ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Основы аэродинамики дельтаплана из "Дельтапланеризм " Геометрической характеристикой крыла является н форма его срединной поверхности. Она определяется набором вогнутых профилей, закрученных на некоторый угол относительно центрального сечения (килевого). На рпс. 1 приводится пример такой закрутки и дается зависимость угла закручивания сечений крыла но его размаху от конструктивных параметров дельтаплана [7J. [c.10] Характеристическими размерами дельтаплана следует считать 5 — площадь крыла i —размах крыла Ьсах— средняя аэродинамическая хорда (САХ) крыла Д — угол каркаса при вершине (рис. 2), Первые две величины ун е нам знакомы, остается рассмотреть две последние. [c.10] Значение САХ и ее положение можно определить и геометрическим путем, как показано на рис. 2. [c.11] От геометрических параметров крыла зависят аэродинамика, вес, прочность и аэроупругость дельтаплана. [c.11] Наиболее надежным способом определения аэродинамических характеристик дельтаплана, как и любогр другого летательного аппарата, является продувка его в аэродинамической трубе. Дельтапланеристы не имеют в своем распоряжении аэродинамических труб. Поэтому, чтобы избежать ошибок, им приходится пользоваться теоретическим расчетом. [c.11] Система координат. Для дальнейших рассуждений выберем систему координат, которая была бы связана с траекторией полета. Начало координат такой системы поместим в общем центре тяжести, находящемся для простоты на килевой трубе, как показано на рис. 3. [c.11] Существенная аэродниамическая характеристика крыла—его продольный момент Мг или положепие центра давления. Их надо знать для того, чтобы правильно сбалансировать дельтаплан в продольном отношении. [c.13] В практике расчетов и экспериментальных исследований обычно оперируют пе величинами сил и моментов, а соответствующими им безразмерными аэродинамическими ко эффрщиентами С = 7/( 5) — Q/ qS) — MJiqSl), где 5 — скоростной напор воздуха (кг/м ). Обычно величины коэффициентов определяют при условии полета без скольжения, когда набегающий поток воздуха можно считать симметричным и безотрывным. [c.13] Для расчета необходимы следующие данные зависимость коэффициента подъемной силы Су и коэффициента лобового сопротивления С крыла от угла атаки и геометрии аппарата диапазон высот и скоростей полета. [c.13] Существуют полуэмпирические зависимости, позволяющие достаточно точно построить кривые изменения коэффициентов подъемной силы и лобового сопротивления по углу атаки аппарата. [c.13] Общий вид зависимости С = /(а) показан па рис. 4. Нас интересует здесь только та часть графика, которая относится к области нормальных углов планирования — от 12 до 40 . [c.13] В приведенной формуле часть выражения, стоящая перед квадратными скобками, представляет собой не что иное, как С —тангенс угла наклона функции Су = /(а) выражение в квадратных скобках представляет собой разность (а — о). [c.14] Сила лобового сопротивления крыла включает две основные составляющие — индуктивное сопротйвленвге, возникающее при образовании подъемной силы, и профильное. Оба они зависят от размеров дельтаплана, хотя и противоположным образом. Так, профильное сопротивление прямо пропорционально размерам дельтаплана, а индуктивное — обратно пропорционально. [c.15] Приведенная полуэмпирическая зависимость коэффициента лобового сопротивления от угла атаки крыла получена по результатам исследований моделей гибких треугольных крыльев типа Рогалло. Она достаточно точно отражает действительное изменение сопротивления крыла дельтаплана, имеющего удлинение % = 2—5, в диапазоне углов атаки 13—37°. [c.15] Здесь Si — площадь элементарной полоски крыла, параллельной килю П — количество элементарных полосок %—расстояние от вершины крыла до ЦД элементарной полоски — хорда центрального сечения крыла — площадь крыла в плане % — угол стреловидности передней кромки крыла в радианах. На рис. 6 дана зависимость положения ЦД дельтаплана класса Стандарт от угла атаки а [7]. [c.16] Из аэродинамических характеристик дельтаплана более удобен для расчетов так называемый аэродинамический фокус — точка на средней аэродинамической хорде, относйтельно которой продольный момент аппарата вместе р ПИЛ.0Т0М не зависит от угла атаки. [c.16] Эта формула годится для крыльев, имеющих удлинение Я менее 3. Для больших величин X она пе совсем точна. [c.17] Установившееся планирование дельтаплана. [c.19] Вернуться к основной статье