Можно без устали опровергать работоспособность этой схемы малыми размерами моделей, числами Рейнольдса и т.п. Создается впечатление, что принцип обеспечения устойчивости в моделях основан на совершенно других принципах, нежели на больших самолётах. Поэтому разрешите апеллировать к заключению специалистов КБ Антонов, которая была дана на статью «Гадкий утёнок», и опубликована в АОН, №7, 2011. Цитирую первый пункт:
1.Принципиальных возражений с точки зрения аэродинамики, устойчивости и управляемости против применения ФПГО нет.
С этой принципиально важной для данной схемы оценки можно продолжать, если можно так сказать, защиту схемы по другим позициям.
Пункт 2. Преимущества схемы с ФПГО проявляются при малых значениях Sпго, не усложняя конструкции, при отсутствии механизации крыла и практически нулевом диапазоне центровок, т.е. для сверхлёгких и легких ЛА.
Данный пункт также в комментариях не нуждается – всё верно.
Пункт 3. С появлением диапазона центровок и ростом механизации крыла потребные значения Sпго увеличивается и преимущества схемы с ФПГО уменьшаются.
Здесь тоже всё верно. Но если обратиться к экспериментам с моделями тандемов http://www.youtube.com/user/Sergey3963, то в самом конце ролика можно видеть полёт с Sпго равной 11 – 12% от общей несущей площади. После этого был добавлен ещё один грузик сзади, при котором модель продолжала удовлетворительно лететь вперёд. Это позволяет предположить, что возможен устойчивый полёт с ещё меньшим Sпго. Для удобства выберем Sпго 10% как минимальную площадь для обеспечения устойчивого полёта, при которой обеспечивается нулевой диапазон центровок (п.2). В этом случае применение механизации крыла не даст результатов – оно выйдет на меньшие углы атаки и потеряет аэродинамическое качество. Для вывода такого крыла на максимальные углы атаки необходимо повысить несущие свойства ФПГО за счёт площади. Например, если применяемая механизация крыла увеличивает несущие свойства в 2 раза, то площадь ФПГО необходимо увеличить более чем в 2 раза т.к. центр давления крыла сместиться назад и увеличит плечо, в то время как переднее плечо, ограниченное шарниром останется прежним. Допустим, что определённой геометрией крыла при применении механизации с двойным увеличением Су макс достигнут прирост пик. момента в 2.5 раза. Тогда для его парирования площадь ФПГО необходимо увеличить в 2.5 раза, т.е. довести до 25%. Но в крейсере при убранной механизации крыла Sпго получается излишней на 15% от требуемой, ПГО необходимо ориентировать на меньшие углы атаки и добавленные 15% создадут потери на трение. Но даже в этом случае в сравнении с «классикой» эти потери меньше, т.к. средняя площадь ГО составляет 20%. При этом на взлёте ФПГО создает положительную подъемную силу, а не отрицательную. Принимая во внимание то, что на ГО классики высокомеханизированных ЛА необходимо создавать 15-20%, ( в некоторых случаях и большую) отрицательную силу, выгоды от применения ФПГО составляют 30-40% прироста Су на взлете при всех равных условиях, что позволяет либо увеличить взлётный вес, либо уменьшить общую площадь поверхностей на эту величину и достигнуть большего диапазона скоростей. Кроме того, такая конструкция позволяет в значительной мере ослабить изламывающую нагрузку на фюзеляж и этим его облегчить. Совокупная выгода становиться ещё выше. С дальнейшим ростом механизации, например, применение реактивных закрылков, способных увеличить несущие свойства крыла в 10-12 раз, потребные значения Sпго пропорционально растут и преимущества ФПГО в крейсере падают. Но конструкция ФПГО выполненная по «классической» схеме позволяет применить высокую механизацию на её несущей поверхности. При этом отпадает необходимость увеличения Sпго и система сохраняет выгодные пропорции, как для взлётного режима, так и в самого длительного крейсерского режима полёта коммерческих самолётов. Эта возможность позволяет существенно расширить рост механизации. С дальнейшим ростом механизации растут и потребные значения Sтрим ФПГО и в случае неудовлетвнрительных потерь «классическую» схему ФПГО можно заменить на предлагаемую (заключительная часть ролика http://www.youtube.com/user/Sergey3963#p/u/1/rgrjq3QO1Lg ).
Касательно диапазона центровок. Если критической пропоцией на сегодня мы принимаем отношение площадей крыла и ПГО равное 9 к 1, то и положение центра масс также должно находится в этой пропорции по плечам между поверхностями для обеспечения одинаковой нагрузки на несущие поверхности, т.е. нормальной центровки аппарата. Другими словами, если расстояние между шарниром ФПГО и центром давления крыла принять за 100% с началом отсчёта от шарнира ФПГО, то нормальная центровка будет находиться на 90% этого отрезка и она же будет являться крайне задней. Если увеличить Sпго до 15%, то нормальная центровка будет находиться на 85% этого расстояния, а критическая задняя так и остаётся на 90%. Таким образом, диапазон задних центровок составит %5 этого отрезка. Учитывая то, что длина этого отрезка может быть в 3 – 4 раза больше хорды крыла, то в пересчёте по САХ этот диапазон будет составлять 15-20%, что вполне сопоставимо с диапазоном центровок современных самолётов. В дополнении хочу добавить, что принятая критическая пропорция является экспериментальной и, если можно так сказать, условной. Теоретически предполагается, что устойчивость этой схемы должна сохраняться при центровках ещё более задних (близких к фокусу крыла). Но без практического подтверждения говорить об этом рано.
Пункт 4. Можно с достаточной уверенностью утверждать, что с ростом размеров самолёта и, следовательно, абсолютной накрузки на ПГО, а также трения в шарнирах, ПГО не будет флюгироваться потоком с требуемой точностью и потребуется силовой привод ПГО, работающий по сигналу от ДУА. Это требует резервирования и сильно усложнит конструкцию.
Не являясь специалистом в шарнирных соединениях, могу сказать, что в своих моделях я использую шарниры сколжения с большими люфтами без смазки и при этом они достаточно работоспособны. Конечно же в авиации любого ранга это не допустимо и к шарнирной подвеске, как одному из элементов характерных особенностей этой схемы необходимо подходить очень ответственно. Подшипники качения применяются повсеметно и имеют очень высокие КПД и прочностные характеристики. Естественно с ростом габаритов трение в них увеличивается, но при этом увеличиваются и габариты ФПГО и его триммера, а значит и стабилизирующий момент. Я не имею данных о том, что КПД таких подшипников падает с ростом габаритов, но если КПД действительно существенно падает, то можно либо увеличить стабилизирующий момент триммера, либо использовать шарнирные соединения основанные на других принципах с меньшим коэфициентом трения при больших габаритах, если таковые имеются. Что касается ДУА, то такая система может быть применима для большей комфортности при турбулентности, как дополнительная функция.
Пункт5. Кроме этого, существует еще много других проблем ФПГО, которые решаются за счет усложнения конструкции и систем самолёта, что в итоге полностью обнуляет преимущества схемы с ФПГО для применения на больших коммерческих самолетах.
Эта схема сложнее дополнительными элементами: шарниром(ами), триммером, механизацией, системой управления. Новыми в применении на ЛА являются простой шарнир и система управления. На современном этапе развития техники при большом конструктивном выборе надёжно работающих систем управления, применение их не является невыполнимой или сверхтрудной задачей. Все усложнения конструкции, которым далеко, например, до автомата перекоса ротора вертолёта, многократно окупаются существенными преимуществами по несущим свойствам, весовым и другим характеристикам. С ростом механизации преимущества этой схемы растут, что означает более выгодное её применение в коммерческой авиации.
…………………………………………………………………………………………….
Видимо, так можно ответить на данные возражения. Вероятно, эти возражения можно считать формальными или акцентирующими внимание на узловые моменты при обсуждении новой темы, требующие дополнительных разъяснений.
Что будет при срыве даже представить страшно
При срыве потока на крыле ничего ужасного не происходит. Аппарат начинает упускать нос, ФПГО при этом, не срывая потока, но ориентируясь по нему, принимает отрицательные углы относительного крыла и легко выводит аппарат в нормальный полёт после набора скорости в снижении. Режим с небольшой потерей скорости можно наблюдать на видео http://www.youtube.com/user/Sergey3963#p/u/2/1GjC_v48V-A во втором полёте. Были проведены испытания на глубокий срыв, при котором ФПГО достигало -90 градусов и никаких катастрофических последствий не возникало. Этот режим ничем существенным не отличается от поведения обычного самолёта.
