Из Википедии, бесплатной энциклопедии
  (Перенаправлено с самолета Canard )
Перейти к навигации Перейти к поиску
Saab 37 Viggen , первая современная утка самолет , чтобы пойти в производство

Утка представляет собой авиационное устройство , в котором небольшое или переднем крыло носового руля помещаются вперед основного крыла самолета . Термин «утка» может использоваться для описания самого летательного аппарата, конфигурации крыла или носовой части. [1] [2] [3]

Термин «утка» возник после появления в 1906 году модели Santos-Dumont 14-bis , которая, как говорили, напоминала утку ( по-французски утка ) с вытянутой шеей в полете. [4] [5]

Несмотря на использование утка на первом самолете с двигателем, Wright Flyer 1903 года, конструкции утка не производились в больших количествах до появления реактивного истребителя Saab Viggen в 1967 году. Аэродинамика конфигурации утка сложна и требует тщательного анализа. .

Вместо того, чтобы использовать обычную конфигурацию хвостового оперения, имеющуюся на большинстве самолетов, конструктор самолета может принять конфигурацию утка, чтобы уменьшить нагрузку на основное крыло, лучше контролировать воздушный поток основного крыла или повысить маневренность самолета, особенно при больших углах атаки или во время полета. стойло . [6] Носовые самолеты Canard, независимо от того, используются ли они в конфигурации « утка» или с тремя поверхностями , имеют важные последствия для характеристик продольного равновесия, статической и динамической устойчивости самолета.

Сантос-Дюмон 14-бис 1906 года

История [ править ]

Wright Flyer 1903 был уткой биплан

Пионерские годы [ править ]

Братья Райт начали экспериментировать с конфигурацией форплана примерно в 1900 году. Их первый кайт имел переднюю поверхность для управления тангажем, и они переняли эту конфигурацию для своего первого Flyer . Они с подозрением относились к кормовому хвосту, потому что Отто Лилиенталь погиб на планере с одним из них. Райтс понимал, что носовая часть самолета будет иметь тенденцию дестабилизировать самолет, но ожидали, что это будет лучшая поверхность управления, помимо того, что она будет видна пилоту в полете. [7] Они считали невозможным обеспечить одновременно контроль и стабильность в одной конструкции и выбрали контроль.

Многие пионеры изначально последовали примеру Райтов. Например, самолет Сантос-Дюмон 14-бис 1906 года не имел «хвоста», но имел набор рулевых поверхностей в виде коробчатого змея спереди, поворачивающийся на универсальном шарнире на крайней носовой части фюзеляжа, что делало его способным включать оба рыскание и управление по тангажу. Fabre Hydravion 1910 был первый гидросамолет летать и имел носовой руль.

Но поведение утки не было должным образом понято, и другие европейские пионеры, в том числе Луи Блерио, создавали хвостовой стабилизатор как более безопасную и более «традиционную» конструкцию. Некоторые, включая Райтов, экспериментировали как с носовой, так и с кормовой плоскостями на одном и том же самолете, теперь известном как трехплоскостная конфигурация.

После 1911 года в течение многих десятилетий производилось лишь несколько типов уток. В 1914 г. У. Эванс отмечал, что «модель типа Canard практически получила смертельный удар в том, что касается научных моделей». [8]

С 1914 по 1945 год [ править ]

Curtiss-Wright XP-55 Ascender

Эксперименты продолжались эпизодически в течение нескольких десятилетий.

В 1917 году де Брюйер сконструировал свой истребитель-биплан C 1 , имевший носовой упор и толкающий винт, установленный сзади. C 1 потерпел неудачу. [9]

Первый полет в 1927 году экспериментальный Focke-Wulf F 19 "Ente" (утка) был более успешным. Было построено два экземпляра, один из которых продолжал летать до 1931 года.

Непосредственно перед и во время Второй мировой войны было запущено несколько экспериментальных истребителей «утка», в том числе Ambrosini SS.4 , Curtiss-Wright XP-55 Ascender и Kyūshū J7W1 Shinden . Это были попытки использования конфигурации «утка» для получения преимуществ в таких областях, как характеристики, расположение вооружения или обзор пилота, но серийный самолет не был завершен. Shinden был заказан в производство «с чертежной доски», но боевые действия прекратились до того, как полетели какие-либо прототипы.

Сразу после окончания Второй мировой войны в Европе в 1945 году то, что могло быть первой уткой, спроектированной и использованной в Советском Союзе, появилось как испытательный самолет - легкий МиГ-8 « Утка» имени Микояна-Гуревича (по-русски «утка»). Сообщается, что он был фаворитом среди летчиков-испытателей ОКБ МиГ за послушную управляемость на малых скоростях и несколько лет летал, использовавшись в качестве испытательного стенда при разработке стреловидного крыла реактивного истребителя МиГ-15 (обычной компоновки) .

Возрождение утки [ править ]

Экспериментальный бомбардировщик XB-70 Valkyrie

С приходом струйного возраста и сверхзвукового полета, американских дизайнеров, в частности , в Северной Америке авиации , начал экспериментировать со сверхзвуковыми конструкций уткой дельта, с некоторыми , такие как Североамериканское XB-70 Valkyrie и советского эквивалента Сухого Т-4 , летящего в прототипе форма. Но возникшие проблемы со стабильностью и контролем помешали широкому распространению. [10]

В 1963 году шведская компания Saab запатентовала треугольную конструкцию с треугольным крылом, решившую ранее возникшие проблемы, получившую название «утка». [10] [11] Он был построен как Saab 37 Viggen и в 1967 году стал первым современным самолетом-утка, запущенным в производство. Успех этого самолета воодушевил многих конструкторов, и многие его модели были созданы на базе популярного реактивного истребителя Dassault Mirage с треугольным крылом. К ним относятся варианты французского Dassault Mirage III , израильского IAI Kfir и южноафриканского Atlas Cheetah . Комбинированная дельта-утка остается популярной конфигурацией для боевых самолетов.

Viggen также вдохновил американца Берта Рутана на создание двухместного самодельного треугольного крыла, получившего название VariViggen и совершившего полет в 1972 году. Затем Рутан отказался от треугольного крыла как непригодного для таких легких самолетов. Его следующие два проекта «утки», VariEze и Long-EZ, имели крыло большей стреловидности. Эти проекты были не только успешными и были построены в большом количестве, но и радикально отличались от всего, что видели раньше. [12] Идеи Рутана вскоре распространились и на других дизайнеров. С 1980-х годов они завоевали популярность на рынке представительского класса с появлением таких моделей, как OMAC Laser 300 , Avtek 400 и Beech Starship .

Компьютерное управление [ править ]

Усы, видимые на JAS 39 Gripen
Усы на Су-47

Конструкции статических «уток» могут иметь сложные взаимодействия в потоке воздуха между «уткой» и основным крылом, что приводит к проблемам со стабильностью и поведением в стойле. [13] Это ограничивает их применимость. Развитие проводной и искусственной устойчивости к концу века открыло путь компьютеризированному управлению, чтобы начать превращать эти сложные эффекты из проблем стабильности в преимущества маневренности. [12]

Такой подход позволил создать новое поколение военных «уток». Dassault Rafale многоцелевой истребитель первый полет в 1986 году, а затем Saab Gripen (первым вошел службы) в 1988 году, Eurofighter Typhoon в 1994 году и китайский Чэнду J-10 в 1998 году.

Основные принципы проектирования [ править ]

Су-34 , с утками

Носовая часть "утка" может использоваться для различных целей, таких как подъемная сила, (не) устойчивость, дифферент, управление полетом или для изменения воздушного потока над основным крылом. Анализ конструкции был разделен на два основных класса: подъемный уток и контрольный уток. [14] : 81 Эти классы могут следовать за моноблочным типом или нет, и данная конструкция может обеспечивать либо подъемную силу, либо управление одновременно.

Лифт [ править ]

Rutan Long-EZ , с подъёмным передком с большим удлинением и подвешенными багажными отсеками

В конфигурации с подъёмным утком вес самолёта распределяется между крылом и носом. Он был описан как крайняя традиционная конфигурация, но с небольшим высоконагруженным крылом и огромным подъемным хвостовым оперением, которое позволяет центру масс находиться очень далеко на корме относительно передней поверхности. [15]

Подъемный уток создает нагрузку, в отличие от обычного хвостового оперения, которое иногда создает отрицательную подъемную силу, которой необходимо противодействовать дополнительной подъемной силой на основном крыле. Поскольку подъемная утка увеличивает общую грузоподъемность самолета, может показаться, что это способствует компоновке утки. В частности, при взлете крыло наиболее загружено, и там, где обычное хвостовое оперение оказывает прижимную силу, ухудшающую нагрузку, утка оказывает восходящее усилие, снимающее нагрузку. Это позволяет использовать основное крыло меньшего размера.

Однако носовая часть также создает поток вниз, который может неблагоприятно повлиять на распределение подъемной силы крыла, поэтому различия в общей подъемной силе и индуцированном сопротивлении не очевидны и зависят от деталей конструкции. [16] [15] [17]

Опасность, связанная с недостаточно загруженным передним углом, т. Е. Когда центр тяжести находится слишком далеко от кормы, заключается в том, что при приближении к сваливанию основное крыло может сваливаться первым. Это приводит к падению задней части аппарата, что приводит к углублению сваливания и иногда препятствует восстановлению. [18] Чтобы обеспечить безопасную устойчивость по тангажу в сваливании, утка должна сначала сваливаться, [19] поэтому крыло всегда должно оставаться ниже его максимальной подъемной способности. Следовательно, крыло должно быть больше, чем это необходимо, уменьшая или даже обращая вспять уменьшение размера, вызванное подъемной силой утка. [16] [17]

При использовании типа подъемного утка основное крыло должно располагаться дальше от центра тяжести, чем обычное крыло, и это увеличивает момент тангажа вниз, вызываемый отклонением закрылков задней кромки . Высоконагруженные утки не имеют достаточной дополнительной подъемной силы, необходимой для уравновешивания этого момента, поэтому самолет с подъемным утком нельзя легко сконструировать с мощными закрылками задней кромки. [14]

Контроль [ править ]

Контрольная утка на RAF Typhoon в полете

Управление по тангажу в типе "утка" может быть достигнуто либо поверхностью "утка", как на "утке", либо таким же образом, как у бесхвостого самолета , посредством поверхностей управления в задней части основного крыла, как на Saab Viggen.

В конструкции «утка» большая часть веса самолета приходится на крыло, а «утка» используется в основном для управления тангажем во время маневрирования. Чистая утка управления работает только как поверхность управления и номинально находится под нулевым углом атаки и не несет никакой нагрузки в нормальном полете. Современные боевые самолеты конфигурации "утка" обычно имеют "утку", управляемую компьютеризированной системой управления полетом . [14]

Канарды с небольшой загрузкой или без нее (то есть контрольные канарды) могут использоваться для преднамеренной дестабилизации некоторых боевых самолетов, чтобы сделать их более маневренными. Электронная система управления полетом использует функцию управления по тангажу носовой части «утка» для создания искусственной статической и динамической устойчивости. [16] [17]

Преимущество, достигаемое с помощью «утки», заключается в коррекции крена вверх во время сваливания законцовки крыла. Цельноповоротный уток, способный к значительному отклонению носом вниз, может использоваться для противодействия крену из-за срыва наконечника. В результате можно оптимизировать удлинение и стреловидность крыла без необходимости принимать меры против подъема по тангажу. [14] У высоконагруженного подъемного утса нет достаточной запасной грузоподъемности для обеспечения такой защиты. [ необходима цитата ] [20]

Стабильность [ править ]

Pterodactyl Ascender II + 2 со стабилизирующим утком
Су-33с с уткой

Передняя планка утка может использоваться в качестве горизонтального стабилизатора независимо от того, достигается ли устойчивость статически [21] [22] [23] или искусственно (по проводам). [24]

Располагаясь впереди центра тяжести, носовая часть утка действует непосредственно для уменьшения продольной статической устойчивости (устойчивости по тангажу). Первый самолет, совершивший управляемый полет с приводом от двигателя, Wright Flyer , был задуман как «утка» для управления [25], но, по сути, был также нестабильной подъемной «уткой». [26] В то время братья Райт не понимали основ стабильности по тангажу конфигурации «утка» и в любом случае больше интересовались управляемостью. [27]

Тем не менее, стабилизатор утка может быть добавлен к нестабильной конструкции, чтобы получить общую статическую устойчивость по тангажу. [28] Для достижения этой устойчивости изменение коэффициента подъемной силы утка в зависимости от угла атаки (крутизна коэффициента подъемной силы) должно быть меньше, чем для основного самолета. [29] На эту характеристику влияет ряд факторов. [14]

Для большинства профилей наклон подъемной силы уменьшается при высоких коэффициентах подъемной силы. Следовательно, наиболее распространенный способ достижения устойчивости по тангажу - увеличение коэффициента подъемной силы (а значит, и нагрузки на крыло) утка. Это приводит к увеличению подъемной-индуктивное сопротивление в носовой руль, который может быть дано высокое соотношение сторон для того , чтобы предельного сопротивления. [29] Такой профиль утки имеет больший изгиб профиля, чем крыло.

Другая возможность состоит в том, чтобы уменьшить удлинение «утки» [30], снова увеличив сопротивление подъемной силы и, возможно, более высокий угол сваливания, чем у крыла. [31]

Конструктивный подход, использованный Бертом Рутаном, - это утка с высоким удлинением и более высоким коэффициентом подъемной силы (нагрузка на крыло на утку в 1,6–2 раза больше нагрузки на крыло) и аэродинамический профиль утка с нелинейным (почти плоским) наклоном коэффициента подъемной силы. от 14 ° до 24 °. [32]

Еще один параметр стабилизации - это силовой эффект. В случае утка- толкающего гребного винта : «поток, вызванный мощностью, очищающий заднюю кромку крыла» [32], увеличивает крутизну коэффициента подъемной силы крыла (см. Выше). И наоборот, пропеллер, расположенный впереди утки (увеличивая подъемный наклон утки), имеет сильный дестабилизирующий эффект. [33]

Обрезать [ править ]

Ту-144 с выдвинутыми убирающимися передними носами и опущенным носом

Подъемная утка с большой нагрузкой может не иметь достаточной запасной грузоподъемности, чтобы выдерживать большие перемещения центра давления или центра тяжести. Триммер может быть выполнен аналогично бесхвостому судну путем регулировки поверхностей задней кромки. В частности, использование посадочных закрылков на основном крыле вызывает большое изменение дифферента. У Saab Viggen есть закрылки на поверхности утка, которые были открыты одновременно, чтобы отменить изменение отделки салона. В Beech Starship используются носовые части с регулируемой стреловидностью для корректировки положения подъемной силы.

Когда основное крыло наиболее нагружено при взлете, чтобы повернуть носовую часть вверх, обычный хвостовой стабилизатор обычно толкает вниз, в то время как носовая часть поднимается. Поэтому для сохранения дифферента основное крыло в конструкции "утка" должно быть расположено дальше в корме относительно центра тяжести, чем в аналогичной традиционной конструкции.

Варианты [ править ]

Тесная связь [ править ]

Было показано, что плотно спаренная утка дает преимущества сверхзвуковой конструкции треугольного крыла, которое увеличивает подъемную силу как в околозвуковом полете (например, в суперкруизном режиме ), так и в полете с низкой скоростью (например, при взлете и посадке). [34]

Dassault Rafale в полете с большим углом атаки

В хвостовике сдвоенного треугольного крыла носовая часть расположена чуть выше и впереди крыла. Вихри, создаваемые дельтовидным носом, проходят мимо основного крыла и взаимодействуют с его собственными вихрями. Поскольку они имеют решающее значение для подъемной силы, неудачно расположенная носовая часть может вызвать серьезные проблемы. Путем поднесения носовой части к крылу и чуть выше него в плотно сцепленном состоянии взаимодействия могут быть полезными, фактически помогая решать и другие проблемы. [10] Например, при больших углах атаки (и, следовательно, обычно на низких скоростях) поверхность утка направляет воздушный поток вниз над крылом, уменьшая турбулентность, что приводит к уменьшению лобового сопротивления и увеличению подъемной силы. [35]Обычно носовая часть создает вихрь, который прикрепляется к верхней поверхности крыла, стабилизируя и возобновляя поток воздуха над крылом и задерживая или предотвращая срыв. [ необходима цитата ] [36]

Носовая часть "утка" может быть фиксированной, как на IAI Kfir , иметь посадочные закрылки, как на Saab Viggen , или быть подвижной, а также действовать в качестве средства управления во время нормального полета, как на Dassault Rafale .

Свободноплавающий утка [ править ]

Свободноплавающая утка предназначена для изменения угла падения на фюзеляж без участия пилота. В нормальном полете распределение давления воздуха сохраняет свой угол атаки по отношению к воздушному потоку и, следовательно, генерируемый им коэффициент подъемной силы на постоянном уровне. Свободно плавающий механизм может повысить статическую устойчивость и обеспечить безопасное восстановление после большого угла атаки . [37] [38] Однако это отрицательно сказывается на характеристиках сваливания, так как основное крыло может сваливаться раньше утка. [39] Поверхности управления могут быть добавлены к свободно плавающему «утку», позволяя входу пилота влиять на создаваемую подъемную силу, таким образом обеспечивая управление по тангажу или регулировку дифферента.

Изменяемая геометрия [ править ]

Beechcraft Starship имеет переменную стреловидность ИЕ.

Beechcraft Starship имеет переменную поверхность развертки переднего оперения. Стреловидность варьируется в полете за счет поворота носовых плоскостей вперед для повышения их эффективности и уменьшения эффекта тангажа при опускании носа, вызываемого закрылками при раскрытии. [40]

Усов является небольшой, высокая соотношение сторон носовой руль , который развернут на низкой скорости полета, чтобы улучшить управляемость на больших углах атаки , таких как при взлете и посадке. Он убирается на высокой скорости, чтобы избежать потери волнового сопротивления конструкции утка. Впервые он был замечен на Dassault Milan, а затем на Ту-144 . НАСА также исследовало цельный поворотный эквивалент, называемый соответствующим образом убираемым утком [41], где при складывании поверхности одна сторона перемещается назад, а другая вперед. [42]

Управление поездкой [ править ]

B-1B Lancer показывает левую направляющую лопатку на носу

Рокуэлл В-1 Lancer имеет небольшие уточные лопасти или ребра по обе стороне от носовой части фюзеляжа , которые образуют часть активной системы демпфирования , которая уменьшает аэродинамическую болтанку во время высокой скорости, низкая высоты полета. В противном случае такой удар вызвал бы утомление экипажа и уменьшил бы срок службы планера во время продолжительных полетов. [43] [44]

Скрытность [ править ]

Самолеты Canard потенциально могут иметь плохие характеристики невидимости, потому что они имеют большие угловые поверхности, которые имеют тенденцию отражать радиолокационные сигналы вперед. [16] [ нужная страница ] [45] Eurofighter Typhoon использует программное управление его ПГО для того , чтобы уменьшить ее эффективный радиолокационный поперечное сечение . [46] [47]

Canards были встроены в самолеты-невидимки, такие как программа Lockheed Martin Joint Advanced Strike Technology (JAST) . [48] [49] и Макдоннелл Дуглас / исследовательский прототип НАСА X-36 . [50]

См. Также [ править ]

  • Список самолетов утки
  • Тандемное крыло
  • Винтокрыл

Ссылки [ править ]

Цитаты [ править ]

  1. ^ Wragg, D .; Исторический словарь авиации, History Press (2008), стр. 79.
  2. ^ Clancy, L .; Аэродинамика , Холстед (1975), стр. 293.
  3. ^ Крейн, Дейл (1997), Словарь авиационных терминов (3-е изд.), Aviation Supplies & Academics, p. 86, ISBN 978-1-56027-287-8.
  4. ^ Вильярд, Генри Серрано (2002). Контакт! : история первых авиаторов . Минеола, Нью-Йорк: Dover Publications. С. 39–53. ISBN 978-0-486-42327-2.
  5. Перейти ↑ Burns 1983 .
  6. ^ Кунду, Аджой Кумар; Цена, Марка А .; Риордан, Дэвид (8 апреля 2019 г.). Концептуальный дизайн самолета: промышленный подход . Джон Уайли и сыновья. п. 237.
  7. ^ Culick, ПИО (2003). «Братья Райт: первые авиационные инженеры и летчики-испытатели» (PDF) . Журнал AIAA . 41 (6): 985–1006. Bibcode : 2003AIAAJ..41..985C . CiteSeerX 10.1.1.579.7665 . DOI : 10.2514 / 2.2046 . Проверено 8 августа 2015 .  
  8. ↑ Flight , Flight global, 14 марта 1914 г., стр. 286.
  9. ^ Зеленый, Вт; Суонборо, Г. (1994), Полная книга бойцов , Саламандра, стр. 163.
  10. ^ Б с треугольным крылом самолета уткой , патент США US3188022 .
  11. ^ Андерсон, SB; Взгляд на качества обращения с конфигурациями Canard , NASA Technical Memorimdum 88354, 1986, стр.21.
  12. ^ a b Стинтон, Даролл, Конструкция самолета , « Уточки Рутана» изменили мышление, которое могло иметь огромное влияние в будущем..
  13. ↑ Андерсон, Сет Б. (сентябрь 1986 г.). «Взгляд на качество обработки конфигураций Canard» (PDF) . Технический меморандум НАСА 88354 : 4–5.
  14. ^ a b c d e Реймер, Дэниел П. (1999). Дизайн самолетов: концептуальный подход (3-е изд.). AIAA. ISBN 978-1-56347-281-7.
  15. ^ a b Дрела, Марк, профессор аэро-астрономии, Массачусетский технологический институт, описание Canard (форум), вселенная RC, заархивировано из оригинала 30.06.2013.
  16. ^ а б в г Neblett, Metheny & Leifsson 2003 .
  17. ^ a b c Краткое изложение преимуществ и недостатков Canard , Desktop Aero, заархивировано из оригинала 03.05.2015 , получено 06.10.2015.
  18. ↑ Anderson, Seth B (1987), «Взгляд на управляемость конфигураций утка», Journal of Guidance Control Dynamics , 10 (2): 15, Bibcode : 1987JGCD ... 10..129A , doi : 10.2514 / 3.20194 , hdl : 2060/19870013196 , TM 88354, При заднем положении ЦТ может возникнуть состояние триммирования с высоким AoA (глубокий срыв), из которого восстановление может быть невозможно.
  19. ^ Справочник пилота по аэронавигационным знаниям . Федеральное управление гражданской авиации, Министерство транспорта США. 2003. С. 4–5.
  20. ^ Gudmondsson, Снорри (3 сентября 2013). Конструирование самолетов авиации общего назначения: прикладные методы и процедуры . Elsevier Inc.
  21. ↑ Гаррисон (2002), стр. 85; «Стабилизатор спереди ... Это функция стабилизатора. Если он находится сзади, он обычно толкает вниз, а если он спереди, он поднимается вверх».
  22. ↑ Бенсон, Т. (ред.), «Части и функции самолета» , Руководство по аэронавтике для новичков , Исследовательский центр Гленна НАСА, На первом самолете брата Райт горизонтальный стабилизатор был размещен перед крыльями.
  23. ^ Самолет с уменьшенной нагрузкой на конструкцию крыла (патент), США, 6064923 A, ... передний стабилизатор, обычно известный как стабилизатор утка ...
  24. ^ X-29 (информационный бюллетень), Драйден: НАСА, FS-008-DFRC, X-29 ... в то время как его передние части - горизонтальные стабилизаторы для контроля тангажа - находились перед крыльями, а не на хвосте..
  25. ^ Culick, AIAA-2001-3385 , В соответствии с игнорированием условия нулевого чистого (тангажного) момента, Райтс предположил, что в равновесии утка не несла нагрузки и служила только в качестве устройства управления.
  26. Перейти ↑ Anderson, Seth B (1987). «Взгляд на управляемость конфигураций утка». Журнал динамики управления наведением . 10 (2): 8. Bibcode : 1987JGCD ... 10..129A . DOI : 10.2514 / 3.20194 . ЛВП : 2060/19870013196 . TM 88354. ... Flyer был очень нестабильным ... Поперечная / курсовая устойчивость и управляемость Flyer были незначительными..
  27. ^ Culick, ПИО (2001). «Братья Райт: первые авиационные инженеры и летчики-испытатели» (PDF) . Журнал AIAA . 41 (6): 4. Bibcode : 2003AIAAJ..41..985C . CiteSeerX 10.1.1.579.7665 . DOI : 10.2514 / 2.2046 . Им мешало отсталость общей теории и понимания механики полета.  
  28. ↑ Гаррисон (2002), стр. 85; «Поскольку центр тяжести не находится прямо над центром подъемной силы, а находится впереди него, самолет может опрокинуться, если не будет обеспечена некоторая уравновешивающая сила. Это функция стабилизатора».
  29. ^ a b Шервин, Кейт (1975). Полет на человеке (переиздание ред.). Модели и смежные публикации. п. 131. ISBN. 978-0-85242-436-0..
  30. ^ Hoerner, "Формат", гидродинамическая Lift , стр. 11-30.
  31. ^ "Лифт-индуцированное сопротивление" , Википедия , 25 сентября 2019 г. , получено 17 марта 2020 г.
  32. ^ a b Исследование аэродинамической трубы VariEze , НАСА, TP 2382.
  33. ^ Тандемный самолет PAT-1 , НАСА, TM 88354.
  34. ↑ Anderson, Seth B (1 сентября 1986 г.), «Взгляд на качество обработки конфигураций слуховых аппаратов » (PDF) , Journal of Guidance Control Dynamics , 10 (2): 16, Bibcode : 1987JGCD ... 10..129A , doi : 10.2514 / 3.20194 , hdl : 2060/19870013196 , TM-88354, Включение управления креном на переднем ходу в основном менее эффективно из-за неблагоприятного влияния потока вниз на основное крыло, противодействующего входящему в него крутящему моменту.
  35. ^ "Реактивный самолет - Эффект глухой утки на стреловидном крыле" . Отчет об исследовании ВОФК (аннотация). Мудрец Действие. 2009. 7501. Архивировано из оригинала на 2015-02-19 . Проверено 25 августа 2009 .
  36. ^ Публикация конференции НАСА, вопросы 2-3 . Управление научно-технической информации Национального управления по аэронавтике и исследованию космического пространства. 1977. С. 1–2.
  37. ^ Проберт, B, аспекты крыло дизайна для дозвукового и сверхзвукового Комбата , НАТО, архивируются от оригинала (PDF) на 2011-05-17 .
  38. ↑ Аэродинамические характеристики истребителя Delta Canard четвертого поколения , Mach flyg, заархивировано из оригинала 27 ноября 2014 г..
  39. ^ Браво-Москера, Педро; Абдалла, Альваро; Каталано, Фернандо (13.09.2018). «ОЦЕНКА ВЛИЯНИЯ СОЕДИНЕНИЯ КРЫЛА НА УНИВЕРСАЛЬНО-АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ НЕСТАНДАРТНЫХ БОРТОВЫХ САМОЛЕТОВ» . Цитировать журнал требует |journal=( помощь )
  40. ^ Роскам, Дж. (1989), Проектирование самолета: предварительная конфигурация и интеграция двигательной системы , Анализ конструкции и исследования, стр. 82, ISBN 978-1-884885-43-3.
  41. ^ Группа, Techbriefs Media. "Усовершенствованная складная утка" . www.techbriefs.com . Проверено 17 марта 2020 .
  42. ^ Применительно Stowable Утка (технический краткий), Научно - исследовательский центр Эймса, архивируются с оригинала на 2012-09-15.
  43. ↑ Джонс (1974), «Бомбардировщики США», Аэро , утка лопатки.
  44. ↑ "B-1 Roll-out", Flight , 1974, утка для контроля плавности хода..
  45. ^ Sweetman, Уильям 'Билл' (июнь 1997), "Top Gun" , Popular Science : 104.
  46. ^ "FAQ Eurofighter (перевод)". Проверено 29 ноября 2009 года.
  47. ^ "Австрийский комитет по расследованию Eurofighter: бригадный дипл. Инженер Кнолль о Eurofighter и Stealth, стр. 76–77. (Английский перевод)" Google . Проверено 28 ноября 2009 года.
  48. ^ Sweetman, Wiliam 'Билл' (14 января 2011), "От Jast К J-20" , Aviation Week.
  49. ^ Sweetman, Уильям 'Билл' (2005). Lockheed Stealth . Зенит Пресс. С. 122–24 [124]. ISBN 978-0-7603-1940-6.
  50. ^ «Ловкость + Скрытность = X-36: формула для продвинутого бойца» Design News 14 января 2013 г.

Библиография [ править ]

  • Бернс, BRA (декабрь 1983 г.), «Правы ли Райты?», Air International.
  • ——— (23 февраля 1985 г.), "Canards: Design with Care" , Flight International , стр. 19–21..
  • Неблетт, Эван; Метени, Майкл «Майк»; Лейфссон, Лейфур Тор (17 марта 2003 г.), «Канардс» (PDF) , AOE 4124 Классные заметки , Департамент аэрокосмической и океанической инженерии, Технологический институт Вирджинии, заархивировано из оригинала (PDF) 27 февраля 2008 г..
  • Гаррисон, П. (декабрь 2002 г.), «Рота трех» , « Полет» , 129 (12), стр. 85–86.
  • Реймер, Дэниел П. (1989), Дизайн самолета: концептуальный подход , Вашингтон, округ Колумбия: Американский институт аэронавтики и астронавтики, ISBN 978-0-930403-51-5

Дальнейшее чтение [ править ]

  • Абзуг; Ларраби (2002), Стабильность и управление самолетом , Cambridge University Press.
  • Гамбу, Дж; Перард Дж. (Январь 1973 г.), «Saab 37 Viggen», Aviation International (602), стр. 29–40..
  • Леннон, Энди (1984), Canard: революция в полете , Aviation.
  • Ролло, Вера Фостер (1991), Берт Рутан, изобретая самолет заново , Maryland Historical Press.
  • Уилкинсон, Р. (2001). Конструкции и системы самолетов (2-е изд.). Издательство «МечАэро».
  • Сельберг, Брюс П.; Кронин, Дональд Л., Аэродинамико-структурное исследование крыла Canard, двойного крыла и обычных систем крыла для применения в авиации общего назначения. Университет Миссури-Ролла. Отчет о контракте 172529 , Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства[1]

Внешние ссылки [ править ]