2.6. Летные характеристики дельтапланов

Под летными характеристиками дельтаплана понимают прежде всего его аэродинамическое качество и вертикальную скорость снижения. Летные характеристики дельтаплана тем выше, чем меньше он теряет высоту при той или иной скорости полета, что определяется аэродинамическим качеством и указывает на наклон правой ветви, поляры планирования. Аэродинамическое качество крыла - это отношение подъемной силы к силе лобового сопротивления крыла (см. рис. 2.8). Подъемная сила крыла на полетных углах атаки, как правило, уравновешена силой тяжести, поэтому улучшить аэродинамическое качество крыла возможно лишь уменьшением сопротивления. Качество крыла, определяемое отношением С_у/С_х, не меняется с изменением, например, плотности среды. В менее плотном воздухе необходима лишь большая скорость (для равновесия аэродинамических сил и сил тяжести), а соотношение С_у/С_х от этого не изменится. Такое же положение наблюдается при увеличении удельной нагрузки на крыло, в этом случае возрастание скорости влияет на летные характеристики, однако говорить об улучшении аэродинамического качества нельзя, так как оно не сопровождается изменением соотношения С_у/С_х.

Рис. 2.35. Изменение вредного индуктивного сопротивления в зависимости от скорости

Количественно сила сопротивления летательного аппарата зависит от скорости. Коэффициент сопротивления С_х постоянен (см. рис. 2.7), а сила вредного сопротивления увеличивается в квадратичной зависимости (при увеличении скорости). Индуктивное сопротивление зависит от степени скоса потоков за крылом. Дельтаплан, летящий с меньшим углом атаки, т. е. с большей скоростью, имеет меньшее индуктивное сопротивление. Зависимости величины индуктивного и вредного сопротивления от скорости хорошо проиллюстрированы на рис. 2.35. Максимальное качество крыла определяется скоростью, при которой оно испытывает наименьшую силу сопротивления. При полете с такой наивыгоднейшей скоростью одну часть силы сопротивления составляет индуктивное сопротивление, а вторую - вредное сопротивление.

Составляющие вредного сопротивления с определенной степенью приближения (%) можно представить в соотношении (для дельтапланов первых трех поколений. - прим. ред.):

 пилот (сидячее положение)                      10 
 ручка управления, поперечная трапеция, мачта   20 
 купол                                          15 
 тросы                                           5 

Наиболее простой способ улучшения летных характеристик - уменьшение сопротивления каждого из этих элементов. Сопротивление пилота уменьшится более чем на половину, если он примет горизонтальное положение, в результате чего качество крыла, имеющего, например, качество 10, может увеличиться на 0,5.

Сопротивление элементов каркаса, находящихся в потоке воздуха, можно путем придания им обтекаемой формы уменьшить на четверть, и, таким образом, качество крыла увеличится еще на 0,5. Сопротивление каркаса наиболее существенно уменьшается, если поперечная балка закрыта. Таким образом, даже без придания обтекаемой формы остальным элементам качество крыла увеличивается на 1-1,5. Именно это и повлияло на появление дельтапланов без поперечной балки ("Грифон").

Сопротивление купола - это, в первую очередь, сопротивление трению, которое уменьшается с уменьшением несущей поверхности. Но несущую поверхность купола можно уменьшить без ущерба летным характеристикам лишь в том случае, если соответствующим образом увеличить коэффициент подъемной силы крыла. Это достигается размещением поперечины внутри двойных несущих поверхностей, которые приближают дельтапланерное крыло к традиционному самолетному крылу. С увеличением толщины профиля увеличивается и вредное профильное сопротивление, однако уменьшение сопротивления трения, достигнутое путем уменьшения несущей поверхности купола, является более значительным.

Рис. 2.36. Влияние формы крыла на индуктивное сопротивление

На самолетах с расчалочным крылом значительную часть вредного сопротивления создают тросы, находящиеся в воздушном потоке. На дельтапланах, летающих с малой скоростью, колебание тросов - редкое явление, поэтому доля их сопротивления относительно невелика. С появлением конструкций аутриггеров с растяжкой боковой балки в трех плоскостях общая длина тросов удвоилась по сравнению с дельтапланами первого поколения. У современных дельтапланов безаутриггерной схемы длина тросов уменьшилась наполовину, но с точки зрения улучшения летных характеристик это означает лишь 2-3%-ную прибавку качества.

Рис. 2.37. Опытный образец дельтаплана схемы 'утка'. Расположенный спереди стабилизатор прикреплен тросами к боковым балкам крыла

На рис. 2.36 при рассмотрении схемы аэродинамических сил для простоты не было учтено вредное сопротивление, и, таким образом, отклонение назад вектора полной аэродинамической силы является результатом скоса потока за крылом. Для уменьшения скоса потока желательно уменьшить хорду крыла, благодаря чему вектор полной аэродинамической силы существенно менее отклоняется от вертикального положения. На новых, аэродинамически более совершенных дельтапланах соотношение подъемной силы и сопротивления значительно лучше, следовательно, лучше и качество. Естественно, что уменьшение скоса потока является следствием уменьшения подъемной силы, и если мы хотим сохранить первоначальную скорость планирования, необходимо увеличить размах крыла, сохранив его площадь и обеспечив ему новую, оптимальную форму профиля. Наиболее целесообразным (с точки зрения конструкции) является удлинение консолей крыла. Некоторые конструкторы пытаются создать летательные аппараты с несколькими крыльями. Это в основном дельтапланы с жестким крылом и близкой к классической схемой, т. е. расположенные друг за другом. Особенно удачно обеспечивает такую схему дельтаплан без поперечной балки (рис. 2.37) Устойчивость подобных летательных аппаратов можно рассчитать. Теоретически, с точки зрения прочности и управляемости, такие аппараты имеют еще больше преимуществ. Однако практические опыты пока не дали ожидаемых результатов улучшения летных характеристик. Причиной является то, что воздействие крыльев друг на друга приводит к существенному увеличению общего сопротивления, по сравнению с суммой сопротивлений аналогичных изолированных крыльев, т. е. крылья "интерферируют".

Рис. 2.38. Качество и удлинение крыла разных типов планирующих летательных аппаратов: I - первое поколение; II - 'Ястреб'; III - 'Феникс-10'; IV - 'Митчелл Уинг'; V - учебно-тренировочный планер; VI - рекордный планер

С аэродинамической точки зрения крыло дельтаплана характеризует так называемое удлинение крыла. Удлинение крыла дельтапланов, имеющих прямоугольную форму в плане, определяется соотношением размаха крыльев и хорды. Удлинение крыла других форм, отличающихся от прямоугольной, можно определить формулой

где l - размах крыла, S - площадь крыла.

Рис. 2.39. Потоки обтекания крыла: 1 - над крылом; 2 - под крылом

Качество крыла дельтаплана в среднем всегда пропорционально удлинению крыла (рис. 2.38). Отсюда следует вывод, что удлинение крыла сопровождается улучшением летных характеристик дельтаплана. Однако чрезмерному увеличению размаха крыла препятствуют требования управляемости, прочности и простоты эксплуатации.

Рис. 2.40. Эпюра распределения подъемной силы жесткого трапецеидального крыла

До сих пор в своих рассуждениях мы придерживались условия, что все линии тока воздуха обтекают крыло параллельно килевой балке. Однако разность давлений на верхней и нижней поверхностях крыла изменяют картину обтекания. Под крылом поток набегающего воздуха поворачивает в сторону конца крыла, а. сверху - в сторону киля (рис. 2.39). Поэтому за задней кромкой крыла возникает ряд завихрений, которые преобразуются в два вихревых потока у концов крыла. Анализируя реальную картину обтекания, можно прийти к выводу, что индуктивное сопротивление будет наименьшим в том случае, если эпюра распределения подъемной силы по размаху крыла примет форму эллипса. Распределение подъемной силы зависит от формы крыла в плане и характеристик его профиля.

Рис. 2.41. Характеристика трапецеидального крыла крыльев формы трапеции на основе [9] на графике е - коэффициент эффективности трапецеидального крыла различного сужения относительно идеального эллипского крыла

Распределение подъемной силы жесткого крыла и крыла, имеющего крутку, будет оптимальным в том случае, если его форма в плане эллипсная (рис. 2.40). Форма дельтапланов в плане отличается от эллипсной, зато сильно похожа на трапецию. Индуктивное сопротивление определяется формулой

где е - коэффициент, учитывающий отклонения формы крыла от эллипса. Величину е крыльев трапецеидальной формы можно определить по рис. 2.41. На горизонтальной оси показаны характерные величины относительного сужения η. Из диаграммы видно, что оптимальным сужением является отношение длин киля к концевой хорде несколько меньше 0,5. Положение η=0 показывает относительную неэффективность острых концов крыла дельтапланов первого поколения.

Рис. 2.42. Возрастание индуктивного сопротивления при изменении крутки и скорости трапецеидального крыла с удлинением λ=6 на основе [18]: 1 - крутка 25°; 2 - крутка 10°; 3 - без крутки (5%-ная толщина профиля)

Из формулы индуктивного сопротивления, приведенной выше, можно сделать лишь качественные выводы. Дополнительные исследования показывают, что индуктивное сопротивление крыла, имеющего удлинение в 2 раза большее, фактически уменьшится на 50% и, таким образом, полное сопротивление уменьшится на 25%, что соответственно улучшит аэродинамическое качество крыла. Однако чтобы обеспечить эллиптическое распределение подъемной силы по размаху крыла решающее значение имеет крутка крыла. Проблема усложняется тем, что форма гибкого крыла в большой степени зависит от нагрузки и угла атаки. В настоящее время не существует теоретических и практических исследований, позволяющих математически смоделировать полетные режимы дельтаплана, поэтому при определении индуктивного сопротивления можно получить лишь примерные результаты. На дельтапланах с концевыми хордами величина крутки определяется разностью между углами атаки концевого профиля и концевой хорды. Так как распределение подъемной силы вдоль размаха крыла, имеющего крутку, меняется с изменением угла атаки [18], приращение величины индуктивного сопротивления, возникающее из-за наличия крутки, изображено в функции скорости (рис. 2.42). Приращение величины индуктивного сопротивления у незакрученного крыла определяется его трапецеидальной формой и не зависит от скорости. При увеличении скорости концевые части закрученного крыла создают меньшую подъемную силу. Концентрацию подъемной силы середины крыла можно считать эффективным способом уменьшения размаха и удлинения крыла (рис. 2.43). Следовательно, при больших скоростях величина индуктивного сопротивления сильно закрученного крыла во много раз превышает величину индуктивного сопротивления мало закрученных крыльев.

Рис. 2.43. Распределение подъемной силы по размаху в зависимости от углов атаки дельтапланов с концевыми хордами: а - планирование с максимальным числом планирования; б - планирование на повышенной скорости; в - пикирование

Конструктивные способы сокращения вредного и индуктивного сопротивления (рис. 2.44) были впервые реализованы на дельтапланах второго поколения. Поляры А, В и С построены для дельтаплана с весьма высоким вредным сопротивлением, поляра D-из расчета 40%-ного уменьшения вредного сопротивления. Поляра А построена для дельтаплана второго поколения, имеющего 25°-ную крутку крыла. Поляры А и В соответствуют практическим показателям дельтаплана "Ястреб". При уменьшении крутки до 10° аэродинамическое качество крыла значительно возрастет, однако крыло с такой круткой не имеет достаточной продольной устойчивости. Из-за этого поляры С и D, относящиеся к крыльям без крутки, имеют лишь теоретическое значение, с такими крыльями летать невозможно. В то же время уменьшение крутки крыла позволяет значительно улучшить летные характеристики дельтаплана, поэтому приходится применять другие способы создания продольной устойчивости. Аэродинамическая схема дельтапланов с несколькими несущими поверхностями (в первую очередь с хвостовым оперением) привлекает нас не только своими преимуществами, связанными с удлинением крыла. На опытной модели (см. рис. 2.37) переднее крыло может выполнять роль стабилизирующей поверхности, поэтому небольшую крутку основного крыла обеспечивают лишь для предупреждений раннего срыва концов крыла и склонности к штопору.

Рис. 2.44. Влияние вредного сопротивления и крутки на летные характеристики трапецеидального крыла площадью 15 м², размахом 9,6 м и весом 1000 Н [18]

Современные способы улучшения управляемости дельтапланов третьего поколения позволяют строить модели с большим удлинением, которые обеспечивают хорошую управляемость, несмотря на значительный размах крыла. Но одновременно с увеличением удлинения может увеличиться и склонность дельтаплана к кувырку вперед, поэтому конструктор должен идти на компромиссы. Чем больше удлинение крыла, тем меньше завихрений возникнет за крылом (см. рис. 2.39). Удлинение крыла дельтапланов намного меньше удлинения крыла планера, поэтому завихрение вокруг конца крыла влияет на его летные свойства. Следовательно, улучшить качество дельтаплана можно, изменив форму концов крыльев так, чтобы за ними возникало как можно меньше завихрений. На сегодняшний день полностью решить эту задачу не удается. Одна из таких попыток показана на рис. 1.13, где стабилизирующие поверхности, расположенные на концах крыла, направляют поток вдоль его нижней части, к концу крыла. Конструкция дельтаплана позволяет реализовать и другие подобные идеи и концепции. Улучшение летных характеристик гибкого крыла больше зависит от разумного инженерного расчета и умелой реализации хорошо зарекомендовавших себя принципов конструирования.