыла β = +4,8 градуса, дает положительный момент на кабрирование около 800 фунтов на фут при скорости 100 футов в секунду или 4500 фунтов на фут при максимальной скорости снижения».

Ясно, что не происходило ни потери эффективности руля высоты, ни внезапного реверсирования управления. Этот экспериментальный результат явно противоречит обеим теориям, о причинах несчастных случаев с затягиванием в пикирование, основанным на влиянии щели между крыльями.

Предостережение и некоторое раннее понимание

Периодически сторонники нетрадиционной конфигурации летательного аппарата будут ссылаться на какую-то «альтернативную физику» или какой-то уникальный аэродинамический эффект, проявляющийся только на этой конфигурации. Разумно относиться к этим заявлениям с большим скептицизмом. Физика полета одинакова для всех, независимо от аэродинамической схемы рассматриваемого самолета.

Интересно, что, по крайней мере, один строитель Pou понял это относительно рано. Э. Л. Бейнс (E. L. Baynes), сконструировавший Abbott-Baynes Cantilever Pou, написал об этом в журнале Flight (22 октября 1936 г., стр. 406–407).

Cantilever Pou был значительно модифицирован по сравнению с оригинальным HM.14. Он продемонстрировал лучшие характеристики и хорошие летные качества без склонности к пикированию.

Г-н Бейнс отметил, что если ЦТ находится дальше назад, чем 40% хорды переднего крыла, самолет будет неустойчивым, и заявил, что заднее положение ЦТ большинства стандартных моделей Pou, «по мнению автора, является основной причиной авиационных происшествий. Pou во Франции».

Он указал, что как только ЦТ будет сдвинут вперед достаточно, чтобы сделать самолет устойчивым в продольном направлении, заднее крыло будет нести относительно небольшую нагрузку (особенно на Cantilever Pou, у которого было увеличенное переднее крыло, так что площадь переднего крыла была почти вдвое больше, чем заднего). Соответственно, г-н Бейнс заявил, что его «машину следует рассматривать как моноплан с большим хвостовым оперением, а не как машину с тандемным крылом».

Мистер Бейнс заключил: “При условии, что Pou правильно спроектирован в соответствии с принятыми правилами игры (а я уверен, что, по сути, он совершенно надежен), так много можно сказать в его пользу...”

Эту статью и предыдущую статью под названием «Ситуация с Pou», начинающуюся на странице 404 того же номера «Flight», стоит прочитать.

(Полный архив журнала Flight Magazine, к сожалению, уже недоступен в Интернете).

Поучительная история Блохи

Во многих отношениях популярность Pou-du-Ciel и последующие проблемы до сих пор служат предупреждением для современных самодеятельных авиастроителей и экспериментаторов. У Анри Минье был большая любовь к полетам и похвальные цели, которые до сих пор находят отклик. Он хотел сделать полеты проще, безопаснее, дешевле и доступнее для всех. Он создал новую конфигурацию самолета специально для достижения этих целей. К сожалению, он также продемонстрировал опасное сочетание поспешности, ограниченности знаний и презрения к общепринятой практике. Все это способствовало печальному исходу его усилий.

Минье разрабатывал свою конструкцию методом проб и ошибок. В его книге есть описания многих незначительных происшествий во время разработки Pou. В его мужестве нет сомнений. Он неоднократно сам проводил летные испытания своего самолета после серьезных модификаций, пытаясь исправить причину своей последней неудачи.

Как только он поверил, что все сделал правильно, он очень поспешил поделиться этой новостью. По словам Минье, его прототип имел всего 8 часов налета, когда он опубликовал свою книгу.

Этого времени недостаточно даже для проведения летных испытаний построенного аппарата общепринятого типа, не говоря уже о том, чтобы должным образом испытать новую и машину нетрадиционной схемы. В перспективе необходимо знать, что действующие в США правила FAA предписывают 25 часов испытаний для самодельного аппарата с сертифицированной винтомоторной установкой и 40 часов, с несертифицированной.

Спешка в объединении процесса разработки нового самолета и его летных испытаний часто представляет собой смертельную опасность. Ситуация может быстро стать опасной, если дизайнер пойдет напролом, полагая, что он знает больше, чем признанные мастера своего дела.

Минье назвал создание и полеты Pou “Другая авиация” (Le Autre Aviation). Значительная часть его книги посвящена критике недостатков (по его мнению) традиционной практики проектирования. Некоторые из его опасений были обоснованы, учитывая его цель сделать свой самолет простым, недорогим и легким в управлении. К сожалению, его очевидное презрение к общепринятой практике привело к тому, что он нарушил некоторые устоявшиеся принципы приемлемости пилотажных качеств и пропустил критический недостаток в своей собственной конструкции.

Второе, и, возможно, более важное: отход от традиционной практики сопряжен со значительным риском просто потому, что имеет место меньше понимания новой или радикальной схемы ЛА.

Конструктивные проблемы HM.14, приведшие к фатальной склонности к затягиванию в пикирование, были вызваны сочетанием факторов. Некоторые из них могли бы быть очевидны даже в то время, а некоторые были более хитроумными.

Как мы видели, г-н Бейнс довольно рано понял одну из них и четко сформулировал опасность слишком заднего расположения центра тяжести. Это проблема относится ко всем самолетам.

Что было менее очевидно, так это влияние вертикального положения ЦТ, которое вносило значительную нелинейность в изменение момента по тангажу. Это создавало ситуацию, когда самолет мог быть устойчивым на малой скорости и больших углах атаки и опасно неустойчивым при полете на больших скоростях.

Эта особенность была прямым результатом нетрадиционной схемы самолета и, следовательно, ее было труднее предвидеть. Для большинства обычных самолетов вертикальное смещение между ЦТ и аэродинамическим центром достаточно мало, поэтому его влияние относительно невелико. Большинство конструкторов рассматривают этот эффект как незначительный, не вызывающий никаких проблем. Для Flea и мотодельтапланов (как мы писали несколько месяцев назад) вертикальное положение ЦТ играет важную роль в устойчивости и безопасности машины.

Что было особенно коварным в проблеме с Flea, так это то, что она привела к появлению опасных характеристик в той части огибающей полета, которая обычно является самой безопасной и вызывает наименьшее беспокойство. Это подчеркивает серьезность проблем, связанных с нетрадиционными аэродинамическими схемами: эффект, который незначителен для обычного самолета, может быть значительным, а иногда и опасным, для новой конфигурации. При тщательном, грамотном анализе и испытаниях такого рода проблемы могут быть обнаружены и безопасно решены на ранних этапах.

Современным самодельщикам-экспериментаторам следует обратить внимание на печальную историю Flea. Хотя талантливые любители добились значительных успехов в области персональной авиации, но те, кто преуспел, не игнорировали большой объем знаний, созданный более авторитетной частью авиаконструкторов в мире.

Энтузиазм и вера в то, что вы знаете лучше, чем ваши скучные, ограниченные условностями предшественники, не являются безопасной заменой знанию и пониманию. Здесь нет никакой магии, есть только продуманность конструкции. Физика полета одинакова для всех и остается совершенно неумолимой, каким бы энтузиастом ни был экспериментатор.

В следующем месяце мы проанализируем Flea (цитируя г-на Бейнса) «согласно принятым правилам игры» и увидим источник ее первоначальных проблем и то, как это было исправлено.

 

[JonSu]

KITPLANES, 16 марта, 2017 г.

«Летающая блоха»
Часть 3​

Barnaby Wainfan
Ссылка

Первый HM.14, построенный и взлетевший в США, был изготовлен в ноябре 1935 года и сейчас выставлен в Центре Стивена Ф. Удвара-Хейзи (Steven F. Udvar-Hazy Center). ​

В течение последних двух месяцев мы изучали историю Mignet HM.14 Pou-du-Ciel (Летающая блоха) и ее опасное поведение. В этом месяце мы продолжим более подробное изучение причин и способов устранения этих проблем.

Многочисленные аварии со смертельным исходом, случавшиеся с оригинальной Pou, в сочетании с результатами полномасштабных продувок в аэродинамической трубе в Великобритании и Франции, подтвердившими, что она страдает опасной неустойчивостью, привели к тому, что полеты на этом типе были запрещены, а в некоторых странах самолет был вообще запрещен к строительсту.

Как мы видели в прошлом месяце, понимание причины проблем Pou было сильно искажено. Запрет был основан на ошибочной идее о том, что опасные пилотажные свойства были присущи всем самолетам этой аэродинамической схемы, а не типичным недостатком конкретного HM.14.

Несмотря на все это, Анри Минье упорствовал, и решения, которые сделали базовую «формулу блохи» жизнеспособной были найдены. После того, как первоначальные трагические проблемы с HM.14 были устранены, Минье продолжал строить успешные самолеты типа Flying Flea до конца своей жизни. Ни один из них не имел большого коммерческого успеха, но схема Минье сохранилась и по сей день, особенно в Европе. Самолеты, использующие схему Pou, различаются по размеру - от одноместных сверхлегких, до Croses Para-Cargo с двигателем мощностью 180 л.с., размах которого составлял 31 фут (9,44 м), и который имел максимальную полетную массу почти 2500 фунтов (1134 кг).

У вас нет лицензии на пилотирование самолета с хвостовым колесом, но вы хотите Flying Flea? Вы можете построить HM.14 с трехколесным шасси с носовым колесом​

Понимание проблемы

Хотя во время первоначальных аварий с Pou было опубликовано много спекулятивной чепухи, некоторые современные инженеры имели более реалистичное представление о проблемах с HM.14. Э. Л. Бейнс, конструктор разработчик Abbott-Baynes Cantilever Pou, написал об этом в журнале Flight (22 октября 1936 г., стр. 406-407). Самое главное, он понял, что нет никакой волшебной “альтернативной аэродинамики”, и прокомментировал:

“При условии, что Pou правильно спроектирован в соответствии с принятыми правилами игры (а я уверен, что, по сути, он совершенно надежен), так много можно сказать в его пользу...”

Он отметил, что если ЦТ смещен назад более, чем на 40% хорды переднего крыла, самолет будет неустойчивым, и высказал мнение, что заднее положение ЦТ большинства типовых Pou было «основной причиной несчастных случаев с Pou во Франции».

Он заявил, что в соответствии с идеей использования традиционного инженерного подхода «машину следует рассматривать как моноплан с большим горизонтальным хвостовым оперением, а не как машину с тандемным крылом», потому что, когда центр тяжести находится достаточно далеко впереди для обеспечения устойчивости, заднее крыло создает относительно небольшую часть подъемной силы.

Мистер Бейнс был в основном прав, и в соответствии с его мудрым советом «проектировать в соответствии с принятыми правилами игры», давайте подробнее рассмотрим HM.14.

Аэродинамическая схема Pou

Аэродинамическая схема Pou имеет несколько особенностей, которые отличают ее от обычных самолетов:

• Тандемно расположенные крылья и короткий фюзеляж

• Высокорасположенное переднее крыло на стойках и низкорасположенный центр тяжести (ЦТ).

• Продольное управление по тангажу за счет изменения угла атаки переднего крыла.

• Отсутствие элеронов: все управление по курсу и крену обеспечивается рулем направления.

Поскольку основное внимание в этой статье уделяется продольной устойчивости и управляемости, последний пункт не существенен. Что более важно, так это то, как положение ЦТ, управляемое переднее крыло с и присутствие заднего крыла сочетаются друг с другом.

В этом Pou очень похож на современный мотодельтаплан с добавленным к нему большим ГО (задним крылом). Центр тяжести самолета расположен значительно ниже переднего крыла, а управление по тангажу, точно такое же, как у мотодельтаплана.

Легко попасть в ловушку, думая, что фюзеляж неподвижно закреплен, и увидеть основной эффект в управлении углом наклона крыла, как изменением угла атаки крыла. Это не так, потому что фюзеляж не закреплен. Он висит на крыле и может свободно наклоняться. Перемещение ручки управления изменяет угол между крылом и стойками кабины, т.е. подвешенной остальной частью самолета под ней. При этом ЦТ перемещается вперед или назад по отношению к крылу точно так же, как ручка управления мотодельтаплана перемещает его ЦТ.

Низкорасположенный центр тяжести приводит к тому, что кривая момента тангажа имеет тот же тип нелинейности, который мы наблюдали при обсуждении мотодельтапланов несколько месяцев назад. Аппарат становится более устойчивым по мере увеличения угла атаки и менее устойчивым по мере его уменьшения.

Заднее крыло, прикрепленное к фюзеляжу, стабилизирует самолет и создает соответствующую линейную прибавку устойчивости по тангажу. Соответственно, у Pou может быть более заднее положение ЦТ вдоль хорды переднего крыла, чем у мотодельтаплана. Ловушка, в которую попал Минье, заключалась в том, что он думал, что, будучи самолетом с тандемным крылом, центр тяжести Pou должен быть расположен очень далеко назад, с учетом распределения нагрузки между передним и задним крыльями.

Анализ

Имея это в виду, давайте теперь проанализируем Pou так же, как мы это делали несколько месяцев назад для мотодельтапланов. В приведенном ниже анализе используются линейные методы и не моделируются потеря скорости, срыв потока или какой-либо таинственный “щелевой эффект”. В нем действительно точно моделируется влияние как горизонтального, так и вертикального положения центра тяжести относительно несущих поверхностей.

Мы начнем с использования геометрии оригинального HM.14 (G-AEFV), измеренной Королевским авиастроительным заводом (RAE) для продувок в аэродинамической трубе с центром тяжести, расположенным на 50% хорды переднего крыла. На рис. 1 показано изменение коэффициента момента по тангажу для этой машины при трех положениях угла наклона переднего крыла (три положения ручки управления).

Рис. 1: HM.14 с ЦТ, расположенным на 50% хорды переднего крыла.​

Глядя сначала на верхние графики, мы видим характеристики, очень похожие на те, что были получены при продувках в аэродинамической трубе. Самолет устойчив на больших углах атаки и становится все более неустойчивым по мере уменьшения угла атаки. При положении ручки управления, которое сбалансирует самолет на угле атаки 11 градусов, самолет будет находиться в неустойчивом положении. Любое изменение угла атаки, будь то поднятие носа вверх или опускание носа вниз, приведет к появлению отрицательного момента по тангажу. Пилот не сможет установить угол атаки аппарата меньше этого для поддержания установившегося полета.

Можно сбалансировать самолет и на меньших углах атаки, но тогда самолет будет неустойчив по тангажу и балансировочное положение ручки управления будет смещено назад от ее балансировочного положения для 11 градусов. Чтобы лететь на меньших углах атаки, пилот должен был бы сначала отдать ручку от себя, чтобы угол атаки стал меньше 11 градусов, а затем взять ее на себя, чтобы остановить скорость изменения угла тангажа, которая будет расти. В этих условиях полета самолет будет весьма неустойчив в продольном канале и потребует постоянной корректирующей работы ручкой управления, чтобы предотвратить отклонения по тангажу.

Посмотрев на нижний график, мы можем видеть, что это значит для пилота, пытающегося лететь на заданной воздушной скорости. На скоростях ниже 55 узлов (102 км/ч) самолет устойчив по скорости. Взаимосвязь между положением ручки управления и балансировочной скоростью полета устойчива: ручка взята на себя, самолет балансируется на меньшей скорости, ручка отдана от себя, самолет балансируется на большей скорости.

Если пилот слишком сильно отдаст ручку от себя, чтобы набрать скорость выше 55 узлов, самолет по мере увеличения скорости полета начнет опускать нос со все возрастающей скоростью, если только ручка управления не будет отведена сильно назад от балансировочного положения на 55 узлов (102 км/ч). В этих условиях самолет будет неустойчив по скорости, и им будет очень трудно управлять.

Как мы подробно обсуждали в первой части этой серии статей, пилот, особенно неопытный, с большой долей вероятности, может быть застигнут врасплох таким поведением аппарата и не сможет достаточно быстро и правильно отреагировать, чтобы сохранить контроль над самолетом.

Теперь, по рекомендации г-на Бейнса, давайте рассмотрим перемещение центра тяжести вперед на 40% хорды переднего крыла. Результаты этого изменения показаны на рисунке 2.

Рис. 2: HM.14 с ЦТ на 40% хорды переднего крыла.​

Угол атаки, при котором самолет становится неустойчивым, теперь намного меньше. У него сохраняется положительный момент по тангажу до отрицательных углов атаки. Изменение положения ручки управления для балансировки на нужной скорости значительно больше 55 узлов теперь адекватное (ручка на себя - балансировочная скорость самолета уменьшается, ручка от себя - балансировочная скорость самолета увеличивается). Это уже нормально летающий самолет. Летать намного выше 55 узлов (102 км/ч) по-прежнему было бы неудобно, потому что устойчивость самолета по тангажу при более высоких скоростях полета будет уменьшаться, становясь нейтральной при скорости чуть выше 65 узлов (120 км/ч), а при больших скоростях самолет станет неустойчивым. Тем не менее, мистер Бейнс был прав. С положением центра тяжести на уровне 40% или меньше HM.14 вряд ли окажется затянут в пикирование, которое было причиной большинства аварий.

Окончательное исправление базовой конфигурации, вероятно, было результатом получения правильного ответа по неправильной причине. Как мы видели в прошлом месяце, некоторые люди полагали, что непосредственная близость задней кромки переднего крыла к верхней поверхности заднего крыла, при взятии ручки управления на себя, вызывала эффект Вентури (или щелевой эффект), который увеличивал подъемную силу заднего крыла и заставлял наклоняться носовую часть самолета вниз. Поэтому они пришли к выводу, что заднее крыло должно быть отодвинуто назад достаточно далеко, чтобы два крыла не перекрывались, и все поздние Flea типа HM.14 имели эту доработку.

На самом деле результаты продувок в аэродинамической трубе показывают, что эффекта Вентури не было, но перемещение заднего крыла назад имело благоприятный эффект по гораздо более прозаической причине: перемещение заднего крыла назад действует как увеличение плеча горизонтального оперения обычного самолета. Что увеличивает стабилизирующее влияние ГО (или в данном случае заднего крыла).

На рис. 3 показан наш HM.14 с центром тяжести 40% и задним крылом, сдвинутым назад на 25% хорды от исходного положения. Графики показывают, что хотя некоторая нелинейность сохраняется, эта версия самолета остается устойчивой во всем диапазоне углов атаки, вплоть до углов сваливания. (В этом анализе срыв не моделируется).

Из вышеизложенного мы можем видеть, что оценка г-ном Бейнсом Pou была в основном правильной. Базовая конфигурация Pou является достаточно надежной при условии, что она должным образом спроектирована и проанализирована. Особенность затягивания в пикирование, присущая оригинальному HM.14 предсказана с помощью обычного анализа, при условии, что анализ должным образом учитывает влияние вертикального положения ЦТ относительно переднего крыла с изменяемым углом установки.

Сложность здесь заключается в том, что оба эти эффекта обычно игнорируются, поскольку они достаточно малы, чтобы считаться незначительными при обычной конфигурациии ЛА.

 

[JonSu]

Перевод отчета о продувках POU в Англии, на который была ссылка в предыдущей статье:
Ссылка (в нижней половине страницы)

 

[JonSu]

Итак.
ОТЧЕТ О ПРОДУВКАХ POU В АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ТРУБЕ RAE

Отчет был подготовлен А. С. Хартшорном, B.Sc . (A. S. Hartshorn, B.Sc.) из RAE и воспроизводится полностью и представляется в надежде, что это заинтересует членов ассоциации, а также прояснит многие неправильные представления, касающиеся этого самолета.

1. ВВЕДЕНИЕ

Несчастные случаи, произошедшие с самолетами типа “Pou du Ciel”, свидетельствуют о том, что при планировании на высоких скоростях существует тенденция к опусканию носа, а в некоторых случаях это приводило к крутому пикированию, из которого восстановление было невозможным. По просьбе Воздушной лиги Британской империи (Air League of the British Empire) были проведены специальные испытания в 24-футовом туннеле Королевского авиастроительного комплекса для изучения управляемости при скоростном пикировании. Диапазон испытаний был ограничен, чтобы охватить требования Воздушной лиги, и не является полным исследованием характеристик “Pou du Ciel”. Самолет, испытанный в туннеле, был поставлен через Воздушную лигу и, по их заявлению, построен в основном в соответствии со спецификациями М. Минье. Вместо воздушного винта был заменен фиктивный выступ, поскольку предварительные результаты более полного расследования в Шале-Медон свидетельствуют о том, что обдувающий поток от пропеллера оказывает очень незначительное влияние на восстановление после пикирования.

2. ОПИСАНИЕ САМОЛЕТА

Общая схема испытываемого “Pou du Ciel” показана на рис. 1.

Рис. 1. Общая схема "Pou du Ciel", сспытаного в 24-футовой аэродинамической трубе. Все размеры указаны в миллиметрах.

Размеры, фиксирующие относительное положение двух крыльев и точку вращения поворотного переднего крыла, приведены в миллиметрах относительно верхней поверхности фюзеляжа, которая также использовалась в качестве базовой для измерения угла тангажа аппарата (α).

В таблице 1 приведена более подробная информация об обоих крыльях, и можно заметить, что оба крыла имеют выраженную S-образность и что заднее крыло имеет несколько больший угол установки, чем исходная линия. Настройка управления –наклон переднего крыла (β) определяется как угол касательной хорды центрального сечения переднего крыла к базовой линии; это приблизительно равно разнице в углах установки двух крыльев.

ТАБЛ. 1 РАЗМЕРЫ "POU DU CIEL"

Размах переднего крыла - 19,66 футов (5992 мм)
Максимальная длина хорды переднего крыла - 4,60 фута (1402 мм)
Площадь - 81,7 кв. футов(7,6 м2)
Размах заднего крыла - 13,08 футов (3987 мм)
Максимальная длина хорды заднего крыла - 4,60 фута (1402 мм)
Площадь -51,6 кв. футов(4,8 м2)

 

[JonSu]

3. ОПИСАНИЕ ИСПЫТАНИЙ

Самолет крепился в рабочей части аэродинамической трубы жестким соединением на оси, обеспечивающей свободное угловое перемещение вокруг этой оси, и тросом, закрепленным к хвостовой части для контроля угла тангажа. Ручка управления могла быть зафиксирована в любом желаемом переднем и заднем положении, а руль направления был зафиксирован в нейтральном положении. Пилот был представлен манекеном. Результаты продувок приведены в таблице 2.

Подъемная сила, лобовое сопротивление и момент по тангажу относительно оси измерялись при одном фиксированном положении ручки управления, перемещенной назад (β = 4,8 град.) в диапазоне углов тангажа от 0 град. до -10°, и в двух других положениях ручки. Исходя из этих результатов, был рассчитан момент по тангажу вокруг некой оси.

ЦТ этой конкретной машины в условиях полета с сидящим пилотом составляет около 70 см назад от передней кромки переднего крыла, когда верхняя часть фюзеляжа горизонтальна. Расчеты были произведены для положений ЦТ на 56, 70 и 84 см назад от передней кромки (т.е. на 0,4 САХ; 0,5 CАХ и 0,6 CАХ) и на 50 см выше оси подвеса аппарата. Моменты по тангажу относительно этих положений ЦТ приведены в таблице 2 и проиллюстрированы на рис. 2.

Рис.2 Данные продувок Pou-du-ciel в 24-футовой аэродинамической трубе

Верхняя поверхность фюзеляжа была взята в качестве базовой линии.

α - угол тангажа базовой линии
β - угол касательной хорды центрального сечения переднего крыла относительно базовой линии
M - момент по тангажу в фунтах на фут при скорости 100 футов/сек. Положительным значением M считаем момент на поднятие носа самолета

ТАБЛ. 2 ПОДЪЕМНАЯ СИЛА, ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ И МОМЕНТ ПО ТАНГАЖУ (при скорости 100 футов/сек.)

Приведенные в таблице значения представляют собой силы и моменты, действующие на самолет при скорости 100 футов/сек.; наблюдения проводились при трех скоростях 100, 80 или 60 футов/сек. в зависимости от скорости потока в трубе. Испытания на разных скоростях показали, что эффект масштаба незначителен.

4 ОБСУЖДЕНИЕ РЕЗУЛЬТАТОВ

Три набора кривых на рис. 2 показывают, что в диапазоне углов тангажа от 0 град. до -10 град. при наклоне переднего крыла на 4,8 град. возникает очень большой положительный момент по тангажу, и изменение положения ЦТ на ±10 см лишь незначительно влияет на его величину. Более полное представление об этих кривых можно получить, изучив более подробно набор кривых для положения ЦТ на 0,5 САХ. Самолет может быть выровнен с помощью ручки управления значительно вперед при β = -2,4 град. и угле тангажа +0,3 град.

По наблюдениям за подъемной силой и лобовым сопротивлением это соответствует траектории пикирования примерно на 67 град. от горизонтали с максимальной скоростью пикирования около 160 миль в час. Если самолет когда-либо войдет в устойчивое пикирование такого рода, сильно потяните ручку управления назад, чтобы установить значение β = 4,8 град. это даст положительный момент по тангажу примерно в 800 фунтов на фут на скорости 100 футов/сек (68 миль/ч) или 4500 фунт на фут при максимальной скорости пикирования (235 футов/с, 160 миль/час).

Аналогично, балансировочное положение, заданное β = 2,0 град. и α = -10,5 град. соответствует вертикальному пикированию под углом 116°. от горизонтали со скоростью 110 миль в час. На такой скорости резкое взятие ручки на себя дало бы положительный момент по тангажу примерно в 800 фунт на фут. Экстраполяция кривой показывает, что уже при угле тангажа около -15 град. самолет сбалансирован при полном взятии ручки на себя, и нет возможности вытащить его обычным способом. Этот угол тангажа соответствует перевернутому углу планирования в стандартных условиях, составляющему около 20 град. до горизонтального положения (т.е. полет на спине) со скоростью около 50 миль в час, но, конечно, путем манипуляций с органами управления можно достичь этого значения до достижения положения, соответствующего условиям устойчивости.

Кривые момента тангажа также показывают, что при снижении самолета в пикировании он находится в неустойчивом равновесии; т.е. если по какой-либо причине самолет отклонился от своего устойчивого положения, отклонение увеличится, если пилот не исправит его. При положении ЦТ на 0,5CАХ самолет имеет приблизительно нейтральную устойчивость при угле тангажа 5°, и тенденция кривых предполагает, что устойчивость станет положительной при больших углах тангажа. Эффект положения ЦТ виден более отчетливо в этой части: более переднее положение ЦТ дает устойчивое равновесие, в то время как более заднее положение ЦТ дает неустойчивое равновесие.

При неустойчивом равновесии ручка управления должна быть отдана от себя, чтобы начать предварительное движение на уменьшение угла тангажа, а затем немедленно отведена назад за пределы ее исходного положения.

Самолетом не будет лететь “с брошенной ручкой", так как он нуждается в постоянной коррекции. Очевидно, что к пикированию нужно подходить осторожно, чтобы не перейти предел по балансировке. Превышение скорости может быть опасным, так как самолет может достичь земли до того, как его удастся выровнять, или, в качестве альтернативы, превышение скорости может быть настолько большим, что угол падения составит -15 град., т.е. достигается состояние, из которого выйти невозможно.

Перед входом в пикирование чтоб почувствовать зону безопасного пилотирования этого самолета, было бы необходимо провести несильное пошаговое движение ручкой управления на начальной стадии пикирования.

5. ВЫВОДЫ

1. Самолет неустойчив в нормальном полете при смещении ЦТ назад более чем на 40 процентов от хорды переднего крыла.

2. При пикировании неустойчивость становится более заметной.

3. При максимальном угле отклонения переднего крыла β = 4,8 град. момент, приводящий к поднятию носа вверх, может быть достигнут при угле танагажа до -15 град. За пределами этого есть область, из которой невозможно выйти. Чтобы расширить диапазон, в котором можно управлять самолетом, максимальные углы управляющего отклонения переднего крыла могут быть дополнительно увеличены.

6. ИТОГИ

Самолет, испытанный в аэродинамической трубе, имеет максимальную настройку управления (угол отклонения переднего крыла) β = 4,8, и этой настройки достаточно только для того, чтобы обеспечить положительный момент по тангажу относительно его ЦТ при углах тангажа до -15. На более отрицательных углах тангажа восстановление невозможно. Изменение положения ЦТ на 14 см. практически не влияет на мощность доступного управления.

​

 

[JonSu]

Есть такой, очень интересный сайт (на английском), называется Nest of Dragons (Гнездо Драконов):
Сайт
Другими словами, Неклассические самолеты. На сайте много интересной информации нашего профиля.
Там я и увидел статью, перевод которой предлагаю вашему вниманию (добавив туда по теме несколько фото упоминающихся летательных аппаратов).

Статья
Автор статьи Al Backstrom - конструктор интересного и, как мне кажется, самого минималистичного самолета Backstrom EPB-1 Flying Plank.

EPB-1 Flying Plank в Музее
Колонка в Википедии на англ.

 

[JonSu]

Итак.

ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ БЕСХВОСТОГО САМОЛЕТА​

SPORT AVIATION, май 1979 г.
A. A. Backstrom (EAA №1162)
На протяжении многих лет существовала тенденция рассматривать проектирование бесхвостых самолетов как область мистики, практикуемую людьми, очень искусными в манипулировании на спиритических досках. Похоже, что люди, думающие в этом ключе, не видели хорошо спроектированных самолетов этой схемы, которые имели неплохие летные характеристики. Некоторые, из них были сертифицированы в своих странах и даже использовались в военных целях. После того, как мы обсудим особенности конструкции, я предоставлю некоторую информацию о проектах, достойных дальнейшего развития.
Первый вопрос к выбору схемы бесхвостого самолета: ПОЧЕМУ?
Чтобы ответить на этот вопрос, давайте перечислим основные преимущества и недостатки.
Преимущества

• Меньшее сопротивление.
• Меньший вес.
• Более простая конструкция (по возможности).

Пояснение
Преимущество бесхвостых самолетов может заключаться в том, что при эквивалентной полезной нагрузке более легкий самолет требует меньшей мощности двигателя и поэтому расходует меньше топлива.
Диапазон центровок может быть значительно расширен при применении крыла малого удлинения с большой средней аэродинамической хордой (САХ) , как в аппаратах типа Delta или Hoffman.

Delta-2 - самодельное летающее крыло Барта Верхиса (Bart Verhees)

Самолет Рауля Дж. Хоффмана (Raoul J. Hoffman) Hoffman Flying Wing​

Они не являются обычными маленькими самолетами, как мы их представляем, потому что требуют большой мощности двигателя для обеспечения приемлемой скороподъемности.
Недостатки

• Меньший диапазон центровок.
• Ограниченное использование устройств увеличения подъемной силы.

Пояснение
Небольшой диапазон центровок не выгоден для самолетов средних размеров.
Чтобы получить приемлемую конструкцию, массы меняющиеся во время полета (например топливо), должны быть очень малыми, или самолет должен быть большим, чтобы эти массы могли быть распределены поперек, в районе ЦТ. Откровенно говоря, не пытайтесь создать аналог Cherokee Six. Одновременно, ограничение на применение устройств увеличения подъемной силы затрудняет получение широкого диапазона скоростей.

Piper PA32-260 CherokeSix​

Однако, если для вас плюсы перевешивают минусы, давайте продолжим, и рассмотрим элементы конструкции маленького бесхвостого самолета по пунктам. (Я предполагаю, что если вы хотите очень большой бесхвостый самолет, вы получите свою собственную доску для спиритических сеансов).

Конфигурация крыла​

Как и в любом другом самолете, крылья могут быть прямыми, стреловидными или стреловидными с различными комбинациями сужения и крутки. Стреловидность крыла измеряется по 0,25 линии хорд.
На рис. 1 показаны эти схемы, и даже конфигурация с крылом обратной стреловидности. Я не рекомендую пробовать обратную стреловидность из-за сильно нагруженных концевых частей крыла и того факта, что либо они должны срываться первыми, либо не срываться совсем.

Рис.1. Устойчивые схемы крыльев и распределение подъемной силы вдоль их размаха​

Конечно, для удовлетворительных летных характеристик нельзя допускать раннего срыва на концах крыла.
Некоторые отчеты NACA времен войны показывают, что планер-танкер Cornelius с крылом обратной стреловидности показал себя при испытаниях, как одна из худших бесхвосток.

Cornelius XFG-1​

Но небольшая обратная стреловидность для организации прямой передней кромки крыла, как это делал Джим Марске (Jim Marske), может дать хорошие результаты.

Итак, мы рассмотрим только прямые крылья и крылья с прямой стреловидностью. Выбор будет зависеть от требуемого диапазона центровок. Проще говоря, чем больше необходимое перемещение ЦТ, тем больше требуется стреловидность. На рисунке 2 показана рабочий проект мотопланера с прямым крылом, не имеющая практически смещения ЦТ независимо от изменений веса.

Рис.2 Мотопланер с прямым крылом, имеющий практически нулевое перемещение ЦТ​

Вы можете спросить, зачем обеспечивать небольшое перемещение ЦТ, если оно может нивелироваться с помощью увеличения стреловидности. Что ж, оборотная сторона заключается в том, что чем меньше угол стреловидности, тем лучше должны быть летные характеристики.

 

[JonSu]

Продольная устойчивость и положение ЦТ​

Понятие продольной устойчивости самолетов является для меня одной из моих любимых мозолей. Тысячи раз я слышал следующее высказывание: «Я знаю, почему обычный самолет устойчив, но я не понимаю, почему устойчив ваш?». На самом деле, если вы понимаете одно, вы понимаете и другое. Чтобы помочь людям понять, почему самолеты являются или не являются устойчивыми по тангажу, давайте приведем краткий курс по этой теме с использованием рисунков из превосходной книги Гарри Херта Аэродинамика для морских пилотов (Harry Hurt «Aerodynamics For Naval Aviators»).

Рис.3 Статическая продольная устойчивость самолета​

На этих рисунках, CМ - коэффициент продольного момента всего самолета, CМa.c. - коэффициент продольного момента крыла относительно аэродинамического центра (фокуса), расположенного примерно на 25% хорды при дозвуковых скоростях полета. Условный знак «+» показывает, что нос (или передняя кромка) поднимается вверх. CL - коэффициент подъемной силы, и большой CL при одном и том же весе аппарата обеспечивает более низкую скорость полета или более высокий коэффициент перегрузки.

На рис. 3(А) показан график зависимости CМ от CL (коэффициента продольного момента самолета от его коэффициента подъемной силы) для обычного устойчивого самолета. При зафиксированной ручке управления самолет будет сбалансирован в точке, обозначенной CМ= 0. Когда на самолет действует возмущающий порыв, изменяющий CL, и он смещается из этой точки, он будет стремиться вернуться назад, в точку с CМ= 0.

На рис. 3(B) показаны другие возможные условия продольной устойчивости, и что устойчивость напрямую связана с наклоном кривой CM по CL. Обычно статическая продольная устойчивость не изменяется с изменением CL, за исключением диапазона, в котором зависимость коэффициента подъемной силы CL по углу атаки не линейна.

На рисунке 3(C) показано возможное изменение устойчивости из-за влияния тяги двигателя, выпуска устройств увеличения подъемной силы, положения крыла и т.п.

На рисунках 4 и 5 показано, какой вклад в продольную устойчивость может вносить само крыло.

Рис.4 Вклад крыла

Рис.5 Влияние CMa.c. и относительного положения ЦТ​

Как видите, само крыло может быть устойчивым или не устойчивым, и что его сбалансированное положение будет зависеть от того, положительный коэффициент момента по тангажу (+) или отрицательный (-) будет у аэродинамического профиля (или системы крыльев при наличии их стреловидности). Кроме того, устойчивость напрямую связана с положением ЦТ относительно аэродинамического центра (фокуса).

На рисунке 6 показано влияние положения ЦТ на продольную устойчивость обычного самолета.

А)

Б)
Рис.6 А) Влияние положения ЦТ на продольную устойчивость обычного самолета. Б) Вклад элементов самолета в его продольную устойчивость​

Я надеюсь, что вы сможете, изучив эти рисунки, понять, что, после того, как вы определитесь с конфигурацией самолета, то величину его статической продольной устойчивости определит положение ЦТ относительно его аэродинамического центра (фокуса).

Графики Гарри на рис. 6 являются приблизительными, но они служат для иллюстрации того, что у бесхвостого самолета аэродинамический центр (фокус) более смещен вперед, в отличие от самолета с хвостовым оперением. У изолированного крыла аэродинамический центр (фокус) располагается примерно на 25% средней аэродинамической хорды (САХ). Наличие фюзеляжа, необходимого в небольших аппаратах, немного меняет её положение.

Есть еще один фактор, который следует учитывать при проектировании, это предельно задняя центровка. Бесхвостый самолет должен быть спроектирован таким образом, чтобы при нормальной загрузке было бы невозможно смещение ЦТ в предельно заднее положение. Это связано с тем, что запас устойчивости, т.е. диапазон между устойчивым и неустойчивым положением в нашем случае меньше, чем у классического самолета.

Что ж, теперь последний вопрос: Где должен располагаться ЦТ (А вы думали, я никогда не доберусь до этого, не так ли!).🙂

На моих прямых летающих крыльях мы имели диапазон центровок от 15 до 22% САХ.

Центровка около 18% приводит к большому отклонению элевонов и высокому балансировочному сопротивлению. Поэтому в своем проекта нового самолета для начала установите центровку около 20% и медленно двигайте её вперед и назад, чтобы определить, с чем эта конструкция может справиться. Методики нахождения средней аэродинамической хорды (САХ) вы можете найти во многих учебниках по аэродинамике.

Это заняло больше времени, чем я предполагал, но я надеюсь, что эти рассуждения помогли вам понять основные принципы статической продольной устойчивости.

 

[JonSu]

Путевая устойчивость​

Большинство мнений о плохих летных характеристиках бесхвостых самолетов, которые я слышал, являются ссылкой на их плохую курсовую устойчивость. Похоже, что некоторые конструкторы, стремясь снизить лобовое сопротивление, упускают из виду тот факт, что самолет не будет нормально летать, если он не может лететь прямо. Решение проблемы простое, надо для этого иметь вертикальную поверхность достаточной площади, расположенную достаточно далеко позади. На стреловидном крыле вместо вертикального оперения на концах крыла можно использовать «diffuser tip» (диффузорные законцовки, т.н. «ласты») на концах крыла, как показано на рисунке 7.

Рис.7 «Ласты» на концах крыла​

Обратите внимание, что для «ласты» требуется как загиб ее вниз, так и сходящийся по полету угол линии стыка относительно осевой линии.

Пример применения диффузорных законцовок. Nortrop N-1M Jeep​

Глава «Самостоятельный поиск» предоставит вам информацию о том, как узнать необходимые площади и т. п.

Аэродинамические поверхности управления​

При выборе типа аэродинамических поверхностей управления вы должны попытаться выбрать те, которые будут вызывать минимум неблагоприятных вторичных эффектов. Вы можете обратиться к чертежам удачных конструкций для получения некоторой информации о пропорциях.

Я лично предпочитаю элевоны на концах крыла для управления по тангажу и крену, потому что они будут создавать дополнительное завихрение в области законцовки на низкой скорости, что поможет предотвратить срыв на конце крыла и улучшить противоштопорные свойства аппарата. В конструкциях с прямым крылом с толкающими винтами можно использовать концевые вертикальные поверхности с тормозными щитками. На самолете тянущей схемы с прямым крылом можно использовать одиночный киль в хвостовой части гондолы, если он получается достаточно далеко позади. Не копируйте мой EPB-1c из музея EAA, потому что у него слишком короткий хвост; это было сделано для того, чтобы планер легче было перевозить.

EPB-1c​

Если у вас есть аналогичное требование к вашей конструкции, вам следует применить фиксированный киль и тормозные щитки на концах крыла. Тормозные щитки могут быть похожи на аналогичные XM-1D Джима Марске (Jim Marske) или щитки, отклоняющиеся только вверх (аналогично тем, что показаны на рисунке 7, или как в модификации Plank, показанной на Soaring в июле 1972 года).

Jim Marske's XM-1D​

В конструкции летающего стреловидного крыла можно использовать диффузорные законцовки (ласты) с тормозными рулевыми щитками (см. рисунок 7) или небольшую вертикальную поверхность с отклоняющимся наружу рулем направления. Тормозные щитки на диффузорных законцовках (ластах), в дополнение к созданию управляющей силы по курсу, будут создавать крен в нужном направлении и некоторый положительный момент по тангажу (на подъем носа) во время выполнения виража.

Влияние тяги двигателя​

В нашем обсуждении будут рассмотрены только винтовые типы маленьких самолетов. Поскольку тянущий винт, как правило, снижает устойчивость самолета, желательно обеспечить минимальное противодействие неблагоприятному эффекту. В идеале нужно, чтобы изменение тяги двигателя не требовало вмешательства системы управления самолетом. Чтобы достичь или приблизиться к этому, необходимо применить смещение линии тяги. По вертикали линия тяги должна проходить чуть выше ЦТ и должна быть отклонена (влево или вправо в зависимости от направления вращения винта), чтобы противодействовать комбинации факторов, обычно называемых крутящим моментом. Смещенные линии тяги показаны на рисунке 2. Если возможно, положение линия тяги должна иметь возможность регулировки в первом прототипе самолета, чтобы можно было найти лучшее ее положение, как делают на свободнолетающих моделях самолетов.

Для аппарата с толкающим винтом проблема несколько проще, поскольку нет необходимости в смещении ее влево или вправо. В этом случае линия тяги должна проходить чуть выше точки вертикального положения ЦТ. Как показано на рисунке 8.

Рис. 8​

Линии тяги по вертикали не должна проходить на расстоянии более чем 20% САХ от ЦТ для тянущего варианта и более чем 10% САХ для толкающего аппарата.

 

[JonSu]

Штопор​

Одно время существовало мнение, что бесхвостые самолеты не штопорят. Извините, но это просто байки старого пилота.
На самом деле, в тридцатые годы самолеты Hill Pterodactyl испытывались на штопор, и я помню, как доктор Липпиш (Dr.Lippisch) рассказывал о том, что немецкие власти потребовали от него провести существенную доработку одного самолета из его серии Delta, чтобы показать, что она может штопорить и выходить из штопора.

Pterodactil V

Lippisch Delta​

Бесхвостые самолеты могут и должны быть сконструированы так, чтобы не входить в штопор, но это нужно закладывать уже в базовой конструкции, а не надеяться, что это получится естественным путем.

В основном, чтобы предотвратить вхождение в штопор, необходимо сохранить большое демпфирование по крену при минимальной скорости полета. Для этого на большей части законцовки крыла не должен развиваться срыв. Это может быть достигнуто круткой крыла, щелями в передней кромке, элевонами (которые обеспечивают эффективное обтекание верхней поверхности) или их комбинацией. Также бесхвостые самолеты должны обладать одинаковой устойчивостью при любом режиме работы двигательной установки, а также при её выключении. Смещение линий тяги, как описано в разделе о влиянии тяги двигателя, поможет это обеспечить.

Шасси​

Большинство бесхвостых самолетов сегодня используют трехколесное шасси с носовым колесом. Если вы проектируете самолет с хвостовым колесом, вы можете использовать геометрию, которую дается Пазмани (Pazmany) в его книге по конструированию легких самолетов (lightplane design). Данные Паза по трехколесному шасси с носовым колесом вам подойдут, за исключением того, что во многих случаях ваш аппарат будете иметь слишком большую нагрузку на переднее колесо. Из-за ограниченной эффективности руля высоты многие бесхвостые аппараты не могут поднять носовое колесо на достаточно раннем этапе разбега без помощи подъемной силы крыла (или за счет кривизны земли J). Для этого самолет нужно располагать крыло под большим углом к поверхности земли, что уменьшает нагрузку на носовое колесо. В результате получаем плохую управляемость на земле, если переднее колесо задействовано для этого. В некоторых случаях пустой самолет также будет падать на хвост на стоянке, что позволяет легко поддуть его порывом ветра. На рис. 2 показана компоновка самолета с фиксированным положением передней стойки шасси, на которую будет приходиться больше веса пустого самолета, чем загруженного. На рис. 8 показана многопозиционная конструкция носового колеса, вдохновленная конструктивным решением передней стойки шасси самолета VariEze Берта Рутана. Она обеспечивает небольшую нагрузку на носовое колесо при взлете, умеренную при посадке и рулении, а также отрицательный угол атаки крыла на стоянке.

VariEze Берта Рутана «на парковке»

Устройства увеличения подъемной силы
(т.н. механизация крыла)​

Хотя использование устройств увеличения подъемной силы на бесхвостках ограничено, есть некоторые конструктивные решения, которые можно применить, чтобы уменьшить минимальные скорости.
Для увеличения CL max можно использовать щели (предкрылки) на передней кромке по всему размаху, но требуемый большой угол атаки приведет к проблемам с геометрией шасси. Это стало причиной экстремальной конструкции шасси на самолетах Vought F7U-3.

В некоторых конструкциях, имеющих стреловидность крыла могут использоваться обычные закрылки. В этом случае, предпочтительней будет применение щелевых закрылков.

Было несколько предложений использовать на бесхвостых конструкциях со стреловидным крылом, внутренний закрылок, установленный близко к центру, в качестве руля высоты. Это интересная идея, поскольку он будет отклоняться вниз и увеличивать CL на малой скорости. Система управления элевонного типа уменьшает коэффициент подъемной силы CL на малых скоростях. При правильном соотношении удлинения и углах стреловидности крыла закрылки будут работать и на небольших моделях. На рисунке 9 показана такая схема в плане.

Рис.9 Схема в плане, показывающий рули высоты (закрылки) в корневой части крыла

Реактивный самолет Armstrong Whitworth A.W. 52. На задней кромке центроплана установлен закрылок Фаулера. Вертикальные киля и рули на концах крыла обеспечивали управление по курсу.

 

[JonSu]

Конструкции для дальнейшего развития​

Я хотел называть этот раздел «Конструкции, достойные копирования», но передумал. Долгое время я считал хорошим конструктором того, кто копирует только хорошие идеи. Есть два человека, у которых есть хорошие проекты, которые здесь не будут рассматриваться. Это потому, что они оба все еще работают и продают свои чертежи. Это Jim Marske и Charles Fauvel. У Джима есть линейка конструкций планеров, а у Фовеля есть как планеры, так и маленькие самолеты. В наши дни в значительной степени забыт тот факт, что Fauvel AV10 был сертифицирован во Франции в тридцатых годах и одно время удерживал рекорд высоты в своем классе. (Кроме того, в Австралии был сертифицирован его двухместной планер с прямым крылом).

Fauvel AV10. 1935 г.​

На рисунках 10, 11 и 12 изображены Flying Plank, Waterman Aerobile и Messerschmitt Me-163.

Рис.10 WPB-1

Рис. 11 Waterman Aerobile

Рис.12 Ме 163 ROCKET​

Я представил Me-163, потому что у меня нет подробной информации о самолетах серии Delta доктора Липпиша.
Если у кого-то есть подробная информация по ним, я хотел бы получить копию или, еще лучше, они должны разрешить их публиковать.
Я бы не рекомендовал копировать чистые «летающие крылья», если вы не планируете вносить изменения в конструкцию для повышения курсовой устойчивости.

Где найти дополнительную информацию
У меня было много запросов о материалах по теории и практике бесхвостых самолетов и т. п., поэтому я процитирую свой обычный ответ.

• Лучшее общее исследование истории, устойчивости и т. п. бесхвостых самолетов было написано А. Р. Вейлем (A. R. Weyl) и опубликовано в журнале Aircraft Engineering в 1944 и 1945 годах. Это британское издание, но есть копии в нескольких инженерных библиотеках США.
• Во время Второй мировой войны NACA провела множество исследований бесхвостых самолетов, которые освещаются в отчетах военного времени.
• Каждый из этих отчетов охватывает по одному исследованию, но их стоит прочитать, чтобы узнать, что сработало, а что нет в аэродинамических трубах.
• NACA-WR-L-199 был отчетом, который убедил меня приступить к проектированию Flying Plank. NACA-WR-L-199

Самостоятельный поиск?​

Остальная глва в первую очередь предназначена для тех, кто заинтересован в разработке настоящей экспериментальной конструкции.

Как и в любой проектной работе, первым шагом является определение ваших целей, характеристик и т. п.(т.е. Техническое задание). Когда это будет сделано, вы можете начать делать наброски, которые, по вашему мнению, могут им соответствовать. Пока мы будем рассматривать только разработку устойчивого и летучего самолета. Его летные характеристики - отдельная проблема. Из своих набросков нарисуйте общий вид в масштабе, чтобы посмотреть, как все уместится в вашем аппарате.
Выглядит красиво, не правда ли? Сработает ли это? Что ж, давайте воспользуемся примером, чтобы выяснить.
На рисунке 13 показан проект небольшой амфибии, которую я задумал несколько лет назад.

Рис.13 Концептуальная схема (Общий вид)​

Обратите внимание на название чертежа «Концептуальная схема». Готовая машина может сильно измениться. Далее, постройте двумерную модель аппарата в масштабе (примерно 1:20), как показано на рисунке 14.

Рисунок 14​

Вам нужно заставить ее устойчиво летать по комнате. Все необходимые изменения должны быть внесены в ваш чертеж. На этом этапе вы можете легко поэкспериментировать с радикальными изменениями, поэтому посмотрите, что вы можете сделать, чтобы улучшить вашу конструкцию.

Следующим шагом будет переход к трехмерной модели в масштабе 1:10, это будет планер или свободнолетающая модель самолета. Это позволит вам посмотреть на ваши линии и т.д., и дополнительно проверить устойчивость. Снова внесите все необходимые изменения в свой чертеж.

Теперь, в зависимости от вашей веры, смелости или чего-то еще, вы можете перейти к постройке радиоуправляемой или полномасштабной модели. На радиоуправляемой модели в масштабе 1:5 или большей можно проверять многие элементы статической устойчивости и эффективности управления. Например, если бы этот шаг был сделан для WPB-1, мы бы обнаружили, что компоновка имела бы проблему с геометрией шасси. Если вы перейдете к динамическому масштабированию, можно будет проверить множество дополнительных элементов, но для небольших самолетов почти так же легко сразу перейти на масштаб 1:1.

Эпилог​

Бесхвостый самолет обладает наибольшим потенциалом в области сверхлегкой авиации. Кроме того, кажется, что мы должны были достичь точки в проектировании самолетов, когда мы должны были рассматривать способы улучшения летных характеристик, которые не зависят полностью от установки двигателя большего размера. Похоже, что нынешняя экономическая ситуация (первоначальные и эксплуатационные расходы) меняет ситуацию таким образом, что двигатель большего размера не обязательно является самым дешевым решением для повышения летных характеристик.