Учись летать
на дельтаплане

DjVu

      Методическое пособие по обучению полетам на дельтаплане
      Издание второе, переработанное и дополненное
      ДОСААФ СССР 1983
     
      ВВЕДЕНИЕ
      Летать подобно птицам — вечная мечта человека. Стремление осуществить эту мечту, используя искусственные крылья и приспособления, заставляет многочисленных энтузиастов на протяжении веков разрабатывать и строить различные летательные аппараты. Исторические факты говорят о том, что творческая мысль человека от эпохи древнего Египта и инков до наших дней постоянно ищет пути покорения воздушного океана.
      Гениальный Леонардо да Винчи и русский холоп Никита Выводков, Крякутной и академик М. В. Ломоносов, В. Я. Арендт и А. Ф. Можайский, Отто Лилиенталь и Н. Е. Жуковский, а также сотни безвестных изобретателей работали над созданием различных аппаратов и пытались взлететь, но только единицам из них это удавалось в большей или меньшей степени.
      В истории развития авиации применительно к дельтапланеризму следует остановиться на периоде возникновения планеров с балансирным управлением, т. е. таким управлением, которое производится в результате измерения положения центра тяжести системы (за счет перемещения тела пилота).
      Одним из первых осваивал полеты на таких планерах Отто Лилиенталь, который в течение двадцати пяти лет, с 1871 до 1896 г., упорно изучал полет птиц, строил летательные аппараты и успешно летал на них. Лилиенталь начал свои работы по балансирным планерам в 1871 г. и в течение последующих лет выполнил более 2000 полетов, некоторые из них на высоте до 300 метров. В отличие от большинства современников, которые просто указывали на общие принципы летания, им были открыты такие факторы и соотношения, которые определяли, что именно делает птица со своими крыльями для изменения устойчивости, подъемной силы и лобового сопротивления. В 1889 г. Отто Лилиенталь опубликовал свой труд «Полет птиц, как основа авиации».
      Первым аппаратом Лилиенталя, построенным в 1891 г., был моноплан. Он имел искривленное крыло размахом в семь метров, выполненное из ивовых прутьев и обтянутое хлопчатобумажной тканью. Вес пилота прикладывался к двум параллельным брусьям в центральной части крыла. Управление аппаратом было балансирным. Масса аппарата была около 18 кг, что давало возможность стартовать, разбегаясь вниз по склону холма (рис. 1). Прежде чем летать со склонов, Лилиенталь начал делать пробежки и подлеты с трамплина во дворе. После этого он стал совершать полеты с искусственной насыпи. В 1893 г. во время одного из таких полетов ветер внезапно перевернул его аппарат и бросил на землю с высоты около 18 м. К счастью, Лилиенталь отделался лишь травмами. Свои полеты он возобновил в 1894 г. с холма, специально оборудованного для планирующих полетов. Во время экспериментов на этом холме Лилиенталь пришел к мысли о том, что аппарат должен строиться по схеме биплана, т. е. иметь два крыла, расположенных друг над другом. Во время практических испытаний своего биплана он пролетал расстояние около 400 м на высоте до 22 м. Верный своим методическим привычкам, прежде чем под-няться в воздух, Отто Лилиенталь все испытывал и проверял на земле.
      Трагическая случайность оборвала жизнь отважного авиатора. 9 августа 1896 года во время полета он потерял контроль над аппаратом и упал с высоты 15 м.
      Отто Лилиенталь вел активные исследования балан-сирных планеров около 5 лет. Постоянные летные эксперименты, разработка конструкций, широкая публикация материалов исследований ставят его на особое место в истории развития авиации. Следует отметить, что Лилиенталь был первым человеком, которому удалось совершить парение и использовать ветер для набора высоты.
      Братья Орвиль и Вильбур Райт вошли в историю авиации благодаря своим полетам на аппаратах с двигателями (рис. 2), но начали они свою работу также с балансирных планеров. Безопасность полетов они ставили превыше всего и поэтому не имели серьезных аварий. На протяжении 1901 г. братьями было сделано несколько сотен полетов, при этом были побиты все рекорды дальности и продолжительности. Аэродинамика полетов познавалась на практике, причем полученные выводы не всегда совпадали с мнениями признанных авторитетов. Уже в то время определилось, что необходимы более глубокие исследования для решения всех проблем полетов аппаратов тяжелее воздуха.
      Дальнейшее развитие авиации пошло по пути совершенсгвовання моторных аппаратов, и достижения в этой области очевидны. Достаточно взглянуть на современные военные и гражданские самолеты, имеющие околокосмические скорости, летающие на огромных высотах на расстояния в десятки тысяч километров.
      Но люди продолжали мечтать о свободном, ничем не связанном полете. И вот в 1951 г. американец Френсис Рогалло получил патент на летательный аппарат треугольной формы (напоминающий в плане греческую букву Д — «дельта», откуда и пошло название дельтаплан) (рис. 3). Через несколько лет энтузиасты свободного полета, к числу которых следует отнести прежде всего американцев Дика Миллера, Билла Беннета, австралийцев Билла Мойеса и Дейва Килборна, усовершенствовали «змей Рогалло» и начали совершать полеты с песчаных дюн и па буксире за катером. К 1971 г., когда Дейв Килборн предложил конструкцию рулевой трапеции, жестко соединенной с каркасом, дельтаплан принял современную форму и окончательно утвердился как аппарат для массового широко доступного вида авиаспорта.
      В нашей стране глубокие исследования в области аэродинамики начались незадолго до Великой Октябрьской социалистической революции в стенах нынешнего Московского высшего технического училища, где под руководством выдающегося ученого профессора Н. Е. Жуковского работал кружок воздухоплавания. Членами кружка состояли студенты МВТУ, ставшие известными всей стране деятелями отечественной авиации.
      Имена наших ученых, продолжателей дела Н. Е. Жуковского, ведущих вперед нашу авиационную науку, пользуются заслуженным авторитетом и уважением. В их числе знаменитые авиаконструкторы С. А. Лавочкин, А. Н. Туполев, А. И. Микоян, С. В. Ильюшин, С. П. Королев, А. С. Яковлев. Многие из них пришли в большую авиацию, отдав много лет строительству и полетам на планерах.
      До революции балансирные планеры у нас в стране строили и летали на них ученик Тбилисской гимназии А. Шиуков в 1908 г., студент Б. Российский в 1908 г. и один из первых русских планеристов К. Арцеулов в 1907 г. В дальнейшем полеты на крыльях, крепящихся к телу, совершали парашютисты Г. Шмидт и Б. Павлов-Сильванский. Но крылья и балансирные планеры классической схемы не получили широкого распространения.
      Возобновление интереса к балансирному полету началось лишь с 1971 г. с появлением дельтапланеризма. Этот вид спорта так быстро прогрессирует, что если в 1971 — 1972 гг. наибольшая продолжительность полета (Дейв Килборн) составляла более часа, а дальность — десятки километров, то через три года рекордная продолжительность была уже более 20 ч, а пилоты начали совершать полеты как в потоках обтекания, так и в «термиках»; кроме того, были совершены полеты с высочайших горных вершин (Монблан, Килиманджаро, Фудзияма и т. д.).
      В нашей стране история дельтапланеризма началась в 1972 г., когда энтузиасты из города Черновцы построили дельтаплан и совершили первые полеты на нем у себя в Карпатах. Приблизительно в то же время начали осваивать дельтапланеризм томичи, красноярцы и киевляне. Имена В. Тюменцева, А. Коркача, Г. Коваленко, С. Казанцева, А. Клименко известны всем, кто в какой-либо мере причастен к этому виду спорта. Следует отметить роль в популяризации дельтапланеризма москвича М. Гохберга и неоднократного чемпиона и рекордсмена СССР по планерному спорту, страстного энтузи-аста-дельтапланериста В. Гончаренко.
      В марте 1976 г. в карпатском местечке Славско состоялся первый Всесоюзный слет дельтапланеристов. Инициаторами его проведения были секция дельтапланеристов студенческого конструкторского бюро Рижского института гражданской авиации и редакция журнала «Техника молодежи». В работе слета приняли участие 25 пилотов из Риги, Новосибирска, Москвы, Киева, Томска, Черновцов, Свердловска, Минска, Казани и др. В это же время провели свои сборы в Приэльбрусье секции из Ростова и Курска. Был организован общественный оргкомитет, объединивший вокруг себя десятки секций и клубов страны. В последующие три года прошли два Всесоюзных слета и несколько конференций, неофициальные соревнования в Ленинграде, Москве, Томске, Киеве и т. д. Особенно представительными стали соревнования «Домбайские вершины» на Кавказе и «Кубок городов» на южном Урале.
      Мастерство пилотов неуклонно повышалось. Если продолжительность первых полетов не превышала нескольких десятков секунд, то освоив потоки обтекания, спортсмены стали летать часами. Неофициальное достижение продолжительности полета принадлежит В. Степанову (Ленинград), парившему над горой Юца (Пятигорск) 5 ч 36 мин. Рекорд по набору высоты над точкой старта принадлежит И. Тищенко и равен 1500 м. В 1978 г. группа ленинградских дельтапланеристов во главе с В. Овсянниковым совершила полет с вершины Эльбруса. В декабре 1978 г. на заседании пленума Федерации авиационных видов спорта была создана Федерация дельтапланерного спорта (ФДС). Первым ее председателем избран Е. Н. Елизаров. Отдел дельтапланерного спорта при ЦК ДОСААФ СССР возглавил Герой Советского Союза И. А. Вишняков.
      В 1979 г. ЦК ДОСААФ СССР разработал основные учебно-методические документы, дополнение к Единой всесоюзной спортивной классификации и правила соревнований и регистрации рекордов по дельтапланерному спорту. В ОКБ О. К. Антонова разработан и испытан первый промышленный дельтаплан «Славутич-УТ».
      К 1980 г. у нас в стране насчитывалось уже около восьми тысяч спортсменов-дельтапланеристов, объединенных в сотни секций и клубов.
      Прежде чем дельтапланеризм из спорта одиночек превратился в массовый авиационный вид спорта, пришлось много поработать. Не сразу удалось убедить объединиться разрозненные группы дельтапланеристов в клубы и секции. Не все понимали необходимость организованного развития дельтапланеризма и опасность бесконтрольных полетов. Но время берет свое. Особенно убедительно это доказал 1981 год, когда по всей стране были проведены первые официальные соревнования по дельтапланерному спорту. Как и по другим видам спорта, соревнования по дельтапланеризму сначала проводились в первичных организациях: городских, районных, областных и т. д. Тысячи спортсменов прошли через «сито» отборочных соревнований. При их проведении вскрылись просчеты в подготовке спортсменов и дельтапланов, некоторые недостатки в организации соревнований. Все это учитывалось при подготовке и проведении последующих, более крупных соревнований.
      В I чемпионате РСФСР по дельтапланерному спорту приняли участие команды 41 области (177 спортсменов), а в финал вышли 7 команд (21 спортсмен): победители своих зон из Куйбышевской, Московской, Мурманской, Ростовской, Свердловской, Томской областей и Красноярского края, ставшие победителями зональных соревнований. Финал I чемпионата проходил недалеко от г. Майкопа Краснодарского края, на высокогорном плато Лаго-Наки с 3 по 10 августа. Перепад высот между стартом и финишем почти 200 м. Несмотря на некоторые трудности, соревнования прошли организованно и на высоком спортивном уровне.
      Острой командной борьбы за первое место на чемпионате РСФСР не получилось. Команда Московской области, с первых дней захватив лидерство, не уступила его. В ее состав входили В. Жеглов, А. Кареткин и В. Лепехин. Упорная борьба в командном зачете раз-
      вернулась между томичами и красноярцами. Томская команда (Е. Антипов, В. Петров, А. Сутягин) выступила ровнее и победила в этом споре, заняв второе место. Красноярцы (Г. Коваленко, О. Коваленко, Ю. Комлев) заняли почетное третье место. Последующие места распределились следующим образом: Куйбышевская область, Ростовская область, Мурманская область.
      У значительного числа участников чемпионата был одинаково высок уровень мастерства. Поэтому в личном зачете борьба развернулась гораздо острее. Здесь первое место и звание абсолютного чемпиона РСФСР завоевал А. Кареткин. Второе место — Ю. Комлев и третье — В. Жеглов (см. верхний снимок на 3-й стр. обложки).
      Результаты чемпионата РСФСР «подсказали» состав сборной команды республики. В нее вошли Е. Антипов, В. Жеглов, А. Кареткин, О. Коваленко, Ю. Комлев, В. Лепехин, Д. Нор-Аревян, В. Петров.
      I чемпионат СССР по дельтапланерному спорту подводил итоги всей предыдущей работы дельтапланеристов страны. Проведение чемпионата было поручено Тувинскому областному комитету ДОСААФ (председатель Ю. М. Камышев — он же начальник соревнований). Большую помощь оказали местные партийные и советские органы. Нужно отметить, что все, начиная с размещения и питания участников, обеспечения транспортом и специально оборудованными машинами для перевозки дельтапланов и кончая культурной программой, было организовано на высшем уровне.
      Чемпионат проходил в г. Кызыле с 21 сентября по 2 октября 1981 г. на горе Бом. Перепад высот между стартом и финишем 420 м. В нем приняли участие команды почти всех союзных республик (от РСФСР две команды), городов Москвы и Ленинграда. Вне зачета выступали команды Вооруженных Сил, Министерства авиационной промышленности и Тувинской АССР. Всего к соревнованиям было допущено 40 пилотов (41-м был разведчик погоды В. Лепехин, который летал на отечественном серийном дельтаплане «Славутич-УТ»).
      Буквально с первых соревновательных полетов разгорелась острая борьба в личном зачете. Абсолютный
      чемпион РСФСР Андрей Кареткин, отлично выступив в двух первых упражнениях (соответственно 1-е и 2-е место), значительно опередил всех соперников и сделал серьезную заявку на победу в многоборье. Но и другие спортсмены не собирались сдаваться без боя. Е. Гриненко, В. Жеглов, Д. Нор-Аревян, Ю. Комлев, В. Какурин и другие преследовали лидера по пятам. Е. Гриненко завоевывает 1-е место во втором упражнении, Ю. Комлев — в третьем. Но запаса очков, набранных А. Кареткиным в предыдущих упражнениях, хватило, чтобы удержать лидерство и заслуженно стать первым абсолютным чемпионом СССР по дельтапланерному спорту. Андрей родился в 1954 г., он авиационный инженер, ныне старший тренер по дельтапланеризму УАПиАС ЦК ДОСААФ СССР. Е. Гриненко и Д. Нор-Аревян заняли в личном многоборье соответственно 2-е и 3-е место.
      В командной борьбе, как и на чемпионате РСФСР, острого соперничества не получилось. Команды РСФСР-1 (В. Жеглов, А. Кареткин, В. Петров) и РСФСР-2 (Е. Антипов, Д. Нор-Аревян, Ю. Комлев) заняли соответственно 1-е и 2-е место, значительно опередив другие команды; 3-е место заняла команда г. Москвы в составе М. Гохберга, С. Дробышева и
      В. Какурина (фото внизу на 2-й стр. обложки). Последующие места в командном зачете распределились следующим образом: Узбекская ССР, Украинская ССР, Белорусская ССР, Литовская ССР, г. Ленинград, Латвийская ССР, Эстонская ССР, Казахская ССР, Грузинская ССР.
      На торжественном закрытии чемпионата девушки в тувинских национальных костюмах преподнесли победителям цветы, организаторы соревнований вручили им заслуженные награды и призы, а последнюю точку поставили местные спортсмены-парашютисты и сильнейшие спортсмены-дельтапланеристы — участники чемпионата, выступив с показательными полетами.
      Первые чемпионаты по дельтапланерному спорту показали возросшее мастерство советских дельтапланеристов.
      На чемпионатах прошли проверку и документы, регламентирующие полеты и проведение соревнований на дельтапланах. Они также с честью выдержали экзамен.
      Вместе с тем вскрылись и некоторые недостатки. Так, отсутствие промышленных дельтапланов отечественного производства существенно сдерживает массовость дельтапланерного спорта в стране. Практически все спортсмены выступали на самодельных аппаратах. Кроме того, на местах не ведется планомерная работа по подготовке инструкторов и спортсменов-дельтапла-неристов.
      Показательно, что призеры чемпионата в основном из равнинной местности, в то время как республики Закавказья и Средней Азии, располагающие горными районами, где мест для тренировок больше чем достаточно, выступили очень слабо.
      В ближайшее время планируется участие советских спортсменов в международных соревнованиях. У нас сегодня есть пилоты, которые в состоянии соперничать с ведущими зарубежными спортсменами, особенно в Европе.
      Дельтапланеризм бурно развивается во всем мире, постоянно совершенствуется конструкция дельтаплана. Однако анализ зарубежной и отечественной дельта-планерной техники показывает, что конструкция дельтаплана все ближе подходит к некоторому определенному, уровню, на котором при существующих конструкционных материалах дальнейшее совершенствование связано с большими трудностями технологического порядка. Сейчас в основном уже сформировались оптимальные конструкции почти всех узлов дельтаплана. Есть резервы улучшить аэродинамические характеристики за счет лучшей профилировки купола и применения новых конструкционных материалов. Если раньше (до 1978 г.) аэродинамическое качество дельтапланов было равно 5-7, у редких аппаратов до 8, то сейчас уже реальность К=12, а в перспективе и еще больше. Гибкое крыло таит в себе еще много нераскрытых возможностей.
      Развитие массового дельтапланерного спорта существенно зависит от того, найдет ли дельтаплан прикладное применение в народном хозяйстве. По мнению авторов, его можно применять в качестве спасательного средства при спуске с горных вершин и как средство
      связи отдаленных высокогорных селений с долиной и др.
      Моторный дельтаплан может при собственной массе 40 — 80 кг поднять в воздух груз массой 200 — 300 кг. Дальность полета при этом 200 — 500 км, потолок до 4000 м. В случае отказа двигателя мотодельтаплан свободно планирует и совершает посадку как обычный дельтаплан (см. фото на обложке).
      На мотодельтаплане можно в бездорожье отправить больного в больницу (или доставить к нему врача), добраться до отдаленного селения, пастбища и т. д. Насколько проще и дешевле осуществлять осмотр ЛЭП, трубопроводов, заповедников с помощью мотодельтапланов. А сколько выгод сулит этот летательный аппарат сельскому хозяйству! Ведь применение большой авиации не везде рентабельно и возможно, а моторный дельтаплан, летя над землей на высоте полметра, может распылять химикаты буквально на пятачке. Каждый колхоз будет в состоянии иметь свою малую авиацию, свои летные кадры, подготовка которых несравненно дешевле, чем авиационных специалистов, и занимает меньше времени.
      Как видите, дельтаплан кроме чисто спортивного может и должен найти и широкое прикладное применение.
      Но чтобы успешно овладеть этим мужественным и прекрасным видом спорта, необходимо многое знать и уметь. Этому и поможет настоящая книга.
      После выхода первого издания книги «Учись летать на дельтаплане» в адрес издательства и авторов поступило много писем и отзывов, в которых спортсмены-дельтапланеристы делились своими соображениями по многим вопросам, затронутым в методическом пособии. В соответствии с их пожеланиями, авторы дополнили второе издание данного методического пособия материалами, касающимися конструкций дельтапланов и безопасности полетов на них в соответствии с современными требованиями.
      Авторы выражают большую признательность всем лицам, приславшим свои пожелания и рекомендации.
     
      I. ТЕОРЕТИЧЕСКАЯ ПОДГОТОВКА
     
      АЭРОДИНАМИКА ДЕЛЬТАПЛАНА
      Аэродинамика — наука, изучающая законы движения газов и их силовое воздействие на поверхность обтекаемых тел.
      Воздух отличается от других газов лишь значением своих физических констант; законы движения воздуха и других газов, а в определенных условиях и жидкостей, качественно одни и те же. Поэтому аэродинамика в более широком понимании есть наука о движении газов и жидкостей и их взаимодействии с находящимися в потоке телами.
      Аэродинамика летательных аппаратов имеет большое прикладное значение. Данные аэродинамики широко используются при проектировании летательных аппаратов различного назначения, при расчете летных и маневренных свойств самолетов, ракет, а также при решении целого ряда других технических задач.
      Атмосфера Земли. Воздух, окружающий Землю, является смесью газов. На уровне моря в его объемный состав входят 78% азота, 21% кислорода и 1% других газов и водяных паров.
      Состояние атмосферы непостоянно: вблизи поверхности земли оно зависит от времени года, суток, географической широты, метеорологических явлений и т. п. Особенно изменяются физические и термодинамические свойства воздуха с изменением высоты. В связи с нестабильностью этих характеристик для практических расчетов введены условные зависимости параметров атмосферы, сведенные в таблицы и графики Стандартной атмосферы (СА) (ГОСТ 4401 — 73). Рассмотрим ряд основных параметров, определяющих характеристики атмосферы.
      Давление — это вес столба воздуха, приходящийся на единицу поверхности.
      У поверхности земли оно составляет 101 325 Па.
      Плотность воздуха определяется его массой, заключенной в единице объема.
      р = у (кг/м )
      где т — масса воздуха в кг,
      V — объем, занимаемый воздухом в 1 м3.
      На уровне моря, по данным СА-73, в 1 м3 заключено 1,226 кг воздуха.
      Плотность и давление воздуха резко уменьшаются с подъемом на высоту и на высоте 6,5 км составляют половину величин плотности и давления на уровне моря.
      Температура воздуха измеряется в градусах Цельсия. Подъем на 1 км (в тропосфере, до высот примерно 8-М 2 км) соответствует понижению температуры в среднем на 6,5° С. Однако имеются диапазоны высот, где температура остается постоянной либо резко увеличивается с ростом высоты.
      Вязкость — это способность жидкостей и газов сопротивляться усилиям сдвига.
      Вязкость газа практически не проявляется в свободном потоке, но сильно сказывается при движении потока вблизи твердых поверхностей. В результате на поверхности тела образуется заторможенный, так называемый пограничный слой жидкости (или газа). Скорость потока в пограничном слое возрастает от нуля на поверхности тела до местной скорости набегающего потока (рис. 4).
      Если газ (жидкость) в пограничном слое течет плавно, без завихрений, то такой слой называется ламинарным. Если в пограничном слое происходит интенсивное завихрение частиц газа (жидкости), то такой слой называется турбулентным.
      Толщина пограничного слоя б весьма условна, так как торможение потока, вызванное вязкостью газа, распространяется на довольно большую область, окружающую тело. Тем не менее интенсивное торможение частиц газа наблюдается только в очень тонком слое, непосредственно прилегающем к поверхности тела.
      Толщина пограничного слоя нарастает по мере удаления от передней кромки (по мере увеличения координаты X), причем при одинаковых скоростях невозмущенного потока ламинарный слой всегда тоньше, чем турбулентный (рис. 5). Это объясняется тем, что в турбулентном слое, вследствие интенсивного перемешивания частиц, большая масса газа вовлекается в процесс торможения за счет вязкости.
      Сходя с задней кромки обтекаемого тела, пограничный слой образует спутную струю, постепенно размывающуюся по мере удаления от тела (рис. 6).
      Сжимаемость воздуха — это его способность изменять свой объем и плотность при изменении температуры или внешнего давления. Влияние сжимаемости в полете проявляется на скоростях, близких к скорости звука, и поэтому мы рассматривать ее не будем.
      Аэродинамические спектры обтекания тел потоком газа. При изучении сложных явлений, связанных с обтеканием тел потоком газа, очень помогает наблюдение за линиями тока и траекториями частиц.
      Изучение аэродинамических спектров помогает правильно понять физическую сущность явлений обтекания. На рис. 7 хорошо видно, что наиболее плавный спектр обтекания с небольшим завихрением потока за телом имеет каплеобразное тело (рис. 7,в). Такие тела в аэродинамике называются удобообтекаемыми.
      Возникновение за телом области вихрей является одной из причин образования силы сопротивления, возникающей у тела в потоке воздуха. Чем больше и интенсивнее вихреобразование за телом, тем больше сила coi-противления такого тела. Вполне очевидно, что спектры обтекания зависят не только от формы и размеров тела, но и от их ориентации по отношению к набегающему потоку.
      Крыло в потоке несжимаемой жидкости. Свойства летательного аппарата в значительной мере определяются аэродинамикой крыла.
      Величина аэродинамического качества крыла в первую очередь зависит от его геометрии, которая определяется формой профиля, формой в плане и поперечной стреловидностью.
      Профилем крыла называется форма (контур) сечения крыла, получаемая от пересечения крыла плоскостью, параллельной плоскости симметрии самолета (рис. 8).
      Рассмотрим основные параметры, характеризующие форму профилей крыла (рис. 9).
      Относительная толщина профиля (С) — отношение максимальной толщины профиля Стах к его хорде Ь, измеряемое в процентах:
      До 4% — тонкие профили, 44-12% — профили средней толщины, более 12% — толстые профили, так называемые профили Жуковского.
      Хордой b называется отрезок, соединяющий концевые точки профиля (см. рис. 9).
      Координата Хс максимальной толщины профиля измеряется в процентах от хорды, считая от носка профиля:
      Относительная кривизна (вогнутость) профиля (f) — отношение стрелы прогиба средней линии профиля
      Стрелой прогиба называется максимальное отклонение средней линии профиля от его хорды, средней линией профиля — линия, проходящая через середины отрезков, соединяющих точки с одинаковой координатой X на верхнем и нижнем обводах профиля.
      Группа профилей, имеющих одинаковый закон построения средней линии, но отличающихся относительной толщиной, называется серией или семейством профилей.
      Исходя из требований аэродинамики и из конструктивных соображений, крыло обычно набирают из профилей разных серий с разной относительной толщиной. Такие крылья называют аэродинамически закрученными (рис. 10).
      Хорды профилей, составляющих крыло, могут иметь разные углы по отношению к продольной оси летательного аппарата, которые обычно у корня крыла больше, а на конце крыла меньше. Такие крылья называют геометрически закрученными (рис. 11).
      Форма крыла в плане — это вид на крыло сверху (рис. 12).
      Рассмотрим параметры, характеризующие форму крыла в плане (рис. 13). (...)
      Поперечная стреловидность крыла. Многие крылья кроме стреловидности в плане имеют также поперечную стреловидность, при которой концы крыла подняты вверх (положительная стреловидность) или опущены вниз (отрицательная стреловидность). Поперечная стре-
      ловидность оценивается углом поперечного V крыла (рис. 14).
      Угол атаки крыла (ориентировка крыла в воздушном потоке). Величина действующей на крыло аэродинамической силы зависит от угла, под которым крыло встречает набегающий поток воздуха. Этот угол, именуемый углом атаки а, определяется для изолированного профиля как угол между хордой профиля и вектором скорости набегающего потока. Угол атаки может быть положительным, отрицательным и нулевым (рис. 15).
      Для геометрически закрученного крыла, у которого хорды составляющих его профилей не лежат в одной плоскости, угол атаки определяется как угол, образованный так называемой средней аэродинамической хордой (САХ) крыла и вектором скорости. Средняя аэродинамическая хорда — это хорда условного прямоугольного крыла, которое создает такой же продольный момент относительно центра тяжести самолета, что и действительное крыло (рис. 16).
      Полная аэродинамическая сила крыла. Согласно третьему закону Ньютона сила воздействия крыла на воздух равна силе воздействия воздушного потока на крыло. Эта сила получила название полной аэродинамической силы R крыла.
      ¦Если обтекание крыла имеет симметричный характер, то направление силы R совпадает с направлением невозмущенного потока (рис. 17, а). В общем случае при несимметричном обтекании направление силы R не совпадает с направлением невозмущенного потока (рис. 17,6). Точка пересечения линии действия силы R с хордой называется центром давления (ЦД). Координата ЦД относительно носка профиля обозначается через Хд (рис. 17, б).
      Рассмотрим причины возникновения полной аэродинамической силы в случае несимметричного обтекания крыла.
      Профиль крыла деформирует набегающий на него поток воздуха таким образом, что на верхней поверхности крыла скорость обтекания возрастает, а давление воздуха уменьшается. На нижней поверхности крыла картина обратная — скорость обтекания уменьшается, а давление возрастает. Перед носком крыла поток тормозится, поэтому в данной зоне давление воздуха повышается, а за задней кромкой крыла, где поток воздуха от-рывается, возникает область разряжения.
      Силовое воздействие воздушного потока на крыло проявляется не только в виде давления, но также и в виде трения воздуха в пограничном слое. От общего воздействия разности давлений воздуха под и над крылом, перед крылом и за ним, а также трения в пограничном слое образуется полная аэродинамическая сила крыла.
      Формула для определения силы R выглядит следующим образом:
      где 7 = р -т — скоростной напор, Сп — коэффициент полной аэродинамической силы крыла, зависящий от угла атаки, формы профиля, формы крыла в плане, состояния (шероховатости) поверхности крыла и др., S — площадь крыла, р — плотность воздуха, V — скорость набегающего потока воздуха.
      Полную аэродинамическую силу R удобно разложить на два направления: вдоль потока и перпендикулярно ему (см. рис. 17, б).
      Составляющую полной аэродинамической силы R, направленную вдоль потока воздуха в сторону, противоположную направлению движения крыла, обозначают через Q и называют силой лобового сопротивления.
      Составляющую полной аэродинамической силы, направленную перпендикулярно к набегающему потоку воздуха, обозначают через У и называют подъемной силой.
      Рассмотрим более подробно эти составляющие полной аэродинамической силы.
      Подъемная сила крыла. Причиной возникновения подъемной силы является разность давлений воздуха на верхней и нижней поверхности крыла. При симметричном профиле крыло на нулевом угле атаки не создает подъемной силы вследствие симметричности обтекания сверху и снизу крыла (см. рис. 17,а). У несимметричного (выпуклого) профиля подъемная сила может быть равной нулю только при некотором отрицательном угле атаки а.
      Формула подъемной силы крыла по структуре аналогична формуле полной аэродинамической силы R:
      где Су — коэффициент подъемной силы, учитывающий форму профиля, угол атаки крыла и определяемый опытным путем в аэродинамической трубе или расчетным методом.
      Зависимость коэффициента подъемной силы отугла атаки. Опыт показывает, что при увеличении угла атаки крыла коэффициент подъемной си-цы Су сначала возрастает, а затем, при достижении какого-то максимального значения, с дальнейшим увеличением угла атаки начинает уменьшаться (рис. 18).
      Угол атаки аКр, при котором коэффициент подъемной силы достигает максимального значения, называют критическим углом атаки. На закритических углах атаки, т. е. при аакр, коэффициент Су уменьшается вследствие срыва потока с верхней поверхности крыла.
      При увеличении относительной кривизны f профиля его обтекание улучшается, срыв потока происходит на больших углах атаки крыла, коэффициенты С и Свтах увеличиваются.
      Сила лобового сопротивления крыла. Сила лобового сопротивления крыла Q независимо от величины угла атаки всегда направлена против движения крыла. Лобовое сопротивление крыла является суммой сил сопротивления, вызываемых различными причинами. Познакомимся с этими силами.
      Профильное сопротивление крыла. Рассмотрим крыло бесконечного размаха, когда влияние концов крыла исключено. В этом случае аэродинамические характеристики крыла являются характеристиками его профиля.
      Сопротивление крыла бесконечного размаха называется профильным сопротивлением и обозначается Qp. Профильное сопротивление, вызываемое разностью давлений перед крылом и за ним, трением воздуха о его поверхность в пограничном слое, зависит только от формы профиля и состояния (шероховатости) поверхности крыла (рис. 19).
      где Схр — коэффициент профильного сопротивления. В диапазоне летных углов Схр «const.
      Индуктивное сопротивление крыла. При переходе от крыла бесконечного размаха к крылу конечного удлинения появляется новый вид сопротивления, величина которого резко повышается при увеличении угла атаки.
      Это сопротивление называется индуктивным и обозначается Qi.
      где С — коэффициент индуктивного сопротивления, зависящий от удлинения крыла и угла атаки.
      В отличие от крыла бесконечного размаха, все сечения которого обтекаются плоскопараллельным потоком, обтекание на концах крыла конечного размаха имеет пространственный характер. Это объясняется перетеканием воздуха по торцам крыла из области повышенного давления под крылом в область пониженного давления над крылом (рис. 20).
      Так как разность давления на поверхности крыла определяет величину подъемной силы, то между подъемной силой и индуктивным сопротивлением имеется тесная связь. Если нет подъемной силы, индуктивное сопротивление отсутствует.
      Чем больше угол атаки, тем больше подъемная сила и, следовательно, индуктивное сопротивление.
      Физическая сущность индуктивного сопротивления крыла становится ясной из рассмотрения схем сил и скоростей потока, обтекающего крыло (рис. 21).
      Крыло, отбрасывает набегающий на него поток вниз со скоростью КСр. называемой средней скорость скоса потока. Поэтому истинная скорость потока Уист в отличие от скорости набегающего потока V изменит свое направление на угол Да, называемый углом скоса потока. Изменение направления потока под крылом называют скосом потока.
      Образование скоса потока может быть объяснено на основании третьего закона Ньютона следующим образом. Истинную подъемную силу крыла Кист можно рассматривать как силу реакции потока в результате отбрасывания крылом массы набегающего воздуха вниз. Так как подъемная сила должна быть перпендикулярна потоку, то сила Уист будет перпендикулярна истинной скорости и в результате скоса потока отклонится от кажущейся подъемной силы У, перпендикулярной к невозмущенному потоку, назад на угол скоса потока Да. (...)
      Распределение давления по профилю крыла. Распределение давления по профилю крыла может быть изображено векторной диаграммой, на которой каждый вектор в масштабе дает величину избыточного давления в данной точке профиля (рис. 24).
      Векторы давлений направлены по нормали к касательной, проведенной в данной точке профиля, причем вектор избыточного давления направлен к поверхности
      йрофиля, а вектор разряжения — от поверхности. На рис. 24 приведены спектр обтекания и векторная диаграмма распределения давления на профиле крыла. Из них видно, что наибольшее сужение струек и, следовательно, наибольшее разряжение возникает на верхней части носика профиля, а наибольшее избыточное давление — на нижней поверхности носика профиля. При таком распределении давления точка приложения равнодействующей аэродинамических сил — центр давления профиля — расположена вблизи носка.
      На разных углах атаки распределение давления по профилю крыла и связанное с ним положение центра давления будут различными.
      Аэродинамика гибкого крыла. Основным элементом дельтаплана является гибкое крыло, образуемое частью поверхностей двух конусов (коническое крыло, рис. 25, с) или цилиндров (цилиндрическое крыло, рис. 25, б).
      Особенностью конического крыла является то, что углы атаки сечений от корневой части к концевым уменьшаются а1|агаз (отрицательная геометрическая крутка) (рис. 26).
      Цилиндрическое крыло характеризуется тем, что оно не имеет геометрической крутки, аэродинамическое качество его имеет несколько большее значение, чем коническое, однако в отношении продольной устойчивости для полета более пригодно коническое крыло. В некоторых случаях применяют сочетание цилиндрического (в центральной части крыла) и конического (в концевых частях крыла) (рис. 27).
      Форма профиля гибкого крыла определяется раскроем паруса, геометрией, жесткостью каркаса и лат. Формообразование профиля происходит под действием скоростного напора набегающего потока.
      Профиль крыльев первых дельтапланов (рис. 28, а) имел небольшое значение относительной кривизны f = 3-j-4% и в сочетании со значительной геометрической круткой обладал малой несущей способностью и небольшим значением аэродинамического качества. Применение более вогнутых профилей f=5-9% (рис. 28, б) и уменьшение отрицательной геометрической крутки позволило повысить несущую способность крыла дельтаплана и его качество. Увеличение размеров бокового кармана до величины 0,46 и более (двойная обшивка) (рис. 28, в) дает возможность повысить качество дельтаплана на больших скоростях полета. Сохранение формы профиля с двойной обшивкой достигается наддувом бокового кармана или применением жестких лат или нервюр. S-образный профиль (рис. 28, г) применяется в корневых сечениях крыла дельтаплана. Данный профиль создается с помощью мягких нервюр (килевой карман) и с помощью изогнутых жестких лат.
      Центр давления (ЦД) такого профиля при уменьшении угла атаки смещается вперед (устойчивый профиль), тогда как ЦД вогнутого профиля смещается назад при уменьшении угла атаки (неустойчивый профиль) (рис. 29).
      Свойство S-образных профилей используется для обеспечения устойчивости летательных аппаратов типа «летающее крыло». Кроме этого, «летающее крыло» (по этой схеме выполнено большинство современных дельтапланов) может быть сбалансировано использованием стреловидности и геометрической крутки. S-образность в килевой части стреловидного крыла вводится для улучшения характеристик устойчивости на малых углах атаки.
      Аэродинамические характеристики гибкого крыла имеют некоторые особенности, отличающие его от жесткого крыла, рассмотренного выше.
      Угол атаки дельтаплана а определяется углом между направлением набегающего потока и корневой хордой крыла.
      Зависимость коэффициента подъемной силы Су от угла атаки представлена на рис. 30.
      При малых значениях угла атаки давление перераспределяется по профилю таким образом, что гибкое крыло теряет форму. Потеря формы гибкого крыла сопровождается волнообразной деформацией несущей
      поверхности (флаттер), при этом крыло дельтаплана практически не создает подъемной силы.
      С увеличением угла атаки коэффициент подъемной силы крыла возрастает. Увеличение коэффициента Су объясняется тем, что при возрастании угла атаки происходит увеличение деформации струек над крылом (уменьшается площадь поперечного сечения струек) и некоторое притормаживание потока под крылом, вследствие чего увеличивается разность давлений на верхней и нижней поверхности крыла. Для дельтапланов критический угол атаки лежит в диапазоне a=25-j-35°.
      Уменьшение коэффициента подъемной силы на углах атаки больше критического вызывается нарушением плавного обтекания крыла, в результате чего происходит срыв потока с верхней части крыла (рис. 31).
      Стреловидное крыло, каким является крыло дельтаплана, имеет некоторые особенности, отличающие его от прямого. Поток воздуха подходит к передней кромке под некоторым углом р (рис. 32).
      Скорость потока V можно разложить на нормальную к передней кромке V cos р и касательную V. sin р. Касательная составляющая вызывает движе-. ние пограничного слоя по направлению от центра к концевым частям крыла, благодаря чему происходит перетекание пограничного слоя из средней части крыла и накопление его на концах крыла. Это накопление (набухание) пограничного слоя ускоряет преждевременный срыв потока с концов стреловидного крыла при увеличении углов атаки, что приводит к сваливанию на крыло и входу дельтаплана в штопор. Для предотвращения концевого срыва применяют отрицательную геометрическую крутку, уменьшающую углы атаки концевых частей крыла.
      Геометрические параметры гибкого крыла оказывают заметное влияние на его аэродинамические характеристики. Наклон кривой Cy=f (а) (см. рис. 30) зависит от удлинения крыла X. При уменьшении удлинения величина наклона кривой уменьшается, а критический угол атаки аКр будет увеличиваться, так как при малых удлинениях крыла будут иметь место значительные, по сравнению с крыльями больших удлинений, перетекания воздуха из-под крыла на его верхнюю поверхность через концевые части крыла. Этим в основном объясняется различный вид зависимостей Cy=f(а) для планера (Я= 10-25) и дельтаплана (Я=3-г-10).
      Максимальное значение коэффициента подъемной силы Сутах в первую очередь зависит от кривизны профиля. С увеличением кривизны Сутах возрастает. Коэффициент максимальной подъемной силы также увеличивается с увеличением угла при вершине каркаса (уменьшением угла стреловидности).
      Рис. 33. Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки для дельтаплана «Славутич-УТ1»
      Теперь рассмотрим общее аэродинамическое сопротивление дельтаплана, которое складывается из сопротивления дельтаплана и сопротивления пилота. (...)
      Аэродинамическое качество крыла в основном зависит от следующих факторов: формы профиля, качества поверхности крыла, нахождения в потоке неудобообте-каемых частей конструкции (аутрипгеров, поперечной балки и т. п.), положения пилота, удлинения крыла и распределения нагрузки по размаху крыла.