«ФЛЮГЕРНАЯ УТКА»: АЛЬТЕРНАТИВНАЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ СХЕМА ДЛЯ ДОЗВУКОВЫХ ТРАНСПОРТНЫХ САМОЛЁТОВ 21 ВЕКА
1. Концептуальный кризис
Достижения авиационной науки начала 21 века поистине грандиозны. За последние 10 лет созданы и вводятся в лётную эксплуатацию сверхтяжёлые пассажирские лайнеры, улучшены винтовые самолёты различных классов, разрабатываются и проходят испытания многочисленные административные самолёты, встают на крыло лёгкие реактивные самолёты, формируемые в рамках концепции «аэро-такси».
Анализ современного состояния мирового парка дозвуковых транспортных самолётов показывает, что с каждым годом его численность будет неуклонно и быстро расти. В этих условиях для успешной конкуренции в авиационно-промышленном секторе экономики фирмы-разработчики самолётной техники должны искать не только новые конструктивно-технологические решения, обеспечивающие снижение себестоимости производства самолётов, но также и новые концептуально-компоновочные решения, направленные на повышение их целевой эффективности.
В настоящее время резервы оптимизации облика транспортных самолётов заключаются в улучшении их местной аэродинамики, повышении технического уровня двигательных установок, а также в поиске новых решений в области материаловедения и технологий, обеспечивающих высокий уровень весового совершенства конструкций.
Однако, процесс улучшения характеристик авиационной техники, обусловленный внедрением CAD/CFD-технологий (твердотельное моделирование и компьютерная газодинамика), позволяющих уже на ранних стадиях проектов выбирать рациональные схемные и конструктивно-технологические решения, стал замедляться: найдены новые аэродинамические профили и оптимизирована механизация крыла, сформулированы принципы построения рациональных структур авиационных конструкций, улучшена газодинамика двигателей. Что же дальше, неужели развитие самолёта пришло к своему логическому завершению?
Отвечая на этот вопрос, можно справедливо утверждать, что эволюция самолёта в рамках нормальной, или классической, аэродинамической схемы действительно замедляется. А тот факт, что практически все транспортные самолёты построены по этой схеме, говорит о глубоком кризисе в области их концептуального проектирования.
На авиационных выставках и салонах только обыватель находит огромное и пёстрое многообразие самолётной техники, опытный же специалист видит принципиально одинаковые самолёты, отличающиеся лишь по эксплуатационно-технологическим признакам, но имеющие общие концептуальные недостатки.
2. Классическая аэродинамическая схема самолёта: её достоинства и недостатки
Рассмотрим преимущества и недостатки классической аэродинамической схемы. Напомним, что под термином «аэродинамическая схема самолёта» подразумевается способ обеспечения статической устойчивости и управляемости самолёта в канале тангажа.
Главное и, пожалуй, единственное положительное свойство классической аэродинамической схемы заключается в том, что расположенное за крылом горизонтального оперения (ГО) позволяет без особых трудностей обеспечить продольную статическую устойчивость на больших углах атаки самолёта.
Объясняется это тем, что ГО находится в скосе потока от крыла и угол атаки ГО всегда меньше, чем угол атаки крыла, на величину угла скоса потока. Несмотря на то, что ГО обтекается заторможенным потоком, всё-таки удаётся обеспечить нормальные запасы продольной статической устойчивости самолёта, так как срыв потока в первую очередь наступает на крыле.
Основным недостатком классической аэродинамической схемы является наличие так называемых потерь на балансировку.
Для выполнения условий безопасности полёта центровка самолёта определяется, исходя из необходимости обеспечения продольной статической устойчивости при брошенной ручке управления, т.е. со свободным рулём высоты. В итоге при зажатой ручке управления запас продольной статической устойчивости увеличивается, и при расположении центра давления крыла позади центра масс для балансировки самолёта требуется отрицательная подъёмная сила на ГО (рис. 1). Таким образом, результирующая подъёмная сила самолёта оказывается меньше, чем подъёмная сила крыла, на величину отрицательной подъёмной силы ГО.
Аэродинамики нашли остроумный способ частичной компенсации потерь на балансировку, который заключается в следующем.
ГО необходимо установить относительно крыла так, чтобы оно находилось в зоне максимального скоса потока от крыла. По теореме Жуковского подъёмная сила несущей поверхности всегда перпендикулярна вектору скорости набегающего потока. На рис. 2 видно, что вектор полной аэродинамической силы ГО даёт положительную проекцию на направление полёта самолёта, создавая, таким образом, силу тяги ГО. Исследования показывают, что данное техническое решение позволяет увеличить аэродинамическое качество самолёта на 0,5–1 ед. Но на реальных компоновках не всегда удается обеспечить такой режим обтекания ГО, поэтому данный способ повышения аэродинамического качества самолётов классической схемы нельзя назвать универсальным.
Максимальное значение потерь на балансировку имеет место на взлётно-посадочных режимах при выпущенной механизации крыла, когда пикирующий момент самолёта имеет максимальное значение. Например, самый массовый советский пассажирский самолёт при полностью выпущенной механизации имеет отрицательную подъёмную силу ГО, равную 25% веса самолёта. Значит, крыло данного самолёта переразмерено примерно на ту же величину. Таким образом, можно заключить, что все экономические и эксплуатационные показатели этого летательного аппарата, а именно массовая отдача, топливная эффективность, ресурс и т.д., мягко говоря, далеки от оптимальных значений.
3. Аэродинамическая схема «утка»
Как избежать потерь на балансировку? Ответ прост: аэродинамическая компоновка статически устойчивого самолёта должна исключать балансировку с отрицательной подъёмной силой на горизонтальном оперении. В принципе, добиться этого можно и на классической схеме, но наиболее простым решением является компоновка самолёта по схеме «утка», которая обеспечивает управление по тангажу без потерь подъемной силы на балансировку (рис. 3). Тем не менее, «утки» практически не используются в транспортной авиации, и, кстати, совершенно справедливо. Объясним, почему.
Как показывает теория и практика, самолёты схемы «утка» имеют один серьёзный недостаток – малый диапазон лётных скоростей. Схема «утка» выбирается для самолёта, который должен иметь более высокую скорость полёта по сравнению с самолётом, скомпонованным по классической схеме, при условии, что мощности силовых установок этих самолётов равны. Данный эффект достигается за счёт того, что на «утке» удаётся до предела снизить сопротивление трения воздуха за счёт уменьшения площади омываемой поверхности самолёта.
С другой стороны, на посадке «утка» не реализует максимальный коэффициент подъёмной силы своего крыла. Это объясняется тем, что по сравнению с классической аэродинамической схемой при одинаковых межфокусных расстояниях крыла и ГО, относительной площади ГО, а также при равных абсолютных значениях запасов продольной статической устойчивости, схема «утка» имеет меньшее балансировочное плечо ПГО. Именно это обстоятельство не позволяет «утке» конкурировать с классической аэродинамической схемой на взлётно-посадочных режимах.
Решить эту проблему можно одним способом: увеличить максимальный коэффициент подъёмной силы ПГО (
) до значений, обеспечивающих балансировку «утки» на посадочных скоростях классических самолётов. Современная аэродинамика уже дала «уткам» высоконесущие профили со значениями Суmax=2, что позволило создать ПГО с 
. Но, несмотря на это, все современные «утки» имеют более высокие посадочные скорости по сравнению с классическими компоновками.
Срывные характеристики «уток» также не выдерживают критики. При заходе на посадку в условиях высокой термической активности, турбулентности или сдвига ветра ПГО, обеспечивающее балансировку на максимальном допустимом Су самолёта, может иметь 
. В этих условиях, при внезапном увеличении угла атаки самолёта, ПГО выйдет на закритическое обтекание, что приведёт к падению его подъёмной силы, и угол атаки самолёта начнёт уменьшаться. Возникающий при этом глубокий срыв потока с ПГО вводит самолёт в режим резкого неуправляемого клевка, что в большинстве случаев приводит к катастрофе. Такое поведение «уток» на критических углах атаки не позволяет использовать эту аэродинамическую схему в сверхлёгкой и транспортной авиации.
4. Идеальная аэродинамическая схема самолёта
Поиск идеальной аэродинамической схемы самолёта – есть важнейшая народно-хозяйственная задача, успешное решение которой обеспечит формирование облика транспортных самолётов с предельными лётно-техническими характеристиками.
Идеальной назовём аэродинамическую схему самолёта, которая обеспечивает:
- максимально возможный диапазон лётных скоростей;
- абсолютную противоштопорную устойчивость самолёта.
Другими словами, в отличие от других аэродинамических схем идеальная аэродинамическая схема должна обеспечивать независимую (бескомпромиссную) оптимизацию самолёта по критериям аэродинамического совершенства и безопасности полёта.
В предыдущем разделе были рассмотрены две наиболее сильно конкурирующие между собой аэродинамические схемы самолётов: «классика» и «утка». От какой же из этих двух схем оттолкнуться для поиска идеальной аэродинамической схемы?
Выше показано, что только «утка» позволяет исключить потери на балансировку. Значит, необходимо оптимизировать «утку».
Рассмотрим балансировку схемы «утка».
На рис. 4 показана несущая система «утки», состоящая из крыла с площадью Sкр и ПГО с площадью Sпго, а также параметры, необходимые для расчёта продольной статической устойчивости «утки». Несущие поверхности находятся на межфокусном расстоянии Lмф. Отметим, что несущая система имеет пикирующий момент Mz0, не зависящий от угла атаки, с коэффициентом mz0. Необходимо сказать, что в данном примере производные коэффициентов подъёмной силы крыла и оперения самолёта равны между собой: 
Кроме того, мы не будем учитывать влияние на балансировку и устойчивость самолёта скоса потока от ПГО (производная угла скоса потока ПГО по углу атаки самолёта εα = 0).
Отметим, что ручка управления самолётом при движениях «от себя – на себя» отклоняет серворуль ФГО. Статически устойчивая флюгерная несущая система «ФГО + серворуль» самостоятельно ориентируется в набегающем потоке, обеспечивая балансировку самолёта в продольном канале, а углы атаки ГО и самолёта в отличие от классической схемы «утка» больше не являются взаимозависимыми параметрами.
Надо сказать, что данное техническое решение известно давно и успешно используется как в авиации (самонастраивающиеся пропеллеры и ветряки), так и в судостроении (подруливающие устройства яхт). Аэродинамический смысл работы ФГО на «утке» прост: оперение не создаёт дестабилизирующий момент и предназначается только для балансировки самолёта.
Следует обратить особое внимание на тот факт, что использование ФПГО позволяет «отвязать» балансировку «утки» от её устойчивости в продольном канале, что до предела облегчает задачу аэродинамической компоновки самолётов схемы «утка».
Мы доказали, что схема «утка с ФГО», или «флюгерная утка», обеспечивает при всех равных условиях тотальное превосходство над любой аэродинамической схемой по скоростным и взлётно-посадочным характеристикам и позволяет реализовать наибольший диапазон лётных скоростей самолёта.
Теперь докажем, что самолёты, скомпонованные по схеме «флюгерная утка» обладают абсолютной противоштопорной устойчивостью.
Доказательство безопасности полётов на «флюгерных утках» приведём на примере лёгкого двухместного самолёта ЮАН-4 «Quick Bird», заходящего на посадку со скоростью, близкой к минимальной. Общий вид самолёта показан на рис.
На рисунке показана схема сил, действующих в данном случае на самолёт.
Теперь представим, что самолёт попал в мощнейший восходящий поток с вертикальной скоростью Vу, которая для наглядности примерно равна скорости полёта самолёта Vmin . Данная ситуация проиллюстрирована
Мы видим, что при попадании самолёта в восходящий поток направления и величины сил, действующих на его несущую систему, изменились, но величина и направление полной аэродинамической силы крыла Rкр до и после входа в восходящий поток осталась неизменной. Объясняется это, во-первых, тем, что почти в полтора раза выросла скорость потока Vрез, и, во вторых, вследствие выхода на закритический угол атаки выросло сопротивление крыла. Исходя из этого, можно утверждать, что пикирующий момент крыла до и после входа в возмущение – величина постоянная.
Следует отметить, что изменение скорости обтекания изменило силы ФПГО как по направлению, так и по величине, в связи с самоустановкой ФПГО относительно вектора скорости Vрез. Необходимо обратить особое внимание на то, что балансировочная сила ФПГО уменьшилась до значения Y1фпго, которая является проекцией полной аэродинамической силы ФПГО Rфпго на вертикальную ось связанной системы координат самолёта. Таким образом, легко видеть, что балансировка самолёта в продольном канале нарушилась, и на самолёт действует пикирующий момент, стремящийся вывести самолёт на меньшие углы атаки. Восстанавливающий момент крыла будет действовать до тех пор, пока его не уравновесит момент от ФПГО.
Особо отметим, что в рассмотренном примере пилот не совершает никаких движений ручкой управления – самолёт без вмешательства пилота восстанавливает нарушенное равновесие.
Таким образом, аэродинамическая схема «флюгерная утка» обеспечивает максимально возможный диапазон лётных скоростей и абсолютную противоштопорную устойчивость самолёта.
5. История развития аэродинамической схемы «флюгерная утка» и перспективы её применения в транспортной авиации 21 века
15 июня 2000 года в МАИ состоялась защита дипломного проекта автора на тему «Рекордный ультрамаломощный сверхлёгкий летательный аппарат». В работе решалась задача проектирования рекордного СЛА с уникальными лётно-техническими и технологическими характеристиками. Требования по максимальной скорости и дальности полёта, взлётно-посадочным характеристикам и безопасности удалось выполнить только при компоновке самолёта по схеме «флюгерная утка».
В период с 2001 по 2002 гг. была проведена серия экспериментов с кордовой моделью самолёта, скомпонованной по схеме «флюгерная утка»
13 апреля 2002 года в подмосковном Королёве был проведён эксперимент по исследованию влияния площади и плеча ФПГО на устойчивость модели с центровкой 0% САХ крыла (центр масс на передней кромке крыла).
Результаты эксперимента показали, что ФПГО не оказывает влияние на продольную статическую устойчивость самолёта даже при плече ФПГО более 5 САХ крыла и при относительной площади ФПГО 0,5.
Успешные эксперименты с моделями позволили применить схему «флюгерная утка» при компоновке пилотируемых самолётов.
В период с 2002 по 2003 год автором был разработан и почти построен сверхлёгкий одноместный самолёт трубчатой конструкции ЮАН-1 «Sky Rebel». Но из-за финансовых трудностей проект не получил развития. Самолёт пришлось демонтировать.
Однако в конце 2008 года проект ЮАН-1 привлек внимание многочисленных заказчиков, и в 2009 году работы по проекту возобновились. В январе-феврале самолёт был полностью перепроектирован под новые требования эксплуатации и технологичности.
Общий вид самолёта ЮАН-1«Sky Rebel»
Самолёт ЮАН-1 имеет высокоинтегральную конструкцию. Спецификация на самолёт включает в себя всего 200 наименований деталей, половина из которых изготавливается путём простой механической обработки и гидроабразивной резки. Самолёт состоит из 2500 деталей, включая крепёж. Все силовые элементы планера выполнены из алюминиевого квадратного бокса 100х100х2 мм, что обеспечивает его бесстапельную сборку с трудоёмкостью 150 чел/час. Максимальная взлётная масса самолёта составляет 400 кг, при которой: скорости отрыва и касания равны соответственно 72 и 65 км/ч, максимальная скороподъёмность равна 2 м/с, максимальная скорость – 135 км/ч, максимальная дальность полёта – 300 км, максимальное продолжительность полёта – 3 часа.
В марте 2009 г. на одном из подмосковных заводов началось изготовление первого опытного экземпляра ЮАН-1.
В 2003 г. был разработан микросамолёт ЮАН-2 «Sky Dweller». Главной целью проекта было создание экономичного и безопасного одноместного самолёта с минимально возможной себестоимостью в производстве, обладающего высоким потенциалом развития и конкурентоспособности на рынке СЛА. Нехватка средств не позволила начать постройку ЮАН-2.
В декабре 2004 года автор представляет конкурсную работу «Идеальная аэродинамическая схема самолёта» на Федеральной итоговой научно-технической конференции и выигрывает Грант фонда Бортника (300 000 рублей). Полученных средств хватает на постройку ЮАН-2, и в период с 2005 по 2006 год строится первый опытный экземпляр самолёта.
В поисках финансирования и для рекламы схемы «флюгерная утка» самолёт ЮАН-2 экспонируется на многих выставках и конкурсах 2007 года. После МАКС-2007 самолёт перевозится в подмосковное Монино на базу Авиаклуба ВВА им. Ю.А. Гагарина для проведения первой фазы наземных и лётных испытаний. В июле 2007 года были проведены первые подлёты ЮАН-2.
По результатам наземных испытаний и первых подлётов в конструкцию и облик ЮАН-2 были внесены значительные изменения по части максимальной унификации с самолётом ЮАН-1. В итоге спецификация ЮАН-2 состоит на 80% из деталей ЮАН-1. На рисунке 13 представлен общий вид самолёта ЮАН-2 образца 2009 года.
Самолёт ЮАН-2 имеет более сложную конструкцию фюзеляжа по сравнению с фюзеляжем ЮАН-1, в связи с чем трудоёмкость его сборки возросла до 250-300 чел/час. Самолёт ЮАН-2 обеспечивает более комфортный полёт. ЮАН-2 отличается от ЮАН-1 более высоким уровнем аэродинамического совершенства, что заметно повлияло на значения максимальной скорости, скороподъёмности и дальности полёта. При максимальной массе ЮАН-2 400 кг его максимальная скороподъёмность равна 2,5 м/с, максимальная скорость – 150 км/ч, максимальная дальность полёта – 400 км, максимальное продолжительность полёта – 4 часа.
В сентябре 2007 года автор получает Евразийский патент № 008818 на изобретение «Крылатый летательный аппарат с флюгерным горизонтальным оперением».
С сентября по декабрь 2007 года идёт напряженная работа по созданию высокоскоростного двухместного самолёта с «суперформами» ЮАН-4 «Quick Bird» (рис. 8). Проект готов к реализации и ждёт финансовой поддержки спонсоров.
В январе 2008 года начинается разработка самолёта ЮАН-5 «SkyWizard» (рис. 14) . Проект предполагает создание многоцелевого двухместного лёгкого самолёта, который в первую очередь должен отвечать современным экономическим требованиям для самолёта первоначального обучения. Конструкция ЮАН-5 на 95% состоит из деталей самолётов ЮАН-1 и ЮАН-2. Аэродинамическая компоновка ЮАН-5 проводилась с использованием современных пакетов программ для расчёта аэродинамических характеристик. В результате удалось получить компоновку, обеспечивающую безопасную эксплуатацию самолёта с двигателем «ROTAX-503» с мощностью 52 л.с., которым оснащаются самолёты ЮАН-1 и ЮАН-2. В настоящее время только такой подход к формированию семейства самолётов, имеющих единый конструктивно-технологический облик, является наиболее оправданным с экономической точки зрения.
Самолёт ЮАН-5 с максимальной взлётной массой 600 кг может эксплуатироваться с грунтовых и естественных ВПП. Взлётно-посадочные скорости ЮАН-5 такие же, как и у его одноместных коллег по семейству – ЮАН-1 и ЮАН-2. Максимальная скорость полёта – 140 км/ч, скороподъёмность – 2 м/с. Максимальная дальность полёта составляет 700 км. Продолжительность полёта – 6 часов. Постройка первого опытного экземпляра ЮАН-5 ведётся в Авиаклубе ВВА им. Ю.А. Гагарина с июля 2008 года.
Рассмотрим перспективы развития схемы «флюгерная утка».
В области лёгкой авиации «флюгерная утка», несомненно, обеспечит наивысший уровень безопасности полётов. Низкие взлётно-посадочные скорости «уток с ФГО» позволят «вписаться» в инфраструктуру старых аэродромов при одновременном улучшении характеристик крейсерских режимов.
Отсутствие проблем проектирования самолётов с балансировкой, «отвязанной» от устойчивости, расширит круг любительского самолётостроения.
Использование «флюгерной утки» в большой авиации позволит существенно повысить эффективность использования тяжёлых авиалайнеров, оснащенных мощнейшей механизацией крыла.
«Флюгерная утка» найдет широкое применение в частной реактивной авиации. Этот класс авиационной техники появился давно, но спрос на эти самолёты заметно возрос только в наши дни. Возможность создания таких самолётов без широкого использования автоматических систем управления, но обладающих абсолютной противоштопорной устойчивостью за счёт использования схемы «флюгерная утка», несомненно, расширит круг их владельцев.
Уже сегодня «флюгерная утка» позволяет реализовать концепцию недорогого и безопасного частного реактивного самолёта. В настоящее время проект такого самолёта уже находится в разработке: им станет шестиместный ЮАН-7 «Quick Flyer» (рис. 15), который позволит совершать полёты с максимальной дальностью 3-4 тыс. км на высоте 13-15 км со скоростью 0,7-0,8 М. По предварительным оценкам цена такого самолёта даже в современных весьма сложных экономических условиях может составить $1,2-1,5 миллионов. Это позволит долгое время удерживать выгодные позиции в данном сегменте мирового авиационного рынка.
6. «Флюгерная утка» и её энтузиасты
Рассказ о новой аэродинамической схеме будет неполным, если в нём не будут названы имена людей, которые помогли и помогают автору трудом и верой.
В 2001 году постройка и испытания моделей «флюгерных уток» не осуществились бы без помощи авиамоделистов г. Королёва. Всех перечислить, к сожалению, невозможно, но особую благодарность автор выражает Вагузову А.Е. Именно его пропеллеры и дизельные «КМД-2,5», подаренные автору, подняли первые экспериментальные «флюгерные утки» в воздух.
При постройке ЮАН-1 большую помощь оказал ведущий конструктор ОКБ «Звезда» ОАО «Корпорация «ТРВ» А.А. Кучумов.
Благодарность за помощь в разработке и постройке первого опытного экземпляра ЮАН-2 автор выражает инженерам ОКБ «Звезда» Матвееву Ю.Н. и Шестерикову Ю.А.
Особую благодарность автор выражает руководителю Авиаклуба ВВА им. Ю.А. Гагарина Лапину Владимиру Анатольевичу, под чьим руководством на базе Авиаклуба ведутся все работы по испытаниям и доводке «флюгерных уток» марки «ЮАН».
Лапин В.А. проявил высокий профессионализм при испытаниях микросамолёта ЮАН-2, совершив на нём первые в истории новой схемы подлёты.
Огромную помощь в постройке самолётов ЮАН-1, ЮАН-2 и ЮАН-5 оказывает член Авиаклуба ВВА им. Ю.А. Гагарина, лётчик и начинающий авиаконструктор Александр Третьяков, взявший на себя большую часть механосборочных работ, а также работы по монтажу двигательной установки и электрической системы самолётов.
Продолжение »