Расчет динамики продольного движения дельтаплана

Настоящий раздел предназначен для специалистов, знакомых с соответству щим курсом аэродинамики.

Исследование различных режимов полета дельтаплана с помощью математи ческих моделей является пер спективным, а при изучении опасных режимов в на стоящее время едва ли не единственным методом исследования. Одним из наибол’ опасных режимов является кувырок, который представляет собой вращение дельтап лана относительно поперечной оси с большой отрицательной угловой скоростью. Дл получения достоверных результатов при изучении движения дельтаплана в проце’ кувырка необходимо, чтобы система уравнений правильно моделировала особенное движения дельтаплана, а также имелись достаточно достоверные исходные аэроди намическне характеристики.

Система уравнений, описывающая продольное движение дельтаплане, соста- лена в связанной системе координат и имеет следующий вид:

	Уу “ М* у і О — Кх * Шх, “ Afi /	1.3.2 а
вде X — Р *	cos <РР — Сж * Я * s — G * sin v,
Г-Р*	sin ур + Су ♦ q * S — G * cos Vy	1.3.2 6
М,- я • S *_1>а * [т, + С) * (хТ — хтм) + + С, * ГУт — Утм» + Р * Ур,
здесь: ш, “ mja) + т“ж » «о*
Р	—* тяга силовой установки,
9Р	— угол направления вектора тяги,
Хт, Ух	— положение центра масс аппарата в долях	САХ,
Хтм, Утм	— исходное положение центра масс, при зависимость /Я*(д) 1	котором дама
Ур	— плечо тяги относительно центра масс.
Я	— скоростной напор, q m р * V /2,
Vx, Vy	— проекции вектора скорости на оси ОХ и темы координат,	0Y связанной сне
Ьа	—- средняя аэродинамическая хорда крыла,
S	—■ площадь крыла,
V	— угол тангажа крыла.

В отличие от самолета плоскость крыла дельтаплана расположена на значи­тельном удалении от центра масс, и эту особенность компоновки следует учитывать при анализе критических режимов полета. *

Скорость движения крыла складывается из скорости поступательного движения центра масс и окружной скорости, определяемой его вращением относительно центра масс. Окружная скорость определяется по формуле:

Уокр “ 0)z * Уг»

где ух — координата центра масс дельтаплана.

Наличие угловой скорости алияет не только на результирующую скорость крыла, но также на угол атаки. Поэтому при вычислении сил и моментов по

Рис. Распределение местных коэффициентов нормальной силы и углов заклинених местных хорд крыла мото­дельтаплана Т-2 по отношению к набегающему потоку:

1 — V — 12 м/с, У — 1800 Н;

2 — К — 15 м/с, У — 2350 Я;

3 — V — 18 м/с, У — 3500 Я;

4 — V — 25 м/с, У — 5300 Я

Уменьшение величины Су в центральной части крыла объяс­няется следующим образом. При увеличении угла атаки сечения крыла в центральной его части раньше выходят на критические углы, и срыв потока начинается там же, в то время как коицы^ крыла даже на очень больших углах обтекаются без срыва.

Следует обратить внимание на несоответствие между величи-| нами местных углов атаки и значениями коэффициентов подъемной! силы, полученных по распределению давления в этих сечениях. Hal концах крыла углы атаки уменьшаются и становятся даже отрнца-1 тельными, в то же время подъемная сила положительная.

Специальные исследования показали* что вихревая структура| дельтапланерного крыла существенно отличается от структуры са-1 молетного крыла. У самолетного крыла концевой вихрь формируется 1

в концевом сечении, а у дельтаплана, благодаря его большой отри­цательной крутке, этот вихрь сильно размыт, н его ядро находится ближе к середине коисолн. 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 н 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 аэродина­мическую нагрузку, что в свою очередь вызывает появление небла­гоприятных вращающих моментов, в честности, момента креиа. Ве­личина этого момента зависит от расположения зоны сорванного потока относительно плоскости симметрии крыла. У самолета этн зоны часто расположены иа концах крыла, вследствнн чего свали­вание является одним из самых опасных режимов полета.

У дельтаплана зона сорванного потока расположена в цент­ральной части крыла, поэтому кренящий момент минимальный.

а) б)

Таким образом, большая отрицательная крутка крыла улучша­ет характеристики устойчивости крыла на больших углах атаки, в том числе н на сваливании, В то же время она уменьшает аэроди­намическое качество. Некоторые пилоты пытаются с помощью спе­циальных тросиков уменьшить крутку. Характеристики сваливания при этом ухудшаются, и аппарат во время сваливания начинает резко крениться.

Состояние внешней поверхности крыла, его профилировка, стреловидность, удлинение и др, влияют на характеристики свали­вания, хотя общая картина остается неизменной.

приятные аэродинамические характеристики на больших углах ата­ки, поэтому режим сваливания для него менее опасен, чем для самолетов, одиако имеется ряд особенностей.

Сваливание в торможении происходит следующим образом. Пи­лот в установившемся прямолинейном полете начинает производить торможение, отклоняя ручку «от себя», стараясь при этом не допу­скать взмывания аппарата и выдерживая вертикальную перегрузку близкой к единице (пу “ 1). Угол атаки крыла увеличивается, и при достижении критического крыло теряет свои несущие свойства, и аппарат проваливается. Появляется вертикальная скорость, кото­рая увеличивает угол атаки, переводя крыло в область закритиче — ских режимов.

При неизменном положении ручки управления иа новом угле

Су

f"z

момент на кабрироваиие, н дельтаплан опять начинает набирать высоту. Далее процесс повторяется. Таким образом, аппарат совер­шает колебательные движения относительно точки акр. За каждый цикл происходит потеря высоты.

Следует отметить, что при сваливании не происходит резкого кренения, что объясняется развитием срыва в центральной части крыла. Вследствии этого выполнить штопор на дельтаплане практи­чески невозможно. Можно ввести его в крутую спираль, но при отклонении ручкн управления к центру спирали он сразу же выхо­дит из нее.

Если запас высоты достаточен, то такое сваливание большой опасности не представляет. При взятии ручки управления «на себя* дельтаплан плавно опускает нос и увеличивает скорость.

Характер сваливания с торможения определяется характеристи­ками Суа н т2 на больших углах атаки.

Если зависимость Суа(<*) в районе а<р изменяется плавно (кривая I), свалива­ние будет плавным, и в этом случае полет возможен даже на сверхкрнтических углах атаки. Это режим парашюти­рования. Такие зависимости характерны для дельтапланов первых поколений.

Скорость опускания но­са зависит от характера кри­вой mr(a) в районе акр. Если зависимость щг(ст) имеет небольшой наклон (кривая 3), то при выходе на закритические углы атаки момент на пикирование небольшой, дельтаплан плавно опускает иос, и большой потери высоты не происходит.

Иное дело, когда дельтаплан имеет крутую зависимость Суа(а) в области закритическнх углов атаки (кривая 2). В этом случае срыв наступает более резко, и подъемная сила изменяется существенно. Вследствие этого дельтаплан проваливается более энергично.

Если же н наклон кривой mx(cr) большой (кривая 4), то дель — тплаи не только сильно провалится, но н клюнет носом. Такой дельтаплан неприятен в управлении, особенно для начинающих пи­лотов.

Моделирование на ЭВМ режимов сваливания показало, что угол атаки и высота изменяются в небольших пределах (Да* ± 5* и Д И ш 10 м), поэтому этот режим не опасен для пилота.

На рис, 2.2-1 представлены результаты моделирования сва­ливания мотодельтаплана Т-Х. Несмотря на неудовлетворитель­ные характеристики продольной устойчивости на малых углах атаки, на сваливании он ведет себя достаточно удовлетворительно. В районе Сумакс характеристики изменяются плавно, что н оп­ределило небольшую амплитуду изменения параметров прн сва­ливании.

Рис. 2.2-1. Изменение углов атаки и тангажа мотодельтаплана Т-Х при сваливании

Расчетные исследования показали, что если пилот отдаст ручку управления «от себя» н будет удерживать ее в этом положении, то движение дельтаплана имеет колебательный характер. Хотя колеба­ния получаются слабо расходящимися, что свидетельствует о дина­мической (колебательной) неустойчивости, однако нарастание амп­литуды колебаний происходит очень медленно. Пилот может а любое время перевести ручку управления в балансировочное положение, н 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 отклоне­нии «от себя» ручки управления. При этом дельтаплан делает горку и сваливается. Здесь заброс по углам атаки может быть существен­ным, и проваливание более резким. Следует предостеречь пилотов от увлечения такими режимами на малоисследованном аппарате. Из­лишнее лихачество может вывести дельтаплан на фигуру близкую к колоколу, из которой дельтаплан может легко сорваться в кувырок, даже имея удовлетворительные характеристики продольной устойчи­вости. Подробнее эти опасные режимы будут рассмотрены в главе 4.