3. Конструирование дельтапланов

3.1. Прочность дельтапланов

При проектировании летательного аппарата основное внимание обращают на уменьшение его веса. С уменьшением веса улучшается балансирное управление дельтапланом. Одновременно с уменьшением материалоемкости снижается и стоимость аппарата. Поэтому важно знать методы расчетов, с помощью которых можно было бы максимально уменьшить вес дельтаплана, сохранив его безопасную прочность. Однако выполнить точные расчеты трудно - форма гибкого крыла изменяется под нагрузкой и максимальная разрушающая нагрузка будет отличаться от расчетной. В настоящее время доля веса дельтаплана в системе пилот - дельтаплан составляет примерно 1/4-1/3 полетного веса. Такое соотношение не является результатом расчетов, определяющих наибольшую прочность конструкции, оно было выявлено практическим путем. Разрушения происходят в определенных узлах каркаса, поэтому на прочность следует рассчитывать в первую очередь именно эти опасные места. Элементы, не представляющие опасности с точки зрения прочности, могут быть спроектированы исходя из других требований. Во время транспортирования, перенесения с одного места на другое конструкция подвергается тряске, сильным или слабым ударам. Во время монтажа некоторые ее части перегружаются, деформируются, трущееся поверхности изнашиваются, а детали, соприкасающиеся с воздухом и водой, корродируются. Только опыт поможет определить оптимальную форму элемента (узла, троса, балки), выдерживающего требуемые нагрузки, соответствующего стандартам и доступного для приобретения. При разработке проекта нового дельтаплана конструктор придерживается следующего порядка. Проводит приближенные расчеты нагрузок на узлы и элементы, и для их изготовления подбирает материал. Далее построенный дельтаплан испытывают под нагрузкой.

В планирующем полете нагрузкой на крыло можно считать вес системы пилот - дельтаплан. На поворотах, в условиях турбулентности необходимо учитывать наряду с силой тяжести и инерционные силы, возникающие в результате ускорения криволинейного движения. Дельтаплан можно считать безопасным в том случае, если он выдерживает пятикратную полетную нагрузку, которая была создана в условиях полета. При расчете полную массу системы дельтаплан - пилот считают приложенной в центре тяжести пилота.

В полете силу тяжести уравновешивают аэродинамические силы, создаваемые куполом, по которым можно судить о нагрузках на балки и тросы. Крыло будет прочным, если отдельные конструкционные элементы даже при пятикратной нагрузке не имеют остаточных деформаций. Это условие принимают для обеспечения безопасности. В результате деформации купола и балок увеличивается нагрузка на отдельные элементы конструкции, но эта нагрузка увеличивается не столь ощутимо, как суммарная.

Рис. 3.1. Нагрузки на купол; аутриггер, установленный в двух плоскостях

С точки зрения механики купол является мембраной. Значит, на каждый конечный элементарный участок купола действуют силы в двух направлениях. На рис. 3.1 показана схема сил, действующих на такой участок. Силы N2, возникающие на кромках, зависят от кривизны купола и разности давлений над и под куполом, возникающих в полете. Однако исследования, касающиеся гибких крыльев, направлены не на выяснение соотношений геометрических характеристик и нагрузок. Купол практически никогда не разрушается от действия полетных нагрузок; разрывы в нем возникают в основном из-за изнашивания ткани или небрежной эксплуатации. Наиболее значительные силы вдоль кромок концентрируются только в местах его крепления. Как подсказывает опыт, в этих местах необходимо делать усиление. Значительно большая, чем при нормальных режимах полета, нагрузка возникает на куполе во время флаттерного пикирования. Но практика показывает, что купол не разрушается даже в таких критических ситуациях. Может показаться, что современные купола не создают дельтапланеристам никаких проблем. В вопросе прочности это действительно так, однако далеко от идеального, у многих материалов проявляется их свойство сопротивляться растягиванию. Значит, при выборе ткани для купола определяющим становится требование нерастяжимости.

Рис. 3.2. Нагрузки на балки действуют в касательной плоскости купола

Возникающие в куполе силы передаются на балки в виде нагрузки, распределенной вдоль боковых балок (рис. 3.2). Суммарная нагрузка, уравновешивающая полную аэродинамическую силу R, складывается из суммы нагрузок V₁ и V₂, действующих соответственно на боковой и килевой балках. Так как линия действия R направлена вертикально, значит, и суммарная нагрузка (V₁ + V₂) находится в вертикальной плоскости, где расположена поперечная балка. Возникающие на крыле распределенные аэродинамические силы приложены в основном в первой четверти хорды профиля, поэтому нагрузка V₁ значительно превышает нагрузку V₂, возникающую на киле. С точки зрения безопасности полетов мы не сделаем ошибки, если не будем придавать большого значения нагрузкам V и будем считать, что суммарная аэродинамическая сила складывается лишь из аэродинамических сил V₁, создающих нагрузку на боковые балки. Суммарная аэродинамическая сила уравновешивается силой тяжести, следовательно, сумма нагрузок V₁ равна силе тяжести (рис. 3.3).

Рис. 3.3. Без учета нагрузок на киль суммарной нагрузкой на боковые балки является сила тяжести

Нагрузка на боковую балку уравновешивается силами, возникающими на поперечной балке и боковой растяжке. На рис. 3.4. показана схема нагрузок: сила натяжения S, действующая на трос, и сила сжатия К, действующая на поперечную балку. Уменьшая кривизну купола, уменьшают угол θ между направлением действия нагрузки V₁, касательным к куполу, и плоскостью каркаса.

Рис. 3.4. Определение силы сжатия К на поперечной балке

Определение угла θ может быть также выполнено [19] графически, как показано на рис. 3.4 и 3.5, из которых нетрудно заметить, что с уменьшением угла θ, т. е. с уменьшением купольности, нагрузки, действующие в куполе и передающиеся на поперечную балку, возрастают. Например, уменьшая купольность паруса дельтаплана первого поколения с Δγ = 4° до Δγ = 0,5°, сила, действующая на поперечную балку согласно [10], увеличится примерно в 3 раза.

Рис. 3.5. Примерное образование угла θ

Изложенный метод пригоден лишь для приближенной оценки величин нагрузок, действующих на основные элементы крыла. Он не учитывает свойство купола растягиваться, что сопровождается увеличением угла θ, и фактические нагрузки всегда оказываются меньше расчетных.

Зная силы, возникающие в боковых растяжках, и геометрические размеры, можно определить нагрузки на трапецию. При нормальном режиме полета ручка управления притянута, а стороны трапеции сжаты (рис. 3.6). Однако трапеция должна быть рассчитана и на другие режимы полета. Может случиться так, что пилот вынужден будет развить значительное усилие и часть своего веса или полный вес переложить на ручку управления или на боковые стойки. Безопасность пилота требует того, чтобы боковые стойки выдерживали подобные нагрузки. Трапеции некоторых конструкций имеют мягкие боковые стойки, чтобы при ударах об землю не вызывать травм пилота. Поэтому при выборе труб трапеции необходимо исходить из эксплуатационных требований (расчеты проводят только для контроля).

Рис. 3.6. Определение силы сжатия N боковин трапеции и силы растяжения Н на ручку управления

При нормальных режимах полета мачта не подвергается нагрузке. Но если при сильном ветре поставить дельтаплан "на нос", то купол дает суммарную нагрузку V*. Эту нагрузку уравновешивают поперечная балка, верхние растяжки и мачта. На куполе (рис. 3.7.) при внезапном увеличении отрицательного угла атаки могут возникнуть силы, которые превышают нагрузку V₁, возникающую при нормальном режиме полета. В таком положении сила, действующая на мачту, равна суммарной силе S, возникающей на двух верхних тросах. Эти силы могут быть значительными, значит, мачта должна быть прочной.

Рис. 3.7. Схема сил, действующих на мачту

Максимальную нагрузку на киль и продольные тросы, идущие к его концу, вызывают сильные удары о землю. Для обеспечения прочности киля необходимо изготовить его из тех же материалов, что и боковые балки. Анализ разрушений в воздухе и результаты прочностных испытаний свидетельствуют о том, что в нормальном режиме полета киль испытывает незначительную нагрузку. При регулировании центровки подвеску следует перемещать вперед или назад по килю. Если подвеска пилота находится на большом расстоянии от центрального узла, киль может сильно изогнуться (рис. 3.8). В таких случаях не следует спешить дополнительно укреплять килевую балку. Ошибку надо искать в раскрое купола, регулировке натяжения тросов, может быть следует изменить расположение центрального узла, особенно если речь идет о дельтаплане нового типа.

Рис. 3.8. Неправильное расположение узла крепления подвески пилота

Во время полета чаще всего ломается боковая балка, особенно в месте ее соединения с поперечной балкой (узел SzK). С точки зрения повторяемости поломки такого типа наиболее часты и обычно вызывают изгиб поперечной балки. Все остальные поломки происходят из-за неправильной эксплуатации, транспортирования и контроля. В настоящее время предъявляются следующие требования к прочности двух основных элементов дельтаплана.

Рис. 3.9. Нагрузка на боковые балки

Боковая балка является длинным тонкостенным стержнем, шарнирно фиксировванным в боковом узле и носовой части. Силы, возникающие в куполе, передают нагрузку на балку в виде системы распределенных сил. Вектор суммарной силы V этой системы сил наклонен вперед под углом υ по отношению к оси балки. Его можно определить по углу наклона β между плоскостью балки крыла и горизонтальной плоскостью, а также по углу θ между вектором суммарной нагрузки и поперечной балкой. Наклон вектора V₁ показывает, что распределенная нагрузка направлена не перпендикулярно по отношению к балке крыла. Хотя сила трения между куполом и балкой большей частью уравновешивается осевой составляющей распределенной нагрузки, купол все же нагружает конец крыльевой балки сосредоточенной силой N. Суммарная распределенная нагрузка проходит через узел SzK, поэтому в носовой части не возникает уравновешивающей силы. Основой расчетов служит изгибающий момент M_h. На рис. 3.9 показано, что наибольшую нагрузку создает момент M_hmax, возникающий в узле SzK. Для его уменьшения применяют аутриггеры. Если не учитывать силы сжатия, возникающие при натяжении аутриггерных тросов, то можно сказать, что точки Р, SzK и М будут смещаться под действием нагрузки так, будто они являются точками жесткого тела (рис. 3.10), т. е. если балка первоначально была прямой, то точки Р и М останутся на прямой, поворачивающейся вокруг узла SzK. Из этого условия и из того, что продольные составляющие Р_х и М_х сил Р и М, возникающих на растяжке, совпадают, нагрузки могут быть определены из расчетов на прочность. Выбрав соответствующие места расположения точек Р и М можно добиться того, чтобы аутриггеры полностью или частично разгружали боковую балку.

Рис. 3.10. Нагрузки на жестко закрепленную боковую балку

Однако уменьшение изгибающего момента методом установки аутриггеров вызывает силы сжатия в боковой балке. На рис. 3.10 изображен аутриггер с одной стойкой. Здесь еще не учтена нагрузка на законцовку купола. Сила давления Рх на балку может быть уменьшена с увеличением высоты аутриггера, но в этом случае увеличивается сила давления Nd на подкос (рис. 3.11). Часто вместо разрушения жестко фиксированной балки крыла происходит разрушение аутриггера. Если на балке устанавливается один аутриггер, он должен быть размещен в плоскости действия нагрузки. Однако с изменением нагрузки изменяется и угол θ, поэтому аутриггер находится в плоскости нагрузки лишь в режиме нормального полета. При воздействии большой нагрузки тросы аутриггера не только сжимают его, но и вызывают изгиб.

Рис. 3.11. Схема сил в аутриггерной системе

Когда аутриггер еще недостаточно отрегулирован, то (см. рис. 4.41) даже при нормальном режиме полета аутриггер может подвергаться изгибу. Таким образом, сила, действующая на аутриггер, и ее направление являются определяющими факторами при расчете. Для выбора окончательных размеров необходимо учитывать изгиб, возникающий в месте заделки аутриггера.

Рис. 3.12. Прогиб поперечной балки

Разрушение поперечной балки является типичным примером потери устойчивости сжатых тонкостенных стержней (рис. 3.12). Начало изгиба еще не означает неминуемую поломку поперечной балки. С увеличением ее изгиба уменьшается, но в очень малой степени, расстояние между узлами SzK и центральным. Под воздействием большой нагрузки (особенно в случае эластичных куполов) при увеличении купольности может существенно уменьшиться сила сжатия поперечной балки.

В результате деформаций купола, каркаса и тросов реальные нагрузки могут значительно отличаться от расчетных. Может случиться и так, что разрушение поперечной балки наступит только при нагрузках, во много раз превышающих расчетные, а в случае неграмотно выполненной конструкции аутриггеров или их разрушения, конструкция выдержит нагрузки, значительно меньшие расчетных. Прочностные испытания позволяют выявить ошибки, допущенные при расчетах и на этапе постройки.

Рис. 3.13. Испытательное оборудование, изготовленное в Будапештском техническом университете

Дельтаплан подвешивают за центральный узел в перевернутом положении. Купол равномерно загружают мешками с песком соответственно распределению аэродинамической силы. Хотя эти испытания не создают полного подобия полетных условий, они дают достаточно данных для выяснения характера деформации и определения наиболее слабых элементов конструкции. На рис. 3.13 показан испытательный автостенд. Его оборудование, в первую очередь, служит определению устойчивости и летных характеристик. Автостенд прост и относительно недорог. Он позволяет отказаться от дорогостоящей аэродинамической трубы.

Рис. 3.14. Испытательная тележка фирмы 'Дельта Уинг' (Delta Wing), производящей дельтапланы

Прочностные испытания можно выполнить также простым способом. В качестве передвижного устройства для определения нагрузки может служить буксируемая тележка, на которую прикрепляют дельтаплан (рис. 3.14). На тележке размещают соответствующий груз. С помощью буксира ее поднимают в воздух. Полет в несколько секунд достаточен для того, чтобы определить, соответствует ли прочность дельтаплана расчетным требованиям.

Рис. 3.15. Рекламная демонстрация фирмы 'Уильс Уинг' (Witts Wings), производящей дельтапланы

Большие нагрузки во время полета пилот может вызвать так называемой "приемкой", когда пикируя с большой скоростью он резко отдает ручку управления от себя. Некоторое время по инерции дельтаплан продолжает движение с постоянной скоростью по прежней траектории. Сразу же после отдачи ручки увеличивается угол атаки. Максимальная нагрузка на крыло возникает в момент, когда Су достигнет максимального значения. При дальнейшем увеличении угла атаки, несмотря на большую скорость, происходит срыв потока с крыла. Одновременно уменьшается подъемная сила, а значит, и нагрузка; таким образом, срыв уменьшает опасность разрушения дельтаплана. Чем больше скорость при "приемке", тем больше создается нагрузка. Возникающая при этом перегрузка пропорциональна скорости полета v², измеренной в момент "приемки":

На крыльях с гибким каркасом (согласно испытаниям) под действием больших нагрузок наступает значительное уменьшение коэффициента подъемной силы; причиной уменьшения является деформация крыла. Деформированное крыло срывается при значительно больших скоростях v_A, поэтому, приступая к приемке с такой же скоростью v, на таком дельтаплане можно создать значительно меньшую перегрузку n₁, чем на дельтапланах с жестким каркасом (рис. 3.15).

Рис. 3.16. Дельтаплан 'Нова' четвертого поколения без аутриггеров

Подобная ситуация возникает и в тех случаях, когда крыло попадает в сильные восходящие потоки, и при ускорении, направленном вверх, увеличивается нагрузка на крыло. Под влиянием этих факторов уменьшается коэффициент подъемной силы дельтаплана с гибким каркасом, поэтому ускорение, а вместе с ним и величина перегрузки всегда будет меньше, чем у дельтаплана с жестким каркасом. Теоретически боковая балка никогда бы не сломалась, если бы под действием нагрузки она могла согнуться в кольцо. Но на практике слишком гибкая боковая балка даже под влиянием небольшой нагрузки деформируется и летные качества дельтаплана даже при поворотах с малым креном сильно ухудшаются. На дельтапланах некоторых новейших конструкций необходимая гибкость обеспечивается отсутствием системы растяжек. В таких случаях для сохранения необходимой прочности центральный узел переносят назад (например, "Суперскорпион") или применяют дельтаплан с большим носовым углом и большими законцовками крыла (рис. 3.16). Большая законцовка тоже увеличивает гибкость: под влиянием большой нагрузки она отгибается вверх, и таким образом уменьшается коэффициент подъемной силы крыла.