УЧИСЬ ЛЕТАТЬ НА ДЕЛЬТАПЛАНЕ (В.А. Жеглов, 1980 год) - часть 2

9 

крыла

, 

зависящий

 

от

 

угла

 

атаки

, 

формы

 

профиля

, 

формы

 

крыла

 

в

 

плане

, 

состояния

 

(

шероховатости

) 

поверхности

 

крыла

 

и

 

др

 , 

S

 — 

площадь

 

крыла

, 

ρ

 — 

плотность

 

возду

-

ха

, 

V —

 

скорость

 

набегающего

 

потока

 

воздуха

. 

Полную

 

аэродинамическую

 

силу

 

R

 

удобно

 

разложить

 

на

 

два

 

направления

: 

вдоль

 

потока

 

и

 

перпендикулярно

 

ему

 (

см

. 

рис

. 17, 

б

). 

Составляющую

 

полной

 

аэродинамической

 

силы

 

R

 

направленную

 

вдоль

 

потока

 

воздуха

 

в

 

сторону

, 

противоположную

 

направлению

 

движения

 

крыла

, 

обозначают

 

через

 

Q

 

и

 

называют

 

си

-

лой

 

лобового

 

сопротивления

. 

Составляющую

 

полной

 

аэродинамической

 

силы

, 

направленную

 

перпендикулярно

 

к

 

набе

-

гающему

 

поток

 

воздуха

, 

обозначают

 

через

 

Y

 

и

 

называют

 

подъемной

 

силой

. 

Рассмотрим

 

более

 

подробно

 

эти

 

составляющие

 

полной

 

аэродинамической

 

силы

. 

Подъемная

 

сила

 

крыла

.

 

Причиной

 

возникновения

 

подъемной

 

силы

 

является

 

разность

 

давлений

 

воздуха

 

на

 

верхней

 

и

 

нижней

 

поверхности

 

крыла

. 

При

 

симметричном

 

профиле

 

крыло

 

на

 

нулевом

 

угле

 

атаки

 

не

 

создает

 

подъемной

 

силы

 

вследствие

 

симметричности

 

обтекания

 

свер

-

ху

 

и

 

снизу

 

крыла

  (

см

. 

рис

. 17, 

а

). 

У

 

несимметричного

  (

выпуклого

) 

профиля

 

подъемная

 

сила

 

может

 

быть

 

равной

 

нулю

 

только

 

при

 

некотором

 

отрицательном

 

угле

 

атаки

 

α

. 

Формула

 

подъемной

 

силы

 

крыла

 

по

 

структуре

 

аналогична

 

формуле

 

полной

 

аэродинамиче

-

ской

 

силы

 

R

:

 

где

 

Су

—

коэффициент

 

подъемной

 

силы

. 

учитывающий

 

форму

 

профиля

, 

угол

 

атаки

 

крыла

 

и

 

определяемый

 

опытным

 

путем

 

в

 

аэродинамической

 

трубе

 

или

 

расчетным

 

методом

. 

Зависимость

 

коэффициента

 

подъемной

 

силы

 

от

 

угла

 

атаки

. 

Опыт

 

показывает

, 

что

 

при

 

уве

-

личении

 

угла

 

атаки

 

крыла

 

коэффициент

 

подъемной

 

силы

 

Су

 

сначала

 

возрастает

, 

а

 

затем

, 

при

 

достижении

 

какого

-

то

 

максимального

 

значения

, 

с

 

дальнейшим

 

увеличением

 

угла

 

атаки

 

начина

-

ет

 

уменьшаться

 (

рис

. 18). 

Рис

 18. 

Зависимость

 

Су

 

от

 

α

 

Угол

 

атаки

 

α

кр

, 

при

 

котором

 

коэффициент

 

подъемной

 

силы

 

достигает

 

максимального

 

зна

-

чения

, 

называют

 

критическим

 

углом

 

атаки

. 

На

 

закритических

 

углах

 

атаки

, 

т

. 

е

. 

при

 

α

 >

 

α

кр

 , 

ко

-

эффициент

 

Су

 

уменьшается

 

вследствие

 

срыва

 

потока

 

с

 

верхней

 

поверхности

 

крыла

. 

При

 

увеличении

 

относительной

 

кривизны

 

f

 

профиля

 

его

 

обтекание

 

улучшается

, 

срыв

 

пото

-

ка

 

происходит

 

на

 

больших

 

углах

 

атаки

 

крыла

, 

коэффициенты

 

Су

 

и

 

Су

max

 

увеличиваются

. 

Сила

 

лобового

 

сопротивления

 

крыла

.

 

Сила

 

лобового

 

сопротивления

 

крыла

 Q 

независимо

 

от

 

величины

 

угла

 

атаки

 

всегда

 

направлена

 

против

 

движения

 

крыла

. 

Лобовое

 

сопротивление

 

10 

крыла

 

является

 

суммой

 

сил

 

сопротивления

, 

вызываемых

 

различными

 

причинами

. 

Позна

-

комимся

 

с

 

этими

 

силами

. 

Профильное

 

сопротивление

 

крыла

.

 

Рассмотрим

 

крыло

 

бесконечного

 

размаха

, 

когда

 

влияние

 

концов

 

крыла

 

исключено

. 

В

 

этом

 

случае

 

аэродинамические

 

характеристики

 

крыла

 

яв

-

ляются

 

характеристиками

 

его

 

профиля

. 

Сопротивление

 

крыла

 

бесконечного

 

размаха

 

называется

 

профильным

 

сопротивлением

 

и

 

обозначается

 

Qp

. 

Профильное

 

сопротивление

, 

вызываемое

 

разностью

 

давлений

 

перед

 

крылом

 

и

 

за

 

ним

, 

трением

 

воздуха

 

о

 

его

 

поверхность

 

в

 

пограничном

 

слое

, 

зависит

 

только

 

от

 

формы

 

про

-

филя

 

и

 

состояния

 (

шероховатости

) 

поверхности

 

крыла

 (

рис

. 19). 

где

: 

Cxp —

 

коэффициент

 

профильного

 

сопротивления

. 

В

 

диапазоне

 

летных

 

углов

 

Cxp

 

≈

 

const. 

Рис

. 19. 

К

 

возникновению

 

профильного

 

сопротивления

 

Индуктивное

 

сопротивление

 

крыла

.

 

При

 

переходе

 

от

 

крыла

 

бесконечного

 

размаха

 

к

 

кры

-

лу

 

конечного

 

удлинения

 

появляется

 

новый

 

вид

 

сопротивления

, 

величина

 

которого

 

резко

 

повы

-

шается

 

при

 

увеличении

 

угла

 

атаки

. 

Это

 

сопротивление

 

называется

 

индуктивным

 

и

 

обозначается

 

Qi.

 

В

 

отличие

 

от

 

крыла

 

бесконечного

 

размаха

, 

все

 

сечения

 

которого

 

обтекаются

 

плоскопарал

-

лельным

 

потоком

, 

обтекание

 

на

 

концах

 

крыла

 

конечного

 

размаха

 

имеет

 

пространственный

 

ха

-

рактер

. 

Это

 

объясняется

 

перетеканием

 

воздуха

 

по

 

торцам

 

крыла

 

из

 

области

 

повышенного

 

дав

-

ления

 

под

 

крылом

 

в

 

область

 

пониженного

 

давления

 

над

 

крылом

 (

рис

. 20).

 

Рис

. 20. 

Перетекание

 

воздуха

 

по

 

торцам

 

крыла

 

Так

 

как

 

разность

 

давления

 

на

 

поверхности

 

крыла

 

определяет

 

величину

 

подъемной

 

силы

, 

то

 

между

 

подъемной

 

силой

 

и

 

индуктивным

 

сопротивлением

 

имеется

 

тесная

 

связь

. 

Если

 

нет

 

подъ

-

емной

 

силы

, 

индуктивное

 

сопротивление

 

отсутствует

. 

Чем

 

больше

 

угол

 

атаки

, 

тем

 

больше

 

подъемная

 

сила

 

и

, 

следовательно

, 

индуктивное

 

сопро

-

тивление

. 

Физическая

 

сущность

 

индуктивного

 

сопротивления

 

крыла

 

становится

 

ясной

 

из

 

рассмотре

-

ния

 

схем

 

сил

 

и

 

скоростей

 

потока

, 

обтекающего

 

крыло

 (

рис

. 21).

 

Рис

. 21. 

К

 

возникновению

 

индуктивного

 

сопро

-

тивления

: 

а

— 

концевые

 

вихри

; 

б

—

схема

 

возникновения

 

ско

-

са

 

потока

 

и

 

индуктивного

 

сопротивления

 

Крыло

, 

отбрасывает

 

набегающий

 

на

 

него

 

поток

 

вниз

 

со

 

скоростью

 

V

cp

 

называемой

 

средней

 

скорость

 

скоса

 

потока

. 

Поэтому

 

истинная

 

скорость

 

потока

 

V

ист

 

в

 

отличие

 

от

 

скорости

 

набе

-

гающего

 

потока

 

V

 

изменит

 

свое

 

направление

 

на

 

угол

 

∆α

,

 

называемый

 

углом

 

скоса

 

потока

. 

Из

-

менение

 

направления

 

потока

 

под

 

крылом

 

называют

 

скосом

 

потока

. 

Образование

 

скоса

 

потока

 

может

 

быть

 

объяснено

 

на

 

основании

 

третьего

 

закона

 

Ньютона

 

следующим

 

образом

. 

Истинную

 

подъемную

 

силу

 

крыла

 

Y

ист

 

можно

 

рассматривать

 

как

 

силу

 

реакции

 

потока

 

в

 

результате

 

отбрасывания

 

крылом

 

массы

 

набегающего

 

воздуха

 

вниз

. 

Так

 

как

 

подъемная

 

сила

 

должна

 

быть

 

перпендикулярна

 

потоку

, 

то

 

сила

 

Y

ист

 

будет

 

перпендикулярна

 

истинной

 

скорости

 

и

 

в

 

результате

 

скоса

 

потока

 

отклонится

 

от

 

кажущейся

 

подъемной

 

силы

 

Y

, 

перпендикулярной

 

к

 

невозмущенному

 

потоку

, 

назад

 

на

 

угол

 

скоса

 

потока

 

∆α

. 

Составляющая

 

истинной

 

подъемной

 

силы

 

Y

ист

, 

направленная

 

вдоль

 

набегающего

 

потока

, 

и

 

является

 

дополнительным

 

индуктивным

 

сопротивлением

 

Q

i.

 

Таким

 

образом

, 

лобовое

 

сопротивление

 

крыла

 

в

 

общем

 

случае

 

складывается

 

из

 

профильно

-

го

 

и

 

индуктивного

 

сопротивлений

: 

Зависимость

 

коэффициента

 

лобового

 

сопротивления

 

крыла

 

от

 

угла

 

атаки

.

 

Из

 

графика

 

(

рис

. 22) 

видно

, 

что

 

на

 

малых

 

углах

 

атаки

 

основной

 

частью

 

лобового

 

сопротивления

 

крыла

 

яв

-

ляется

 

профильное

 

сопротивление

. 

По

 

мере

 

увеличения

 

угла

 

атаки

 

доля

 

профильного

 

со

-

противления

 

в

 

общем

 

сопротивлении

 

крыла

 

уменьшается

, 

а

 

доля

 

индуктивного

 

сопротивления

 

возрастает

 

и

 

на

 

больших

 

углах

 

атаки

 

составляет

 

основную

 

часть

 

лобового

 

сопротивления

. 

Рис

. 22. 

График

 

зависимости

 

Cx = f (

α

)

: 

1—

 

симметричный

 

профиль

: 

2 —

 

несимметричный

 

профиль

 

Аэродинамическое

 

качество

 

крыла

.

 

Аэродинамическим

 

качеством

 

крыла

 

K

 

называют

 

от

-

ношение

 

подъемной

 

силы

 

к

 

силе

 

лобового

 

сопротивления

 

крыла

: 

Из

 

этой

 

формулы

 

следует

, 

что

 

качество

 

крыла

 

зависит

 

от

 

коэффициентов

 

Су

 

и

 

Сх

,

 

учиты

-

вающих

 

форму

 

профиля

, 

состояние

 

поверхности

 

и

 

угол

 

атаки

 

крыла

. 

В

 

частности

, 

зависимость

 

качества

 

крыла

 

от

 

его

 

угла

 

атаки

 

легко

 

установить

,   

рассмотрев

     

зависимости

 

Cy=f

1

(

α

)

 

и

 

Cx=f

2

(

α

)

, 

изображенные

 

на

 

рис

. 23. 

Угол

 

атаки

, 

при

 

котором

 

качество

 

достигает

 

максимального

 

своего

 

значения

, 

называют

 

наивыгоднейшим

 

углом

 

атаки

 (

α

НВ

). 

Обратимся

 

к

 

схеме

 

сил

, 

действующих

 

на

 

крыло

 

при

 

каком

-

то

 

угле

 

атаки

, 

изображенной

 

на

 

рис

. 17,

б

 . 

На

 

этой

 

схеме

 

угол

, 

образованный

 

векторами

 

подъ

-

емной

 

силы

 

и

 

полной

 

аэродинамической

 

силы

 

или

 

векторами

 

коэффициентов

 

этих

 

сил

, 

обозна

-

чен

 

через

 

Q

. 

Из

 

схемы

 

видно

, 

что

 

качество

 

крыла

 

Распределение

 

давления

 

по

 

профилю

 

крыла

.

 

Распределение

 

давления

 

по

 

профилю

 

крыла

 

может

 

быть

 

изображено

 

векторной

 

диаграммой

, 

на

 

которой

 

каждый

 

вектор

 

в

 

масштабе

 

 

13 

дает

 

величину

 

избыточного

 

давления

 

в

 

данной

 

точке

 

профиля

 (

рис

. 24).                   

            

 

Рис

. 24. 

Распределение

 

давления

 

по

 

профилю

 

крыла

: 

а

 — 

спектр

 

обтекания

; 

б

 — 

векторная

 

диаграмма

 

давления

 

Векторы

 

давлений

 

направлены

 

по

 

нормали

 

к

 

касательной

, 

проведенной

 

в

 

данной

 

точке

 

профиля

, 

причем

 

вектор

 

избыточного

 

давления

 

направлен

 

к

 

поверхности

 

профиля

, 

а

 

вектор

 

разряжения

 — 

от

 

поверхности

. 

На

 

рис

. 24 

приведены

 

спектр

 

обтекания

 

и

 

векторная

 

диаграмма

 

распределения

 

давления

 

на

 

профиле

 

крыла

. 

Из

 

них

 

видно

, 

что

 

наибольшее

 

сужение

 

струек

 

и

, 

следовательно

, 

наибольшее

 

разряжение

 

возникает

 

на

 

верхней

 

части

 

носика

 

профиля

, 

а

 

наи

-

большее

 

избыточное

 

давление

 — 

на

 

нижней

 

поверхности

 

носика

 

профиля

. 

При

 

таком

 

распре

-

делении

 

давления

 

точка

 

приложения

 

равнодействующей

 

аэродинамических

 

сил

 — 

центр

 

дав

-

ления

 

профиля

 — 

расположена

 

вблизи

 

носка

. 

На

 

разных

 

углах

 

атаки

 

распределение

 

давления

 

по

 

профилю

 

крыла

 

и

 

связанное

 

с

 

ним

 

по

-

ложение

 

центра

 

давления

 

будут

 

различными

. 

Аэродинамика

 

гибкого

 

крыла

.

 

Основным

 

элементом

 

дельтаплана

 

является

 

гибкое

 

крыло

,   

образуемое

 

частью

 

поверхностей

 

двух

 

конусов

  (

коническое

 

крыло

, 

рис

. 25, 

а

)

 

или

 

цилиндров

 

(

цилиндрическое

 

крыло

, 

рис

.25,

б

).

 

 

Рис

. 25. 

Формообразование

 

гибкого

 

крыла

: 

а

 — 

конического

; 

б

 — 

цилиндрического

 

Особенностью

 

конического

 

крыла

 

является

 

то

, 

что

 

углы

 

атаки

 

сечений

 

от

 

корневой

 

части

 

к

 

концевым

 

уменьшаются

 

α

1

>

 

α

2

>

 

α

3

 (

отрицательная

 

геометрическая

 

крутка

) (

рис

. 26). 

 

Рис

. 26. 

Отрицательная

 

геометрическая

   

крутка

 

конического

 

крыла

 

Цилиндрическое

 

крыло

 

характеризуется

 

тем

, 

что

 

оно

 

не

 

имеет

 

геометрической

 

крутки

, 

аэ

-

родинамическое

 

качество

 

его

 

имеет

 

несколько

 

большее

 

значение

, 

чем

 

коническое

, 

однако

 

в

 

от

-

 

14 

ношении

 

продольной

 

устойчивости

 

для

 

полета

 

более

 

пригодно

 

коническое

 

крыло

. 

В

 

некоторых

 

случаях

 

применяют

 

сочетание

 

цилиндрического

 (

в

 

центральной

 

части

 

крыла

) 

и

 

конического

 (

в

 

концевых

 

частях

 

крыла

) (

рис

. 27). 

 

Рис

. 27. 

Гибкое

 

крыло

, 

образованное

 

сочетанием

 

конического

 (1) 

и

 

цилиндрического

 (2) 

крыла

 

Форма

 

профиля

 

гибкого

 

крыла

 

определяется

 

раскроем

 

паруса

, 

геометрией

, 

жесткостью

 

каркаса

 

и

 

лат

. 

Формообразование

 

профиля

 

происходит

 

под

 

действием

 

скоростного

 

напора

 

набе

-

гающего

 

потока

. 

Профиль

 

крыльев

 

первых

 

дельтапланов

 (

рис

. 28, 

а

) 

имел

 

небольшое

 

значение

 

относитель

-

ной

 

кривизны

 

f 

=

 

3÷4% 

и

 

в

 

сочетании

 

со

 

значительной

 

геометрической

 

круткой

 

обладал

 

малой

 

несущей

 

способностью

 

и

 

небольшим

 

значением

 

аэродинамического

 

качества

. 

Применение

 

бо

-

лее

 

вогнутых

     

профилей

     

f

=5÷9% (

рис

. 28, 

б

)

 

и

 

уменьшение

 

отрицательной

 

геометрической

 

крутки

 

позволило

 

повысить

 

несущую

 

способность

 

крыла

 

дельтаплана

 

и

 

его

 

качество

. 

Увеличе

-

ние

 

размеров

 

бокового

 

кармана

 

до

 

величины

 0,4

b

 

и

 

более

 (

двойная

 

обшивка

) (

рис

. 28, 

в

)

 

дает

 

возможность

 

повысить

 

качество

 

дельтаплана

 

на

 

больших

 

скоростях

 

полета

. 

Сохранение

 

формы

 

профиля

 

с

 

двойной

 

обшивкой

 

достигается

 

наддувом

 

бокового

 

кармана

 

или

 

применением

 

жест

-

ких

  

лат

 

или

   

нервюр

.   S-

образный

   

профиль

 (

рис

. 28, 

г

) 

применяется

 

в

 

корневых

 

сечениях

 

крыла

 

дельтаплана

. 

Данный

 

профиль

 

создается

 

с

 

помощью

 

мягких

 

нервюр

 (

килевой

 

карман

) 

и

 

с

 

помощью

 

изогнутых

 

жестких

 

лат

.

 

 

Рис

. 28 

Форма

 

профиля

 

гибкого

 

крыла

 

Центр

 

давления

  (

ЦД

) 

такого

 

профиля

 

при

 

уменьшении

 

угла

 

атаки

 

смещается

 

вперед

  (

ус

-

тойчивый

 

профиль

), 

тогда

 

как

 

ЦД

 

вогнутого

 

профиля

 

смещается

 

назад

 

при

 

уменьшении

 

угла

 

атаки

 (

неустойчивый

 

профиль

) (

рис

. 29). 

 

 

Рис

. 29. 

Зависимость

 

положения

 

центра

 

давления

 

от

 

угла

 

атаки

: 

1 — 

неустойчивый

 

профиль

; 

2

 — 

устойчивый

 

профиль

 

Свойство

 S-

образных

 

профилей

 

используется

 

для

 

обеспечения

 

устойчивости

 

летательных

 

аппаратов

 

типа

 «

летающее

 

крыло

». 

Кроме

 

этого

, «

летающее

 

крыло

» (

по

 

этой

 

схеме

 

выполнено

 

большинство

 

современных

 

дельтапланов

) 

может

 

быть

 

сбалансировано

 

использованием

 

стрело

-

 

15 

видности

 

и

 

геометрической

 

крутки

. S-

образность

 

в

 

килевой

 

части

 

стреловидного

 

крыла

 

вводит

-

ся

 

для

 

улучшения

 

характеристик

 

устойчивости

 

на

 

малых

 

углах

 

атаки

. 

Аэродинамические

 

характеристики

 

гибкого

 

крыла

 

имеют

 

некоторые

 

особенности

, 

отли

-

чающие

 

его

 

от

 

жесткого

 

крыла

, 

рассмотренного

 

выше

. 

Угол

 

атаки

 

дельтаплана

 

α

 

определяется

 

углом

 

между

 

направлением

 

набегающего

 

потока

 

и

 

корневой

 

хордой

 

крыла

. 

Зависимость

 

коэффициента

 

подъемной

 

силы

 

Су

 

от

 

угла

 

атаки

 

представлена

 

на

 

рис

. 30. 

 
 
 
 

 
 
 
 
 
 
 

При

 

малых

 

значениях

 

угла

 

атаки

 

давление

 

перерас

-

пределяется

 

по

 

профилю

 

таким

 

образом

, 

что

 

гибкое

  

кры

-

ло

 

теряет

 

форму

. 

Потеря

 

формы

 

гибкого

 

крыла

 

со

-

провождается

 

волнообразной

 

деформацией

 

несущей

 

по

-

верхности

 (

флаттер

), 

при

 

этом

 

крыло

 

дельтаплана

 

практически

 

не

 

создает

 

подъемной

 

силы

. 

С

 

увеличением

 

угла

 

атаки

 

коэффициент

 

подъемной

 

силы

 

крыла

 

возрастает

. 

Увеличение

 

ко

-

эффициента

 

Су

 

объясняется

 

тем

, 

что

 

при

 

возрастании

 

угла

 

атаки

 

происходит

 

увеличение

 

де

-

формации

 

струек

 

над

 

крылом

 (

уменьшается

 

площадь

 

поперечного

 

сечения

 

струек

) 

и

 

некоторое

 

притормаживание

 

потока

 

под

 

крылом

, 

вследствие

 

чего

 

увеличивается

 

разность

 

давлений

 

на

 

верхней

 

и

 

нижней

 

поверхности

 

крыла

. 

Для

 

дельтапланов

 

критический

 

угол

 

атаки

 

лежит

 

в

 

диа

-

пазоне

 

α

 = 25÷35°. 

Уменьшение

 

коэффициента

 

подъемной

 

силы

 

на

 

углах

 

атаки

 

больше

 

критического

 

вызыва

-

ется

 

нарушением

 

плавного

 

обтекания

 

крыла

, 

в

 

результате

 

чего

 

происходит

 

срыв

 

потока

 

с

 

верх

-

ней

 

части

 

крыла

 (

рис

. 31). 

 

 

 

Рис

. 31. 

Срыв

 

потока

 

на

 

больших

 

углах

 

атаки

 

 

Стреловидное

 

крыло

, 

каким

 

является

 

крыло

 

дельтаплана

, 

имеет

 

некоторые

 

особенности

, 

отличающие

 

его

 

от

 

прямого

. 

Поток

 

воздуха

 

подходит

 

к

 

пе

-

редней

 

кромке

 

под

 

некоторым

 

углом

 

в

 (

рис

. 32). 

 
 
 
 
 

Рис

. 32. 

Разложение

 

скорости

 

потока

, 

обтекающего

  

стреловидное

 

крыло

 

 
 
 
 
 
 

Рис

. 30.

 

Зависимость

 

коэффициента

 

подъемной

 

силы

 

от

 

угла

 

атаки

: 

 — — — — —    

жесткое

 

крыло

 

планера

; 

———————  

дельтаплан

 «

Славутич

-

УТ

1»

 

16 

Скорость

 

потока

 

V

 

можно

 

разложить

 

на

 

нормальную

 

к

 

передней

 

кромке

 

V

·

cos

β

 

и

 

касатель

-

ную

 

V

·

sin

β

. 

Касательная

 

составляющая

 

вызывает

 

движение

 

пограничного

 

слоя

 

по

 

направлению

 

от

 

центра

 

к

 

концевым

 

частям

 

крыла

, 

благодаря

 

чему

 

происходит

 

перетекание

 

пограничного

 

слоя

 

из

 

средней

 

части

 

крыла

 

и

 

накопление

 

его

 

на

 

концах

 

крыла

. 

Это

 

накопление

  (

набухание

) 

пограничного

 

слоя

 

ускоряет

 

преждевременный

 

срыв

 

потока

 

с

 

концов

 

стреловидного

 

крыла

 

при

 

увеличении

 

углов

 

атаки

, 

что

 

приводит

 

к

 

сваливанию

 

на

 

крыло

 

и

 

входу

 

дельтаплана

 

в

 

штопор

. 

Для

 

предотвращения

 

концевого

 

срыва

 

применяют

 

отрицательную

 

геометрическую

 

крутку

, 

уменьшающую

 

углы

 

атаки

 

концевых

 

частей

 

крыла

. 

Геометрические

 

параметры

 

гибкого

 

крыла

 

оказывают

 

заметное

 

влияние

 

на

 

его

 

аэродинами

-

ческие

 

характеристики

. 

Наклон

 

кривой

  

Cy = f(

α

)

 (

см

. 

рис

. 30) 

зависит

 

от

 

удлинения

 

крыла

 

λ

. 

При

 

уменьшении

 

удлинения

 

величина

 

наклона

 

кривой

 

уменьшается

, 

а

 

критический

 

угол

 

атаки

 

α

кр

 

будет

 

увеличиваться

, 

так

 

как

 

при

 

малых

 

удлинениях

 

крыла

 

будут

 

иметь

 

место

 

значитель

-

ные

, 

по

 

сравнению

 

с

 

крыльями

 

больших

 

удлинений

, 

перетекания

 

воздуха

 

из

-

под

 

крыла

 

на

 

его

 

верхнюю

 

поверхность

 

через

 

концевые

 

части

   

крыла

.   

Этим

   

в

   

основном

   

объясняется

   

раз

-

личный

   

вид

   

зависимостей

 

Cy = f(

α

)

 

для

 

планера

 (

λ

 = 10 ÷ 25) 

и

 

дельтаплана

 

λ

 = 3 ÷10). 

Максимальное

 

значение

 

коэффициента

 

подъемной

 

силы

 

С

у

max

 

в

 

первую

 

очередь

 

зависит

 

от

 

кривизны

 

профиля

. 

С

 

увеличением

 

кривизны

 

С

у

max

 

возрастает

. 

Коэффициент

 

максимальной

 

подъемной

 

силы

 

также

 

увеличивается

 

с

 

увеличением

 

угла

 

при

 

вершине

 

каркаса

 (

уменьшением

 

угла

 

стреловидности

). 

Теперь

 

рассмотрим

 

общее

 

аэродинамическое

 

сопротивление

 

дельтаплана

, 

которое

 

склады

-

вается

 

из

 

сопротивления

 

дельтаплана

 

и

 

сопротивления

 

пилота

. 

Q

 = 

Q

д

/

п

 

+ 

Q

пилота

 

или

 

Cx

 = 

Cx

 

д

/

п

 + 

С

x

 

пилота

.

 

Зависимость

 

коэффициента

 

угла

 

атаки

 

пред

-

ставлена

 

на

 

рис

. 33 (

дельтаплана

 «

Славутич

-

УТ

1»). 

 

 
 
 
 
 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Коэффициент

 

сопротивления

 

дельтаплана

 

определяется

 

суммой

 

следующих

 

коэффициен

-

тов

: 

коэффициента

 

профильного

 

сопротивления

 

Cx

Р

 

, 

коэффициента

 

индуктивного

 

сопротивле

-

ния

 

Cx

i

 , 

коэффициента

 

сопротивления

 

элементов

 

конструкции

 

Cx

ВР

   (

вредное

 

сопротивление

, 

создаваемое

 

растяжками

, 

поперечной

 

балкой

, 

трапецией

, 

мачтой

 

и

 

другими

 

элементами

 

карка

-

са

). 

Cx

 

д

/

п

 

= 

Cx

Р

 + 

Cx

i

 + 

Cx

ВР

 

Сопротивление

 

пилота

 

С

x

 

пилота

 

в

 

основном

 

определяется

 

его

 

положением

 

в

 

полете

, 

если

 

принять

 

сопротивление

 

в

 

вертикальном

 

положении

 

за

 100%, 

то

 

сопротивление

 

в

 

сидячей

 

под

-

весной

 

системе

 

будет

 

составлять

 40÷60%, 

а

 

в

 

горизонтальном

 

положении

 15÷20%. 

Поэтому

 

са

-

мой

 

выгодной

, 

с

 

точки

 

зрения

 

аэродинамики

, 

является

 

горизонтальная

 

подвесная

 

система

. 

Аэродинамическим

 

качеством

 

дельтаплана

 

называют

 

отношение

 

подъемной

 

силы

 

к

 

силе

 

лобового

 

сопротивления

 

или

 

отношение

 

коэффициента

 

подъемной

 

силы

 

к

 

коэффициенту

 

ло

-

Рис

. 33 

Зависимость

 

коэффициента

 

сопротивле

-

ния

 

дельтаплана

 «

Славутич

-

УТ

1» 

от

 

угла

 

атаки

.