2.3. Планирование

Прямолинейный полет дельтаплана с постоянной скоростью мы называем планированием. В случае полета в невозмущенном воздухе скорость планирования V может быть представлена векторной суммой скорости снижения V и горизонтальной скорости полета V_х (рис. 2.9). Угол планирования θ только в исключительных случаях меньше 20°, и, таким образом, величина горизонтальной скорости полета приближается к величине скорости планирования. Суммарная аэродинамическая сила раскладывается на силу сопротивления и подъемную силу. Следовательно, аэродинамическое качество также может быть представлено отношениями скорости полета к скорости снижения или подъемной силы к сопротивлению (в отличие от специальной литературы, понятие аэродинамического качества мы употребляем в более простой и наглядной форме):

Применив формулу для определения полной аэродинамической силы, получим

При оптимальных режимах планирования величина подъемной силы приближается к величине суммарной аэродинамической силы R.

Рис. 2.9. Скоростные и силовые соотношения планирования

Изобразив векторы различных скоростей планирования выходящими из одной точки и соединив их концы, получим поляру скоростей, характеризующую летные свойства дельтаплана (рис. 2.10).

Рис. 2.10. Поляра скорости дельтаплана второго поколения

Так называемая скорость срыва, соответствующая точке A, является наименьшей скоростью полета дельтаплана. Со скоростью, меньшей этой, он не может планировать продолжительное время. Если пилот вовремя не увеличит скорость, то дельтаплан либо сваливается на крыло, либо опускает нос и автоматически набирает скорость. Скорость, соответствующая точке В на поляре, является скоростью минимального снижения (экономическая скорость).

Касательная, проведенная от исходной точки графика, определяет наивыгоднейшую скорость V_c, при которой дельтаплан показывает максимальное качество. Максимальная скорость планирования обычно ограничивается соображениями безопасности: при скоростях больше V_D могут возникнуть опасные колебания, произойти поломка каркаса или измениться полетные характеристики дельтаплана. Некоторые типы дельтапланов (например, "Ястреб") вообще невозможно разогнать свыше определенной V_D скорости.

Поляры скорости характеризуют любой летательный аппарат тяжелее воздуха; на рис. 2.11 показаны поляры различных безмоторных летательных аппаратов.

Рис. 2.11. Поляры скорости дельтапланов и других летательных аппаратов: а - планирующий парашют; b - дельтаплан первого поколения; с - дельтаплан третьего поколения; d - планер

Разные скорости планирования соответствуют разным положениям центра тяжести. Для того, чтобы дельтаплан летел продолжительное время со скоростью V_A, пилот должен переместить центр тяжести своего тела назад. Однако планирование может быть установившимся лишь в том случае, если выполняется условие равновесия полной аэродинамической силы и силы тяжести, т. е. в нашем случае полная аэродинамическая сила также должна переместиться назад. На рис. 2.12 показано перемещение точки приложения полной аэродинамической силы относительно продольной оси. Между положением тела пилота и углом атаки крыла существует прямая зависимость. Обычно положение тела пилота определяется углом Ψ, образующимся при перемещениях пилота (в подвесной системе) относительно плоскости трапеции и центрального узла. Измеряя величины перемещений пилота и соответствующие этим перемещениям углы атаки, можно составить так называемую диаграмму перемещения центра тяжести тела (рис. 2.13).

Рис. 2.12. Перемещение точки приложения аэродинамической силы вдоль продольной оси и схема сил управления: I - ручку управления пилот подает на себя; II - подвеска слишком отодвинута вперед; III - ручку управления от себя; IV - подвеска слишком отодвинута назад

Кроме летных характеристик дельтаплан характеризуется также и величиной управляющих усилий. Усилия, прилагаемые пилотом к трапеции управления, можно определить, рассмотрев условия равновесия сил, действующих на пилота. Непрерывная линия на рис. 2.12 изображает диаграмму перемещения центра тяжести тела пилота в режиме полета, при котором ему не надо прилагать усилия к трапеции управления и пилот даже может ее отпустить. Для того чтобы лететь быстрее, он должен плавно взять трапецию на себя, а для того чтобы лететь медленнее - отдать ее от себя. Если пилот сильно перемещается вперед, то прилагаемые им усилия изменяются по штриховой кривой (см. рис. 2.12): увеличивается возвращающая сила на трапеции. Если пилот отпускает руль, то дельтаплан стремится вернуться к нормальному режиму полета. В случае перемещения пилота назад, трапецию необходимо отдавать от себя; если он отпускает трапецию, то нос дельтаплана опускается и он возвращается в нормальный режим полета. Здесь мы подошли к рассмотрению проблемы устойчивости.

Рис. 2.13. Диаграммы перемещения центра тяжести тела: а - при полете на менее устойчивом дельтаплане; б - при полете на устойчивом дельтаплане

Устанавливающиеся во время планирования состояния равновесия, соответствующие различным углам атаки, должны быть устойчивыми. Для рассмотрения вопроса устойчивости представим себе, что возникло случайное изменение угла атаки. Если угол атаки крыла изменился, а положение пилота не изменилось и крыло само стремится вернуться к прежнему углу атаки, то такое крыло устойчиво относительно поперечной силы Z или, как говорят, крыло продольно устойчиво.

Рис. 2.14. Обеспечение продольной устойчивости дельтаплана

Принцип обеспечения продольной устойчивости можно вывести из рассмотрения модели, показанной на рис. 2.14. Представим себе два крыла, расположенных друг за другом и жестко скрепленных. Предположим, что при изменении угла атаки крыльев аэродинамические силы, возникающие на них, всегда приложены в одних и тех же точках, т. е. перемещение точки приложения полной аэродинамической силы крыльев незначительное. Под крыльями прикрепим жестко материальную точку весом G. Характерной особенностью такой модели является то, что угол атаки заднего крыла меньше, чем переднего. На левой части рисунка показаны величины полной аэродинамической силы, соответствующие углам атаки α₁ и α₂. В случае, показанном на рис. 2.14, а, на первом крыле аэродинамическая сила в 2 раза больше, чем на втором. Суммарная сила приложена в первой трети расстояния между двумя составными силами. Если линии действия силы тяжести и суммарной аэродинамической силы совпадают, то при соответствующей скорости обдува может образоваться равновесие. Давайте наклоним модель под углом Δα. Коэффициенты С_у двух крыльев теперь отличаются друг от друга незначительно; точка приложения полной аэродинамической силы R_Σ находится близко к середине расстояния между двумя составляющими ее силами. В данном случае заднее крыло играет большую роль в создании R_Σ, значит, точка приложения R_Σ перемещается назад. Степень перемещения точки приложения R_Σ назад можно увеличить, с одной стороны, увеличением расстояния между двумя крыльями, с другой - увеличением разности между углами атаки двух крыльев. Так как центр тяжести теперь не находится на линии воздействия суммарной аэродинамической силы, возникает продольный момент заставляющий вернуться модель к прежнему углу атаки; здесь k является плечом R_Σ. Удаление центра тяжести от линии действия полной аэродинамической силы только отчасти происходит благодаря перемещению назад на расстояние k_z, точки приложения полной аэродинамической силы. При повороте модели центр тяжести перемещается вперед и расстояние между центром тяжести и точкой приложения полной аэродинамической силы увеличивается на расстояние k₁. Это называется маятниковой устойчивостью модели. При пикировании модели на первом крыле увеличивается аэродинамическая сила и точка приложения суммарной аэродинамической силы перемещается к переднему крылу.

Для создания устойчивого перемещения точки приложения полной аэродинамической силы имеется несколько способов (применяемых в авиации). На самолетах роль заднего крыла (рассмотренной нами модели) выполняет стабилизатор; угол атаки стабилизатора всегда меньше угла атаки основного крыла. На самолетах типа "утки" стабилизатор вынесен перед основным крылом, поэтому его угол атаки больше угла атаки основного крыла. На самолетах "летающее крыло" благодаря стреловидности крыльев центральная часть крыла находится впереди концевых частей. Круткой крыла обеспечиваются меньшие углы установки концевых частей, находящихся сзади. Если крыло имеет обратную стреловидность, то оно будет устойчивым лишь при обеспечении обратной крутки, т. е. в том случае, если угол атаки законцовок больше угла атаки центральной части крыла.

Носовой угол дельтапланов обычно меньше 140°, поэтому стреловидность крыла определяется каркасом, а крутка крыла возникает за счет купольности. Рис. 2.15 показывает распределение крутки профилей конического крыла дельтаплана. Крутка у более купольного дельтаплана больше, чем у более плоского. Возможна потеря устойчивости дельтаплана при попадании во флаттер, когда купол теряет форму и крутка крыла уменьшается или даже совсем исчезает. Условие устойчивости схематично изображено на рис. 2.12 и 2.13. Если угол атаки восстанавливается после прекращения действия силы, то такое крыло продольно устойчиво. Пилот ощущает продольную устойчивость посредством управляющих усилий на трапеции управления. Эти усилия должны быть пропорциональны углу атаки.

Рис. 2.15. Распределение крутки конического крыла дельтаплана

Чем больше величина перемещения R_Σ, тем устойчивее крыло. Таким образом, из двух дельтапланов более устойчивым будет тот, у которого кривая перемещения R_Σ и переноса веса тела менее крутая в системе координат рис. 2.12 и 2.13. В случае модели из двух крыльев устойчивость можно повысить увеличением расстояния между крыльями. На парусном крыле этот же эффект достигается продольным перемещением профилей с различными углами атаки, т. е. увеличением стреловидности крыла. Устойчивость улучшается также при увеличении разности углов атаки между крыльями модели. В конструкциях "летающее крыло" разность углов атаки между профилями, передвинутыми вдоль длины, создает крутка. Поэтому продольную устойчивость дельтаплана в основном определяют стреловидность и купольность крыла. На летающих крыльях средняя длина хорд профилей больше длин хорд планеров, поэтому в противовес нашему предположению о профилях крыла модели дельтаплана перемещение точки приложения полной аэродинамической силы на парусном профиле более значительное. Для преодоления нежелательного влияния этого перемещения следует увеличить стреловидность и крутку.

Можно рассмотреть случаи, которые вызывают поворот вокруг вертикальной оси. В таких случаях крыло некоторое время продолжает двигаться вперед по инерции (в первоначальном направлении). Возникающее таким образом боковое движение называется скольжением. Если при скольжении возникает восстанавливающий момент рыскания, который пытается прекратить скольжение, то крыло можно считать устойчивым по курсу. На крыле, имеющем стреловидность, полукрыло, обращенное в сторону бокового движения, имеет большее сопротивление, поэтому возникает момент рыскания Ml, поворачивающий аппарат к первоначальному направлению полета (рис. 2.16). Повышать устойчивость по курсу можно стабилизаторами (как на самолете), которые могут быть размещены на конце килевой балки или же на концах крыльев (см. "Супер-Гриффон", "Феникс-10").

Рис. 2.16. Путевая устойчивость

На прекращение скольжения влияет не только стреловидность, но и так называемое поперечное V (рис. 2.17). Если поток направлен несимметрично, а под углом β, то вместо первоначальных профилей длиной и с углом атаки α следует рассматривать профили крыла длиной , угол атаки которых увеличивается на полукрыле со стороны действия потока, а на противоположной стороне уменьшается. В результате изменения угла атаки на правом крыле (рис. 2.17) создается большая, а на левом - меньшая сила сопротивления, которая стремится повернуть крыло в сторону потока, т. е. прекратить скольжение. На крыле с обратным поперечным V создается момент рыскания обратного направления, поэтому оно является неустойчивым по курсу, если не применять на нем стреловидность.

Рис. 2.17. Поперечное V дельтаплана: 1 - отрицательная V-образность; 2 - положительная V-образность; 3 - изменение; 4 - V-образность возрастает; 5 - V-образность уменьшается

Давайте рассмотрим косое обтекание парусного крыла. В центральной части крыла углы атаки профилей со стороны набегающего потока возрастают, а на "подветренной" части уменьшаются. На концах крыльев происходит обратное явление, поскольку центральная часть парусного крыла имеет положительное поперечное V, а концы крыльев - отрицательное V.

Средняя часть крыла, имеющая более длинную хорду, принимает большее участие в создании подъемной силы, а значит, и в создании индуктивного сопротивления, поэтому на крыльях, на которых боковые и килевая балки находятся в одной плоскости, проявляется стабилизирующее действие средней части. Однако расположение трех балок каркаса в одной плоскости не является обязательным условием. Поперечное V можно уменьшить, если с помощью килевого кармана поднять купол выше киля. Оптимальную установку поперечного V нового дельтаплана можно произвести также изменением длины боковых тросов.

Если случайное возмущение вызывает крен дельтаплана, то сумма равнодействующей аэродинамической и гравитационной сил создает боковое ускорение. Если крен не связан с выполнением поворота, начинается скольжение в сторону крена (рис. 2.18).

Рис. 2.18. Скольжение дельтаплана

При положительной установке V на полукрыле со стороны обдува, несимметричного направлению потока, увеличиваются углы атаки и возникает большая подъемная сила, которая стремится вернуть дельтаплан к первоначальному горизонтальному положению. При рассмотрении устойчивости по курсу установлено, что в результате скольжения возникает момент рыскания, поворачивающий в сторону скольжения, поэтому возмущение, вызывает крен и поворот. Движение по курсу и крену всегда сопровождается, что немаловажно, деформацией купола, о чем более подробно будет сказано при рассмотрении вопросов управления дельтапланом в следующем разделе книги.