2.4. Повороты

Рис. 2.19. Дельтаплан совершает поворот вокруг вертикальной оси при углах вектора ωl, ωb скорости с горизонтальной плоскостью

Силы, действующие на дельтаплан при выполнении координированного поворота, обычно рассматривают в системе так называемых связанных координат. В этой системе при координированном развороте господствует покой, так как силы, действующие на дельтаплан, находятся в равновесии.

Рис. 2.20. Равновесие сил на повороте

Представим поворот следующим образом. Пусть дельтаплан будет частью неподвижного прозрачного блока (рис. 2.19). Координированный поворот мы выполним таким образом, что заставим блок вращаться вокруг неподвижной оси с угловой скоростью ω. Центр тяжести дельтаплана находится на расстоянии r от оси вращения, поперечная балка пересекает ее и составляет угол δ с килевой балкой. Согласно законам механики в системе, связанной с крылом, кроме внешних сил в качестве дополнительных следует учитывать и так называемые центробежные силы. Состояние покоя является результатом равновесия силы тяжести G, полной аэродинамической силы R и центробежной силы С (рис. 2.20). Полная аэродинамическая сила во время полета уравновешена силой тяжести G, а при повороте - суммой силы тяжести и центробежной силы. Сумма этих сил

При повороте с небольшим, 30°-ным креном нагрузка увеличивается в 1,15 раза, а при крене 60° - в 2 раза (рис. 2.21). С дальнейшим увеличением крена нагрузка стремительно возрастает и теоретически приводит к неизбежной поломке крыла. Силу тяжести G при повороте уравновешивает вертикальная составляющая полной аэродинамической силы, поэтому для создания равновесия при повороте необходима большая, чем при планировании, аэродинамическая сила. Аэродинамическую силу можно увеличить путем повышения скорости полета. Если этого не сделать, то дельтаплан может потерять скорость и "свалиться" на крыло (сваливание происходит на большей скорости, чем при планировании):

С увеличением крена скорость снижения V_y, определенная при планировании, увеличивается до:

Это положение имеет большое значение при выполнении спиралей в термиках. При выявлении причин увеличения скоростей сваливания и снижения мы считали, что геометрия крыла в процессе маневрирования оставалась неизменной. На самом деле, вместе с креном увеличивается и нагрузка на крыло, что приводит к уменьшению коэффициента подъемной силы и увеличению коэффициента сопротивления. Следовательно, у дельтапланов, деформирующихся под нагрузкой сильнее, происходит более значительное увеличение скоростей сваливания и снижения, чем показано на рисунке.

Рис. 2.21. Возрастание нагрузки, скорости срыва и скорости снижения в зависимости от угла крена

Каждая часть твердого блока (и крыла) вращается с угловой скоростью ω, которая может быть разложена на составляющие продольного ω_b и поперечного ω_l движения. Вращение любого тела в воздухе рано или поздно затормаживается сопротивлением. Затухание тангажного движения дельтаплана пилот ликвидирует перемещением ручки управления от себя. При небольшом перемещении ручки вперед дельтаплан быстро снижается по крутой траектории с увеличением скорости, при слишком большом перемещении ручки дельтаплан теряет скорость и, если пилот не сумеет восстановить соответствующую скорость полета, может произойти сваливание.

Рис. 2.22. Скорость обтекания профилей крыла в координированном повороте

Вращение вокруг вертикальной оси не замедляется аэродинамическими силами (см. рис. 2.22). В координированном повороте каждая часть крыла движется с одинаковой скоростью vy, но путевая скорость уменьшается пропорционально расстоянию до центра вращения. Рассматривая части крыла, находящиеся на одинаковом расстоянии от киля, можно видеть, что угол атаки α_j внешнего (правостороннего) профиля меньше, а скорость обдува больше, чем внутреннего (левостороннего) профиля. Для профилей левого крыла характерны большие величины коэффициентов подъемной силы и силы сопротивления, но при меньшей скорости обдува профилей на них возникают одинаковые аэродинамические силы и не возникают моменты крена и рыскания. Значит, при координированном повороте пилот держит ручку управления в центре, отводя ее от себя пропорционально крену.

Иное положение наблюдаем при вводе дельтаплана в поворот: для создания крена и рыскания пилот сначала перемещает свое тело вдоль ручки управления в сторону предполагаемого поворота (кренит дельтаплан). Возникающий таким образом момент крена пытается наклонить крыло, которое в силу своей инертности и из-за больших размеров запаздывает с выходом в крен. Инертность является следствием того, что конструкция дельтаплана имеет разнесенные по массе (от центра тяжести) узлы. Момент инерции увеличивается в квадратной зависимости от расстояния до продольной оси. Существенно поэтому уменьшение массы концов крыльев. Сопротивление отдельных частей несущей поверхности крыла прямопропорционально расстоянию до продольной оси. Крыло с большим размахом такому движению подчиняется труднее, медленнее - оно менее чувствительно.

Рис. 2.23. Деформация формы купола

Последние модели дельтапланов с большим размахом крыла легко входят в поворот благодаря использованию специальных методов по увеличению их управляемости. При достижении соответствующего угла крена пилот отводит ручку управления в исходное положение, а для изменения угла атаки переводит ее вперед. Одновременно с началом крена начинается скольжение в сторону поворота и благодаря стреловидности и поперечному V дельтаплан начинает поворот. Вращение по курсу возникает в результате скольжения. Как и при создании крена, масса отдельных частей крыла и их сопротивление демпфируют возникновение рыскания, однако моменты затухания здесь пропорциональны расстоянию до вертикальной оси. Поэтому при введении в поворот крыльев с большим размахом они скользят сильнее. Применяемые для облегчения крена методы увеличения чувствительности могут уменьшить и скольжение.

Рис. 2.24. 'Плавающая' поперечная балка (справа)

С началом крена происходит деформация первоначальной формы купола: купольность полукрыла, направленного вниз, увеличивается, а купольность полукрыла, направленного вверх, уменьшается, вследствие чего профили на концах крыльев, играющие основную роль при затухании крена, отклоняются и устанавливаются по потоку - флюгируются. На рис. 2.23 показано уменьшение угла атаки профиля внутреннего крыла с помощью высокого килевого кармана.

Рис. 2.25. Система дифференцированной растяжки (вверху)

Улучшение управляемости дельтапланов новых поколений достигается в первую очередь за счет создания свободы перемещения купола. С помощью килевого кармана поднятый выше киля купол может переместиться в сторону крена и, таким образом, во время вхождения в поворот может создаться большая разность купольностей между полукрыльями, чем у куполов с фиксированной килевой частью. Создание необходимой асимметрии крыла возможно при "плавающей" поперечной балке. В этом случае с помощью какого-нибудь конструкционного решения поперечную балку можно передвинуть по отношению к килевой балке (рис. 2.24). Ассиметрия увеличивается и благодаря так называемой системе дифференциальной растяжки, когда с помощью аутриггерных тросов, проходящих через блок, боковые балки деформируются взаимосвязано (рис. 2.25).

Рис. 2.26. Развитые мягкие окончания крыла: 1 - латы; 2 - развитая латная поверхность на конце крыла

Оптимальный выбор съемы дельтаплана в большой степени способствует увеличению его управляемости. На рис. 2.26 показана схема дельтаплана с так называемыми радиальными латными окончаниями крыльев: внутреннюю площадь каркаса дополняет добавочная поверхность, положение и форму которой определяют латы купола. Подъемная сила, возникающая на такой законцовке с помощью лат увеличивает степень крутки крыла. Величина крутки зависит от упругости балок каркаса, а также от формы законцовок; более жесткий каркас даже под влиянием большей законцовки не слишком деформируется. Однако крутка существенно зависит от нагрузки на крыло, большая нагрузка вызывает большую крутку. Во время вхождения в поворот нагрузка на внутреннее крыло увеличивается, а на внешнее - уменьшается, поэтому законцовка внутреннего крыла "выдувается" вверх, а внешнего-вниз. Происходящее в последующем уравновешивание сил способствует установлению нового режима полета. С изменением купольности изменяется не только угол атаки отдельных профилей, но и их кривизна. Правильным выбором носового угла, купольности и методов улучшения управляемости можно достичь при повороте большего сопротивления внутреннего полукрыла при большей его купольности. Из разности сопротивлений между двумя полукрыльями может возникнуть момент рысканья, который позволяет дельтаплану вход в поворот без скольжения. Это достигается изменением кривизны профилей крыла, расположенных симметрично продольной оси (рис. 2.25). Однако в наши дни раскрой куполов выполняется благодаря опыту, а оптимальные параметры какого-нибудь нового типа дельтаплана обычно определяются серией испытаний. Для улучшения летных характеристик конструктор предполагает небольшое скольжение крыла при вхождении в поворот.