ОПАСНЫЕ РЕЖИМЫ ПОЛЕТА ДЕЛЬТАПЛАНА (1993 год)

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

1, ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ

УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ

ОБ УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ

— длина средней аэродинамической хорды кры­

ла

(CAX);

— безразмерные коэффициенты аэродинамиче­

1.1. ОСНОВНЫЕ СИЛЫ И МОМЕНТЫ

ских сил относительно связанной системы ко­

ординат;

При рассмотрении и анализе критических режимов полета

— коэффициент лобового сопротивления;

дельтаплана нам потребуется некоторые сведения об основных силах

— коэффициент аэродинамической подъемной

и моментах действующих на дельтаплан в полете, а также общие

силы;

понятия об устойчивости и управляемости.

— сила тяжести дельтаплана;

Рассмотрим силы и моменты, действующие на дельтаплан в

— сила тяжести крыла;

полете. Во-первых, сила тяжести. Дельтаплан состоит из двух агре­

— сила тяжести подвески;

гатов, крыла и подвески, шарнирно связанных между собой. В ме­

— размах крыла;

ханике для удобства анализа принято всю совокупность сил тяжести

— масса дельтаплана;

отдельных элементов заменять их равнодействующей, приложенной

— безразмерные коэффициенты моментов аэро­

в центре масс. Таким образом, можно считать, что действуют силы

динамических сил относительно осей связан-

тяжести крыла и подвески. Равнодействующая этих сил равна их

ной системы координат;

сумме и приложена в условной точке, находящейся на линии, сое­

— сила тяги двигателя;

диняющей эти два центра масс. При отклонении ручки управления

— результирующая аэродинамических сил, дей­

центр масс подвески смещается относительно крыла, а следовательно

ствующая на дельтаплан;

смещается центр масс всего аппарата.

— воздушная скорость дельтаплана;

— скорость ветра;

Во-вторых, аэродинамические силы и моменты. Всю совокуп

ность аэродинамических сил, действующих на летательный аппарат,

— связанная с дельтапланом система коорди­

можно заменить одной равнодействующей R, определенным образом

нат;

ориентированной в пространстве.

— скоростная система координат;

— положение центра масс относительно CAX

крыла;

— положение центра масс относительно CAX

крыла в долях CAX;

— угол атаки крыла;

— угол скольжения;

— угол крена;

— угол тангажа крыла;

— угол наклона траектории;

— угол курса дельтаплана;

— угол поперечного V крыла;

— угловые скорости крена, рыскания и тангажа

связанных с дельтапланом осей координат.

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

В аэродинамике принято рас­

Связь между равнодействующей н ее проекциями в скоростной

сматривать не саму силу, а ее без­

системе координат следующая:

размерный коэффициент Сr, опреде­

ляемый по формуле:

Так как на малых углах атаки величина Сxa значительно

меньше Суа, то с достаточной степенью точности можно принять:

Сr

= Суа

Рассмотрим условия установившегося прямолинейного полета

где S — площадь крыла,

дельтаплана. Из курса механики известно, что летательный аппарат

р — плотность воздуха;

находится в состоянии равномерного прямолинейного движения в

V — скорость полета.

том случае, когда суммы сил и моментов, действующих на него,

Для удобства анализа рассматривают не коэффициент сr, а его

равны нулю.

проекции на оси скоростной или связанной систем координат.

В скоростной системе координат ось ОХa направлена парал­

лельно вектору скорости, ось OYa перпендекулярно вектору скорости

и направлена к верхней части крыла, а начало координат располо­

жено в центре масс аппарата. В связанной системе координат ось

ОХ направлена вдоль средней аэродинамической хорды крыла впе­

ред, а ось OY направлена перпендекулярно хорде к верхней части

крыла.

Обозначение коэффициентов сил в системах координат следу­

ющее:

Скоростная система

Сха — коэффициент ло­

На дельтаплан действуют аэродинамические силы, равнодейст­

вующая которых R и сила тяжести G, Для того чтобы дельтаплан

бового сопротивления;

мог совершать установившийся прямолинейный полет, необходимо

Суа

— коэффициент

выполнить условия:

аэродинамической подъемной

силы.

Связанная система

это возможно в том случае, когда он снижается и проекция силы

тяжести направлена вперед.

Сx — коэффициент аэродинамической продольной силы;

Если мы будем рассматривать мотодельтаплан, то здесь добав-

Су — коэффициент аэродинамической нормальной силы.

ляется сила тяги, которая компенсирует Ха. В этом случае аппарат

может совершать горизонтальный полет или набирать высоту.

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

смещается назад, вследствии чего появляется отрицательный про­

дольный момент. При уменьшении угла атаки момент становится

положительным. На угле атаке, где равнодействующая находится на

одной линии с центром масс, момент равен нулю.

Обычно используется коэффициент момента тангажа, который

равен:

где b

a

— средняя аэродинамическая хорда крыла.

Если дельтаплан поместить в аэродинамическую трубу, то мож­

но измерить аэродинамические силы и моменты при изменении угла

атаки. Например, на рис.

1.2-1 представлены зависимости Суa, Сxa,

mz(a), полученные при испытании дельтаплана С-5 фирмы Aн в

1.2. СТАТИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ

аэродинамической трубе.

Если силы У и С не лежат на одной прямой, то появляется

пара сил, которая создает продольный момент Mz (момент тангажа).

За положительный момент относительно центра масс принимается

такой момент, который поднимает нос летательного аппарата. Его

еще называют кабрирующим. Момент, опускающий нос, называют

пикирующим.

Рассмотрим теперь изменение продольного момента при изме­

Рис

1.2-1. Коэффициенты аэродинамических сил и моментов

дельтаплана С 5

нении угла атаки. Примем, что подвеска жестко связана с крылом,

и при измененении угла атаки положение центра масс неизменно.

Положение равнодействующей аэродинамических сил определяется

Если мы будем изменять положение центра масс, относительно

распределением давления по поверхности крыла и зависит сущест-

которого рассматривается момент тангажа, то этот момент будет

венно от угла атаки. При увеличении угла атаки равнодействующая

изменяться, а остальные характеристики останутся без изменения.

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

атаки, под действием которого

Пусть аппарат для некоторого положения центра масс (следо­

аппарат начнет опускать нос.

вательно, положении ручки управления) имеет зависимость m

(a)

Движение будет происходить до

z

— кривая 1. Если пилот отклонит ручку управления «от себя», то

тех пор, пока действует этот мо­

центр масс сместится назад на

Относительно нового положения

мент, т.е. до исходного угла ата­

центра масс появится приращение продольного момента, определя­

ки а/.

емое по формуле:

При уменьшении угла атаки бу­

дет действовать положительный

момент, возвращающий аппарат

в исходное положение. Летатель­

ный аппарат с такой характери­

стикой продольного момента на­

зывается устойчивым. Момент, направленный на восстановление ис­

ходного режима полета, будем называть стабилизирующим.

Рассмотрим иную характеристику продольного момента.

Пусть угол атаки увеличился под действием внешнего возму­

щения до a

2

. В этом случае появился положительный момент (каб-

рирующий), который направлен на дальнейшее увеличение угла

атаки. Летательный аппарат с

такой характеристикой будет не­

устойчивым.

Таким образом, летатель­

ный аппарат считается статиче­

ски устойчивым, если при откло­

нении от исходного режима по­

лета возникают силы и моменты,

Статическая устойчивость дельтаплана

направленные на возвращение в

исходный режим полета.

Мы выяснили, что необходимое условие установившегося пря­

Кроме статической устой­

молинейного полета есть m

= 0 и Y = G, т.е. аппарат может

чивости рассматривается еще и

z

совершать полет на угле атаки а

. Этому углу атаки соответствует

динамическая устойчивость, В

1

значение C

, а скорость полета определится по формуле:

этом случае исследуется процесс

YA1

возвращения аппарата в исходное состояние во времени.

Сравнивая зависимости m

z(a)>

можем заметить, что у статиче­

ски устойчивого аппарата все касательные к этой зависимости со­

ставляют отрицательный угол с осью ОХa, а это характеризуется

Предположим, что под действием какого-либо внешнего воз­

знаком производной

,У неустойчивого аппарата

действия, скажем, порыва ветра, угол атаки увеличится до а

2. В

этом случае на летательный аппарат начнет действовать отрицатель­

ный продольный момент m

z2

, направленный на уменьшение угла

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

Статическая управляемость дельтаплана

Управляемость — это способность летательного аппарата изме­

нять режим полета при управляющем воздействии. Управляемость

также делится на статическую и динамическую.

В первом приближении статическая управляемость дельтапла­

на — это способность создавать уп­

равляющий момент, а динамиче­

ская — это быстрота реакции аппа­

рата на управляющее воздействие,

или, как говорят пилоты, способ­

ность аппарата «ходить за ручкой».

Как мы уже выяснили, уста­

новившийся полет происходит при

1 — заднее положение (ручка отдала «от себя»);

условии, когда сумма всех сил и

2 — переднее положение (ручка взята «на себя»)

мометов равна нулю. Для создания

управляющего момента необходимо

По мере уменьшения угла атаки управляющий момент умень

создать пару сил. Для этого пилот отклоняет ручку управления.

шнтся н при а * аг станет равным нулю, и летательный аппарат

Силы Ya и G уже не лежат на одной прямой и создают пару

займет новое положение. При этом Суа уменьшится, станет равным

сил, которая начинает вращать аппарат. Управляющий момент оп­

С

У2, и, следовательно, в новом устойчивом состоянии дельтаплан

ределится по формуле:

будет иметь большую скорость.

При отклонении «от себя» ручки управления центр масс сдви­

нется Назад, появится момент на кабрирование, и дельтаплан уве­

личит угол атаки, уменьшив скорость. Таким способом происходит

или, если перейдем к коэффициентам,

управление дельтаплана по тангажу.

1..3. ДИНАМИКА ПРОДОЛЬНОГО ДВИЖЕНИЯ

Дальнейшее движение летательного аппарата рассмотрим с по­

мощью рисунка. Здесь представлены зависимости Суа, т

х(а)

для

1.3.1. Общие понятия и определения

летательного аппарата с зафиксированной ручкой управления.

Кривая

1 соответствует исходному положению центра масс

аппарата, сбалансированного на а1. При отклонении ручки управле­

В предыдущем разделе мы рассмотрели понятие о статической

ния «на себя» положение центра масс относительно крыла изменит­

устойчивости. В обычном полете пилот выполняет маневры, на ап­

ся, в частности, сдвинется вперед, и новому положению центра масс

парат действуют порывы ветра, меняется режим работы двигателя,

будет соответствовать кривая

2. Так как угол атаки мгновенно не

вследствие чего режим установившегося прямолинейного движения

изменится, то у дельтаплана на a

1 появится управляющий момент

встречается редко. Отсюда понятна важность изучения неустановив­

m

z1 на пикирование, который стремится уменьшить угол атаки.

шихся движений, в том числе, при переходе из одного режима в

другой. При анализе динамики продольного движения следует учи­

тывать момент демпфирования.

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

Так как угол атаки

Появление этого момента можно объяснить следующим об­

мгновенно не изменится, то

разом. Если аппарат имеет

угловую скорость wz, то на

на исходном угле атаки появ­

поступательное движение аппарата накладывается вращательное

ляется пикирующий момент

относительно его центра масс. Если в отсутствии вращения все

m

под действием которого

z2,

части аппарата имели одинаковую скорость движения относитель­

дельтаплан начинает опу­

но воздуха, то при его вращении каждая часть крыла, удаленная

скать нос и увеличивать ско­

от оси вращения на расстоянии х, получит дополнительную ско­

рость, стремясь к новой ба­

рость V

0Kp

= w

z

* х. Чем дальше удалена часть крыла от оси

лансировочной точке а

2.

В

вращения, тем больше дополнительная скорость. Эта скорость вы­

момент достижения a

2

вра­

зывает появление дополнительных нормальных сил на одной части

щающий момент равен нулю,

крыла, направленных в одну сторону, а на другой части — в другую

а угловая скорость макси­

сторону. Пара сил создает момент М

г

= 2 * Y * х. Как видно из

мальная. Аппарат продолжа­

рисунка, этот момент направлен против вращения. Действует при

ет вращаться по инерции и выходит на меньшие углы атаки, где

наличии угловой скорости w

z и пропорционален ей.

на него уже действует момент на кабрирование, замедляющий вра­

щение. Если положительный продольный момент достаточен для

полного прекращения вращения, то под действием несбалансирован­

ного положительного момента дельтаплан начнет вращаться в об­

ратную сторону, поднимая нос, и весь процесс повторяется в обрат­

ном порядке. Таким образом, дельтаплан совершает колебательные

движения относительно балансировочного угла атаки подобно тому,

как это делает маятник. Эти колебания быстро затухают из-за

демпфирующего момента, Направленного против ею вращения.

Обычно момент демпфирования выражается через коэффициент

демпфирования

Коэффициент

летательного аппарата определяют в аэро­

динамических трубах на специальных установках.

Рассмотрим движение дельтаплана при отклонении

(«даче»)

ручки управления. Пусть дельтаплан совершает установившийся по­

лет с некоторой скоростью V, при этом он сбалансирован на угле

/

— динамически устойчивый дельтаплан;

атаки а1. Пилот отклоняет ручку управления

«на себя», при этом

2

— динамически неустойчивый дельтаплан

центровка смещается вперед, и ее новому положению соответствует

кривая 2 и новое значение балансировочного угла атаки а2.

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

Так ведет себя аппарат,

имеющий удовлетворительные

характеристики продольной ус­

тойчивости.

Бели момент демпфирова­

ния будет большим, то движе­

ние будет плавным и достаточ­

но медленным без колебаний

или» как его еще называют в

механике, апериодическим.

Наконец, возможен еще

один вид переходного процесса.

Если аппарат имеет продольную динамическую неустойчивость, то

амплитуда колебаний будет не уменьшаться со временем, а нара­

стать

(кривая

2), пока не выйдет за пределы установленных огра­

ничений. Это, так называемая, раскачка летательного аппарата. В

случае апериодической неустойчивости угол атаки будет все время

уменьшаться

(кривая

4), пока аппарат также не выйдет за пределы

установленных ограничений.

Таким образом, летательный аппарат называется динамически

устойчивым, если изменение параметров со временем стремится к

нулю.

1.3.2. Расчет динамики продольного движения дельтаплана

Настоящий раздел предназначен для специалистов, знакомых с соответствую­

В отличие от самолета плоскость крыла дельтаплана расположена на значи­

щим курсом аэродинамики.

тельном удалении от центра масс, и эту особенность компоновки следует учитывать

Исследование различных режимов полета дельтаплана с помощью математи­

при анализе критических режимов полета.

ческих моделей является пер спективным, а при изучении опасных режимов в на­

Скорость движения крыла складывается из скорости поступательного движения

стоящее время едва ли не единственным методом исследования. Одним из наиболее

центра масс и окружной скорости, определяемой его вращением относительно центра

опасных режимов является кувырок, который представляет собой вращение дельтап­

масс. Окружная скорость определяется по формуле:

лана относительно поперечной оси с большой отрицательной угловой скоростью. Для

получения достоверных результатов при изучении движения дельтаплана в процесе

кувырка необходимо, чтобы система уравнений правильно моделировала особенности

движения дельтаплана, а также имелись достаточно достоверные исходные аэроди­

намические характеристики.

Система уравнений, описывающая продольное движение дельтаплана, состав­

где yr

— координата центра масс дельтаплана.

лена в связанной системе координат и имеет следующий вид:

Наличие угловой скорости влияет не только на результирующую скорость

крыла, но также на угол атаки. Поэтому при вычислении сил и моментов по

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

формулам 1.3.2-6 необходимо учитывать скорости и углы атаки крыла с учетом его

2. СВАЛИВАНИЕ ДЕЛЬТАПЛАНА

крашения относительно центра масс.

2.1 ОСОБЕННОСТИ ОБТЕКАНИЯ КРЫЛА НА БОЛЬШИХ

УГЛАХ АТАКИ

Рассмотрим особенности поведения дельтаплана на сваливании.

Для этого нам необходимо проанализировать его основные характе­

ристики на больших углах атаки.

Как известно, форма несущей поверхности крыла дельтаплана

определяется многими факторами, часть из которых задается при

проектирований

(компоновка крыла, раскрой обшивки, жесткость

каркаса и т.д.), а окончательный вид она принимает под воздейст-

вием аэродинамической нагрузки. При изменении аэродинамической

Рис.

1.3.2-1. Схема

кинематических

параметров

дельтаплана

нагрузки крыло дельтаплана деформируется.

при

его

вращении

Наиболее существенное влияние на характеристики оказывает

крутка крыла. Профиль поворачивается вверх относительно боковой

балки, так как задняя кромка не закреплена, формируя отрицатель­

ную крутку. На жестком крыле самолета также иногда выполняют

отрицательную крутку, но она, как правило, не превышает -3'+ -5`,

тогда как у крыла дельтаплана она существенно больше. Так, на­

пример, крутка крыла дельтаплана 3-го поколения «Славутич УТ»

фирмы AH, созданного в 1978 году, достигала -40".

Современные дельтапланы имеют хорошо натянутую обшивку,

вследствйи чего деформация уменьшается, так у крыла C-15 фирмы

AH, разработанного в

1989 году, максимальная крутка законцовок

составляет около -15".

Величина крутки и ее изменение вдоль размаха крыла суще­

ственно влияют на распределение нагрузки вдоль размаха. Отрица­

тельная крутка концевых частей крыла приводит к тому, что эти

части встречают набегающий поток под меньшим углом атаки, след­

ствием чего концы крыла оказываются разгруженными. Это чрезвы­

чайно благоприятно сказывается на срывных характеристиках крыла

на больших углах атаки.

Найденные значения

используются при вычислении сил и момен­

На рис.

2.1-1 представлено распределение углов между мест­

тов

при решении системы

дифференциальных уравнений продольного движения

ными хордами и направлением потока крыла мотодельтаплана T-2

дельтаплана. Система уравнений решается с помощью ЭВМ и используется для

при различном его нагружении. Там же показано распределение

анализа опасных режимов полета дельтаплана.

величины коэффициента подъемной силы по сечениям крыла, полу­

ченное путем измерения давления в этих сечениях.

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

в концевом сечении, а у дельтаплана, благодаря его большой отри

цательной крутке, этот вихрь сильно размыт, и его ядро находится

ближе к середине консоли. Он имеет такое направление вращения,

при котором угол атаки внутренних сечений крыла уменьшается, а

внешних сечений увеличивается. Таким образом, подъемная сила

концевых частей увеличивается, а внутренних уменьшается, что и

подтверждается распределением давления.

Следует отметить, что у современных дельтапланов обшивка

крыла сильно натягивается на каркасе и ее деформация в полете

существенно уменьшается.

Срыв потока с крыла существенно перераспределяет аэродина­

мическую нагрузку, что в свою очередь вызывает появление небла­

гоприятных вращающих моментов, в частности, момента крена. Ве­

личина этого момента зависит от расположения зоны сорванного

потока относительно плоскости симметрии крыла. У самолета эти

зоны часто расположены на концах крыла, вследствии чего свали­

вание является одним из самых опасных режимов полета.

У дельтаплана зона сорванного потока расположена в цент­

ральной части крыла, поэтому кренящий момент минимальный.

Рис 2.1-1. Распределение местных коэффициентов нормальной

силы и углов заклинения местных хорд крыла мото-

делытаплана Т-2 по отношению к набегающему потоку:

Уменьшение величины Cy в центральной части крыла объяс­

Таким образом, большая отрицательная крутка крыла улучша­

няется следующим образом. При увеличении угла атаки сечения

ет характеристики устойчивости крыла на больших углах атаки, в

крыла в центральной его части раньше выходят на критические

том числе и на сваливании. В то же время она уменьшает аэроди­

углы, и срыв потока начинается там же, в то время как концы

намическое качество. Некоторые пилоты пытаются с помощью спе­

крыла даже на очень больших углах обтекаются без срыва.

циальных тросиков уменьшить крутку. Характеристики сваливания

при этом ухудшаются, и аппарат во время сваливания начинает

Следует обратить внимание на несоответствие между величи­

резко крениться.

нами мсстнь'х углов атаки и значениями коэффициентов подъемной

Состояние внешней поверхности крыла, его профилировка,

силы, полученных по распределению давления в этих сечениях. На

стреловидность, удлинение и др. влияют на характеристики свали­

концах крыла углы атаки уменьшаются и становятся даже отрица­

вания, хотя общая картина остается неизменной.

тельными, в то же время подъемная сила положительная.

Специальные исследования показали, что вихревая структура

дельтапланерного крыла существенно отличается от структуры са­

молетного крыла. У самолетного крыла концевой вихрь формируется

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

Если запас высоты достаточен, то такое сваливание большой

опасности не представляет. При взятии ручки управления «на себя»

2.2. СВАЛИВАНИЕ В ТОРМОЖЕНИИ

дельтаплан плавно опускает нос и увеличивает скорость.

Характер сваливания с торможения определяется характеристи­

В предыдущем разделе показано, что дельтаплан имеет благо­

ками C

yq и тz на больших углах атаки.

приятные аэродинамические характеристики на больших углах ата­

Если зависимость С

уa(а)

ки, поэтому режим сваливания для него менее опасен, чем для

в районе а

изменяется

кр

самолетов, однако имеется ряд особенностей.

плавно

(кривая

1), свалива­

Сваливание в торможении происходит следующим образом. Пи­

ние будет плавным, и в этом

лот в установившемся прямолинейном полете начинает производить

случае полет возможен даже

торможение, отклоняя ручку «от себя», стараясь при этом не допу­

на сверхкритических углах

скать взмывания аппарата и выдерживая вертикальную перегрузку

атаки. Это режим парашюти­

близкой к единице

(п

у

= 1). Угол атаки крыла увеличивается, и

рования. Такие зависимости

при достижении критического крыло теряет свои несущие свойства,

характерны для дельтапланов

и аппарат проваливается. Появляется вертикальная скорость, кото­

первых поколений.

рая увеличивает угол атаки, переводя крыло в область закритиче-

Скорость опускания но­

ских режимов.

са зависит от характера кри­

При неизменном положении ручки управления на новом угле

вой m

z(a) в районе акр. Если зависимость mz(a) имеет небольшой

атаки a

1

у аппарата по­

наклон

(кривая

3), тo при выходе на закритические углы атаки

является пикирующий

момент на пикирование небольшой, дельтаплан плавно опускает нос,

момент m

z1 который за­

и большой потери высоты не происходит.

ставляет

аппарат опу­

скать нос. Дельтаплан

Иное дело, когда дельтаплан имеет крутую зависимость С

уа(a)

проваливается дальше,

в области закритических углов атаки (кривая 2). В этом случае срыв

наступает более резко, и подъемная сила изменяется существенно.

уменьшая угол атаки и

Вследствие этого дельтаплан проваливается более энергично.

набирая скорость. Далее

аппарат по инерции про­

Если же и наклон кривой m

z(a) большой (кривая 4), то дель-

скакивает балансировоч­

тплан не только сильно провалится, но и клюнет носом. Такой

ный угол a

дельтаплан неприятен в управлении, особенно для начинающих пи­

кр и выходит

на .меньшие углы атаки,

лотов.

где

восстанавливается

Моделирование на ЭВМ режимов сваливания показало, что

обтекание и появляется

угол атаки и высота изменяются в небольших пределах

(Д а

-

момент на кабрирование» и дельтаплан опять начинает набирать

±

5* и Д H = 10 м), поэтому этот режим не опасен для пилота.

высоту. Далее процесс повторяется. Таким образом, аппарат совер­

На рис.

2.2-1 представлены результаты моделирования сва­

шает колебательные движения относительно точки а

кр. ^{За каждый}

ливания мотодельтаплана T-X. Несмотря на неудовлетворитель­

цикл происходит потеря высоты.

ные характеристики продольной устойчивости на малых углах

Следует отметить, что при сваливании не происходит резкого

атаки, на сваливании он ведет себя достаточно удовлетворительно.

кренения, что объясняется развитием срыва в центральной части

В районе Сумакс характеристики изменяются плавно, что и оп­

крыла. Вследствии этого выполнить штопор на дельтаплане практи­

ределило небольшую амплитуду изменения параметров при сва­

чески невозможно. Можно ввести его в крутую спираль, но при

ливании.

отклонении ручки управления к центру спирали он сразу же выхо­

дит из нее.

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

Расчетные исследования показали, что если пилот отдаст ручку

управления «от себя» и будет удерживать ее в этом положении, то

движение дельтаплана имеет колебательный характер. Хотя колеба­

ния получаются слабо расходящимися, что свидетельствует о дина­

мической (колебательной) неустойчивости, однако нарастание амп­

литуды колебаний происходит очень медленно. Пилот может в любое

время перевести ручку управления в балансировочное положение, и

аппарат выходит из сваливания. В разделе 4 будет показано, что

полет на большой скорости на этом аппарате очень опасен.

Динамическое сваливание

Динамическое сваливание возникает при энергичном отклоне­

нии «от себя» ручки управления. При этом дельтаплан делает горку

и сваливается. Здесь заброс по углам атаки может быть существен­

ным, и проваливание более резким. Следует предостеречь пилотов от

увлечения такими режимами на малоисследованном аппарате. Из­

лишнее лихачество может вывести дельтаплан на фигуру близкую к

колоколу, из которой дельтаплан может легко сорваться в кувырок,

даже имея удовлетворительные характеристики продольной устойчи­

вости. Подробнее эти опасные режимы будут рассмотрены в главе 4.

2.3. СВАЛИВАНИЕ В СПИРАЛИ

Рассмотрим особенности сваливания дельтаплана в спирали.

Спираль представляет собой пространственную траекторию дельтап­

лана,

«навитую на цилиндр». Спираль может быть нисходящей и

восходящей. Спираль, выполненная в горизонтальной плоскости, на-

Рис. 2.2-1. Изменение углов атаки и тангажа мотодельтаплана

T-X при сваливании

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

зывается виражом. В спирали перегрузка не зависит от скорости, а

зависит от углов крена и наклона траектории

Для виража формула принимает вид

Графическая зависимость между перегрузкой и углом крена

при выполнении виража по­

казана на рис. 2.3-1.

При небольших кренах

<в пределах ± 30") перегрузка

незначительно отличается от

единицы. Глубокие крены

(более

± AS') требует суще­

ственного увеличения пере­

грузки. Для того, чтобы вый­

ти на большую перегрузку

при неизменной скорости по­

Рис 2.3-2. Аэродинамические коэффициенты дельтаплана C-5 при

лета, необходимо увеличить

различном его нагружении

Рис

2.3-1. Зависимость пере- угол атаки, для чего пилот

грузки от угла крена в установив-

шемся, вираже

отдает

ручку

управления "от

Во-вторых, из-за малого радиуса спирали внутренняя консоль

обтекается потоком с меньшей скоростью, чем внешняя, вследствии

себя". Здесь основная опас­

чего подъемная сила на внутренней консоли уменьшается. Это спо­

ность заключается в том, что дельтаплан может свалиться и на

собствует накренению и увеличению скольжения. Пилоту следует

крейсерской скорости полета, что может быть неожиданным для

знать эти особенности и не допускать больших скольжений, ибо в

пилота.

этом случае может быть существенно превышена максимально до­

Особенности сваливания в спирали определяются двумя основ­

пустимая скорость.

ными факторами.

Пилота поджидает опасность при выводе из крутой спирали

Во-первых, в спирали увеличивается перегрузка, а вместе с

При выполнении крутой спирали скорость и перегрузка максималь­

ней и нагрузка на крыло, вследствие чего оно деформируется. Уве­

ны, и ручка управления отдана «от себя». При выводе из спирали

личение деформации вызывает выполаживание зависимости С

уa(а),

пилот отклоняет ручку управления на вывод из крена, и после

что благоприятно сказывается на характере сваливания.

выравнивания дельтаплан оказывается в положении, когда на боль­

На рис. 2.3-2 представлены зависимости C

ya(a) и mt(a) кры­

шой скорости ручка отдана «от себя*. Перегрузка может превысить

ла дельтаплана С-5 фирмы Ан при различном его нагружении. Эти

расчетную, что также небезопасно. Поэтому при выводе из крутой

зависимости получены при неизменной величине подьемной силы.

спирали пилот должен взять ручку

«на себя» и соразмеренными

Исследования показали, что при увеличении нагрузки на крыло

движениями перевести аппарат в горизонтальный полет. После этого

уменьшается подъемная сила и увеличивается критический угол

можно уменьшить скорость.

атаки.

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

2.4; ВОРОНЬЯ ПОСАДКА

3, НЕУПРАВЛЯЕМОЕ ПИКИРОВАНИЕ

Неуправляемое пикирование, или, как его еще называют,

Пилот дельтаплана может реализовать еще один режим полета

на сверхкритических углах атаки. Это, так называемая,

«воронья

флаттерное пикирование

— это опасный режим полета, который

посадка». Этот термин своим названием обязан птицам, широко

случался иногда на дельтапланах первых поколений.

использующим этот способ посадки.

Заключается он в следующем. При подлете к земле пилот

Проявлялось неуправляемое пикирование следующим образом.

плавными соразмеренными движениями отклоняет ручку управления

Дельтаплан в полете внезапно опускал нос и устремлялся в крутом

«от себя», не допуская взмывания аппарата. По мере увеличения

пикировании к земле. Никакие действия пилота не могли вывести

угла атаки происходит рост подъемной силы и лобового сопротивле­

аппарат из этого режима. Посколько спасательные парашюты в то

ния, под действием которых аппарат тормозится. Непосредственно

время практически не применялись, единственной рекомендацией

перед касанием пилот резко отклоняет ручку управления «от себя»,

пилоту было встать на трапецию ногами, чтобы ломающаяся конст­

выводя крыло на угол атаки 40"+ JO". При этом угол атаки изме­

рукция хоть немного смягчила удар о землю.

няется очень быстро, примерно за 1 с.

Рассмотрим причины, вызывающие вход дельтаплана в режим

Вследствие небольшой ско­

неуправляемого пикирования, и способы предотвращения этого ре­

рости полета на посадке (4+5

жима.

м/с) и достаточно больших ли­

нейных размерах крыла вихре­

вая структура крыла не успева­

3.1. ОСОБЕННОСТИ ОБТЕКАНИЯ КРЫЛА НА ОКОЛОНУЛЕВЫХ

ет перестроиться, и критический

угол атаки кратковременно уве­

УГЛАХ АТАКИ

личивается. Также кратковре­

менно увеличивается подъемная

сила и сопротивление, под дей­

У дельтапланов первых поколений обшивка крыла не натяги­

ствием которых аппарат успева­

валась на каркасе и в ненагруженном состоянии провисала, а в

ет затормозиться до полного га­

полете под действием аэродинамической нагрузки принимала харак­

шения вертикальной и горизонтальной скоростей, и пилот призем­

терную форму купола. Если обшивку снять с каркаса и разложить

ляется на ноги без пробежки.

на земле, то угол при вершине обшивки оказывался большим, чем

у каркаса, на

1-3°. Эта разница определяла, так называемую, ку-

польиость крыла.

Под действием аэродинами­

ческой нагрузки обшивка натяги­

вается, и ее форма определяется

покроем ткани и латами

(нервю­

рами). При уменьшении угла ата-

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

ки подъемная сила крыла умень­

Исследования проведены в аэродинамической трубе при двух

шается, и при некотором околону­

значениях купольности e = 2° и е

= 4°. Хорошо видно, что при

левом угле атаки она исчезает со­

увеличении купольности растет зона, где подъемная сила и продоль­

всем. Ненатянутая обшивка начи­

ный момент равны нулю. Следует отметить, что этот аппарат уже

нает полоскаться на ветру как

оборудован специальными антипикирующими устройствами, исклю­

флаг и вибрировать, Эти вибрация

чающими выход его на режим неуправляемого пикирования.

обшивки воспринимаются иногда

как флаттер крыла. Следует заметить, что флаттер крыла самолета

имеет гораздо более сложную природу и приводит к разрушению

крыла в полете.

3.2. ВХОД В НЕУПРАВЛЯЕМОЕ ПИКИРОВАНИЕ

При дальнейшем уменьшении угла атаки ненатянутая обшивка

полощется относительно боковых балок пока не натягивается задняя

Рассмотрим теперь, каким образом дельтаплан попадает, .на

кромка. В этом небольшом диапазоне углов атаки подъемная сила

режим неуправляемого пикирования.

и продольный момент практически равны нулю. Дальнейшее умень­

Если у дельтаплана небольшой момент на кабрирование на

шение угла атаки формирует обратную купольность, и появляется

малых углах атаки, то при энергичном взятии "на себя" ручки

нормальная сила, направленная вниз. Наличие килевого кармана

управления на. большой скорости дельтаплан может выйти на малые

увеличивает диапазон полоскания обшивки.

углы атаки, где момент равен нулю, и остаться на этом режиме.

Другой причиной может быть воздействие нисходящего потока,

На рис. 3.1-1 представлены зависимости С

уа(a) и mz(a) дель­

который уменьшает угол атаки.

таплана 3-го поколения "Славутич-УТ" фирмы Ан, разработанного

Как показано на рисунке, изменение угла атаки определяется

в 1978 году.

по формуле Da - arctg [ Wy / V]. Угол атаки при действии нисхо­

дящего порыва определится по формуле

Например, на дельтаплан, летящий со скоростью 12 м/с, по­

действовал нисходящий порыв ветра Wy = -6 м/с. Угол атаки изме­

нится на величину

Рис. 3.1-1, Продольные характеристики дельтаплана

"Славутич-УТ'

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

Следовательно, такой порыв может вывести аппарат в опасную

были ослаблены, Если при пилотировании дельтаплан вышел на угол

зону углов атаки. Особенно сильное изменение угла атаки происхо­

атаки меньше допустимого, то сечения крыла проворачиваются от­

дит, когда дельтаплан "вываливается" из восходящего потока в

носительно боковой балки вниз. Закрепленные с помощью тросиков

нисходящий.

концевики лат не позволяют задней кромке крыла отклоняться вниз,

В обоих случаях пилот почувствует, как трос подвесной сис­

превращая профиль в S-образный. На задней части крыла создается

темы провис, аппарат начинает стремительно проваливаться вниз,

отрицательная подъемная сила, которая дает момент на кабрирова­

опускает нос и переходит в отвесное пикирование, быстро набирая

ние относительно центра масс дельтаплана, и он поднимает нос.

скорость. Посколько подъмная сила равна нулю, то пилот не имеет

возможности создать управляющий момент, как показано в разде­

ле 1.2, и вывести дельтаплан из пикирования. Поэтому этот режим

называется неуправляемым пикированием.

Следует заметить, что при медленном нарастании порыва за

счет своей продольной устойчивости, дельтаплан успевает отреаги­

ровать на изменение угла атаки в процессе его нарастания, поэтому

заброс по углу атаки небольшой.

3.3. КОНСТРУКТИВНЫЕ МЕРОПРИЯТИЯ, ПРЕДОТВРАЩАЮ1ЦИЕ

НЕУПРАВЛЯЕМОЕ ПИКИРОВАНИЕ

Таким образом, мы установили, что причиной входа дельтап­

лана в неуправляемое пикирование является нулевой продольный

момент при нулевой подъемной силе, а причиной невыхода из не­

го

— нулевая подъемная сила

(невозможность создания управляю­

щего момента). Поэтому основной задачей разработчика является

создание с помощью специальных устройств момента на кабрирова­

Рис З.З-t. Схема антипикирующих устройств:

ние на малых углах атаки. Тогда дельтаплан, попав каким-либо

а) троссовая подвязка; б) концевая поддержка

образом в эту зону, под действием кабрирующего момента начнет

поднимать нос и самостоятельно выйдет из пикирования.

Этим целям служат антипикирующие устройства

(АПУ). Их

Концевая поддержка

устройство и принцип действия чрезвычайно просты. Различают два

типа АПУ: тросовые подвязки и концевые поддержки.

Концевая поддержка конструктивно выполнена в виде стерж

Тросовое антипикирующее устройство

ней, жестко закрепленных на концах боковых балок под отрица

тельным углом к плоскости каркаса крыла. В обычном полете из-за

большой отрицательной крутки эаконцовок крыла имеется Зазор

Тросовое АПУ состоит из тросиков, подвязывающих концевики

между обшивкой и концевыми поддержками. При уменьшении угла

центральных лат к мачте (см. рис 3.3-1 а). Длина тросиков выби­

атаки крыла крутка уменьшается, и, начиная с некоторого угла,

рается таким образом, чтобы на крейсерских режимах полета они

обшивка ложатся на поддержку. При дальнейшем уменьшении угла

атаки законцовка крыла фиксируется, и на ней появляется отрица-

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

тельная подъемная сила. Так как крыло имеет стреловидность, то

концевые сечения расположены позади пилота, и отрицательная

4. КУВЫРОК ДЕЛЬТАПЛАНА

подъемная сила создает кабрирующий момент.

На рис. 3.3-2 показано влияние тросовых и концевых АПУ на

продольный момент дельтаплана С-5 фирмы Ан. Эти данные пол­

4.1. ОПИСАНИЕ КУВЫРКА

учены при испытании крыла в аэродинамической трубе.

«Это случилось в июле

1988 г. Грозное, черное облако с ха­

рактерным «белым воротничком» в самой нижней его части, быстро

приближалось с севера. До шквала оставались считанные минуты.

0 это время с юга начался умеренный ветер, который так любят

дельтапланеристы.

Два пилота, пренебрегая мерами безопасности, решили насла­

диться парящим полетом над прекрасной долиной Кокте-Бель. Од­

нако, через 4 минуты после старта ветер резко изменил направление

и силу, пошел, дождь.

Первый пилот, имея высоту 100 м и оценив ситуацию, благо­

получно приземлился. Второй пилот, Михаил Козлов, принимает

иное решение. Он уходит в долину и продолжает набор высоты. Его

Рис 3.3-2. Влияние антипикирующих устройств на момент

полет происходит на высоте 800 м над долиной в районе Планер-

тангажа дельтаплана С-5: I — без АПУ; 2 — концевая

ского. На земле всем было понятна, что если пилот немедленно не

поддержка; 3 — концевая поддержка и троссовое АПУ

пойдет на посадку, шквал необычайной силы с дождем, уже бушу­

ющий над горой Клементьева, унесет его в море.

Наибольший вклад в создание кабрирующего момента вносит

На машине мы выехали в Планерское, чтобы предупредить

троссовое АПУ. Таким способом удалось решить проблему предотв­

спасателей о возможной беде. Доехав до свалки, что у Планера,

ращения неуправляемого пикирования дельтаплана.

которую знают все дельтапланеристы, мы оказались на залитой

солнцем дороге с приятным южным ветром.

Гора как бы подтвердила свое древнее название Узун Сырт —

хребет Дракона. Она своим хребтом как бы разделила тьму и свет.

Огромные белые космы с бешенной скоростью неслись к земле и, в

дикой борьбе с южным ветром, немедленно устремлялись вверх.

Мы не могли понять, почему пилот приближался к этому

страшному месту. Нам оставалось только наблюдать. На высоте

300 м над обелиском горы Клементьева, пилот на дельтаплане клуб­

ной постройки, который налетал к тому времени более 300 часов,

врезался в белые мутные струи облаков. Мы находились от дель­

таплана на расстоянии 800 м.

Остальное решали секунды. Мы внимательно наблюдали и ви­

дели, как пилот неожиданно, почувствовав стену встречного ветра,

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

В июне 1991 года под Казанью проводились летные испытания

взял сильно ручку управления «на себя», чтобы пробиться к ангару,

спасательной системы мотодельтаплана. По программе испытаний

который, как потом выяснилось, пилот видел и хотел долететь до

предусматривалось в полете на высоте 1200 м ввести спасательную

него. Дельтаплан начало резко бросать из стороны в сторону с

систему, и затем после ее испытания она отцеплялась. В дальнейшем

увеличивающейся амплитудой. Это был голландский шаг (подробнее

аппарат должен был произвести нормальную посадку. Кстати, дви­

об этом в разделе 5.3).

жение, которое возникает в результате

После третьего кренения дельтаплан резко, без всякого намека

на пикирование, начал кувыркаться. После первого же оборота пи­

указанной процедуры, является класси­

лота оторвало от трапеции и забросило за килевой карман, насколь­

ческим примером попадания дельтапла­

ко позволяла подвесная система. В момент следующего оборота пи­

на в кувырок, что и случилось на самом

лота бросило к носовому узлу. Далее огромный темп вращения

деле.

позволил только считать обороты. На выходе из четвертого оборота

После отцепки спасательной систе­

не выдержала старая добрая обшивка крыла, она разорвалась от

мы мотодельтаплан пошел вниз, увели­

задней кромки до мачты. Это и спасло пилота. Вращение мгновенно

чивая скорость. Одновременно с увели­

прекратилось, дельтаплан, опустив нос с углом тангажа

30°, стре­

чением скорости снижения аппарат на­

мительно начал снижаться. Увидеть развязку нам не удалось. Новая

чал опускать нос. Пилот инстинктивно

мощная белая волна накрыла смельчака.

отдал ручку управления

«от себя*, тем

Через полчаса мы увидели Мишу, который отделался неболь­

не менее угловая скорость все время

шим переломом ноги. Он рассказывал, как он открывал парашют

увеличивалась, и аппарат перевернулся

сразу же после первого оборота. Все его внимательно слушали, но

на спину. В это мгновение сломалась поперечная балка крыла,

только мы с товарищем знали, что оборотов было четыре."

вращение вокруг поперечной оси прекратилось и началось вращение

Так описывает кувырок опытный дельтапланерист Чечин В.,

вокруг нормальной. Пилот висел вниз головой в аппарате, который

свидетелем которого он был.

вращался с очень большой скоростью, и испытывал значительную

Кувырок — это опасный режим полета дельтаплана и на других

отрицательную нормальную перегрузку.

летательных аппаратах до сих пор не встречался. В связи с этим

«У меня было такое ощущение, будто глаза вылезли из глазниц

теорию кувырка необходимо было разработать заново.

и держались только на связках. Сознание постепенно уходило».

Основная сложность в изучении этого режима заключалась во

Только прекрасная профессиональная подготовка позволила

внезапности и кажущейся непредсказуемости его проявления, а так­

ему выпутаться из разрушенной конструкции, и его пулей выбросило

же в невозможности его повторения в летных испытаниях ввиду

из нее. Перегрузка резко уменьшилась, и он смог воспользоваться

крайней опасности для пилота.

спасательным парашютом.

Весьма затруднительно было найти свидетельство пилота, побы­

Этот полет был весь заснят кинокамерой, но даже покадровый

вавшего в кувырке. Оставшиеся в живых пилоты, как правило,

просмотр пленки не позволил определить момент отделения пилота

получали тяжелые травмы, да и сам кувырок ввиду его быстротечно­

от разрушенной конструкции, так велика была скорость отделения.

сти и запредельного для человека сочетания большой знакоперемен­

«Я стал только тогда понимать, почему разбиваются опытней­

ной перегрузки и угловой скорости вращения не позволял пилоту

шие пилоты в таких ситуациях. Влияние большой, знакопеременной

правильно ориентироваться и сделать подробное описание. К тому же

перегрузки в сочетании со значительной угловой скоростью тангажа

пилоты, как правило, не обладали необходимой профессиональной

подготовкой, которой обладают, например, пилоты-испытатели.

лишает физической и волевой возможности воспользоваться пара­

Как исключение, можно привести списание кувырка опытней­

шютом».

шим парашютистом-испытателем Ермоленко B.C. Благодаря своей

Наконец, можно привести еще одно свидетельство кувырка. В

высокой профессиональной подготовке, он смог спастись в этой ситу­

1983 г. под Ленинградом на самодельном дельтаплане типа "Тайфун"

ации.

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

пилот неожиданно попал в кувырок. После переворота на спину

Таким образом, из приведенных описаний, а также других

произошла поломка консоли крыла, и далее аппарат беспорядочно

данных, можно сделать несколько общих замечаний:

падал на землю. При падении пилот получил тяжелую травму.

Сильнейшая стрессовая ситуация не позволила пилоту дать

• кувырок всегда наступает внезапно, часто без ка­

подробную информацию, и случай бы забылся, если бы не одно

ких-либо видимых причин;

обстоятельство: этот кувырок был случайно заснят кинолюбителем.

Несмотря на низкое качество съемки, траектория движения была

• вход в кувырок всегда стремителен и скоротечен;

зафиксирована сбоку под очень удачным ракурсом, поэтому пленку

• угловые скорости и перегрузки в кувырке бывают

удалось расшифровать и получить развернутое по времени угловое

настолько велики, что пилот практически лишен

положение крыла и пилота. После дальнейшей обработки была вы­

возможности совершать осмысленные движения.

числена угловая скорость. Результаты анализа представлены на

рис. 4.1-2.

Визуальный просмотр показал следующую картину развития

Статистика дает следующие варианты развития событий:

событий. Летевший до того спокойно, дельтаплан, начал медленно

опускать нос, в то время как ноги пилота начали подниматься, что

1. Дельтаплан входит в кувырок и кувыркается до самой земли.

свидетельствовало о резком уменьшении перегрузки. По мере умень­

Это самый тяжелый случай. Пилот, как правило, не имеет

шения угла тангажа крыла увеличивалась угловая скорость. Через

возможности воспользоваться спасательной системой.

1,8 с дельтаплан перевернулся на спину, и произошла поломка

2. После переворота дельтаплана конструкция крыла ломается

консоли.

(обычно консоль за боковым узлом или складывается поперечная

балка). Дальнейшее падение происходит беспорядочно, и пилот име­

ет возможность воспользоваться спасательной системой.

3. Дельтаплан переворачивается на спину, и пилот падает

сверху на нижнюю поверхность крыла. В дальнейшем падение про­

исходит по типу сухого листа. Это самый благоприятный случай и

пилот имеет возможность воспользоваться спасательной системой

или индивидуальным парашютом.

В последующих разделах будут рассмотрены причины и усло­

вия, приводящие дельтаплан к кувырку, рекомендации пилоту по

действию в этой ситуации, а также методы его предотвращения.

4.2. ПРОДОЛЬНАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ КРЫЛА

Во время кувырка угол атаки изменяется во всем диапазоне

-180° <= а <= 180°, поэтому сделаем краткий анализ аэродинамиче­

ских характеристик в этом диапазоне.

Рис 4. /-1. Траектория входа дельтаплана е кувырок

На рис 4.2-1 представлены характеристики С

xa

, С

ya

rn

z

крыла

транспортного мотодельтаплана Т-2М в диапазоне углов атаки

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

180° при фиксированном положении центра масс. Эти данные пол­

Зона безотрывного обтекания

учены по результатам испытаний упругоподобной модели крыла

дельтаплана и натурного крыла в аэродинамических трубах. Харак­

Эта зона наиболее хорошо изучена, так как это область экс­

теристики приведены в скоростной системе координат.

плуатационных режимов полета. В диапазоне углов атаки

±15° кр

рыло обтекается без срыва, а при увеличении угла атаки срыв

начинается в центральной части

крыла. Зависимость Суа (а) близ­

ка к линейной, причем, несущие

свойства крыла на положитель­

ных углах атаки явно выше,чем

на отрицательных, критический

угол атаки и С

упшх больше.

Зависимость С

ха

(a) близка к квадратичной параболе. Зависи­

мость продольного момента имеет сложный характер и будет рас­

смотрена отдельно.

Зона полного срыва потока

Эта зона характеризуется

практически полным срывом по­

4.2.1. Основные характеристики крыла

тока с верхней

(а

> 0) или ниж­

ней (а < 0) поверхностей. Крыло

нагружено достаточно равномерно

По характеру обтекания всю область можно разделить на три

как по хорде, так и по размаху,

зоны:

все характеристики изменяются

I. Зона безотрывного обтекания,

плавно.

Лобовое

сопротивление максимальное, когда дельтаплан уста-

2. Зона полного срыва потока,

новлен поперек потока, и эквивалентно сопротивлению плоской пла-

стины, а подъемная сила при этом минимальная. Если характери-

ки крыла в первой зоне зависят от его профилировки, крутки и

3. Зона обратного

(перевернутого) полета,

других параметров, то во второй зоне все крылья имеют похожие

характеристики. В эту зону дельтаплан при нормальной эксплуата-

ции не попадает.

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

Зона обратного полета

Имеется вторая узловая точка на а = -28°. Это соответствует

перевернутому положению аппарата. В этой точке теоретически воз­

Эта зона занимает диапазон

можно установившееся движение близкое к отвесному пикированию,

углов атаки 180°±20° или -180°±20°

хотя практически его осуществить невозможно: пилот просто упадет

Здесь поток набегает сзади на кры­

на крыло сверху.

ло, т.е. задняя кромка становится

Имеются еще две точки а = -12° и а -

-140°, где т

г

= 0, а

ведущей. Острая и нежесткая кром­

т

>

0. Эти точки характеризуют режим неустойчивого полета. В

гa

ка провоцирует ранний отрыв пото­

самом деле, если угол атаки аппарата, сбалансированного на этом

ка и снижение несущих свойств

режиме, под действием внешнего возмущения изменится, то появив­

крыла.

шийся продольный момент будет вращать его в сторону от исходного

При таком обтекании наиболь­

режима полета

(как показано в разделе

1.2).

шая нагрузка приходится на заднюю кромку, что вызывает повы­

Здесь наиболее важную роль играет точка на а - -12°, лежащая

шенную вероятность поломки крыла.

в зоне безотрывного обтекания. Если под действием какого-либо

В эту зону дельтаплан также не попадает

(за исключением

возмущения аппарат вышел на угол а

<

-12°, то появившийся

фигур типа "колокол**, которые иногда получаются при неудачном

отрицательный момент будет вращать его в сторону дальнейшего

выполнении мертвой петли).

уменьшения угла атаки. Эта точка играет большую роль в затяги­

вании дельтаплана в кувырок, поэтому назовем ее а

нк

— углом

4.2.2. Продольный момент

атаки начала кувырка,

Еще одна характерная точка определяется при Cy = 0 — это

т

zo

Эта величина является важной характеристикой продольной

устойчивости летательного аппарата. При изменении центровки шго

Для анализа характеристик продольной устойчивости рассмот­

не изменяется. Если m

< 0, то такой аппарат имеет неудовлет­

zo

рим характерные точки зависимости т

г

(а). Для удобства рассуж­

ворительные характеристики статической устойчивости и является

дений введем понятие узловая точка.

опасным. У крыла Т-2М m

= 0.15, что обеспечивает очень большую

zo

Узловая точка — это значение угла атаки, на котором аппарат

(даже чрезмерную) статическую устойчивость на больших скоростях.

совершает установившийся полет. Это значит, что аппарат сбалан­

На отрицательных углах атаки имеется участок кривой, где

сирован

(m

z

-

0) и устойчив

(m

az

< 0). Если какое-либо внешнее

m

z

< 0 ( а -

-12°

/

-28°) с характерным изгибом, который назы­

возмущение выведет его из этой узловой точки, то появившийся

вается

«отрицательная ложка», в отличии от «ложки» на больших

продольный момент будет возвращать аппарат в исходное положе­

положительных углах атаки, имеющейся у некоторых схем самоле­

ние. Эта точка как бы притягивает аппарат к себе. Узловую точку

тов. Как будет показано ниже, эта

«отрицательная ложка» может

в летном диапазоне углов атаки будем называть главной узловой

провоцировать дельтаплан на вход в кувырок.

точкой.

Главная узловая точка мотодельтаплана Т-2М при определен­

ном положении ручки управления находится на а = 17°. Положение

этой точки существенно зависит от положения центра масс (ручки

управления). Например, при отклонении ручки управления вперед

центровка смещается назад. При этом главная узловая точка сме­

щается на большие углы атаки, и аппарат сбалансируете я на мень­

шей скорости.

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

Подводя итог анализу продольных характеристик крыла Т-2М,

При изменении положения центра масс зависимость m

L{a) из­

можно отметить, что это крыло имеет удовлетворительные характе­

меняется, и новое значение момента определится по срормуле:

ристики продольной устойчивости. Имеющаяся "отрицательная лож­

4.2-а

ка" расположена достаточно далеко от эксплуатационных режимов

полета, к тому же мала по величине и протяженности и не является

здесь Cy и Cx — текущие коэффициенты нормальной и продольной

опасной. Крыло имеет высокую степень продольной устойчивости

аэродинамических сил в связанной системе координат. Пересчет

(m

zo

= 0.15). Летные испытания этого крыла полностью подтверж­

коэффициентов сил из скоростной в связанную систему координат

дают этот вывод.

производится по формулам:

Там же на рис. 4.2-1 приведены характеристики эксперимен­

тального крыла T-X. Зависимости С

ya,, Сxa

(a) практически не от­

личаются от характеристик Т-2М,. а характеристики продольного

4.2-6

момента имеют существенные отличия:

Рассмотрим влияние смещения центровки вдоль осей OX и OY.

• m

z0

< 0, что характеризует неудовлетворительную

статическую устойчивость крыла,

Смещение центровки вдоль оси OX

• имеется значительная «отрицательная ложка» , рас­

положенная в диапазоне а = 2° + -70°,

Это смещение имеет место при обычном управлении, при этом

• угол атаки начала кувырка равен

2°, что очень

центровка по оси OY практически не изменяется. С учетом

4.2-6

близко к эксплуатационным углам атаки.

формула 4.2-а примет вид:

Такие неблагоприятные характеристики продольного момента

делают полет на этом аппарате крайне опасным.

Рассмотрим зависимость т

г

(а) мотодельтаплана Т-2М при

4.2.3. Влияние центровки на продольный момент

изменении положения центра масс в широком диапазоне

(рис. 4.2.3-1).

Дельтаплан — это летательный аппарат с балансирным спосо­

бом управления, которое осуществляется путем изменения положе­

ния центра масс. По сравнению с самолетом это изменение суще-

ственно больше, так у мотодельтаплана центр масс при выполнении

различных маневров изменяется в диапазоне 35% CAX крыла, а у

дельтаплана это изменение доходит до 70%. Следует отметить, что

у самолетов центровка изменяется от 5% у одноместных, до

15%

у транспортных, да и та определяется загрузкой, а в полете прак­

тически не изменяется.

Такое большое изменение положения центра масс дельтаплана

оказывает существенное влияние на характеристики продольной ус­

PuC 4.2.3-1. Коэффициент момента тангажа мотодельтаплана

Т-2М при смещении центра масс но оси OX: уt = -0.74

тойчивости. Рассмотрим некоторые особенности.

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

Когда пилот отклоняет ручку управления «от себя»» центр масс

смещается назад

(Х

т

= 0,7), и новому положению центра масс

соответствует кривая

2. Кривая как бы повернулась вокруг точки

m

z0, и главная узловая точка сместилась на a2. При этом ухудша­

ются характеристики устойчивости на отрицательных углах атаки:

появилась «отрицательная ложка», и уменьшился угол атаки начала

кувырка. Так как изменение центровки у дельтаплана значительное,

то трудно избежать этого ухудшения характеристик, следовательно

предрасположенность дельтаплана к кувырку заложена в самой ком­

поновке аппарата.

При взятии «на себя» ручки управления центр масс смещается

вперед, и новому положению соответствует кривая 3. В этом поло­

жении отсутствует «отрицательная ложка», а имеете с ней и угол

атаки начала кувырка, т.е. отсутствуют начальные условия входа в

кувырок. Это очень важный вывод, определяющий действия пилота

в опасной ситуации.

Рис 4.2.3-2. Коэффициент момента тангажа мотодельтаплана

С другой стороны можно заметить, что при любом смещении

Т-2М при смещении центра масс по высоте: Хт = 0.34

центра масс по оси OX соотношение площадей с отрицательным и

положительным моментами практически не меняется. Как будет

При поднятии центра масс кривая смещается вверх, как бы

показано в разделе

4.4, это не изменяет условий самовращения

поворачиваясь вокруг двух полюсов, расположенных в районе а

-

дельтаплана.

= +- l0°. Как будет показано в разделе 4.4 это существенным образом

влияет на склонность дельтаплана к кувырку.

Смещение центровки вдоль оси OY

4.2.4, Момент демпфирования

Влияние смещения центровки по вертикали сказывается более

сложным образом. Если

то формула 4.2-а примет вид:

Важной характеристикой, определяющей параметры вращения

дельтаплана, является коэффициент демпфирования

Как пока­

зано в разделе

1.3.1, этот момент направлен против вращения и

замедляет его.

Здесь соотношение между двумя слагаемыми С

Ха

* cosa

Исследования, проведенные на упругоподобной модели крыла

и Суа * sin а определяет знак и величину приращения момента

дельтаплана "Славутич-УТ" в аэродинамической трубе, показали

тангажа.

интересные особенности. В районе околонулевых углов атаки, мо­

На рис. 4.2.3-2 приведены зависимости m

t (а) при различном

мент демпфирования изменяет знак с отрицательного на положи­

по высоте положении центра масс мотодельтаплана Т-2М.

тельный, т.е. появляется антидемпфирование крыла. Это значит, что

Рассмотрим три положения центра масс: нормальное (кривая

на околонулевых углах атаки антидемпфирующий момент раскру-

I), пилот находится в плоскости крыла (кривая 4) и пилот находится

на мачте крыла (кривая 5). Эти гипотетические варианты нам по­

надобятся для лучшего понимания причин кувырка.

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

чивает крыло. На рис. 4.2.4-1 приведена характеристика продольного

Ось, на которой вращается модель, должна быть достаточно жесткой

демпфирования крыла дельтаплана "Славутич-УТ" фирмы Ан.

и прочной.

Теперь можно поместить такую установку в рабочую часть

аэродинамической трубы и провести исследования. Если включить

трубу, то модель под действием потока воздуха установится на

определенном угле атаки. Это и есть главная узловая точка. На

этой модели можно наглядно продемонстрироовать физическую при­

роду устойчивости как статической, так и динамической.

Рис 4.2,4-1. Коэффициент продольного демпфирования

дельтаплана "Словутич-УТ'

Этот парадокс объясняется тем, что при изменении знака Cy

на крыле обшивка

«прохлопывает» вниз. У жесткого самолетного

крыла такого антидемпфирования не наблюдается.

Если ее отклонить от положения равновесия, она опять вер­

Это важная особенность дельтаплана, способствующая затяги­

нется в исходное положение после нескольких колебаний. Это зна­

ванию его в кувырок.

чит, что модель статически н динамически устойчива в этом диа­

пазоне углов атаки.

Если после отклонения модель не вернулась в исходное поло­

жение, то она неустойчива в этом диапазоне углов атаки. Здесь

4.3 МОДЕЛИРОВАНИЕ КУВЫРКА В АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ TPУБЕ

могут быть два варианта дальнейшего движения. Модель сразу на­

чнет уходить дальше от положения равновесия — это значит, что

Моделировать кувырок можно с помощью небольшой модели в

модель статически неустойчива. Если она войдет в колебательный

режим относительно положения равновесия с увеличивающейся ам­

аэродинамической трубе. Для этом цели необходимо изготовить мо­

дель крыла в масштабе, позволяющем ей вращаться в рабочей части

плитудой колебаний, то модель имеет положительную статическую

устойчивость и отрицательную динамическую.

трубы. Подвесная система моделируется условно. Здесь самое глав­

ное обеспечить возможность вращения модели на оси установки,

Изменяя скорость, мы можем убедиться, что положение глав­

проходящей через условное положение центра тяжести натурного

ной узловой точки не изменится. Медленно вращая модель можно

дельтаплана, а также весовой баласировки модели относительно этой

найти вторую узловую точку, которая соответствует перевернутому

оси. Балансировка модели производится с помощью специальных

полету.

грузиков. Моделировать массу и моменты инерции не обязательно.

Уменьшая угол атаки, можно обнаружить угол атаки, после

которого модель начинает вращаться с отрицательной угловой ско-

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

Рассмотрим подробнее крутящий момент дельтаплана. При вра­

pocтью. Это значит, что модель вошла в кувырок т.е. имеются

щении дельтаплана с отрицательной угловой скоротаю угол атаки

необходимые условия установившегося самовращения. Если же мо­

последовательно изменяется в диапазоне

180"

+ -180^е,при этом на

дель не вращается, то необходимо ось вращения сместить назад и

него действует продольный момент различного направления и вели­

вниз и сбалансировать ее в новом положении.

чины. Отрицательный (пикирующий) момент ускоряет вращение, а

Изменяя положения оси вращения модели, мы можем опреде­

положительный (кабрирующий)

— замедляет его.

лить влияние положения центра масс на способность дельтаплана

вращаться. Опыт показывает, что смещая вперед и вверх ось вра­

щения, а следовательно и центр масс, мы можем найти положение,

когда модель не будет вращаться. Отклонение вверх задней кромки

в центральной части крыла, имитирующее работу АПУ, предотвра­

щает наступление кувырка.

На такой простой модели мы можем получить наглядное пред­

ставление о кувырке, а также определить влияние некоторых пара­

метров на характеристики вращения.

4.4. ДИНАМИКА КУВЫРКА

Таким образом, условия его вращения качественно определя­

ются соотношением между величинами положительного и отрица­

Рассмотрим теперь сам процесс входа дельтаплана в кувырок,

тельного моментов зависимости т

г (а). Если площадь с отрицатель­

а также условия установившегося его самовращения. Здесь следует

ным моментом больше площади с положительным моментом, то

выделить две стороны этого явления:

обеспечиваются необходимые условия для поддержания вращения

аппарата с отрицательной угловой скоростью. Если площади при­

• во-первых, необходимые условия установившегося

мерно равны или же площадь с отрицательным моментом меньше,

самовращения;

то вращение с отрицательной угловой скоростью невозможно. На

самом деле против вращения действует еще и демпфирующий мо­

• во-вторых, достаточные условия входа дельтаплана

мент, поэтому для установившегося вращения требуется, чтобы пло­

в кувырок.

щадь с отрицательным моментом была, примерно, в 1.5 + 2.0 ра­

за больше.

Необходимые условия самовращения

Испытания показали, что крыло T-X обладает очень большим

отрицательным продольным моментом во всем положительном диа­

пазоне углов атаки и небольшим переменным по знаку моментом в

В качестве необходимых условий самовращения дельтаплана

диапазоне отрицательных углов. Такое соотношение моментов на

следует признать:

этом аппарате создает необходимые условия для установившегося

самовращения с отрицательной угловой скоростью. Насколько это

• наличие крутящего момента,

распространено среди дельтапланов, могут показать специальные

исследования. Поскольку большой отрицательный момент имеет ме­

• сила натяжения троса, связывающего пилота с кры­

сто в зоне полного срыва потока, где компоновка крыла не играет

лом, больше нуля.

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

существенной роли, то можно предположить, что эта предрасполо­

атаки, как при передней так и при задней центровктх, то вход в

женность к кувырку характерна для современных дельтапланов. Это

кувырок такого дельтаплана в обычном полете практически неверо­

очень важный вывод, нз которого следует, что необходимо с большой

ятен. Действительно, допустимые эволюции или обычно встречаю­

долей осторожности относиться к режимам полета, на которых воз­

можен выход дельтаплана на большие углы атаки.

щиеся вертикальные порывы не способны вывести дельтаплан из

Как показано в разделе 4.2., положение центра масс оказывает

рассматриваемой зоны характеристик, а в ней полет безопасен.

существеное влияние на характеристики продольного момента. Чем

Но если аппарат совершает маневр, при котором он выходит

ниже расположен центр масс, тем большую величину отрицательного

из зоны безопасных характеристик, то он может сорваться в кувы­

момента тангажа имеет дельтаплан и тем больше он предрасположен

рок. Особенно опасна в этом смысле мертвая петля, вернее, не сама

к кувырку. При поднятии центра масс вверх эта склонность умень­

она а ее невыполнение, то есть выход в «колокол».

шается. Если центр масс расположен в районе центрального узла,

то дельтаплан практически не склонен к самовращению. Но если

центр масс поднять вверх в район мачты, то может наступить

обратное вращение.

Сила натяжения троса зависит, в основном, от соотношения

между силой тяжести и центробежной силой, возникающей при

вращении пилота относительно общего центра масс. Если угловая

Скорость пилота небольшая, то пилот

может упасть на крыло.

Теперь можно объяснить явление,

В этом случае углы атаки могут достичь 90^е, и тогда кувырок

когда дельтаплан после переворота на

обеспечен. Статистика происшествий показала, что это наиболее

спину прекращает вращение. Это слу­

частая причина кувырка дельтапланов.

чается тогда, когда вход в кувырок вя­

Но если дельтаплан имеет неудовлетворительные характеристи­

лый, и аппарат не успевает раскру­

ки продольной устойчивости, как, например, T-X, то вероятность

титься. Пилот падает на крыло, приводя центр масс в район пло­

входа в кувырок очень высока даже на обычных режимах полета.

скости крыла, и необходимые условия для входа в кувырок исчезают.

Рассмотрим возможные варианты поведения дельтаплана T-X при

небольшом отклонении ручки управления.

Достаточные условия входа дельтаплана в кувырок

Вход в кувырок на большой скорости

Если имеются необходимые условия самовращения дельтапла­

на, это еще не значит, что он обязательно совершит кувырок. Опыт

полетов показывает, что кувырки случаются, к счастью, довольно

Как было показано в разделе 4.2., мотодельтаплан T-X обла­

редко, поэтому необходимо рассмотреть предпосылки, приводящие к

дает неудовлетворительными характеристиками продольной устойчи­

кувырку.

вости на малых и отрицательных углах атаки

(m

zo

< 0, а

нк

= 2° и

Как показано в разделе 4.2., важную РОЛЬ играют характери­

имеется большая

«отрицательная ложка»). Площадь с отрицатель­

стики продольной устойчивости на малых и отрицательных углах

ным продольным моментом превышает площадь с положительным

атаки. Если т

> 0.05, "отрицательная ложка" отстутствуст или

моментом более чем в три раза. Налицо необходимые и достаточные

го

невелика, и а

нк

сдвинут в сторону больших отрицательных углов

условия для кувырка этого аппарата, особенно на большой скорости.

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

ная, и для создания кабрирующего момента на вывод из кувырка

Расчетные исследования показали, что полет этого мотодель­

требуется обратное движение, т.е. взять ручку управления «на себя»,

таплана на большой скорости очень опасен: всякое, неосторожное

причем, движение должно быть энергичным и глубоким. Но в том то

отклонение ручки управления приводит к кувырку.

все и дело, что на большой скорости ручка управления практически

Рассмотрим поведение аппарата, сбалансированною на скорости

полностью взята «на себя», и запаса хода нет.

90 км/ч, при небольшом отклонении «на себя» ручки управления.

Угловая скорость резко увеличивается, перегрузка и тангаж

Аппарат опускает нос с нарастающей скоростью и входит в

крыла бистро уменьшаются, пилот теряет ориентировку в простран­

кувырок. На рис. 4.4-1 показано изменение угла атаки, тангажа и

стве и способность совершать осмысленные действия.

угловой скорости на начальном этапе входа в кувырок.

Уже через 2 с после начала «дачи» аппарат выходит на режим

самовращения, причем, угловая скорость достигает

360°/сек, верти­

кальная перегрузка изменяется в пределах ±2.5, а траектория близ­

ка к отвесной. Можно отметить, что при установившемся кувырке

скорость падения изменяется незначительно и колеблется около не­

которой величины, называемой скоростью кувырка. Эта скорость для

T-X составляет около 80 км/час, т.е. скорость встречи мототележки

с землей велика и в некоторой степени зависит от фазы вращения.

Если скорости V и Vокр мототележки совпадают по направлению, то

они суммируются, и результирующая скорость больше 80 км/час,

если имеют противоположное направление, то вычитаются. Оценим

это изменение.

Для T-X :

Wz = 2л

1/с

(1 об/с)

Рис 4.4-1. Вход в кувырок мотодельтаплана T-X после

отклонения "на себя" ручки управления

и У тел = 0.5 м (Расстояние от центра масс всего аппарата до центра

------

- дельтаплан "Тайфун"

масс мототележки).

Сразу после отклонения ручки параметры движения практиче­

Vокр = Wz * У

= 2 * 3.14 * 0.5 = 3.14 м/с -

10 км/ч.

ски не изменились. В течении первой секунды происходит плавное

тел

уменьшение перегрузки и тангажа (нос аппарата начал опускаться).

На этом же рисунке нанесены значения У и w

реального

Если специально не готовиться к этому режиму, то пилот может не

z

кувырка, происшедшего с пилотом

(см. раздел

4.1.). Характер этих

ощутить приближения катастрофы. Здесь еще сохраняется возмож­

ность избежать ее. Подъемная сила положительная, и управление

зависимостей хорошо совпадает, что свидетельствует о правильном

аппаратом прямое. Можно рекомендовать пилоту энергично отдать

моделировании этого явления.

ручку управления «от себя», чтобы прекратить опускание носа вниз.

При этом пилот не должен допускать резкого взмывания аппарата,

Вход в кувырок с горки

потому что здесь кроется другая опасность, которую мы рассмотрим

ниже.

Рассмотрим еще один вариант управления: на той же скорости

После первой секунды движение носит необратимый характер.

90 км/час пилот отдал «от себя» ручку управления. Аппарат выпол­

Аппарат проскакивает угол атаки начала кувырка, после которого

нил горку и сорвался в пикирование, перешедшее затем в кувырок.

начинает действовать момент на пикирование. Происходит быстрое

На рис. 4.4-2 представлены результаты моделирования этого движе­

изменение всех параметров. Это уже режим неуправляемого движе­

ния на ЭВМ.

ния — кувырка. Действительно, подъемная сила здесь отрицатель­

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

Это наиболее частая причина входа дельтаплана в кувырок,

поэтому сделаем подробный анализ изменения основных параметров

движения.

Рассмотрим посекундное изменение основных параметров дви­

жения,

1 секунда

Исходный режим полета

— горизонталь­

ный полет со скоростью 90 км/час. Пилот

отклонил «от себя» ручку управления. Па­

раметры движения практически не изме­

нились.

2 екунда

Первыми отреагировали на «дачу» угловая

скорость W

z

и перегрузка n

y

, которые до­

стигли максимума к исходу второй секун­

ды, затем начинает увеличиваться тангаж

(аппарат поднимает нос).

Вообще говоря, это нормальная реакция дельтаплана на откло­

нение ручки управления

«от себя», и она не вызывает у пилота

подозрений. Моделирование на ЭВМ различных вариантов управле­

ния показало, что только в течении этой секунды у пилота имеется

теоретическая возможность предотвратить опасное развитие событий.

Для этого он должен энергично взять ручку управления "на себя",

прекратить вращение и плавными соразмеренными движениями вы­

вести аппарат в горизонтальный полет. После этого необходимо

уменьшить скорость. Если он этого не сделает, то после

2-й сек

происходит практически неуправляемое движение аппарата.

3 секунда

Угловая скорость на кабрирование достигает

максимума, угол тангажа продолжает ин­

тенсивно увеличиваться, апарат начинает

набирать высоту и тормозиться.

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

ее, или под действием угловой скорости и знакопеременной пере­

грузки выпустит ее из рук. Анализ возможных перемещений ручки

показывает, что за исключением очень небольшого начального пери­

Аппарат принимает почти вертикальное по­

ода времени, всякое отклонение ручки в процессе дальнейшего дви­

ложение в кругом наборе высоты и интен­

жения либо ухудшает ситуацию, либо неэффективно.

сивно тормозится, перегрузка быстро умень­

При моделировании не учитывалось также влияние угловой

шается, и в конце 5-й сек он как-бы зави­

скорости на характеристики С

Хa

С

уa

, m

z, т.к. в настоящее время не

сает. Это вершина горки.

имеется общепринятой методики учета угловой скорости такой боль­

шой величины. Предварительные оценки показали, что указанные

факторы не могут оказать принципиального влияния на характер

движения и изменить конечный результат,

Аппарат сохраняет практически вертикаль­

ное положение, и начинает падать на хвост.

Перегрузка при этом около нуля, и пилот

ощущает невесомость. Угол атаки 130°, Под

4.5. ДЕЙСТВИЯ ПИЛОТА И ОПАСНОЙ СИТУАЦИИ

действием момента на пикирование появля­

ется отрицательная угловая скорость.

Итак, мы рассмотрели необходимые и достаточные условия

попадания дельтаплана в кувырок, а также динамику этого режима

полета. Рассмотрим теперь возможные действия пилота в различных

Под действием момента на пикирование уг­

ситуациях.

ловая скорость, растет, угол атаки уменьша­

ется, и аппарат быстро опускает нос. Под

Сваливание иа мертвой петле

действием большого пикирующего момента

угловая скорость растет, а угол атаки

Это наиболее частый случай входа дельтаплана в кувырок. В

уменьшается.

момент сваливания угол

атаки

может достигать более

90°, а

здесь, как видно из рис.

4.2-1,

очень большой коэффициент мо­

мента тангажа на пикирование.

Угловая скорость стремительно увеличива­

Пока аппарат не набрал скорость,

ется, аппарат мгновенно проскакивает

абсолютная величина пикирую­

главную узловую точку и угол атаки на­

щего момента небольшая, но по

чала кувырка. Далее аппарат выходит на

мере набора скорости этот момент

"отрицательную ложку". Появившийся от­

быстро увеличивается

(пропорци­

рицательный продольный момент продол­

онально квадрату скорости) и на­

жает раскручивать дельтаплан, и он выходит на режим установив­

чинает раскручивать дельтаплан.

шегося самовращения.

В этой ситуации пилот дол­

Конечно, рассмотренная модель движения в определенной сте­

жен предпринять энергичные уси­

пени условна. Здесь принято, что ручка управления жестко зафикси­

лия для сохранения скорости, для чего, пока сохранилась управля­

рована, тогда как в этой ситуации пилот будет энергично отклонять

емость, необходимо энергично отклонить ручку управления в сто-

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

рону и выйти на косую петлю. После набора скорости дельтаплан

ный нисходящий порыв ветра может ввести дельтаплан в кувырок.

можно перевести в нормальный полет.

Здесь наиболее опасен случай, когда дельтаплан переходит из восхо­

Но если время упущено, и аппарат завис в воздухе, то основной

дящего потока в нисходящий на малой скорости или попадает в

задачей пилота является попытка уменьшения тангажа крыла. Если

вихрь (ротор).

тангаж крыла меньше 90°, можно рекомендовать пилоту энергично

В этом случае угол атаки изменяется внезапно и на большую

взять ручку управления

«на себя» и максимально выйти вперед из

величину, вследствие чего аппарат не успевает отреагировать на это

рулевой трапеции. Поскольку масса крыла в 2.5 +

3.5 раза мень­

изменение. Например, нисходящий порыв Wy = -6 т/с при скорости

ше массы пилота, а аэродинамические силы незначительны, то фак­

полета

12 м/с вызывает уменьшение угла атаки на 26,5". Если при

тически крыло поворачивается относительно пилота, и аппарат опу­

таком внезапном уменьшении угла атаки последний не достигнет

скает нос вниз.

анк, то аппарат самостоятельно выйдет на исходный режим полета с

Если при зависании угол тангажа близок к

90*, то можно

«клевком» и потерей высоты.

рекомендовать пилоту резко отклонить ручку управления в сторону

Но если порыв был достаточно сильным, и угол атаки а3 стал

с тем, чтобы попытаться опустить нос через крыло.

меньше угла атаки начала кувырка, то это явится началом кувырка.

Если эти попытки не увенчались успехом или пилот упустил

Пилот почувствует, как усилия на ручке управления ослабли, трос

время, он должен воспользоваться спасательным парашютом, пока

подвесной системы провис, и дельтаплан начинает резко опускать нос

(«клевок»). При этом обшивка прохлопывает (изменяется направление

угловая скорость небольшая и он сохраняет способность к осознан­

подъемной силы). Это основные признаки начала кувырка.

ным действиям.

В этой ситуации пилоту инстинктивно хочется отдать ручку

Малые скорости

управления

«от себя», но это действие только усугубит ситуацию.

Поэтому пилот должен энергично взять «на себя» ручку управления,

подождать, пока аппарат наберет скорость, после чего плавно отдать

Этот полет проходит на большом угле атаки с отданой «от себя»

ее и выйти в нормальный полет. При взятии

«на себя» ручки

ручкой управления, при этом центровка задняя. Аппарат с этим

управления центровка сместится вперед, и этому положению центра

положением центра масс имеет удовлетворительные характеристики

масс будет соответствовать кривая 2. Так как на этой кривой при

продольной устойчивости на положительных углах атаки и неудов­

том же угле атаки продольный момент положительный, то аппарат

летворительные на отрицательных (кривая I). Имеется «отрицатель­

начнет поднимать нос и будет возвращаться в главную узловую

ная ложка», и а

может иметь Небольшую величину.

нк

точку а2, где и остановится.

Здесь представлена упрощенная модель движения аппарата. На

самом деле движение будет более сложным. Во-первых, при энергич­

ном отклонении ручки управления происходит взаимное отклонение

крыла и подвески в разные стороны, в результате чего угол атаки

крыла еще немного уменьшится. Во-вторых, принятая модель не

учитывает реакцию пилота на изменение ситуации.

Точное моделирование этих особенностей на ЭВМ с учетом

реакции пилота дает практически такой же результат.

Необходимо предостеречь начинающих пилотов от неосознан­

ных и поспешных действий, когда любое даже незначительное опу­

скание носа может быть принято за начало кувырка. Если к неболь­

шому и неопасному опусканию носа пилот добавит энергично взя­

Тем не менее запас от балансировочного угла атаки a

1

до угла

тие «на себя» .ручки управления, то при небольшом запасе высоты он

атаки начала кувырка у правильно спроектированного дельтаплана

может оказаться в сложной ситуации.

достаточен, чтобы обеспечить безопасный полет. Только очень силь-

60

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

Запас углов атаки до а

нк

достаточно велик, и сваливание такого

аппарата происходит так же, как у нормального

(см. раздел

2.2).

Хотя сильные нисходящие порывы и могут ввести аппарат в кувы­

Вход в режим кувырка на большой скорости хотя и имеет

рок, они не так часто встречаются.

такую же физическую природу, как на малой скорости, тем не менее

Иное дело большая скорость. Здесь запас между главной узло­

имеется ряд серьезных отличий.

вой точкой a

2

и а

нк

для T-X очень мал. Небольшое внешнее возму­

Для разгона аппарата пилот отклоняет ручку "на себя". При

щение или неосторожное отклонение ручки управления может выве­

этом центр масс смещается вперед, и характеристики продольной

сти аппарат за а

НК,

и кувырок неизбежен.

устойчивости на всех эксплуатационных углах атаки правильно

Действовать, как в предыдущем случае

(взять ручку управле­

спроектированного дельтаплана наверняка удовлетворительные.

ния

«на себя»), не представляется возможным: ручка уже почти

В этом случае кувырка бояться не следует. Для выдерживания боль­

уперлась в грудь. Единственный способ предотвратить этот опасный

шой скорости пилот должен прикладывать значительные тянущие

режим — заранее уйти на малые скорости.

усилия к ручке управления.

Характерным признаком такого аппарата является пропадание

Но если дельтаплан неудачно спроектирован или в погоне за

. или даже изменение знака усилий на ручке управления на большой

большими скоростями пилот снял АПУ, недопустимо уменьшив при

скорости. Почувствовав уменьшение усилий на большой скорости,

этом

и ухудшив устойчивость на отрицательных

пилот должен плавно сбросить газ и короткими соразмеренными

углах атаки, то полет на таком аппарате становится опасным.

движениями отклонять ручку управления

«от себя», не допуская

На рис. 4.5-1 представлены характеристики T-X на режимах

взмывания аппарата. После этого вывести его на среднюю скорость и

большой (кривая 1) и малой (кривая 2) скоростях.

произвести посадку.

Особенность характеристик устойчивости дельтаплана заключа­

Следует помнить, что излишне резкие движения могут вывести

ется в том, что на малой скорости в районе главной узловой точки

аппарат на горку, откуда срыв в кувырок вполне вероятен, как

устойчивость увеличивается. Вследствие этого полет такого дельтап­

показано в разделе 4.4.

лана на малой скорости вполне нормальный и не вызывает опасений.

Начальным условием для входа в кувырок может быть даже

резкая уборка газа, если ось винта проходит ниже общего центра

тяжести. Действительно, на установившемся режиме полета момент

на кабрирование, создаваемый тягой двигателя, уравновешивается

остальными моментами. При выключении двигателя кабрирующий

момент внезапно исчезает, а противодействующий ему пикирующий

остается; он-то и может загнать аппарат в кувырок.

В этом случае единственным спасением является использование

парашютной спасательной системы, и то только на начальной ста­

дии, пока угловая скорость и перегрузка еще малы.

4.6. МЕРОПРИЯТИЯ ПО ПРЕДОТВРАЩЕНИЮ KУВbIPKA

В разделе 4.4 рассмотрены необходимые условий установивше­

гося самовращения, а также факторы, способствующие входу дель­

таплана в кувырок, но основной задачей конструктора является

создание дельтаплана, не склонного к кувырку.

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

Исследования показали, что для практического исключения по­

являлась возможность использовать спасательный парашют. Наибо­

падания дельтаплана в кувырок необходимо обеспечить следующие

лее благоприятным можно считать складывание крыла под действием

характеристики продольной устойчивости на малых углах атаки:

положительной перегрузки, т.е. вверх. Тогда пилот не запутается в

обломках конструкции и может воспользоваться парашютом.

при положении центра масс, которое

Наконец, можно предложить еще один способ спасения пило­

соответствует балансировке дельтаплана на

максимальной скорости полета.

та

— это использование спасательной системы. Анализ динамики

входа дельтаплана в кувырок показал, что у пилота мало шансов

Укажем на некоторые конструктивные решения, позволяющие

самостоятельно ввести ее в действие. Это определяемся двумя фак­

улучшить эти характеристики.

торами:

Установка антипикирующих устройств является наиболее на­

дежным и проверенным устройством предотвращения кувырка, о

• очень малое время для принятия решения;

котором подробно рассказано в разделе 2.3.

Можно рекомендовать установку на крыле профилей с большой

• невозможность для пилота совершать осмысленные

величиной m

Наиболее просто такие профили получить, отгибая

действия в развившемся кувырке.

z o

хвостовики лат вверх.

Следовательно, система спасения должна вводится в действие

автоматически, без участия пилота, от специальных датчиков. В

Длина подвесной системы

качестве таковых наиболее подходящими представляются датчики п

у

и w

z

. Действительно, точкой начала необратимого режима кувырка

является а

нк

, при этом w

z

< О и п

у

< 0. Использование датчика w

z

Как было показано в разделе 4.2., смещение вверх центра масс

позволит избежать случайного срабатывания системы спасения при

уменьшает "отрицательную ложку" момента тангажа. Этот способ

воздействии кратковременного нисходящего порыва.

является менее эффективным, поскольку диапазон возможного сме­

щения невелик. К тому же его влияние на другие характеристики

устойчивости и управляемости изучено недостаточно, поэтому поль­

зоваться этим способом необходимо осторожно.

4.7. КОНТРОЛЬ ОПАСНЫХ ДЕЛЬТАПЛАНОВ

Другие методы

Таким образом, мы знаем, что склонность дельтаплана к ку­

вырку определяется неблагоприятными характеристиками продоль­

Из курса механики известно, что установившееся вращение

ного момента крыла, в частности, малой величиной т

и наличием

z0

аппарата возможно вокруг оси с наименьшим моментом инерции.

«отрицательной ложки». Можно предложить следующие способы оп­

Первые дельтапланы имели малое удлинение и большую корневую

ределения опасных дельтапланов.

хорду, вследствим чего минимальный момент инерции у них был

Наиболее надежным и безопасным способом является испыта­

относительно оси OX. Это явилось одной из причин их неспособности

ние дельтаплана в аэродинамической трубе с целью исследования

входить в кувырок.

характеристик продольной и боковой устойчивости в широком диа­

Одним из интересных способов решения проблемы может быть

пазоне углов атаки и скольжения. Но эти испытания дорогостоящие

установка слабого звена в конструкции крыла. Известны случаи,

и практически недоступны для большинства дельтапланеристов. В

когда дельтапланерист выходил из катастрофической ситуации по­

этом случае аэродинамическую трубу может заменить автостеид,

сле поломки крыла. В этом случае вращение прекращалось, и по­

оборудованный специальными аэродинамическими весами.

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

В клубных условиях можно предложить весьма простой способ

оценки одной из характеристик продольной устойчивости дельтап­

5. БОКОВАЯ НЕУСТОЙЧИВОСТЬ ДЕЛЬТАПЛАНА

лана

— M

zo

. Для этого дельтаплан подвешивают за центральный

узел на мототележку или специальное приспособление, выставляют

крыло в горизонтальное положение и ставят против ветра.

5.1.ЧТО ТАКОЕ БОКОВАЯ НЕУСТОЙЧИВОСТЬ ДЕЛЬТАПЛАНА

«Это произошло в

1983 г. на горе Клементьева в Крыму во

время облетывания нового дельтаплана. Обшивка крыла была туго

натянута, так что в полете она лежала на концевых поддержках

АПУ.

Была хорошая погода, дул благоприятный южный ветер.

После старта дельтаплан стало разворачивать вправо на склон.

Необходимо было срочно исправить, как я решил, ошибку на старте,

и я дал левый крен, вероятно, сильнее необходимого; аппарат охотно

При достаточно большой скорости ветра по величине и знаку

послушался и резко пошел на склон теперь уже влево. Естественно,

усилий можно оценить знак M

z0. Если ручку вырывает вперед, то

пришлось энергично вырывать аппарат из левого крена, чтобы из­

знак M

z0

положительный, если ручку прижимает к груди

— то

бежать столкновения со склоном.

отрицательный, и требуется перерегулировка АПУ. Следует отме­

После отворота от склона, аппарат пошел вправо с увеличе­

тить, что точка подвески крыла играет в этом случае второстепенную

нием' скорости и опусканием носа. При выводе из крена он сделал

роль, т.к. при а

~ 0 подъемная сила близка к нулю. Центр масс

еще больший нырок влево. Мой взгляд уперся в каменистую повер­

крыла находится в районе центрального узла, поэтому сила тяжести

хность склона. Я уже приготовился падать; ничего кругом уже не

крыла также создаст незначительный момент. Остается момент M

z0,

который пропорционален квадрату скорости и хорошо ощущается на

было видцо, только камни на склоне, которые неумолимо прибли­

ручке.

жались, У меня хватило времени, чтобы собраться и вспомнить, что

Склонность дельтаплана к кувырку можно оценить также- в

это, видимо, голландский шаг, и нужно освободить ручку управле­

полете по усилиям на ручке управления. Если при увеличении

ния, что я и сделал, слегка ее придерживая. Но после этого аппарат

скорости до максимальной усилия на ручке уменьшаются или же

сделал еще большой нырок уже вправо, и мне ничего не оставалось,

переходят на обратные по знаку — это первый признак неблагоп­

как вцепиться в ручку трапеции и ждать, чем это все закончиться.

риятных характеристик продольной устойчивости на малых углах

Дельтаплан сделал еше несколько глубоких нырков, совершенно на

атаки. Такое крыло требует немедленной регулировки.

меня не реагируя.

Затем мое внимание зафиксировалось на быстро приближаю­

щейся земле, и я инстинктивно отдал ручку управления «от себя».

Дельтаплан начал успокаиваться и завис метрах в пяти над землей.

С этой высоты я спарашютировал и с грохотом упал на землю.

После благополучного приземления я в течении

15 + 20 мин сидел

и обдумывал происшедшее.

Последующие полеты я проводил осторожгэ. Обшивка обтяну­

лась, лопухи

(концевые части крыла) стали подниматься над кон-

цевыми поддержками и в дальнейшем такого явления не наблюда­

лось.»

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

Так описывает один из опасных режимов бокового движения

скольжения. Если поток направлен на дельтаплан со стороны правого

опущенного полукрыла, то угол скольжения положительный.

опытный дельтапланерист Хесин В. Это весьма характерный случай

раскачки в боковом движении, и мы в дальнейшем проанализируем

Самостоятельно устранить крен дельтаплан может только тогда,

его. Статистика показывает, что неблагоприятные характеристики

когда при накрененин и возникновении скольжения появится момент

крена, стремящийся поднять опущенное или, как его еще называют,

боковой устойчивости и недостаточная подготовленность пилота, яв­

ляются одними из наиболее частых причин летных происшествий.

опережающее полукрыло.

Еще раз отметим, что на величину момента крен не оказывает

непосредственного влияния. Его влияние сказывается через сколь­

жение: угол крена вызывает появления угла скольжения, а послед­

5.2. ОСНОВНЫЕ СИЛЫ И МОМЕНТЫ

ний уже обуславливает возникновение момента крена. Таким обра­

зом, поперечная устойчивость — это способность дельтаплана кре­

питься в сторону, обратную скольжению.

Боковое движение дельтаплана происходит относительно осей

На рисунке показана характеристика поперечной устойчивости

OX и OY и определяется в основном характеристиками устойчивости

дельтаплана. В аэродинамике используется обычно не сам момент,

по крену (поперечная устойчивость) и курсу

(путевая или флюгер­

а его коэффициент, определяемый по формуле:

ная устойчивость), демпфирующими и перекрестными моментами, а

также моментами инерции. Для лучшего понимания физической

сущности бокового движения рассмотрим эти характеристики.

Поперечная устойчивость

Под поперечной устойчивостью понимается способность дель­

таплана устранять возникший угол крена. Сам по себе угол крена

не вызывает изменение

картины обтекания дель­

таплана и не влияет на

его характеристики. Одна­

ко при этом нарушается

равновесие сил, и подъем­

Принято, что момент, опускающий правое полукрыло — поло­

ная сила уже не уравно­

жительный. Таким образом, при накренении правого полукрыла

вешивает силу тяжести.

вниз угол скольжения положительный (B

1), а появившийся момент

Под действием равнодей­

крена

(m

y1

) отрицательный. Этот момент стремится поднять опу­

ствующей

(Y

+ G) дель­

щенное полукрыло. Такая характеристика определяет устойчивый

таплан начинает искрив­

По крену дельтаплан, т.е. выполняется условие

лять траекторию движе­

ния, двигаясь вправо в

сторону опущенной консо­

ли, и появляется угол

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

Чем больше по абсолютной величине

тем выше устойчи­

Демпфирующие и перекрестные моменты

вость по крену. Поперечная устойчивость зависит от формы и рас­

положения крыла относительно центра масс и при перемене режима

Следует заметить, что боковое движение представляет собой

полета изменяется в широких пределах.

сложный процесс, где кроме характеристик боковой устойчивости и

управляемости необходимо учитывать и другие характеристики: де­

Путевая устойчивость

мпфирование и спиральные моменты.

Рассмотрим кратко физическую сущность этих характеристик.

Под путевой

(флюгерной) устойчивостью понимается способ­

Общим является то, что они появляются только при вращении дель­

ность дельтаплана самостоятельно, без вмешательства пилота, про­

таплана, пропорциональны угловой скорости и направлены против

тиводействовать изменению угла скольжения. Если, например, под

его вращения.

действием бокового ветра появился угол скольжения, то устойчивый

дельтаплан будет самостоятельно уменьшать этот угол, поворачива­

ясь навстречу ветру подобно флюгеру. Отсюда и вытекает название

этого вида устойчивости.

Флюгерная устойчивость у дельтаплана определяется, в основ­

ном, углом стреловидности крыла и углом атаки. Момент, стремя­

щийся повернуть крыло по часовой стрелке при виде сверху, будем

считать отрицательным.

Коэффициент момента демпфирования крена

у дельтап­

лана значительный, так как дополнительная скорость от вращения

относительно оси OX направлена перпендикулярно плоскости крыла.

Таким образом при накренении правого полукрыла вниз угол

Момент демпфирования рыскания, напротив, близок нулю, так

скольжения положительный

а появившийся путевой момент

— отрицательный. Такая характеристика определяет устойчи­

как вращение вокруг оси

вый по пути дельтаплан, т.е. выполняется условие:

OY происходит в плоскости

крыла.

Перекрестные момен­

ты возникают, когда при

вращении дельтаплана вок­

руг одной из осей появляет­

Чем больше по абсолютной величине m

by, тем выше путевая

устойчивость дельтаплана. Следует обратить внимание на условность

ся момент относительно другой оси. Из перекрестных моментов

можно выделить моменты крена

и рыскания

термина «путевая устойчивость». Дельтаплан сохраняет кулевой угол

скольжения, а не направление полета.

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

Сущность перекрестного момента крена заключается в том, что

при вращении дельтаплана вокруг оси OY консоли полукрыла имеют

разную скорость: на опережающем полукрыле скорости обусловлен­

Моменты инерции I

x

и I

y

играют существенную роль в про­

ные его вращением и поступательная складываются, а на Отстаю­

цессах бокового движения. У дельтаплана они близки по величине.

щем — вычитаются. Следствием этого является увеличение подъем­

ной силы на опережающем крыле н уменьшение на отстающем.

На рис. 5.2-1 представлены основные характеристики боковой

устойчивости мотодельтаплана Т-2М. Эти характеристики зависят

не только от угла скольжения, но и Ot угла атаки. Поскольку

зависимости т

x

т

у

(B) в диапазоне эксплуатационных углов сколь­

жения имеют линейный характер, здесь представлены не сами мо­

менты, а Их производные в зависимости от угла атаки.

Это приводит к появлению момента, стремящегося накренить

дельтаплан в сторону отстающего полукрыла. Так как этот момент

способствует входу дельтаплана в движение по спирали, то его еще

называют спиральным моментом крена.

При вращении дельтаплана вокруг оси OX изменяются углы

атаки на полукрыльях: у опускающегося полукрыла они увеличйва-

ются, у поднимающегося — уменьшаются. Возникающие дополни­

тельные продольные силы создают перекрестный момент рыскания

Рис 5.2-1. Характеристики боковой устойчивости

мотодельтаплана Т-2М

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

5.3. ФИЗИЧЕСКАЯ ПРИРОДА РАЗВИТИЯ БОКОВОГО

В результате этого скольжения (положение 3) появятся момен­

ты крена и рыскания. Момент крена начнет уменьшать крен, а

ДВИЖЕНИЯ ТИПА «ГОЛЛАНДСКИЙ ШАГ»

момент рыскания, затормозив вращение, начнет поворачивать его

влево. Затем весь процесс будет повторяться в обратном порядке.

Необходимо заметить, что на дельтаплан будут действовать демпфи­

Совместное влияние моментов путевой и поперечной устойчи­

рующие моменты, направленные против угловой скорости крена и

вости характеризует боковую устойчивость дельтаплана и определяет

рыскания, которые замедляют его вращение.

его боковое движение. Рассмотрим развитие этого движения.

Это движение, когда дельтаплан вращается по крену с одно­

Пусть на дельтаплан, выполняющий прямолинейный полет,

временным изменением курса, напоминает шаг конькобежца и пол­

подействовал с правой стороны боковой ветер, в результате чего

учило название голландский шаг.

возникает скольжение на правое полукрыло

(угол скольжения по­

ложительный).

В идеальных условиях движение протекает достаточно длитель­

но, и здесь можно выделить Два участка. Первый участок — коле­

бательное движение, амплитуда которого с течением времени зату­

хает. Его еще называют короткопериодическим движением.

Второй вид

— апериодическое движение, когда происходит

Рис. 5.3-1. Этапы развития бокового движения типа

сравнительно медленное изменение параметров. Это движение еще

голландский шаг

называют длиннопериодическим.

В короткопериодическом движении колебательный процесс до­

Это приводит к появлению моментов крена M

x1

и момента

статочно быстро затухает, а сами величины либо возвращаются к

рыскания M

y1

. Под действием момента рыскания М

у1

дельтаплан

исходному состоянию, либо постепенно увеличиваются. В этом слу­

будет поворачиваться вправо, уменьшая угол скольжения, а под

чае принято рассматривать еще один вид боковой устойчивости:

действием момента крена M

x1

начнет крениться на левое полукрыло

спиральная устойчивость.

в сторону, обратную скольжению

(положение

1).

Если в длиннопериодическом движении параметры стремяться

Когда угол скольжения станет равным нулю, крен достигнет

к своему исходному состоянию

(кривая

1), то аппарат считается

спирально устойчивым.

значительной величины (положение 2). В этом положении дельтап­

Если отклонение параметров от исходного состояния со време­

лан имеет угловую скорость рыскания и будет продолжать по инер­

ции вращаться в право, что приведет к возникновению скольжения

нем увеличивается

(кривая 2), то аппарат считается спирально не­

устойчивым. Пилот часто даже не замечает этой неустойчивости,

на левое полукрыло.

воспринимая се как воздействие воздушных потоков.

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

новных параметров крыла на характеристики боковой устойчивости

Вообще говоря, пилот в обычном полете может не заметить

и целенаправленно использовать в своей работе.

короткопериодическое колебательное движение из-за постоянного

Крыло дельтаплана имеет сложную форму внешней поверхно­

воздействия воздушных потоков или же частого вмешательства в

сти, которая формируется в полете при его нагружении внешними

управление.

аэродинамическими силами. Эта форма зависит от многих конструк­

После нескольких колебаний по курсу и крену происходит оп­

тивных параметров, влияние которых на геометрию крыла сложно

ределенная стабилизация параметров, причем угол скольжения стре­

предугадать. К тому же изменение одних и тех же параметров у

мится к нулю, а крен отличен от нуля. Дальнейшее движение

разных крыльев дает разные результаты.

дельтаплана определяется в основном соотношением между харак­

Например, натяжение обшивки по передней кромке у одних

теристиками устойчивости по крену и перекрестным моментом кре­

крыльев ведет к повышению спиральной устойчивости, у других —

на.

к понижению. Поэтому рассмотрим те параметры крыла, влияние

Как нам уже известно, стабилизирующий момент т

стремится

которых на характеристики боковой устойчивости достаточно опре­

х

деленное.

уменьшить крен, а перекрестный момент m

wx

y

* w

у

стремится его

увеличить. Если стабилизирующий момент больше, то дальнейшее

Поперечая устойчивость

движение происходит с уменьшением крена (кривая I), и дельтаплан

является спирально устойчивым.

Если перекрестный момент больше стабилизирующего, то крен

Как мы уже выяснили, поперечная устойчивость есть реакция

будет все время увеличиваться, что соответствует спиральной не­

дельтаплана по крену на возникшее скольжение. Стреловидность

устойчивости

(кривая

2).

крыла влияет следующим образом. При появлении скольжения опе­

Обычно спиральная устойчивость дельтаплана определяется при

режающая консоль встречает набегающий поток под меньшим углом

выполнении спирали. Если аппарат сохраняет крен с брошенной

стреловидности, а отстающая под большим. Из курса аэродинамики

ручкой управления, то то он считается спирально устойчивым.

известно: чем меньше стреловидность крыла, тем выше его несущие

свойства.

5.4. ВЛИЯНИЕ ПАРАМЕТРОВ КРЫЛА НА БОКОВУЮ

УСТОЙЧИВОСТЬ

Компоновка крыла дельтаплана определяется, в основном, тре­

бованиями к его аэродинамическому совершенству, скоростным ха­

рактеристикам, а характеристики устойчивости и управляемости,

как правило, доводятся в процессе летных испытаний. Для ускорения

Следовательно на опережающем полукрыле подъемная сила

доводки полезно знать, как влияют основные параметры крыла на

увеличится, а на отстающем уменьшится. Приращения сил образуют

характеристики боковой устойчивости.

пару сил, которая создает момент крена. Этот момент оказывается

пропорциональным углу стреловидности, подъемной силе и углу

В отличие от самолета, где характеристики боковой устойчи­

скольжения.

вости определяются, в основном, хвостовым оперением, дельтаплан

Можно отметить, что поперечная устойчивость прямоугольного

выполнен по схеме беехвостка, поэтому доводка его связана с из­

крыла близка к нулю.

менением компоновки крыла. Изменить компоновку готового крыла

достаточно сложно, поэтому конструктор должен знать влияние ос­

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

5.5.1. Голландский шаг

Рассмотрим боковое движение мотодельтаплана Т-2М при v =

-

0, Основные характеристики боковой устойчивости представлены

на рис 5.2-1.

На рис. 5.5.1-1 приведены результаты моделирования бокового

движения при кратковременном отклонении ручки управления впра­

во. Движение носит явно выраженный колебательный характер (дви­

жение голландского шага) с периодом колебаний

17 с. В процессе

колебаний происходит изменение всех параметров бокового движе­

ния. Колебания носят затухающий характер.

Угол скольжения стремится к нулю. Амплитуда колебаний угла

крена уменьшается, но сам угол увеличивается — дельтаплан плавно

кренится, опуская правое полукрыло и быстро изменяя курс.

Угловая скорость крена невелика,и ее амплитуда быстро умень­

шается. Это результат влияния значительного момента демпфирова­

ния крена. Напротив, угловая скорость рыскания колеблется со зна­

чительной амплитудой, которая медленно уменьшается. Дело в том,

что демпфирование пути у дельтаплана незначительное, поэтому

колебания слабо затухают, и аппарат рыскает по курсу.

Еще раз напомним, что в данном расчете не учитывалась

реакция пилота на изменение параметров движения. На самом деле,

он будет реагировать, в первую очередь, на углы крена и курса,

парируя их увеличение соответствующим отклонением ручки управ­

ления, следствием чего реальное движение будет отличаться от рас­

четного.

5.5.2. Неустойчивость по крену

Если пилот при доводке дельтаплана ошибется в выборе попе­

речного V крыла и сделает слишком большой отрицательный угол,

то крыло будет иметь поперечную неустойчивость, как показано на

рис.

5.2-1 (v

= -3°).

На углах атаки меньших

18*

[V >

65 км/ч] т^b

х

> 0, что

свидетельствует о поперечной неустойчивости крыла. При увеличе­

нии угла атаки крыло становится устойчивым. Заметим эту особен­

ность и в дальнейшем покажем, как можно выйти из опасного

режима полета.

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

///////////////////////////////////////