Устойчивость и управляемость дельтаплана
Известно три вида равновесия тел: устойчивое, неустойчивое и безразличное. Примером видов равновесия может служить поведение шарика на поверхностях различной формы (рис. 68).
Рис. 68. Виды устойчивости
Очевидно, что дельтаплан должен обладать устойчивым равновесием или устойчиво- стью. В противном случае дельтапланерист вынужден будет постоянно «бороться» с аппара- том за сохранение необходимого режима полета.
Устойчивым является такой дельтаплан, который возвращается к исходному режиму по- лета после прекращения действия случайного возмущения, вызвавшего изменение режима полета.
Под управляемостью понимают способность дельтаплана соответствующим образом реагировать изменением режимов и траектории полета на перемещение пилота относительно рулевой трапеции.
Сопоставляя понятия устойчивости и управляемости аппарата, можно сделать вывод, что они в некоторой степени противоположны. Устойчивость есть способность сохранять задан-
ный режим полета, а управляемость – изменять его. Вместе с тем между этими характеристи- ками существует тесная связь. Она заключается в том, что с повышением устойчивости дель- таплана увеличиваются управляющие перемещения пилота и нагрузки на рулевой трапеции. В то же время управлять дельтапланом, когда перемещение пилота и нагрузки на рулевой трапеции малы, тоже трудно. Такое управление требует от пилота большого внимания, точ- ного и плавного управления.
Оптимальное сочетание устойчивости и управляемости дельтаплана позволяет более полно использовать его летные данные, а также повысить безопасность в различных услови- ях полета.
Для рассмотрения вопросов устойчивости и управляемости применяют связанную сис- тему координат (рис. 69).
Рис. 69. Система связанных осей координат
Допустим, начало системы координат находится в центре тяжести, продольная ось Х направ- лена параллельно корневой хорде крыла, поперечная ось Z направлена вдоль размаха крыла и перпендикулярна к оси X, путевая ось Y перпендикулярна к первым двум осям.
Устойчивость и управляемость дельтаплана относительно оси OZ называется продольной, относительно оси ОY—путевой, относительно оси OX—поперечной. Поперечная и путевая ус- тойчивость и управляемость тесно связаны между собой (так как изменение одной из них приво- дит к изменению другой), поэтому часто принято рассматривать их совместно и говорить о боко- вой устойчивости и управляемости.
Продольная устойчивость и управляемость.
Рассмотрим устойчивость дельтаплана в области эксплуатационных углов атаки. Определим силы и моменты, действующие на дельтаплан в продольном направлении. Назо-
вем моменты, поднимающие нос дельтаплана, кабрирующими, а моменты, вызывающие опуска-
ние носа, пикирующими.
В прямолинейном установившемся полете на дельтаплан действует полная аэродинамиче- ская сила R, приложенная в центре давления (ЦД), и сила тяжести, приложенная в центре тяже- сти (ЦТ).
Способность сохранять равновесие в полете проявляется следующим образом. Пусть, на- пример, при полете в неспокойной атмосфере вследствие порыва ветра дельтаплан был выведен из равновесия (увеличился угол атаки) (рис. 70).
Рис. 70. К вопросу о продольной устойчивости
При увеличении угла атаки на концевых частях купола появляется положительное прираще- ние аэродинамической силы R.
Возникает пикирующий момент, равный Ra, который возвращает дельтаплан на исходный угол атаки. Аналогично проявляется продольная устойчивость и при уменьшении угла атаки.
Очевидно, что чем меньше угол при вершине каркаса (т. е. большое плечо а) и чем больше площадь концевых частей купола дельтаплана, тем больше момент Ra и тем эффективнее его действие, направленное на обеспечение устойчивости.
Увеличение геометрической крутки также способствует улучшению устойчивости по углу атаки.
Рассмотрим положение ЦД крыла дельтаплана на малых углах атаки. На малых углах атаки давление по профилю перераспределяется таким образом, что ЦД может смещаться назад, что приводит к появлению пикирующего момента, т. е. происходит затягивание в пикирование.
Смещение ЦД назад на малых свойственно для обычных (неустойчивых) профилей. Отри- цательная геометрическая крутка препятствует этому явлению (но не всегда в полной мере). По- этому для обеспечения устойчивости дельтаплана по углу атаки (в диапазоне эксплуатационных углов атаки) применяют устойчивые профили, т. е. такие, у которых ЦД при уменьшении угла атаки не смещается назад. Таким свойством, например, обладают S-образные профили. Они при-
меняются в корневой части крыла дельтаплана, так как на малых углах атаки для крыла с отрица- тельной геометрической круткой основное силовое аэродинамическое воздействие приходится на центральную часть крыла.
В отличие от жесткого крыла гибкое крыло может значительно менять свою форму в зави- симости от распределения воздушной нагрузки на крыло. В большой степени изменение формы зависит от характеристики ткани (жесткости, удлинения по основным направлениям и по диаго- нали и др.): чем больше тянется ткань, тем больше изменяется форма. Форма гибкого крыла за- висит от нагрузки на ткань: чем меньше купольность, тем больше нагрузка и тем значительнее влияют характеристики ткани на изменение формы крыла.
Значительное изменение формы гибкого крыла может привести к ухудшению характеристи- ки устойчивости и управляемости дельтаплана.
Для материалов типа болонья и АЗТ следует также учитывать сильную зависимость характе- ристик ткани от влажности, поэтому очевидна невозможность их применения на дельтапланах с малой купольностью.
При попадании дельтаплана на углы атаки, близкие к нулю, или при разгрузке крыла (ny<1) может произойти потеря формы гибкого крыла. Потеря формы может сопровождаться интенсив- ным волнообразным движением поверхности купола. Если по всей поверхности купола дельта- плана проходят профилированные латы, то волнообразного движения может и не быть и форма профиля крыла практически не меняется, однако потеря формы всего гибкого крыла состоит в том, что крыло теряет отрицательную геометрическую крутку.
Потеря формы гибкого крыла может привести к затягиванию в пикирование, поэтому каж- дый дельтаплан должен быть оборудован дополнительными антипикирующими устройствами, которые возвращали бы его в исходное состояние горизонтального полета, либо его конструкция должна обеспечивать самостоятельный выход из пикирования. Способность аппарата к само- стоятельному выходу из пикирования является основным признаком его устойчивости по углу атаки.
Одной из отличительных особенностей дельтаплана является низкое расположение центра тяжести, чем ниже ЦТ, тем более устойчив дельтаплан. Данное явление относится как к про- дольной, так и к поперечной устойчивости.
С ростом скорости существенное значение на величину пикирующего момента может ока- зать сопротивление пилота. Так, переход из горизонтального положения в вертикальное приво- дит к возрастанию пикирующего момента (рис. 71).
Рис. 71. Влияние воздушного сопротивления пилота на образование пикирующего момента
Основными критериями продольной устойчивости и балансировки являются следующие:
способность дельтаплана летать с «брошенной» ручкой рулевой трапеции (т. е. при отсутствии усилия на ручку);
при изменении скорости полета должно возникать усилие на ручке управления, препятствующее этому изменению скорости;
способность дельтаплана сохранять и возвращаться к определенной скорости, рав- ной скорости полета с «брошенной» ручкой.
Продольная устойчивость по углу атаки повышается вследствие следующих факторов:
увеличения стреловидности крыла (уменьшения угла при вершине каркаса) при наличии отрицательной геометрической крутки;
увеличения отрицательной геометрической крутки при наличии стреловидности;
увеличения удлинения стреловидного крыла;
уменьшения сужения стреловидного крыла;
увеличения S-образности килевого кармана.
Продольное
управление дельтапланом производится
перемещением веса пилота, а значит, и
общего центра тяжести, вперед или назад.
Пусть, например, пилот пожелал увеличить
угол атаки и переместил свое тело назад.
Центр тяжести сместился назад (рис. 72),
силы G и R создали каб- рирующий
момент, и дельтаплан начал увеличивать
угол атаки .
Это увеличение угла атаки со-
провождается, как было указано выше, появлением
Рис. 72. Появление управляющего момента при изменении положения ЦТ (продольное управление)
приращения аэродинамической силы R, которая создает момент M=Ra. Когда кабрирую- щий момент уравновесится моментом М, дельтаплан прекратит дальнейшее увеличение угла ата- ки и полетит на новом установившемся режиме. При этом на ручке рулевой трапеции будет ощущаться определенная нагрузка. Аналогично при перемещении пилота вперед происходит пе- ревод дельтаплана на меньшие углы атаки (на режим большой скорости).