Дельтапланы (Козьмин В. В., Кротов И. В.) - часть 4

Глава 4. ПОЧЕМУ ОН ЛЕТАЕТ

Дельтапланеристы это место называют склон. Но все основные события происходят выше склона — на вершине горы. И именно здесь собирается наибольшее количество зрителей. А собственно склон — это тот участок горы, над которым скользят разноцветные крылья, обходя бьющиеся на ветру флажки, обозначившие трассу.

И, оказавшись на этой горе, не случайный зритель, а человек, мечтавший о мире дельтапланеризма или просто любознательный, желающий понять то, что здесь происходит, услышит много новых слов, не зная смысла которых, трудно проникнуть в суть происходящего. В первую очередь, это слова из мира аэродинамики. Не пугайтесь этого слова. Учебники по аэродинамике действительно содержат много формул и уравнений, да к тому же иногда записанных в векторной форме. Но в основе их лежат классические законы Ньютона, которые все знают со школьной скамьи. Эти законы гениальны, а потому просты. Итак, смело в путь!

Обтекание. Мы стоим на холме, и нас обдувает веселый ветер соревнований. А когда мы
плывем, нас обтекает вода. Мы привыкли к тому, что нас обтекает среда, в которой мы движемся, или она движется на нас (ветер, течение реки).

Если внимательно посмотреть на дельтаплан, то окажется, что он состоит из деталей различной формы. Давайте мысленно внесем эти детали в поток воздуха, каждую по отдельности. Их будет обтекать воздух, но воздух прозрачный, и мы ничего не увидим. А если в этот поток добавить цветного дыма? Вот тогда нашему взору откроется удивительный мир вихрей. При этом за каждой формой тела будут создаваться свои неповторимые вихри.

Рис. 9. Обтекание тел разной формы, удобообтекяемое и неудобообтекаемое тела

Попробуйте сами подержать на сильном ветре листы фанеры, сложенные каплей, свернутые цилиндром или просто но ставьте их поперек потока воз духа (рис. 9). Та сила, которой вы будете сопротивляться, держа эти предметы, и будет аэродинамической силой. И она тем больше, чем больший вихрь образуется за этим телом. Вог здесь мы и узнаем, что такое удобообтекаемое и неудобооб-текаемое тела. Первое это капля, второе — лист фанеры, поставленный поперек потока

(аэродинамики называют его пластинкой). На дельтаплане большинство деталей имеют удобообтекаемую форму, а к не-удобообтекаемым телам относится лишь тело самого пилота. Итак, аэродинамика изучает взаимодействие между воздухом и движущимся в нем телом.

Дельтапланы в сравнении с большой авиацией летают на малых скоростях. Они по скорости и высоте полета ближе к птицам, чем к авиалайнерам. Поэтому нас будет интересовать аэродинамика малых скоростей, которая отличается от аэродинамики планера и тем более самолета. По исследованию полетов планеров и самолетов имеется богатейший материал, но,несмотря на это, перед гибким крылом подчас даже признанные авторитеты классической аэродинамики разводили руками. Временами дельтаплан становится таким же не-послушным, как и майский жук, который, как известно, если бы подчинялся классическим законам аэродинамики, то не смог бы летать. Однако ряд классических закономерностей присущ птицам и летающим насекомым, авиационным моделям и мембранному (гибкому) крылу, древним птеродактилям и современным сверхлегким летательным аппаратам.

Немного классической аэродинамики. Взаимодействие потока воздуха с телом зависит не только от размеров, формы тела и его ориентации в потоке, но и от скорости потока и плотности воздуха, которые принято обозначать V и q.

В расчетах форма тела учитывается безразмерным коэффициентом С. Чем тело больше, тем за ним будет больше вихрь. Поэтому в формуле присутствует габаритный размер (как правило, площадь S). Аэродинамические силы пропорциональны площади тела. Если мы возьмем плоскую пластинку и будем ее положение изменять в потоке, то воздействие потока будет меняться. Оно зависит от угла атаки а. А сила R и будет полной аэродинамической силой. Если разложить эту силу по направлению потока воздуха и по нормали к нему, то полная аэродинамическая сила геометрически разложится на силу лобового сопротивления X и подъемную силу У, а формулы этих сил имеют вид:

Но все таинства, связанные

с образованием подъемной силы и лобового сопротивления, происходят в пограничном слое. Пограничный слой — это тонкий слой заторможенного воздуха, образующийся на поверхности тел, обтекаемых его потоком.

В существовании пограничного слоя легко убедиться: пыльца на крыльях насекомых, в том числе бабочек, не сдувается встречным потоком воздуха, пыль на лопастях вентилятора, которая остается при вра-щении его лопастей, крупинки смерзшегося снега, медленно ползущие под действием вибрации по поверхности летящего самолета, хотя за бортом настоящий ураган. Толщина пограничного слоя у элементов конструкции дельтаплана и других сверхлегких летательных аппаратов в среднем составляет 6 = 2—12 мм. На поверхности крыла толщина пограничного слоя непрерывно возрастает по направлению к его задней кромке (рис. 10).

Рис. 10. Профили скоростей и линии тока в области пограничного слоя:

Скорость у самой поверхности тела равна нулю из-за прилипания воздуха к обтекаемой поверхности. Чем больше расстояние от поверхности, тем больше скорость (внутри пограничного слоя). За его пределами скорость потока будет равна скорости вдали от тела.

Силы и моменты, действующие на дельтаплан в полете. Силы принято раскладывать по осям, а действие моментов рассматривать вокруг этих осей. Правая прямоугольная система координат — это три оси, начало которых находится в центре масс аппарата. Положительное направление оси х будет направлено по вектору скорости полета, оси у перпендикулярно к оси х вверх, а ось z направлена перпендикулярно к плоскости, в которой находятся оси х и у вдоль правого крыла.

В полете на дельтаплан действуют только две силы: аэродинамическая сила R и сила веса G. Первая приложена в центре давления, а вторая — в центре массы аппарата. Центры давления и масс в общем случае не совпадают. Но как известно из механики, для любого установившегося движения необходимо равновесие сил. Такое равновесие удобно рассмотреть, сведя все силы в одну точку. Теперь разложим каждую из этих сил на две силы, направленные по траектории планирования и перпендикулярно к ней. Разложим силу R на подъемную силу У, направленную перпендикулярно к пути, и силу лобового сопротивления А', направленную в противопо-ложную сторону пути движения аппарата. Поэтому если быть математически точным, то ее надо писать со знаком — . Слагаемые силы G — силы Gx и Gy — равны по величине и противоположны по направлению силам X и Y (рис. 11).

Надо помнить, что хотя сила

Y и называется подъемной силой, но она не уравновешивает весь вес, а только одну его составляющую. Сила А" уравновешивает ту составляющую силу веса, которая иногда называется маршевой силой и направлена по вектору скорости поступательного движения дель таплана или другого планера. Таким образом, движущей силой является составляющая веса Gx, возникающая вследствие движения по траектории, наклоненной к горизонту. Если планирование установившееся, то должно выполняться условие R = G; кроме того, для подъемной силы и лобового сопротивления имеется при планировании соответственно:

Рис. 11. Силы и моменты, действующие на дельтаплан в полете:

Отсюда видно, что аэродинамическое качество — это отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению аппарата.

Сила Z появляется только при криволинейном движении в горизонтальной плоскости.

Для моторного полета подъемная сила крыла Y полностью уравновешивает силу веса G, а сила лобового сопротивления X уравновешивается силой тяги Р (см. рис. 11.)

Подъемная сила крыла. Проблема изучения подъемной силы имеет очень давнюю историю. Загадки полета птицы занимали умы ученых задолго до появления летательных аппаратов. Первая попытка исследования природы подъемной силы была сделана Леонардо да Винчи в 1505 году. Объясняя причину возникновения подъемной силы птицы, он считал, что из-за быстрых ударов крыльями воздух под ними уплотняется и поэтому поддерживает птицу. Эта гипотеза Леонардо да Винчи, основанная на сжимаемости воздуха, была ошибочной, так как применялась для полета с малыми скоростями, когда свойство сжимаемости воздуха практически не проявляется.

В 1852 году Магнус провел серию опытов для объяснения явления отклонения от вертикальной плоскости вращающихся артиллерийских снарядов. Он показал, что поперечная сила, вызывающая это откло-нение, возникает из-за взаимодействия двух потоков воздуха: набегающего на снаряд и вращающегося вместе со снарядом. Это явление, получившее название эффекта Магнуса, было вновь исследовано Н. Е. Жуковским в 1902—1906 годах. В результате появилась работа «О присоединенных вихрях».

До середины XIX века научные исследования движения тела в воздухе касались только вопроса сопротивления, так как со времен Ньютона существовало мнение, основанное на ударной теории сопротивления среды, о невозможности создания достаточной для полета подъемной силы.

В 70-х годах прошлого века к проблеме подъемной силы обращается создатель первого в мире самолета капитан 1 ранга А. Ф. Можайский. Он избрал экспериментальный метод изучения проблемы — проводил опыты с летающими моделями, планерами, воздушными змеями. Эти исследования помогли А. Ф. Можайскому построить самолет, который по своей схеме оказался очень перспективным.

Экспериментальный путь исследования подъемной силы избрал и Отто Лилиенталь.

Проблема возникновения подъемной силы волновала и других исследователей. К. Э. Циолковский обращался к ней в работе «Аэроплан, или птицеподобная летающая машина» (1894 г.). Заслуга решения этой проблемы принадлежит профессору Н. Е. Жуковскому. Теория подъемной силы крыла была разработана им в 1906 году.

Аэродинамический принцип создания подъемной силы был изложен Н. Е. Жуковским так: «...двигаясь под малым углом к горизонту с большой горизонтальной скоростью, наклонная плоскость сообщает громадному количеству последовательно прилегающего к ней воздуха малую скорость вниз и тем развивает большую подъемную силу вверх при незначительной затрате работы на горизонтальное перемещение». Следовательно, для создания подъемной силы по этому принципу необходимо перемещение тела относительно воздуха.

Аэродинамический принцип создания подъемной силы используется при подъеме аппарата тяжелее воздуха, к которым относятся планеры и дельтапланы, самолеты и сверхлегкие моторные летательные аппараты, вертолеты и автожиры, летательные аппараты с машущими крыльями (ортоптеры и орнитоптеры).

Подъемная сила у моторного сверхлегкого летательного аппарата создается неподвижно закрепленным крылом. При поступательном движении аппарата крыло обтекается потоком воздуха. Из-за особой формы сечения крыла создается разность давлений под крылом и над ним, а в результате возникает подъемная сила. Для моторного аппарата перемещение в воздухе происходит под действием силы тяги, создаваемой силовой установкой.

Планеры, в том числе дельтапланы, создают подъемную силу так же, как моторные аппараты, неподвижно закрепленным
крылом, но так как они не имеют силовой установки, то могут только планировать или летать на буксире. При планировании они снижаются за счет силы веса (см. рис. 11, а) или набирают высоту за счет восходящих потоков воздуха.

Зависимость коэффициента подъемной силы крыла Су от угла атаки а.

Волновое сопротивление специфично для сверхзвукового движения, которое связано с образованием ударной волны и конусов Маха. Для дельтапланов такие скорости недостижимы. Однако эксперименты по сбросу и продувкам мембранных крыльев в сверхзвуковом потоке воздуха проводились и дали положительные результаты.

Профильное сопротивление вызывается неравномерностью распределения давления по поверхности тела и трением воздуха о его поверхность. Если пренебречь вязкостью воздуха и считать обтекание абсолютно плавным, то Х = 0, и тело не будет испытывать ни сопротивления давления, ни сопротивления трения (парадокс д’Алам-бера-Эйлера).

При отсутствии вязкости и срывов потока можно было бы считать, что происходит так называемое теоретическое обтекание, когда струи потока плавно сходят с хвостовой части обтекаемого тела. При этом поток плавно расширяется в хвостовой части и полностью восстанавливается давление, действующее на носовую часть. Поэтому тело не испытывает разности давления. Но в случае реального обтекания ввиду на-личия вязкости абсолютно плавного обтекания не может быть даже у хорошо обтекаемых тел с самой гладкой поверхностью. При расширении струек, обтекающих хвостовую часть, наблюдаются местные вихри. В результате этого давление в хвостовой части полностью не восстанавливается, то есть образуется зона разрежения, и тело испытывает не только трение, но и разность давления.

Сопротивление трения зависит от формы тела, скорости полета, температуры и шероховатости поверхности. Под шероховатостью поверхности обычно понимают наличие выступов или впадин, расстояние между которыми того же порядка, что и их высота и глубина. При ламинарном пограничном слое шероховатость не оказывает влияния на величину сопротивления трения, так как бугорки шероховатости обтекаются плавно, без образования вихрей.

При турбулентном пограничном слое влияние шероховатости проявляется тем раньше и сильнее, чем больше относительная шероховатость. При турбулентном пограничном слое сопротивление трения шероховатой поверхности в основном будет состоять из сопротивления давления обтекаемых потоком бугорков шероховатости.

Обрыв вихрей, образующихся при обтекании бугорков, способствует смещению точки перехода ламинарного слоя вперед и, таким образом, увеличению сопротивления трения. Пограничный слой в реальных условиях оказывается смешанными на передней части он ламинарный, на остальной — турбулентный. Следовательно, надо стремиться, чтобы купол крыла и все обтекаемые детали имели бы минимальную шероховатость—максимальную чистоту поверхности.

Для хорошо обтекаемых тел сопротивление давления при малых скоростях полета составляет незначительную долю всего сопротивления. У плохо обтекаемых тел, создающих завихрение, сопротивление давления может составлять основную часть всего сопротивления. У поперечной балки сопротивление может составлять до 25 % от всего дельтаплана (без пилота).

Дельтапланерист под крылом дельтаплана является неудобо-обтекаемым телом. Правильно подобранная или спроектированная одежда поможет не только избежать травм, но и снизить аэродинамическое сопротивление этого «неудобооб-текаемого тела». Каждый вид спорта, и дельтапланеризм в том числе, предъявляет свои специфические требования к

спортивной одежде для получения лучших спортивных результатов.

Аэродинамическое сопротивление дельтапланериста можно уменьшить тремя способами. Наиболее простым и обычным является изменение положения по отношению к набегающему потоку воздуха. Но современная подвеска пилота горизонтальная. Так что из этого способа уже взято все возможное (рис. 14).

Другим способом снижения лобового сопротивления является разработка одежды и снаряжения, придающих телу пилота обтекаемую аэродинамическую форму. Примером могут служить шлемы, которые по
форме напоминают фонарь кабины самолета. Применяемые в дельтапланеризме шлемы из других видов спорта, а также шлемы танкистов или пилотов реактивных истребителей и вертолетов могут быть безопасными, но оставляют желать много лучшего для создания меньшего лобового сопротивления (рис.
15).

Существует конструкция шлема с вмонтированными в него миниатюрными приемопередающими устройствами. Хотя дельтапланеристам выделены свои радиочастоты, но на официальных соревнованиях рация для пилотов пока запрещена, между тем нередко возникает острая необходимость в связи пилота с руководителем полета или с тренером, особенно во время тренировочных полетов. При полетах на больших высотах, когда зрительная связь невозможна, при полетах вне прямой видимости только по радиосвязи можно передать грозовое предупреждение или другую важную оперативную информацию. Так что действующий запрет радиосвязи на соревновании —дело спорное. Ведь пользуются же бегуны, лыжники подсказками своих тренеров на дистанции. Кстати, подсказкой может воспользоваться не любой спортсмен, а лишь пилот, отличающийся высоким летным мастерством.

Третий способ — это применение гладкой и плотно облегающей одежды, снижающей до минимума трение при контакте с воздухом. Такие костюмы стали обычными в скоростных видах спорта, которые снижают сопротивление воздуха примерно на 10 %. Ограничение может быть единственное: применение такой одежды не должно противоречить спортивным правилам.

Продувки показали, что основную долю аэродинамического сопротивления составляют складки свободно висящей одежды и длинные волосы. Даже грубые длинные носки могут увеличить сопротивление примерно на I % по сравнению с голыми ногами. Замена грубой и свободно висящей одежды гладкой и плотно облегающей тело может дать дополнительный выигрыш в 4 % (рис. 16).

Древние греки на Олимпийских играх бегали без одежды, что позволяло улучшить спортивные результаты. Ворсинки облегающего шерстяного костюма снижают лобовое сопротивление пилота (по сравнению с обтекаемым телом без одежды), работая так же, как структура поверхности крыла у некоторых насекомых, предотвращая преждевременный срыв потока.

Снижение лобового сопротивления пилота-дельтапланериста даже на 2 % (рис. 17) создает возможность опередить соперника па маршруте при прочих равных условиях. Разрыв возрастает с увеличением дистанции полета.

Требования безопасности полета и аэродинамика предъявляют достаточно жесткие требования к экипировке дельтапланериста. Среди нее основное — это подвесная система.

На сегодняшний день наиболее распространенное положение пилота в полете — горизонтальное, и для простых полетов оптимальной подвеской для такого положения будет подвеска типа «фартук». Она шьется из прочных материалов типа авиазента и ему подобного. Стропы, идущие к карабину, изготовляются из высокопрочных капроновых ремней или тросов. Силовые элементы должны выдерживать десятикратную массу пилота. Подвеска должна быть комфортабельной, не сдавливать ремнями ноги и другие части тела как в горизонтальном, так и в вертикальном положении. Силовые ремни нужно снабдить мягкими подкладками, предохраняющими тело от натирания.

Должна быть обеспечена невозможность выпадения пилота из подвесной системы. Известен случай, когда спортсмену, попавшему в пикирование, удалось, встав ногами на трапецию и ухватившись руками за килевую балку, вывести аппарат из пикирования. Однако при этом он выпал из подвесной системы и повис вниз головой, удерживаемый лишь коленными обхватами. Судьба вторично смилостивилась над ним: он благополучно приземлился на крутой заснеженный
склон целым и невредимым. Очевидцы, наблюдавшие это необычайное зрелище, восприняли его совершенно хладнокровно, полагая, что это экстрапилот демонстрирует свое мастерство в воздушной акробатике.

Подвесная система должна позволять пилоту быстро при необходимости отцепиться от аппарата. Уже неоднократно у нас в стране и за рубежом отмечались случаи посадки пилотов на воду, заканчивавшиеся трагическим исходом.

В ФРГ для пилотов даже проводились специальные тренировки в бассейне, где они должны были быстро отцепить карабин, находясь в воде.

Стремя, применяемое в подвеске, позволяет пилоту найти в воздухе опору и более энергично управлять аппаратом. Самое трудное — это поймать стремя после старта. При разбеге оно мотается внизу, мешая разбегаться и отвлекая внимание пилота. Были испробованы различные способы разбега со стременем. Его брали в зубы, держали при разбеге в руке, закрепляли на подвеске. Один из прижившихся методов — закрепление стремени на ноге с помощью резинового жгута.

Подвески, применяемые спортсменами для парящих полетов, стали более сложными (рис. 18), аэродинамически обтекаемыми и теперь полностью или частично закрывают тело пилота. Это так называемые подвески типа «кокон», «рыба» и т. д. Они создают сложности пилоту при старте, но это окупается в полете по-вышением аэродинамического качества и комфортности. Здесь следует обратить внимание на один момент — после отрыва от склона пилот должен перевести аппарат в нормальный режим полета, а после этого уже влезать ногами в подвеску или застегивать молнию.

При сильном ветре и наличии помощника можно стартовать, уже находясь в горизонтальном положении в подвеске. Помощник или помощники в этом случае поднимают аппа-рат вместе с пилотом за тросы и выталкивают его навстречу ветру.

Однако новые сложные подвески требуют еще конструктивного совершенствования, так как при попадании в опасные условия выбраться из них пилоту бывает достаточно сложно.

Рис. 18. Современные подвесные системы спортсмена-дельтапланериста:
а — простая и удобная в обращении подвесная система для тренировочных полетов; б — подвесная система для маршрутных полетов; в — подвесная система для спортсменов высокого класса, создающая полный комфорт и имеющая минимальное аэродинамическое сопротивление

Помимо подвесной системы и шлема в обязательную экипировку спортсмена входят перчатки и ботинки для предохранения его от возможных

травм при неудачных и аварийных посадках.

Для зашиты рук удобны вратарские перчатки. Резиновые накладки на них предотвращают проскальзывание рукоятки управления.

Обувь пилотом выбирается по сезону. Но в любом случае она должна иметь толстую рифленую подошву, смягчающую при посадке удары и способствующую энергичному, без проскальзывания, разбегу на старте.

Могут пилоту пригодиться и очки. Зимой они защищают глаза от слепящего блеска снежного покрова. А летом не редко в воздухе носятся тучи различных мошек и просто пы ли, попадание которых в глаза может серьезно отразиться на возможности пилотировать аппарат. Очки горнолыжников имеют небольшой коэффициент лобового сопротивления.

Индуктивное сопротивление крыла — это часть силы лобового сопротивления, вызванная наличием у крыла подъемной силы. Поток, отбрасываемый вниз, скашивается за крылом книзу. Так как подъемная сила крыла направлена перпендикулярно к набегающему потоку, то из-за наличия скоса потока она отклоняется несколько назад на угол Да. Вследствие этого образуется горизонтальная составляющая подъемной силы, направленная против движения, которая и равна силе индуктивного сопротивления крыла

Из этой формулы видно, что чем больше подъемная сила
крыла Y, тем больше и сила индуктивного сопротивления. Но от величины подъемной силы зависит и угол Да, он прямо пропорционален силе Y. Если это учесть, то станет ясно, что сила индуктивного сопротивления прямо пропорциональна квадрату подъемной силы. Сила индуктивного сопротивления крыла зависит еще от его удлинения. Если взять два крыла одинаковой площади, но с разным удлинением, то при равной подъемной силе у более узкого крыла (то есть с большим удлинением) поток воздуха скашивается на меньший угол. Подъемная сила пропорциональна массе воздуха, отбрасываемого крылом вниз в одну секунду, и скорости отбрасывания. Крыло с большим размахом охватывает более широкий поток и отбрасывает в секунду больше воздуха. Поэтому при одной и той же подъемной силе у него должна быть меньше скорость отбрасывания, а значит, на меньший угол отклонится назад и подъемная сил а крыла. Меньше будет, следовательно, и индуктивное сопротивление. Таким образом, чтобы уменьшить индуктивное сопротивление, следует увеличивать удлинение крыла.

Зависимость коэффициента лобового сопротивления крыла от угла атаки. На малых углах атаки основной частью сопротивления крыла является профильное сопротивление. По мере увеличения угла атаки доля профильного сопротивления в общем сопротивлении крыла уменьшается, а доля индуктивного возрастает и на больших углах атаки составляет основную часть сопротивления.

Сопротивление интерференции. Сопротивление всего летательного аппарата не равно сумме сопротивлений его отдельных частей. Это объясняется аэродинамической интерференцией, то есть взаимовлиянием потоков, обтекающих части летательного аппарата, расположенные близко друг от друга. На дельтапланах это явление особенно проявляется в зоне подвески пилота. Одной из причин возникновения сопротивления интерференции является разность скоростей струек, обтекающих смежные части из-за разной кривизны поверхности этих частей. В результате происходит резкое утолщение
струй и ранний отрыв пограничного слоя.

Некоторые особенности обтекания дельтаплана. Обтекание шара и аэродинамического профиля при различных числах Рейнольдса таково, что наблюдается парадокс Эйфеля: с увеличением скорости потока лобовое сопротивление Сх падает. Но если поставить турбулиза-тор в виде кольца, то поток турбулизируется, а сопротивление падает.

Непонимание этой двойственной роли турбулентности в установлении численного значения лобового сопротивления в разных ситуациях является причиной частых недоразумений. Если собственно крыло дельтаплана «летает» на числах Рейнольдса дозвуковой аэродинамики (закритическое обтекание), то поперечная балка, мачта, рукоятка, тросы и т. д. «летают» на малых числах Рейнольдса (докритическое обтекание), и здесь при конструировании аппарата можно существенно снизить его лобовое сопротивление, введя искусственную турбулизацию, которой достаточно широко пользуются в авиа- и ракетном моделизме, где переход ламинарного потока в турбулентный происходит уже при числе Рейнольдса, равном 10 000, соответствующем полету больших бабочек. А хорда крыла такой бабочки Ь = = 40 мм, то есть близка диаметру поперечной балки дельтаплана. Поперечную балку, которая создает лобовое сопротивление, достигающее 25 % от всего крыла (без пилота), де-лать гладкой нецелесообразно. Шероховатость — это тоже разновидность турбулизаторов. Но лучше сделать турбулизатор в виде продольных нитей (нить №4), которые турбулизирова-ли бы поток. При этом турбу-лизируюших нитей должно быть несколько с расчетом на все рабочие углы атаки (рис. 19). От числа Рейнольдса зависит и коэффициент подъемной силы (рис. 20).

Рис. 19. Особенности обтекания частей дельтаплана на малых числах Рейнольдса:
а — обтекание шара; б — обтекание профиля крыла (использование турбулизатора на малых числах Рейнольдса); в — одно из возможных решений для получения турбулентного обтекания на мачте или поперечной балке

Рис. 21. Аэрогидродинамические профили в природе. Удобообтекаемые тела:
а — ламинизированный профиль, вид сбоку тунца обыкновенного (экстраполяция); б — несимметричный 15%-ный профиль серии В ЦАГИ (вид сбоку китообразного дельфина) и симметричный 15 %-ный профиль NACA серии 55 (вид сверху)

Геометрия крыла. Под крылом понимается часть летатель-ного аппарата, предназначенная для создания аэродинамической подъемной силы.

Мы знаем, что любое тело, в том числе и крыло дельтаплана, можно представить в трех проекциях. Поэтому геометрию крыла определяют формой профиля (видом сбоку), видом крыла спереди и сверху (в плане).

Профиль крыла и коэффициент Су. Сечение крыла плоскостью, параллельной плоскости симметрии, и будет называться профилем. У дельтапланов профили представляют собой изогнутую пластину. Форма профиля характеризуется хордой Ь. Хорда — это отрезок, соединяющий концевые точки профиля. Для профиля — изогнутой пластины — главным является относительная кривизна (вогнутость), которая обозначается буквой f.

От формы профиля зависят его аэродинамические характеристики. Поэтому разные по форме профили имеют разные области применения. Симметричные профили применяются главным образом для органов оперения. Выпукло-вогнутые
профили имеют большую несущую способность. Это теоретический профиль Н. Е. Жуковского, первых самолетов, некоторых современных дельтапланов и воздушных винтов. Несущая поверхность с таким профилем создает достаточную подъемную силу (или тягу) при малых скоростях полета. Двояковыпуклый профиль обеспечивает не только достаточную несущую способность, но и большую прочность и жесткость крыла. Плосковыпуклый профиль сохраняет преимущества двух последних, но, кроме того, очень прост при изготовлении. 5-образные профили — самоус-тойчивые. Применяются на аппаратах схемы «летающее крыло». К этой схеме относится и дельтаплан. Ламинаризирован-ные профили имеют большое значение абсциссы Хс, за счет чего удлиняется ламинарная часть пограничного слоя. Име-ют большое значение Су, но в относительно узком (расчетном) пределе углов атаки. Профили обратной кривизны испытывались в 30—40-е годы.

Теперь для создания аппаратов с солнечными элементами на крыльях вернулись к выпукло-плоским профилям. Они имеют преимущества плосковыпуклых профилей и недостатки (узкий диапазон углов а с большим Су) ламинаризированного профиля. Профили дельтаплана являются изогнутой пластинкой с утолщением в носовой части, но мембранное крыло должно иметь меньшее лобовое сопротивление, чем изогнутая пластинка, при равной шероховатости поверхности, согласно «парадоксу Грея».

Современные исследования утверждают, что все виды профилей имеют своих биологиче-ских прототипов. Возможно, что если бы бионика, как наука, появилась раньше, то развитие профилей могло бы идти по пути меньших затрат (рис. 21).

У профиля дельтаплана — изогнутой пластинки — средняя линия совпадает с теоретическим контуром самого профиля. Чем меньше относительная кривизна, тем меньше сопротивление крыла. Крыло с малой относительной кривизной делают на дельтапланах, предназначенных для полетов на дальность, для прохождения заданного маршрута, там, где лобовое сопротивление играет основную роль. Но при таком профиле хуже несущие свойства.

Рис. 22. Изменение положения центра давления в зависимости от угла атаки для различных профилей

Рис. 23. Предотвращение срыва потока:
а — разрезное крыло из концевых перьев у птиц (мохноногий канюк); б — параболическая форма крыла в плане (у стрижей); в — разрезное крыло дельтаплана В. Пышкина; г— разрезное мембранное крыло «Игл»

Крылья с большой относительной кривизной обладают большим лобовым сопротивлением, но и большими несущи-ми способностями. Они хорошо себя показали во время полетов в слабых восходящих потоках.

На корневой аэродинамической хорде (проходящей в плоскости килевой балки) есть точка, в которой условно приложена полная аэродинамическая сила. Эта точка называется центром давления летательного аппарата, место положения которой зависит от формы профиля. Но эта точка может менять свое положение в зависимости от угла атаки. Максимальная подъемная сила крыла будет тем больше, чем при больших углах атаки будет сохраняться плавное (безотрывное) ламинарное обтекание. А это зависит от выбранного профиля крыла (рис. 22).

Аэродинамические характеристики крыла дельтаплана
будут ухудшаться при отрыве пограничного слоя. Начало отрыва зависит от формы профиля крыла, углов атаки и чистоты поверхности. Отрыв пограничного слоя (а с ним и резкое увеличение лобового сопротивления) можно предотвратить искусственными мерами: вдувать в пограничный слой струю воздуха с повышенной скоростью, сообщая ему тем самым дополнительную кинетическую энергию.

На крыле дельтаплана этот принцип может быть реализован созданием щелей. Такое крыло называется щелевым или разрезным. По своему аэродинамическому принципу оно работает как концы крыльев птиц-парителей: каждое впереди стоящее перо для последующего, по самолетной или планерной терминологии, является пред-крылком, а по терминологии яхтсменов — стакселем (рис. 23).

Один из способов предотвращения отрыва пограничного слоя заключается в применении такой формы профиля крыла, при которой точка минимума давления смещена к его хвостовой части (ламинаризи-рованные профили). Носовая часть ламинаризированного профиля сильно вытянута, а хвостовая укорочена.

Крыло с ламинарным профилем должно быть выполнено с очень гладкой, тщательно отделанной верхней поверхностью. Поверхность крыла, выполненная с шероховатостями или неровностями, сводит ламинарные преимущества крыла к нулю.

Кроме сложности изготовления крылья ламинарного профиля имеют чисто аэродинамические недостатки. Ламинари-зация пограничного слоя, соз-даваемая ускорением частиц в носовой части, происходит лишь в ограниченном диапазоне углов атаки. Поэтому малое профильное сопротивление у них получается, пока Су не превышает 0,4—0,6. При дальнейшем увеличении Су возникает срыв потока с носика крыла, и профильное сопротивление резко возрастает. Ламинарный профиль использован во французском дельтаплане «Атлас», передняя кромка которого покрыта гладким обтекателем. Высокое качество аппарат имеет лишь в узком диапазоне скоростей, за пределами которого оно падает почти в 3 раза.

Крыло в плане и его обтекание. Обычно летательные аппараты мы узнаем в полете по форме крыла в плане. Форма крыла в плане имеет характерные размеры: размах крыла L, корневую хорду bкори, концевую хорду bK0HU, площадь S и стреловидность Х°. Стреловидностью крыла называется угол, образуемый при виде крыла сверху передней кромкой крыла и перпендикуляром к плоскости симметрии. В дельтапланеризме иногда стреловидность меряют углом при вершине стреловидного крыла (материальным, конструктивным углом крыла), который обозначается у. Поэтому угол при вершине стреловидного крыла у равен 180°—2х и называть его углом стреловидности нельзя.

На проекцию крыла в плане (или ее чертеж) можно нанести кроме линии фокусов еще среднюю аэродинамическую хорду bcах, которая равна хорде крыла
того же размаха, но прямоугольной формы в плане. Крыло характеризуется также безразмерными величинами: относительным удлинением к, которое для прямоугольного крыла λ.

Формы крыльев в плане могут быть самыми разнообразными — от прямоугольного до дискового. Крылья дельтапланов на виде в плане, как правило, имеют стреловидность.

Обтекание стреловидного крыла отличается от обтекания прямого. Это происходит потому, что скорость набегающего потока раскладывается на нормальную к передней кромке крыла и касательную (вдоль передней кромки). При этом стреловидное крыло условно обтекается двумя потоками. На величину подъемной силы и сопротивление давления оказывает влияние только поток, нормальный к передней кромке, обтекающий крыло по профилю. Поток, касательный к передней кромке, на распределение давления не влияет. Подъемная сила и сопротивление давления у такого крыла меньше, чем у прямого, так как меньше величина нормальной составляющей скорости набегающего потока. А полная сила лобового сопротивления у стреловидного крыла примерно такая же, как у прямого, так как

уменьшение сопротивления давления стреловидного крыла компенсируется увеличением сопротивления трения от составляющей скорости вдоль передней кромки. Поэтому дельтапланеристы стремятся делать крылья с наименьшим углом стреловидности.

Обтекание стреловидного крыла получается пространственным. Поэтому возникает перепад давления по размаху крыла. А это приводит к преждевременному отрыву пограничного слоя и падению подъемной силы. Следовательно, у стреловидного крыла меньше несущее свойство и, в частности, меньше значение Суmтах, чем у прямого. Преждевременный срыв потока на концах стреловидного крыла вызывает не только снижение Суmах, но и нарушает устойчивость и управляемость аппарата.

Крылья обратной стреловидности имеют более равномерное распределение подъемной

силы по размаху крыла (рис.

24), что дает большие значения максимальной подъемной силы, но при этом создается более высокое индуктивное сопротивление по сравнению с эллиптическим крылом, у которого индуктивное сопротивление является наименьшим среди других форм крыльев.

Однако крылья парящих птиц часто имеют обратную стреловидность. Планеры с обратной стреловидностью профессора В. Н. Беляева показали очень хорошую устойчивость и управляемость, а поперечная управляемость была безукоризненная. После этого были сделаны выводы, что обратная стреловидность оказывает благоприятное влияние на оптимальную скороподъемность и маневренность. Среди дельтапланов схема крыла с обратной стреловидностью не получила широкого распространения.

Рис. 24. Сравнительное распределение подъемной силы по размаху крыла для крыльев с различным углом стреловидности х

Рис. 25 Вид крыла спереди:
а- положительное и отрицательное V крыла; б —концевые шайбы на концах крыла; о аэродинамические схемы концевых шайб; г- дельтаплан с аэродинамическими шайбами; д ласты; е - дельтаплан с аэродинамическими шайбами

Вид крыла спереди и поперечное V. Если дельтаплан летит на вас (вид крыла спереди), то хорошо виден излом, который называют поперечным V крыла. Угол поперечного V образуется линией фокусов и перпендикуляром к плоскости симметрии (рис. 25). Поперечное

V называется прямым или положительным, если вершина угла, образованного левой и правой половинами крыла, находится внизу, и обратным или отрицательным, если вершина угла находится наверху. Для дельтаплана, как для любого другого летающего крыла, положительное поперечное V не создает боковую устойчивость, ухудшает поперечное управле-ние и создает колебания по крену. Оно ухудшает маневренность при полете с разворотом. Это происходит с дельтапланом, у которого положитель-ная стреловидность в плане. А она, в свою очередь, увеличивает реакцию крыла на момент вокруг оси х, создавая момент крена (Мх), где β —угол крена. Дельтаплан с отрицательной стреловидностью в плане, наоборот, потребует положительного V. Положительное поперечное V крыла создает боковую устойчивость, положительно влияет на летательный аппарат со стабилизатором и килем.

Положительное поперечное V и положительная стреловидность в плане, с точки зрения аэродинамики, аналогичны, поскольку создают момент крена при боковом скольжении. Но влияние положительного V на момент крена фактически одинаково при любых углах атаки, вплоть до критического. Положительная стреловидность крыла влияет на момент крена Мх прямо пропорционально подъемной силе и растет с увеличением угла атаки а.

Разумеется, желательно иметь большую устойчивость, которая особенно необходима при посадке, а также при крене во время взлета или во время полета на углах атаки, близких к критическому. Отсюда положительная стреловидность в плане оказывается более предпочтительной. Кроме того, в случае положительного V возникает поперечная сила, которая противодействует боковому скольжению. А это, в свою очередь, воздействует на момент вокруг оси у (где у — угол рыскания) Му, который называют устойчивостью рыскания. Для компенсации этого момента необходима вертикальная площадь — киль. Положительная стреловидность в плане не только более эффективна в отношении влияния на летные данные, но и не так ухудшает характеристики боковой устойчивости.

Влияние положительной стреловидности в плане порядка 2—3° соответствует влиянию положительного поперечного V крыла около 1°. Эквивалентность в большой степени зависит от формы профиля, особенно от его кривизны. На современных дельтапланах положительное V не более 2°, у большинства — близко к 0, но есть аппараты и с отрицательным V. Угол V крыла может быть непостоянным по размаху. Концам крыла можно придать отрицательное V — сделать «ласты». Но конструктивно может оказаться более просто выполнить не «ласты», а так называемые концевые «шайбы».

Концевые шайбы на концах крыльев. Вертикальные поверхности на концах крыла были предложены в 1897 году Ф. Лан-честером, чтобы уменьшить потери, вызываемые концевыми вихрями. В результате опытов установлено, что шайбы на концах крыльев, имеющие достаточно большие размеры, действительно могут уменьшить индуктивное сопротивление крыла. Ощутимый эффект дают лишь достаточно большие шайбы. Но сопротивление трения таких больших шайб будет с избытком возмещать уменьшение индуктивного сопротивления. Кроме того, концевые шайбы могут исказить поток у конца крыла и вызвать из-за образующегося диффузора преждевременный срыв потока: взаимное влияние интерференции крыла и шайб.

Исследования П. П. Красиль-никова показали, что, наклоняя шайбу на 10° (то есть делая угол между ними и нижней поверхностью крыла 80°, а не 90°), можно увеличить как аэродинамическое качество, так и подъемную силу, а шайбы, установленные только на верхней поверхности крыла (кили), вызывают преждевременный срыв потока.

Плоскости концевых шайб могут быть непараллельны плоскости симметрии крыла, но их аэродинамические силы должны взаимно компенсироваться в прямолинейном полете. Необязательно, чтобы шайбы имели симметричный профиль или пластины. Скошенные шайбы могут улучшить характеристики боковой устойчивости как дельтаплана с прямой стреловидностью, так и с обратной. Если вогнутость шайб направлена наружу так, что аэродинамические силы направлены друг к другу, то они будут стремиться развернуть аппарат в направлении набегающего потока, улучшают демпфирование рыскания и увеличивают флюгерную устойчивость, но центр давления шайб должен находиться за центром массы аппарата. Более эффективны повернутые внутрь концевые шайбы на дельтапланах с обратной стреловидностью. Шайбы, поставленные на крыле с развалом, работают, по существу, так же, как положительная V-образность крыла.

На виде спереди у крыла дельтаплана хорошо видно наполнение купола n0. Величина наполнения купола, к сожалению, большинством дельтапла-неристов измеряется технологической величиной

Относительное наполнение купола оказывает большое влияние на величину аэродинамического качества.

Схемы гибких (мембранных) крыльев. На сегодняшний день имеется несколько схем. Это крылья одно-, двух- и трехкупольные с коническими куполами, двухкупольные с цилиндрическими куполами и круглое одно- и двухкупольное крыло с куполами, образуемыми кривой второго и третьего порядка.

Аэродинамика двухкупольного конического мембранного крыла была первоначально исследована для спасения и посадки космического аппарата «Джемини». Особенностью этих крыльев были надувные балки — центральная продольная, поперечная и боковые (рис. 26) достаточно большого диаметра, чтобы обеспечить заданную жесткость конструкции.

Рис. 26. Гибкие (мембранные) крылья:

В диапазоне летных углов атаки (а=20---40°) зависимость Cy=f(а) для двухконусных крыльев практически линейная. Толщина боковых балок влияет лишь на величину наклона Cy=f(а) (с ростом d наклон Су уменьшается) и не влияет на ао, но К при этом падает. Эластичность купола приводит тоже к увеличению наклона этой кривой. Испытания двухконусного крыла в аэродинамических трубах показали, что при симметричном обтекании на верхней поверхности крыла образуется интенсивная зона разрежения, которая возрастает с увеличением угла атаки. Пик разрежения располагается вблизи носовой точки при а, близком к 45°.

При больших углах атаки на верхней поверхности поток сходится от боковых кромок и килевой балки к вершинной линии купола, а затем свертывается, образуя отрывно-вихревое течение. Отрывные зоны представляют собой не что иное, как свернутые в вихревой жгут свободные вихри, образующиеся в пограничном слое крыла и отходящие от его поверхности. А это значит, что при летных (эксплуатационных) углах атаки возникающие свободные вихри на большей части местной хорды крыла прилегают к его поверхности, а на больших углах атаки они вызыва-ют срыв потока и ограничивают летные углы сверху.

Современные дельтапланы ушли достаточно далеко от первоначальной схемы двухконусного мембранного крыла. Их конструкция, а следовательно, и аэродинамика стали приближаться к возможностям летучих мышей. Планирующий полет одного из видов африканских крыланов был исследован в режиме обращенного движения. После полугодовой тренировки самец этого вида был приучен к недолгим (от 5 с до 1 мин) полетам в сопле аэродинамической трубы открытого типа при различных скоростях потока и различных наклонах оси трубы к горизонту. Периоды планирующего полета регистрировались стереосъемкой. Поляра этого крылана оказалась близкой лучшим современным дельтапланам. Но и для лучших дельтапланов сохраняются в принципе те же явления, что и для двухконусного крыла, только сдвинуты границы верхнего и нижнего углов атаки.

Крыло современного дельтаплана не появилось на пустом месте. Схемы крыльев птеродактиля, летучей мыши, летающей машины Леонардо да Винчи, балансирного планера Отто Лилиенталя и современного дельтаплана, положенные рядом, составляют удивительную галерею единства природы и творения рук человека (рис. 27).

Рис. 28. Сравнительные аэродинамические характеристики крыльев малого удлинения различной формы в плане (по М. В. Суханову)

Мембранное крыло с цилиндрическими куполами имеет несколько лучшие аэродинамические характеристики, чем с коническими. Но на них отсутствует естественная крутка крыла, поэтому цилиндрические крылья имеют худшие характеристики по устойчивости. При создании крутки крыло перестает быть чисто цилиндрическим и его преимущества по Су и Кmах пропадают, то есть оно начинает напоминать коническое крыло.

К семейству мембранных крыльев принадлежит и круглое крыло, состоящее из жесткого тороидального кольца и купола, закрывающего 3/4 поверхности внутри тора. Работы М. В. Суханова показали, что круглое крыло имеет ряд преимуществ по сравнению с кры-льями малого удлинения другой формы в плане. Базируясь на этих работах, можно предположить, что круглое крыло в плане может представлять определенный интерес для дельтапланеризма, но это вопрос будущего (рис. 28).

Полетом крыла управляли по радио двумя способами — смещая центр масс относительно центра давления или закрылком. По сравнению с другими мембранными крыльями круглое крыло показало лучшие летные качества.

Поляра крыла. Зависимости аэродинамических коэффициентов от угла атаки Cy = f(a) и Cx=f(a) являются одними из
основных характеристик крыла. Но большое практическое значение имеет зависимость Су = f(Cx), которая называется полярой крыла. Если по осям абсцисс и ординат для каждого угла атаки откладывают соответствующие значения коэффициентов Сх и Су, то полученные точки, соединенные плавной кривой, и будут полярой крыла.

Если построить кривую зависимости Сх и Су, причем значения этих коэффициентов будут выражены в одинаковом масштабе, а из начала координат провести векторы к этой кривой, то они будут соответствовать коэффициентам полной аэродинамической силы CR при различных углах атаки, то есть график будет построен в полярных координатах (отсюда название «поляра»).

Так как величина Сх меньше величины Су, то при построении поляры берут различные масштабы для Сх и Су. В этом случае кривую уже нельзя рассматривать в полярных координатах, так как угол 0 будет отличаться от истинного угла между векторами Су и СR.

На поляре отмечают углы атаки, при которых измерялись значения Сх и Су. Часто поляру крыла строят и рассматривают совместно с кривой Cy=f(a). В этом случае отпадает надобность в отметке углов атаки на поляре. Для крыльев одного и того же удлинения поляра может быть разной в зависимости от формы профиля крыла, которая влияет на образование и развитие местных срывов потока, вызывающих отклонение
поляры от теоретической кривой.

При известной поляре можно найти характерные углы атаки, по которым можно выбрать режим полета в зависимости от поставленной задачи (рис. 29).

Значение угла атаки нулевой подъемной силы a0 находят в точке пересечения поляры с осью Сх. Но для дельтаплана этот режим соответствует отвесному пикированию, так как, еще начиная с угла атаки, где на поляре изображена петля, крыло вошло во флаттер.

Значение угла атаки минимального лобового сопротивления aCxmin определяют как точку пересечения поляры с касательной к ней, проведенной параллельно оси Су. Этот режим полета соответствует минимальной скорости планирования, но этот режим близок к флат-терному и пользоваться им надо очень осторожно. Наивыгоднейший угол атаки анв соответствует минимальному углу планирования θ

min и максимальному аэродинамическому качеству крыла Кmах. На поляре точку, соответствующую его значению, можно найти, проведя касательную к кривой графика из начала координат. Эта точка соответствует режиму полета максимальной дальности планирования и самой пологой траектории полета. Но если вы хотите лететь на планере максимальное время, то нужно выбрать точку, которая будет соответствовать режиму с наименьшей скоростью снижения Vуmin. Тогда время полета будет максимальным с той высоты

Это режим полета «пара-шютирования», который используется на посадке. За критическим углом атаки начинается срыв потока и «сваливание» крыла. Углом атаки, близким к критическому акр, иногда пользуются на взлете. Кроме того, из формулы скорости планирования следует, что эта скорость зависит от удельной на-грузки на крыло р(рис. 30).

Парение дельтаплана — это его способность увеличивать

время полета за счет различных видов движения воздуха. Для парения могут быть использованы вертикальные потоки различного происхождения или разность кинетической энергии отдельных движущихся масс воздуха. Такое парение называется динамическим.

В принципе возможны три вида динамического парения: в ветре с вертикальными пульсациями, в порывистом ветре и в ветре с переменной скоростью по высоте. Парение в восходящих потоках наиболее изучено и широко используется. Динамическое парение изучено очень мало, но его используют птицы. Парение в потоках с градиентом скорости по вертикали характерно для некоторых океанических птиц (альбатросов). Оно значительно отличается по своей механике от парения сухопутных птиц-парителей, которые в основном используют термические восходящие потоки. Птицы — это прекрасная подсказка для дельтапланериста при отыскании термических потоков.

Посадочные характеристики дельтаплана могут меняться в зависимости от атмосферных условий, местности, где проводится посадка, и манеры посадки дельтапланериста. Посадка — это самый ответственный этап полета. Статистика говорит о том, что до 80 % аварий и летных происшествий приходится на посадку.

Подготовка к посадке и заход на посадку мало чем отличаются от планирующего полета, кроме одного: все внимание

на землю!
На дельтадромах посадка, как правило, отработана, но если посадки происходят в незнакомой местности, необходимо уметь определить дальность и высоту на глаз.

Если посадочная площадка мала, то лучше с двух метров перейти на большие углы атаки и сесть по-парашютному. Так иногда садятся голуби и другие птицы.

Дым из труб, от костра, пыль, волны на траве и воде, листва деревьев помогут определить направление ветра. Если есть хоть малейшая возможность сесть против ветра, используйте ее и не садитесь с боковым ветром. Если посадка возможна только с боковым ветром, то это делают со скольжением: накреняют дельтаплан в сторону, откуда дует ветер. Экранный эффект поможет выровнять дельтаплан.

Эффект земли (экранный эффект). Дельтапланерист идет на посадку. Траектория планирования, образующая с поверхностью земли угол 0, переходит сначала в криволинейную, а затем крыло скользит параллельно поверхности земли. Что произошло? Почему дельтаплан как бы увеличил аэродинамическое качество?

Давно замечено, что около-экранный полет повышает аэродинамическое качество, и этот эффект довольно широко используют птицы и летучие рыбы. У летучей рыбы при выскакивании из воды расправляются грудные плавники, образуя большие несущие поверхности. Достигнув скорости движения около 15—20 м/с (54—72 км/ч).

рыба распускает и брюшные плавники и переходит в полет над самой поверхностью воды, следуя за изгибами волн (рис. 31).

Кулики, чайки, гагары, поганки, утки, бакланы, лебеди и другие птицы также используют экранный эффект для своего полета. На некоторых отрезках полета они нередко летят на неподвижных крыльях, подобно летучим рыбам.

При полете птиц над водным экраном в штиль высота полета бывает минимальной, и концы крыльев (маховые перья) во

время редких взмахов не достигают поверхности воды всего на несколько миллиметров. Эффект влияния экрана зависит от относительной высоты полета и с уменьшением ее значительно возрастает. Скорость полета птиц вблизи экрана увеличивается, так как растет подъемная сила и падает лобовое сопротивление. В то же время полег птицы вблизи экрана связан с трудностями, так как снижаются возможности маневрирования. Поэтому большинство птиц летят над экраном только прямолинейно.

Рис. 31. Полет на экранном эффекте:

Птицы, если встречают препятствие, отрываются от экрана, поднимаются на несколько метров вверх и, лишь обогнув его, снова снижаются к поверхности. У дельтапланериста таких возможностей нет. Причину отсутствия горизонтального маневра у птиц вблизи экрана надо видеть в том, что на этом режиме полета сложно и опасно создавать необходимый крен для парирования скольжения, когда крыло становится экра-нопланом. Дельтапланерист об этом тоже должен знать.

Особенности околоэкранной аэродинамики крыла. Обычно расположение крыла над экраном измеряется относительной высотой

H=h/b

где h — высота задней кромки крыла над экраном.

Установлено, что заметное влияние экрана на аэродинамические характеристики крыла проявляется при h< 1, то есть при движении на высоте, которая меньше хорды крыла. При этом меняется картина обтекания крыла. В процессе «проталкивания» воздуха между крылом и поверхностью происходит интенсивное подтормажива-ние его и, как следствие, увеличение давления на нижней поверхности крыла. При очень малых расстояниях до экрана (h = (0,1-4-0,2)Ь давление заметно повышается и теоретически при полном затормаживании потока может достигнуть значения ско-ростного напора .

Экран уменьшает угол скоса потока за крылом, и благодаря

этому снижается индуктивное сопротивление крыла. Но в случае отрицательного угла атаки (а крыло будет притягиваться к экрану) образуется диффузор между крылом и экраном — так называемый эффект «трубки Вентури», и дельтаплан может «клюнуть» носом.

Под влиянием экранного эффекта коэффициент подъемной силы может возрастать до 50 %. Некоторое влияние на Су крыла при этом оказывает относительная вогнутость профиля.

Коэффициент лобового сопротивления падает в несколько раз, а отсюда становится понятно, что растет аэродинамическое качество крыла . И поэтому над экра-ном можно долго лететь на углах атаки, соответствующих минимальному лобовому сопротивлению.

При приближении к экрану меняется распределение давления на поверхности крыла. Центр давления перемещается в сторону задней кромки крыла. Увеличивается пикирующий момент, на ручке управления ощущается большее усилие. При случайном крене дельтапланерист ощущает, как возрастает подъемная сила на опускающемся полукрыле и появляется восстанавливающий момент, возвращающий крыло в первоначальное положение.

Эффект Земли целесообразно использовать и помнить о его физической сути, особенно в случае аварийных посадок, а также на неподготовленную и незнакомую местность.

Правильный вираж — это

криволинейный полет в гори-зонтальной плоскости, без скольжения, то есть установившийся полет по скорости и углу крена. Но так как полет дельтаплана происходит с потерей высоты, то правильный вираж превращается в пологую спираль. Без потери высоты правильный вираж (движение по окружности или с набором высоты) может быть выполнен только в восходящем потоке, который создаст дополнительную подъемную силу на крыле.

При криволинейном полете в горизонтальной плоскости на дельтаплан действует пространственная система сил (рис. 32, а).

Сила лобового сопротивления уравновешивается горизонтальной составляющей силы веса. Подъемная сила лежит в плоскости симметрии аппарата, отклоненного от вертикали на угол крена.

Вертикальная составляющая подъемной силы уравновешивает силу веса аппарата, а горизонтальная составляющая остается неуравновешенной.

Радиус виража. Всякая неуравновешенная сила создает ускорение. Горизонтальная составляющая подъемной силы, действуя по нормали к траектории полета, создает нормальное ускорение.

Радиус виража тем меньше, чем меньше скорость полета и больше угол крена — эта важная характеристика маневренности аппарата.

Следовательно, чем меньше нагрузка на крыло, тем легче создать и меньший радиус виража.

Полет со скольжением требует создания крена. При этом дельтаплан будет двигаться по такой траектории, которая напоминает прямолинейный полет с боковым ветром, только крен в обратную сторону.

Криволинейный полет в вертикальной плоскости (горка) осуществляется перемещением центра массы относительно центра давления. Для этого пилот отклоняет ручку (рулевую трапецию) от себя, а затем берет на себя. При взятии ручки на себя уменьшается угол атаки, падает подъемная сила, увеличивается скорость планирования. Набор скорости позволяет, отдав ручку от себя, увеличить угол атаки (а следовательно, и подъемную силу) и осуществить криволинейный полет в вертикальной плоскости (рис. 32, б).

содержание .. 2 3 4 5 ..