Dušan Slavětínský: O letadlech
Vzájemná poloha křídla a vodorovné ocasní plochy
Zpět     Koncepce letadel

Vodorovná ocasní plocha (VOP) je orgán zajištující přirozenou podélnou stabilitu letounu a jeho řiditelnost okolo příčné osy (podélnou řiditelnost). V průběhu stoletého vývoje letadel se objevila řada koncepčních uspořádání VOP, která různým způsobem ovlivňují letové vlastnosti i letové výkony, každá má své své výhody i své nedostatky. V následujících odstavcích jednotlivé koncepce vzájemně porovnáme.


Klasické uspořádání - křídlo vpředu, vodorovná ocasní plocha vzadu




Nejrozšířenější a v současné době nejběžnější uspořádání je vodorovná ocasní plocha na zádi letounu za křídlem. Křídlo má oproti VOP vždy větší úhel nastavení, plochy tedy mají kladný úhel seřízení. Těžiště letounu je v přiměřené vzdálenosti před působištěm aerodynamických sil na křídle. Velikost úhlu seřízení je volena tak, aby ve všech ustálených režimech letu vznikala na VOP vyvažovací síla opačneho směru, než síla vztlaková na křídle. Vztlak L vůči těžišti vyvolává klopivý moment "na hlavu", vyvažovací síla P na VOP klopí "na ocas". V ustáleném režimu letu jsou oba momenty v rovnováze.


 
Zvětší-li se za letu úhel náběhu letounu (nos letounu se vychýlí nahoru), ať už zásahem pilota do řízení nebo vlivem vnějších vlivů (turbulence), zvětší se vztlaková síla na křídle a zmenší se vyvažovací síla na VOP. Okamžitá nerovnováha momentů - převažující klopivý moment křídla - vede ke snížení úhlu náběhu, tedy ke sklopení nosu do původní polohy a tím k obnovení rovnovážného stavu. Vyvolá-li vnější vliv pokles úhlu náběhu, proběhne proces opačný a vzniklá nerovnováha momentů vede ke zvětšení úhlu náběhu a vrácení letounu do původního rovnovážného stavu.

Velikost vyvažovací síly P je pouhý zlomek vztlakové síly L, nicméně část užitečného vztlaku nám ukrádá. Uvážíme-li, že hmotnost velikých dopravních letounů a tím i velikost jejich vztlaku dosahuje řádu desítek až stovek tun, dosahuje jejich vyvažovací síla také řádu tun až desítek tun. Tato skutečnost byla do šedesátych let minulého století pokládána za nepřekonatelné nutné zlo. Až rozvoj elektroniky nabídl cestu uplatněnou nejdříve u vojenských letadel a v dnešní době už i u velikých letadel civilních. Letoun je navržen jako nestabilní, jeho těžiště je v bezprostřední blízkosti nebo dokonce za působištěm vztlakové síly a vyvažovací síla na VOP nabývá od velmi malých záporných hodnot, až po hodnoty kladné.. Řízení takto nestabilního letounu by bylo při přímém ovládání pilotem krajně obtížné, ne-li zcela nemožné. Je však svěřeno řídícímu počítači, který je řadou čidel průběžne zásobován informacemi o poloze letounu vůči zemi, rychlosti letu, násobku zatížení, úhlu náběhu a řadě dalších údajů. Ty pak okamžitě vyhodnocuje a registruje-li odchyku od požadovaného letového režimu, dává impuls servomotorům, které vychýlením kormidla odchylku eliminují. Pilot řidící pákou, která v tomto případě připomíná joystick pro ovládání počitačových her, pouze řidící jednotce dává pokyny, např. pro změnu letového režimu. (Řidící systémy Fly-By-Wire).


Uspořádání "kachna"





"Kachní" uspořádání je umístění vodorovné plochy (VP) na přídi letounu, před křídlem. Stejně jako v předešlém případě má přední plocha, tedy tentokrát VP, větší úhel nastavení než plocha zadní - křídlo. Těžiště je opět před působištěm vztlaku křídla.

 
Vzhledem k tomu, že těžiště je mezi oběma plochami a tedy mezi aerodynamickými silami, které na těchto plochách vznikají, musí být pro vytvoření rovnováhy i vyvažovací síla P kladná a zvyšuje celkový vztlak letounu. I v tomto případě je vyvažovací síla jen zlomkem vztlaku křídla a její podíl je relativně malý. Nicméně výhodou je, že nosnost křídla letounu nesnižuje, ale naopak k ní přispívá. Tato výhoda je však značně znehodnocována sníženou účinností křídla, poněvadž kořenová čast křídla pracuje v úplavu VP a je také negativně ovlivněna interakcí s dlouhou části trupu před křídlem.

Mechanizmus vzniku podélné stability je obdobný, jako v případě klasického uspořádání. Při zvětšení úhlu náběhu se zvětší jak vyvažovací síla, tak i vztlak křídla. Avšak vzhledem k tomu, že křídlo má větší sklon vztlakové čáry i větší celkovou plochu, je přírůstek síly a tedy i momentu od křídla větší, než než přírůstek opačného momentu od VP. Nevyvážený součet momentů klopí letoun "na hlavu" a vrátí úhel náběhu na hodnotu před vznikem poruchy. Je však třeba dodat, že celková míra podélné stability (sklon momentové čáry letounu), je u kachního uspořádání výrazně menší, než míra podélné stability letounu s klasickými ocasními plochami. Kachní uspořádaní je oproti klasickému podstatně citlivější na polohu těžiště letounu, dovoluje ze všech možných uspořádání nejmenší rozsah centráží.

Významnou výhodou kachního uspořádání je, že letoun je velmi odolný vůči pádům ze ztráty rychlosti a nechtěným přechodům do vývrtky. Je to způsobeno tím, že příďová plocha při přetažení překročí kritický úhel náběhu a sníží svůj vztlak podstatně dříve, než dojde k poruše obtékání křídla. Následné zmenšení vyvažovací síly na příďové ploše způsobí pokles nosu letounu, snížení úhlu náběhu na křídle, případně zvýšení rychlosti letu a tím potlačení nebezpečí pádu z přetažení. 

Pro letadla dosahující a překračující rychlost zvuku (přibližně  0.75<M<2), je výhodné, že při již zmíněném menším sklonu momentové čáry kachního uspořádání, vykazuje tato koncepce i menší změny klopivého momentu a tím také menší tíživost letounu při překračování zvukové bariery.


Uspořádání "triplane"





Uspořádání "triplane" je zatím ne příliš rozšířenou alternativou kachního uspořádání, která by měla odstranit nebo aspoň minimalizovat negativa jak klasického, tak i kachního uspořádání. Je charakteristická tím, že je vybavena jak kachní vodorovnou plochou v nose

 
letounu, tak i klasickou VOP za křídlem. Nosová VP pracuje převážně jako plocha vyvažovací a generuje vyvažovací sílu P souhlasného směru s vztlakem hlavního křídla L. Funkce VOP je především manévrovací. Letoun lze vyvážit tak, že přirozenou podélnou stabilitu v plném rozsahu zajistí VP spolu s křídlem, síla na VOP může být v ustáleném letu nulová, sílu R vyvozuje jen pro provedení manévru. Je však možné alternativní vyvážení, kdy na VP i VOP působí síly ve směru vztlaku a jejich velikosti jsou v takovém poměru, aby byla zachována momentová i silová rovnováha potřebná pro ustálený let. Další možností tohoto uspořádání je optimalizovat vyvažovací síly na obou plochách tak, aby v cestovním režimu, při letu danou rychlosti, byl i při různých centrážích ofukován trup pod úhlem blížícím se úhlu nulovému, kdy bude mít trup minimální odpor a letoun nejmenší spotřebu paliva.



 Uspořádání "tandem"





Tandemové uspořádání křídel bylo rovněž navrženo z vize získat větší vztlakovou sílu na letadle relativně malých rozměrů a malé hmotnosti. Vyvažovací vodorovná plocha byla nahražena dalším víceméně rovnocenným křídlem. Očekávalo, že letoun bude mít, vzhledem k možnosti v jistých mezích přerozdělovat potřebný vztlak mezi oběma plochami, dosti veliký rozsah centráží.


 
První relativně úspěšné pokusy o tuto koncepci se uskutečnily již v třicátých létech minulého století (HM-14 "Pou du Ciel" Francouze Henriho Migneta - LC-6 konstruktéra Crosese na dolním obrázku je pokračováním Mignetovy školy z roku 1965). Těchto letadélek, vyráběných většinou amatérsky bylo v době před válkou vyrobeno více než 600, ovšem jejich provoz vedl k velkému počtu katastrof. Společný jmenovatel těchto katastrof byly problémy s podélnou řiditelností hlavně při letech s krajní přední centráží. I přes tyto problémy, častečně překonané dlouhým vývojem, se amatérská a ultralehká letadla této koncepce objevují i dnes, ale ani jejich dnešní letové vlastnosti obzvlášť nevynikají.

Ve čtyřicátých létech min. století se stal průkopníkem tandemových letadel F. G. Miles, majitel stejnojmenné britské letecké továrny. Jeho idea byla navrhnout letouny vhodné pro provoz z letadlových lodí. Jeho M-35 byl pokusný jednomotorový letoun - studie námořního stihače, později postavil dvoumotorový M-39B - zmenšený model zamýšleného bombardéru M-39. Oba letouny potvrdily schopnost krátkého vzletu i relativně velikou nosnost, ale oba se vyznačovaly velmi nepříjemnými až nevypočitatelnými letovými vlastnostmi. V každém případě prokázaly, že pro praktické zavedení by si vyžádaly velmi dlouhý a nákladný vývoj.

Mignetova koncepce používala větší přední křídlo, velikosti obou křídel se pohybovaly okolo poměru 5:4 ÷ 5:3. Křídla byla vyškově přesazená a nepříliš vzdálená od sebe (u HM-14 se dokonce překrývala). Podélné řízení se realizovalo naklápěním  přední (event. zadní) plochy. Milesovy letouny měly přední plochu menší (M-35  1:2, M-39B 1:3), podélné řízení bylo obdobné jako ovládání kachny, také rozteč křídel byla relativně větší. Na rozdíl od kachny však byly přední i zadní plochy vybavené vztlakovými klapkami.

Ze zde popsaných koncepci se tandémové uspořádání křídel jeví nejméně účelné a nejméně osvědčené.




 


 Bezocasé letadlo





Trup letounu způsobuje až 30 ÷ 40% odporu letounu, jeho podíl na prázdné hmotnosti letounu číní 8 ÷ 14% jeho vzletové hmotnosti. Absence ocasních ploch a trupu nebo aspoň jeho podstatné části umožňuje významné snížení škodlivého odporu letounu i snížení hmotnosti jeho konstrukce. Tím je vytvořen předpoklad pro dosažení výrazně lepších výkonů a vývoj prvních samokřídel proto provázela veliká očekávání.

Jaký je princip zajištění přirozené podélné stability není-li k dispozici stabilizační plocha? Samokřídla s šípovým křídlem jsou opatřena na koncích křídel vyvažovacími plochami podobnými křidélkům. Tyto plochy (na výkrese jsou označeny "trim flap") jsou vychylovány stejnosměrně, v neutrální poloze jsou vychýleny nahoru. Tyto plochy, které jsou díky šípu křídla daleko za těžištěm letounu, jsou zdrojem proti vztlaku působící vyvažovací síly.

Jinou možností je použítí autostabilního profilu křídla. S takovým profilem je možné stavět i létající křídla bez šípu. Základní vlastnost autostabilního profilu je ta, že při malých úhlech náběhu, okolo úhlu nulového vztlaku, vyvozují klopivý moment na ocas, se zvětšováním úhlu náběhu se tento moment snižuje k nule a až při dalším zvyšení úhlu náběhu začne klopit na hlavu. (Neautostabilní profily klopí na hlavu již při úhlu nulového vztlaku).

První pokusy z doby války a časné doby poválečné (Horten - Německo, Northrop - USA) potvrdily vyšší výkony létajících křídel, avšak prokázaly i nepříjemné zhoršení letových vlastnosti a značně zvýšených nároků na pilotáž těchto letounů. Zhoršena byla nejen stabilita podélná, ale i stability stranové. Např. Northropovy bombardéry měly vážný problém s udržením ustáleného přímočarého letu potřebného k přesnému zaměření pumovým zaměřovačem.

V pozdějších létech se ukázalo, že nepříznivé letové vlastnosti bezocasých letounů  jsou snáze překonatelné u křídel s velikým úhlem šípu a u trojúhelníkových křídel. V generaci nadzvukových stíhačů 70. a 80. let minulého století se objevila řada úspěšných bezocasých typů s trojúhelníkovým křídlem (Convair F-102, Mirage III, Saab J-35 Draken). Vývoj další generace těchto letadel však opět opustil bezocasou koncepci a  u nových superobratných letounů se znovu objevují VOP nebo kachní plochy. Účelem těchto ploch však již není zajištění stability, spíš přispívají ke zvýšení tzv. superobratnosti letounu. Je třeba také připomenout, že tyto letouny, právě s ohledem na požadovanou superobratnost, jsou již řešeny jako přirozeně nestabilní a jejich stabilitu zajišťuje elektronické impulsní řízení.

 Typickou ukázkou vysloveně beztrupých letadel byly poválečné konstrukce bezocasých bombardérů firmy Northrop, kde motory, osádka, užitečné zatížení i palivo byly uloženy v křídle.
 
 





Zpět     Koncepce letadel
Stránka není dosud dokončena, je ve vývoji. Poslední aktualizace 25. 1. 2007 13:12:45