Крылатый летательный аппарат с флюгерным горизонтальным оперением

008818 Изобретение относится к летательным аппаратам тяжелее воздуха, а именно к крылатым летательным аппаратам с флюгерным горизонтальным оперением, и может быть использовано, в том числе, в сверхлегкой, легкой, спортивной, гражданской и другой авиационной технике. Термин флюгерное горизонтальное оперение (далее - ФГО) означает, что горизонтальное оперение (далее - ГО) крылатого летательного аппарата (далее - КЛА) имеет производную коэффициента подъемной силы по углу атаки КЛА (КЛА), равную или примерно равную нулю Такое горизонтальное оперение может называться самоустанавливающимся, но в данном изобретении предлагается для простоты восприятия называть его флюгерным. На протяжении всей истории авиации перед разработчиками стояла задача расширения функциональных возможностей крылатых летательных аппаратов, в том числе и за счет расширения диапазона летных скоростей, а также обеспечения их противоштопорной устойчивости. Разработки осуществлялись по двум направлениям - были созданы конструкции крылатых летательных аппаратов как с флюгерным крылом, так и с флюгерным горизонтальным оперением. В последнее время в России и за рубежом ведутся разработки КЛА по принципу Free Wing (буквально-свободное крыло). КЛА, скомпонованный по данному принципу, представляет собой аппарат с флюгерным крылом. Принцип Free Wing применен на созданном фирмой Scaled Composites американском беспилотном летательном аппарате (БПЛА) Scorpion, техническое описание которого можно найти в Internet на сайтах www.freewing.com и www.scaled.com. ГО данного аппарата находится за крылом и по взаимному расположению крыла и оперения Scorpion представляет собой КЛА, скомпонованный по классической аэродинамической схеме. Но в отличие от классической аэродинамической схемы, продольная устойчивость и управляемость которой обеспечивается в основном ГО, продольная статическая устойчивость по перегрузке и управляемость БПЛА Scorpion обеспечивается крылом, левая и правая консоли которого оснащены серворулями, занимающими всю заднюю кромку крыла. Отклонение серворулей приводит к изменению кривизны профиля консолей крыла, которые способны изменять свои углы атаки за счет шарнирного соединения с фюзеляжем БПЛА, обеспечивая аппарат управлением по тангажу и крену. На первый взгляд, данная концепция КЛА весьма привлекательна из-за отсутствия проблем со штопором, т. к. флюгерное крыло безопасно работает на критическом угле атаки при любом угле тангажа. Но именно это обстоятельство не позволяет применять принцип Free Wing в пилотируемой авиации. Как известно, пилот, совершая полет на самолете в нормальных метеоусловиях, судит о режиме полета КЛА, в первую очередь, не по показаниям приборов, а по положению КЛА относительно горизонта. При попадании КЛА с флюгерным крылом и ручным управлением в мощный восходящий поток во время захода на посадку его пилот даже не заметит, как КЛА с флюгерным крылом пойдет к земле, т. к. флюгерное крыло шарнирно связано с фюзеляжем, имеющим свою собственную устойчивость, которая зачастую для данного класса КЛА является маятниковой. В данной ситуации летчик не сможет заметить изменение угла тангажа КЛА и вовремя среагировать на изменение режима полета. При попадании в вышеуказанные условия имеет место большой дисбаланс проекций подъемной силы и силы тяжести КЛА с флюгерным крылом на направление вектора ускорения свободного падения,т. к. на самолете с флюгерным крылом флюгируется все крыло, создающее 100% подъемной силы. Из сказанного следует, что КЛА с флюгерным крылом и фюзеляжем, имеющим маятниковую устойчивость,чрезвычайно опасен для пилотируемых полетов и может использоваться в пилотируемой авиации только при оснащении системы управления КЛА автопилотом, поддерживающим перегрузку установившихся режимов полета. Данное условие применения КЛА с флюгерным крылом и фюзеляжем, имеющим маятниковую устойчивость, делает невозможным использование данной схемы КЛА в любительской авиации, где низкая стоимость КЛА достигается отсутствием дорогих систем обеспечения продольной устойчивости КЛА, и, как следствие, безопасности его летной эксплуатации. Необходимо добавить, что здесь перечислены основные концептуальные, но не многочисленные аэродинамические и конструктивные недостатки КЛА с флюгерным крылом. Также известны оснащенные автоматическими системами управления КЛА с ПГО, которое, будучи включенным в быстрый контур управления, можно также условно назвать флюгерным из-за почти мгновенной реакции системы управления на отклонения перегрузки полета от заданной пилотом. Пользуясь этим свойством системы управления, удалось создать самолеты, статически неустойчивые по перегрузке в канале тангажа, что позволило существенно повысить летно-технические характеристики таких самолетов, как Рафаль, Еврофайтер и Грумман Х-29. Все эти самолеты оснащены сложными, и, как следствие, дорогими системами бортового управления. Известен самолет с передним горизонтальным оперением (ПГО) по патенту РФ 2243131, приоритет от 19.03.2003, МПК 7 В 64 С 39/00, В 64 С 39/12, В 64 С 39/04, В 64 С 39/08, взятый за прототип. В этом самолете, оснащенном механической системой управления в канале тангажа, ПГО выполнено шарнирно установленным вокруг оси его поворота, перпендикулярной плоскости симметрии самолета. Таким образом, ПГО прототипа является флюгерным, причем производная коэффициента подъемной силы ПГО по-1 008818 углу атаки самолета примерно равна нулю (СyПГО 0), а коэффициент подъемной силы флюгерного ПГО меньше коэффициента подъемной силы крыла на крейсерских режимах полета (СyПГОСукр). Флюгерное ПГО (ФПГО) прототипа выполнено из двух половинок, которые крепятся шарнирно на оси, и находятся в носовой части фюзеляжа самолета. Более того, половинки ФПГО выполнены в своей хвостовой части с серворулями, которые, отклоняясь от своей нейтрали при движениях ручкой управления самолетом в направлении от себя - на себя, изменяют кривизну профиля ПГО, что позволяет изменять угол атаки ФПГО для управления самолетом в канале тангажа. Прототип обладает следующими недостатками. Во-первых, он имеет переразмеренные массу и момент инерции ФПГО относительно оси его вращения, т.к. в прототипе имеет место соотношение СyПГОСукр на крейсерских режимах полета. Это объясняется тем, что для уравновешивания продольного пикирующего момента, статически устойчивого по перегрузке самолета при условии СyФПГОСукр на крейсерских режимах полета, требуется большая площадь ФПГО, чем площадь ПГО, коэффициент подъемной силы которого больше, чем коэффициент подъемной силы крыла на крейсерских режимах полета (СyФПГОСукр). Это влечет за собой увеличение массы ФПГО и момента инерции относительно оси его вращения. Во-вторых, ФПГО прототипа имеет низкую эффективность, снижающуюся по мере увеличения угла атаки самолета из-за того, что консоли ФПГО прототипа выполнены с серворулями, установленными по задней кромке ФПГО, что влечет за собой большие потери подъемной силы ФПГО при его балансировке на заданном угле атаки ФПГО. Помимо этого, серворули прототипа при балансировке ФПГО на больших углах атаки находятся в зоне заторможенного потока воздуха, что приводит к еще большему снижению эффективности серворулей. К тому же при балансировке ФПГО, особенно при больших углах атаки, растет сила лобового сопротивления ФПГО, что объясняется увеличенной кривизной профиля ФПГО. Стоит отметить также, что выполнение ФПГО в виде двух консолей, разделенных носовой частью фюзеляжа, дополнительно снижает эффективность ФПГО на взлетно-посадочных режимах полета при больших углах скольжения вследствие затенения одной из консолей ФПГО фюзеляжем, что не позволяет в полной мере использовать механизацию крыла самолета, а также требует увеличения площади консолей ПГО для обеспечения необходимой эффективности управления в канале тангажа. К тому же ФПГО, разделенное фюзеляжем на две консоли, всегда будет обладать меньшим эффективным удлинением (эф), чем оперение, не разделенное фюзеляжем и обладающее такими же площадью и геометрическим удлинением. В-третьих, на прототипе невозможно использовать обдувку ФПГО потоком от тянущего воздушного винта из-за того, что в этом случае ФПГО лишь частично будет реагировать на изменение угла атаки самолета, т. е. производная коэффициента подъемной силы ФПГО по углу атаки самолета перестанет быть равной или примерно равной нулю, что приведет к снижению уровня безопасности полетов, особенно на малых скоростях, где энергия потока, создаваемого воздушным винтом, очень высока. Следовательно, применение прототипа в области легкомоторных малоскоростных самолетов с тянущим воздушным винтом нецелесообразно. Задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, состоит в расширении диапазона летных скоростей крылатого летательного аппарата с флюгерным горизонтальным оперением. Вышеуказанная задача решается за счет того, что предложен крылатый летательный аппарат с флюгерным горизонтальным оперением, имеющим производную коэффициента подъемной силы по углу атаки крылатого летательного аппарата, примерно равную нулю,и включающим в себя цельноповоротную несущую поверхность (5) и установленную на ней цельноповоротную управляющую поверхность (6); при расположении центра давления флюгерного горизонтального оперения перед центром масс крылатого летательного аппарата для крейсерских режимов полета имеет место соотношение: СyФГОСукр, а при расположении центра давления флюгерного горизонтального оперения за центром масс крылатого летательного аппарата СуФГО может принимать любые значения, где СyФГО - коэффициент подъемной силы флюгерного горизонтального оперения (4); Сукр коэффициент подъемной силы крыла (2). В одном из частных вариантов исполнения крылатого летательного аппарата с флюгерным горизонтальным оперением расстояние Iy от срединной поверхности цельноповоротной несущей поверхности флюгерного горизонтального оперения (5) до оси вращения цельноповоротной управляющей поверхности флюгерного горизонтального оперения (21) составляет не более десяти средних аэродинамических хорд цельноповоротной управляющей поверхности флюгерного горизонтального оперения (6), а расстояние Ix от оси вращения цельноповоротной управляющей поверхности флюгерного горизонтального оперения (21) до цельноповоротной несущей поверхности флюгерного горизонтального оперения (5) составляет не менее половины средней аэродинамической хорды цельноповоротной управляющей поверхности флюгерного горизонтального оперения (6). В другом частном варианте исполнения крылатого летательного аппарата с флюгерным горизонтальным оперением центр масс флюгерного горизонтального оперения лежит на его оси вращения (9)-2 008818 или перед ней по направлению оси xФГО связанной с ФГО (4) системы координат (xФГО, yФГО, zФГО) с центром, совпадающим с плоскостью симметрии цельноповоротной несущей поверхности флюгерного горизонтального оперения (5) и лежащим на оси вращения флюгерного горизонтального оперения (9), при этом за положительное направление оси xФГО взято направление от оси вращения флюгерного горизонтального оперения (9) к передней кромке цельноповоротной несущей поверхности флюгерного горизонтального оперения (5), при этом ось xФГО параллельна корневой хорде цельноповоротной несущей поверхности флюгерного горизонтального оперения (5) крылатого летательного аппарата с флюгерным горизонтальным оперением. В третьем частном варианте исполнения крылатый летательный аппарат с флюгерным горизонтальным оперением снабжен флюгерными элеронами (17), имеющими производные коэффициента их управляющих усилий по углу атаки крылатого летательного аппарата, равные или примерно равные нулю, причем каждый из элеронов (17) состоит из цельноповоротной несущей поверхности (18) и установленной на ней цельноповоротной управляющей поверхности (19). В заявляемом изобретении крылатый летательный аппарат с флюгерным горизонтальным оперением имеет высокую эффективность флюгерного горизонтального оперения (4), оптимальные массу и момент инерции флюгерного горизонтального оперения (4) относительно оси его вращения (9), т.к. в предлагаемом изобретении для крейсерских режимов полета имеет место соотношение СyФГОСукр при расположении центра давления флюгерного горизонтального оперения перед центром масс крылатого летательного аппарата (в случае выполнения КЛА по аэродинамической схеме утка), а при расположении центра давления флюгерного горизонтального оперения за центром масс крылатого летательного аппарата СyФГО может принимать любые значения (в случае выполнения КЛА по классической аэродинамической схеме). В заявляемом изобретении у КЛА с ФГО практически отсутствуют потери подъемной силы ФГО(4) при его балансировке на заданном угле атаки. Предлагаемая конструкция КЛА с ФГО позволяет использовать механизацию крыла (2) в полной мере без увеличения площади и геометрического удлинения ФГО (4), равного квадрату размаха ЦНП ФГО (5), деленному на площадь ЦНП ФГО (5). Площадь ФГО (4) выбирается из условия обеспечения балансировки КЛА на крейсерских режимах полета. Условие СyФГОСукр в предлагаемом КЛА с ФГО позволяет в отличие от прототипа до возможного предела уменьшить площадь ФГО (4) и снизить аэродинамическое сопротивление ФГО (4). Помимо этого в заявляемом КЛА с ФГО становится возможным использование обдувки ЦНП ФГО(5) потоком (16) от тянущего воздушного винта, при этом ЦУП ФГО (6) должна быть вынесена за пределы этого потока (фиг. 5). Это позволяет применять заявляемый КЛА с ФГО в области легкомоторной малоскоростной авиации. Расширение диапазона летных скоростей происходит за счет увеличения верхней границы диапазона летных скоростей, а также уменьшения нижней границы. Увеличение верхней границы диапазона летных скоростей осуществляется за счет минимизации площади омываемой поверхности КЛА с ФГО в результате уменьшения площади его ФГО по сравнению с прототипом вследствие того, что имеет место соотношение СyФГОСукр на крейсерских режимах полета. Уменьшение нижней границы диапазона летных скоростей происходит за счет уменьшения по сравнению с прототипом эволютивной скорости заявляемого КЛА с ФГО в канале тангажа, т.е. минимальной скорости, при которой ФГО (4) обеспечивает управляемость КЛА с ФГО в канале тангажа (определение эволютивной скорости (см. Авиация: Энциклопедия/Гл. ред. Г.П. Свищев.-М.: Большая Российская энциклопедия, 1994, с. 664. Изобретение поясняется прилагаемыми чертежами, где на фиг. 1 изображен общий вид КЛА с ФГО; на фиг. 2 - принципиальная аэродинамическая схема КЛА с ФГО; на фиг. 3 - общий вид ФГО (4) с вырезом в районе привода (11) для иллюстрации установки привода (11); на фиг. 4 - общий вид винтового пилотируемого КЛА с ФГО; на фиг. 5 - компоновка ФГО в воздушном потоке (16) пропеллера (воздушного винта) (15); на фиг. 6 - компоновка КЛА, управляемого в каналах тангажа и рысканья за счет ФГО (4); на фиг. 7 - вид сбоку на ФГО (4). На приведенных фигурах указаны позиции со следующими наименованиями: 1 - фюзеляж; 2 - крыло; 3 - пилон крыла; 4 - флюгерное горизонтальное оперение (ФГО); 5 - цельноповоротная несущая поверхность ФГО (ЦНП ФГО); 6 - цельноповоротная управляющая поверхность ФГО (ЦУП ФГО); 7 - пилон ФГО; 8 - балка крепления ЦУП ФГО; 9 - ось вращения ФГО; 10 - противовес; 11 - привод; 12 - качалка привода;-3 008818 13 - тяга; 14 - рычаг; 15 - пропеллер; 16 - воздушный поток пропеллера; 17 - элерон; 18 - цельноповоротная несущая поверхность элерона (ЦНП Э); 19 - цельноповоротная управляющая поверхность элерона (ЦУП Э); 20 - балка крепления ЦУПЭ; 21 - ось вращения ЦУП ФГО. Крылатый летательный аппарат с флюгерным горизонтальным оперением (КЛА с ФГО) (фиг. 1) состоит из фюзеляжа (1), на котором установлено крыло (2), например на пилонах (3). На фюзеляже (1) также установлено ФГО (4), которое состоит, как показано на фиг. 1-7, из цельноповоротной несущей поверхности (ЦНП ФГО) (5) и цельноповоротной управляющей поверхности (ЦУП ФГО) (6). При этом ЦНП ФГО (4) закреплена на фюзеляже (1), например, с помощью пилонов ФГО (7). ЦУП ФГО (6) имеет меньшие геометрические размеры, чем ЦНП ФГО (5). ЦУП ФГО (6) установлена на ЦНП ФГО (5), например, как показано на фиг. 1, с помощью балок крепления ЦУП ФГО (8), с возможностью изменения угла установки ЦУП ФГО (6) цупфго относительно ЦНП ФГО (5). ФГО (4) может быть установлено как перед крылом (2) (по аэродинамической схеме утка), так и за крылом (2) (по классической аэродинамической схеме). Для малоскоростной авиации, когда полетные нагрузки на ЦУП ФГО (6) малы, балка крепления ЦУП ФГО (8) может быть и одна, как изображено на фиг. 4-7. Для координирования положения ЦУП ФГО (6) относительно ЦНП ФГО (5) введем понятие связанной с ФГО (4) системы координат (хфго, уфго, zфго) (см. фиг. 7) с центром, совпадающим с плоскостью симметрии ЦНП ФГО и лежащим на оси вращения ФГО (9), при этом за положительное направление осиxФГО взято направление от оси вращения ФГО (9) к передней кромке ЦНП ФГО (5), при этом ось xФГО параллельна корневой хорде ЦНП ФГО (5) (см. фиг. 7). Расстояние Iy от срединной поверхности ЦНП ФГО до оси вращения ЦУП ФГО составляет не более десяти средних аэродинамических хорд (САХ) ЦУП ФГО по обе стороны от срединной поверхности ЦНП ФГО, а расстояние Ix от оси вращения ЦУП ФГО до ЦНП ФГО, измеряемое по направлению осиxФГО, составляет не менее половины САХ ЦУП ФГО (см. фиг. 7). Центр масс ФГО (ЦМ ФГО) лежит на его оси вращения (9) или перед ней по направлению оси xФГО связанной с ФГО (4) системы координат (xФГО, yФГО, zФГО) (см. фиг. 7). Значение расстояния от оси вращения ФГО (9) до ЦМ ФГО x лежит в пределах от 0 до 0,5 САХ ЦНП ФГО (5) (см. фиг. 7) и не может принимать отрицательных значений. Вертикальное расстояние y от оси вращения ФГО (9) до ЦМ ФГО должно находиться в пределах от 0 до 0,2 САХ ЦНП ФГО. Для выдерживания значений расстояний x и y в заданных пределах применяется противовес (10),который для предотвращения флаттера ФГО (4) закреплен на ЦНП ФГО (5) в области установки ЦУП ФГО (6). Поперечное смещение ЦМ ФГО вдоль поперечной оси zФГО (вид А на фиг. 7) z может принимать значения в промежутке примерно от -0,25 до 0,25 LЦНП ФГО, где LЦНП ФГО - это размах ЦНП ФГО (5). Передача управляющего усилия для управления ЦУП ФГО (6) может быть реализована с помощью различных известных на данный момент устройств, например с помощью рулевого привода (электрического, гидравлического, пневматического), ведущей и ведомой качалок, тяги. Может применяться также червячная, цепная или шестеренчатая передача. На фиг. 3 представлен один из возможных способов реализации создания и передачи управляющего усилия для управления ЦУП ФГО (6). На ЦНП ФГО (5) в области передней кромки ЦНП ФГО (5), напротив ЦУП ФГО (6) закреплен привод (11). Крутящий момент привода (11) передается на ЦУП ФГО(6), например, при помощи качалки привода (12), тяги (13) и рычага (14), жестко закрепленного на ЦУП ФГО (6). При наличии у КЛА с ФГО пропеллера (воздушного винта) (15) (см. фиг. 5) расположение ФГО (4) должно быть таким, чтобы ЦУП ФГО (6) была установлена вне действия воздушного потока пропеллера(воздушного винта) (15). КЛА с ФГО (4) может быть как беспилотным (см. фиг. 6), так и пилотируемым (фиг. 4). В случае беспилотного КЛА с ФГО управляющие сигналы для работы привода (11) генерирует автопилот, в случае пилотируемого КЛА с ФГО данную функцию осуществляет пилот при помощи ручки управления. ЦНП ФГО (5) может быть оснащена двумя ЦУП ФГО (6) с независимыми приводами (11) для передачи управляющего воздействия (фиг. 6). КЛА с ФГО может быть выполнен с возможностью управления по крену за счет элеронов (17) с нулевыми производными управляющих усилий элеронов (17) по углу атаки КЛА (см. фиг. 4). В таком случае все управляющие поверхности КЛА будут флюгерными, что позволит существенно повысить управ-4 008818 ляемость КЛА на малых скоростях полета без потери эффективности управляющих поверхностей в летном диапазоне углов атаки КЛА. В случае наличия у КЛА с ФГО флюгерных элеронов (17) каждый из них состоит из цельноповоротной несущей поверхности (ЦНП Э) (18) и установленной на ней цельноповоротной управляющей поверхности (ЦУП Э) (19), например, с помощью балки крепления ЦУП Э (20), по аналогии с ФГО (4). КЛА с ФГО содержит и другие необходимые для функционирования узлы, например двигательную установку, шасси и др., которые на фиг. 1-7 не показаны или показаны условно без ссылочных позиций,т.к. для данного изобретения они не являются существенными. Каждому углу установки ЦУП ФГО соответствует свой угол атаки ЦHП ФГО (фиг. 2). Управление КЛА с ФГО осуществляется при помощи системы управления, связанной с ЦУП ФГО (6), которая, в свою очередь, ориентирует ФГО (4) в воздушном потоке для создания необходимого балансировочного усилия ФГО (4). При поступлении на привод (11) управляющего сигнала привод (11) отклоняет ЦУП ФГО (6) относительно ее оси вращения (21) таким образом, чтобы после уравновешивания моментов всех сил, возникающих на элементах ФГО (4) относительно оси вращения ФГО (9), результирующая подъемная сила ФГО (4) в связанной с КЛА системе координат (x1, y1, z1), равная векторной сумме проекций всех аэродинамических сил ЦНП ФГО (5) и ЦУП ФГО на ось Y1 (см. фиг. 2), создавала кабрирующий или пикирующий моменты. Для случая, изображенного на фиг. 7, при необходимости создания кабрирующего/пикирующего момента ЦУП ФГО (6) отклоняется под действием пилота (автопилота), соответственно, в область отрицательных/положительных значений угла установки ЦУП ФГО ЦУП ФГО. КЛА с ФГО обладает полной противоштопорной устойчивостью. Например, в пилотируемом исполнении КЛА с ФГО пилот балансирует КЛА с ФГО на заданном угле атаки КЛА (см. фиг. 2), ориентируя ФГО (4) в воздушном потоке при помощи ЦУП ФГО (6), которая отклоняется при движении ручки управления в направлении на себя - от себя. При попадании сбалансированного в горизонтальном установившемся прямолинейном полете и летящего на предсрывной скорости КЛА с ФГО в сильный восходящий поток ФГО (4), сбалансированное на максимальном коэффициенте подъемной силы ФГО(CyФГО=max) без вмешательства пилота сохранит постоянным свой угол атаки (без нарушения условияCyФГО=max). При этом угол установки ЦНП ФГО ЦНП ФГО (фиг. 2) уменьшится. Такая самоустановка ФГО (4) при изменении направления вектора скорости КЛА с ФГО в связи с попаданием КЛА в зону восходящего потока воздуха V (фиг. 2) происходит без вмешательства пилота и сопровождается увеличением угла атаки КЛА. При этом из-за уменьшившейся проекции полной аэродинамической силы ФГО (4), равной разности проекций векторов полных аэродинамических сил ЦНП ФГО (5) и ЦУП ФГО (6) (RЦНП ФГО иRЦУП ФГО) на ось y1 связанной с КЛА системы координат (x1, y1, z1), КЛА с ФГО станет сбалансированным на пикирование (фиг. 2). Последующее уменьшение угла тангажа приведет к росту скорости КЛА с ФГО относительно воздуха, вследствие чего проекция подъемной силы КЛА с ФГО на ось y1 системы координат (x1, y1, z1) увеличится, а проекция силы тяжести КЛА на эту ось уменьшится, в результате чего КЛА с ФГО подвергнется влиянию центростремительной силы, действующей до восстановления исходного режима полета КЛА с ФГО. Такое поведение КЛА с ФГО при попадании в зону восходящего потока при полете на больших углах атаки КЛА доказывает, что заявляемый КЛА с ФГО не имеет тенденции к срыву в штопор. Необходимо также заметить, что при одинаковых несущих способностях ФГО малой площади с высоким крейсерским значением CyФГО имеет преимущество над ФГО большей площади и с низким крейсерским значением CyФГО уже потому, что ФГО (4) меньших размеров имеет меньшую собственную эволютивную скорость из-за большей чувствительности к изменению направления воздушной скорости КЛА вследствие малой своей инертности. Применение ФГО на известных аэродинамических схемах улучшает их летно-технические характеристики (ЛТХ). Так, использование ФГО избавляет КЛА, выполненные по классической аэродинамической схеме, от такого явления, которое специалистам известно под названием клевок, и расширяет диапазон летных скоростей КЛА, скомпонованных по этой схеме. Но максимальный эффект от применения ФГО, испытывают КЛА, выполненные по аэродинамической схеме утка. Сравнивая результаты проведенных испытаний авиамоделей прототипа и предлагаемого в настоящем изобретении КЛА с ФГО при одинаковых площади и геометрическом удлинении ФГО, видно, что КЛА с ФГО по заявляемому изобретению имеет, как минимум, в два раза меньшую эволютивную скорость в канале тангажа, чем у прототипа. Уменьшается масса и момент инерции ФГО относительно оси вращения ФГО, т.к. СyФГОСукр на крейсерских режимах полета, из-за того, что для уравновешивания пикирующего момента статически устойчивого в продольном канале КЛА с ФГО требуется меньшая площадь ФГО, нежели у прототипа. Без применения дорогостоящей автоматики и сложных компоновочных решений обеспечивается повышенная противоштопорная устойчивость КЛА с ФГО, максимально расширяется диапазон летных-5 008818 скоростей КЛА при фиксированных значениях его массы, удельной нагрузки на площадь крыла и энерговооруженности (тяговооруженности), уменьшается расход топлива за счет минимизации площади омываемой поверхности КЛА и потерь на его балансировку. Расширяется диапазон летных скоростей КЛА с ФГО, повышается уровень безопасности полетов КЛА с ФГО за счет улучшения его летно-технических характеристик. Изобретение может быть использовано в авиационной технике, в том числе и в малоскоростной легкомоторной авиации при создании крылатых летательных аппаратов с флюгерным горизонтальным оперением повышенной безопасности с расширенным диапазоном летных скоростей. ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ 1. Крылатый летательный аппарат с флюгерным горизонтальным оперением, имеющим производную коэффициента подъемной силы по углу атаки крылатого летательного аппарата, равную или примерно равную нулю,и включающим в себя цельноповоротную несущую поверхность (5) и установленную на ней цельноповоротную управляющую поверхность (6) с возможностью изменения угла ее установки, отличающийся тем, что при расположении центра давления флюгерного горизонтального оперения (4) перед центром масс крылатого летательного аппарата для крейсерских режимов полета имеет место соотношение: СyФГОСукр, а при расположении центра давления флюгерного горизонтального оперения (4) за центром масс крылатого летательного аппарата СyФГО может принимать любые значения, где СyФГО - коэффициент подъемной силы флюгерного горизонтального оперения (4); Сукр - коэффициент подъемной силы крыла (2). 2. Крылатый летательный аппарат с флюгерным горизонтальным оперением по п.1, отличающийся тем, что расстояние от срединной поверхности цельноповоротной несущей поверхности флюгерного горизонтального оперения (5) до оси вращения цельноповоротной управляющей поверхности флюгерного горизонтального оперения (21) составляет не более десяти средних аэродинамических хорд цельноповоротной управляющей поверхности флюгерного горизонтального оперения (6), а минимальное расстояние от оси вращения цельноповоротной управляющей поверхности флюгерного горизонтального оперения (21) до цельноповоротной несущей поверхности флюгерного горизонтального оперения (5) составляет не менее половины средней аэродинамической хорды цельноповоротной управляющей поверхности флюгерного горизонтального оперения (6). 3. Крылатый летательный аппарат с флюгерным горизонтальным оперением по п.1, отличающийся тем, что центр масс флюгерного горизонтального оперения лежит на его оси вращения (9) или перед ней по направлению оси xФГО связанной с ФГО (4) системы координат (xФГО, yФГО, zФГО) с центром, совпадающим с плоскостью симметрии цельноповоротной несущей поверхности флюгерного горизонтального оперения (5) и лежащим на оси вращения флюгерного горизонтального оперения (9), при этом за положительное направление оси xФГО взято направление от оси вращения флюгерного горизонтального оперения (9) к передней кромке цельноповоротной несущей поверхности флюгерного горизонтального оперения (5), при этом ось xФГО параллельна корневой хорде цельноповоротной несущей поверхности флюгерного горизонтального оперения (5) крылатого летательного аппарата с флюгерным горизонтальным оперением. 4. Крылатый летательный аппарат с флюгерным горизонтальным оперением по п.1, отличающийся тем, что он снабжен флюгерными элеронами (17), имеющими производные коэффициентов их управляющих усилий по углу атаки крылатого летательного аппарата, равные или примерно равные нулю,причем каждый из элеронов (17) состоит из цельноповоротной несущей поверхности (18) и установленной на ней цельноповоротной управляющей поверхности (19).