Практическая аэродинамика дельтаплана (Азарьев И.А., Горшенин Д.С., Силков В.И., 1992 - Практическая аэродинамика дельтаплана), страница 10

При соблюдении соответствующих критериев подобия данные испытаний можно переносить на натуру. Результаты исследований цо распределению давления отображаются на специальных эпюрах (см. Рис 3.11 и 3 !2). Измерение деформации крыла. Крыло дельтаилана в полете существенно деформируегся под действием аэродиьамической нагрузки. Наиболее простым н доступным методом определения его конфигурации является фотосъемка Для этого делшанлан фотографируют в полете таким образом, чтобы килевая труба 1 ярзектнровьлзсь на снимке в точку, Ф как показано на рис 3.5 По фотгнра- г фин можно определить отклонение в ! заднеи кромки от плоскости каркаса "Рыла, а затем рассчитать местные углы поворота сечений е относительно центрального сечения: и =- агсгц —, у» й, ° тутуту.то$сЫа.зрЬ.ги — Самолет своими руками?! Рис.

3.5. Вид дельтаплвив сзади где у, — относительное отклонение задней кромки в долях размаха крыла (определяется по фотографии); б, — относительная местная хорда крыла в рассмгорнваемом сечении в долях размаха крыла (определяется на натурном крыле дельтаплана). Более точно деформацию крыла можно определить фотограмметрнческнм методом при испытании в аэродинамической трубе дельтаплана нлн его аэроуиругой модели. Этот метод основан на использовании эффекта стереофотосьемки с помощью двух специальных фотоаппаратов.

Т е н з о м е т р н ч е с к н е н с и ы т а н н я. Этот вид испытаний заключается в определении напряжений в элементах конструкции при ее нагруженни с помощью специальных датчиков. Принцип нх работы основан на измерении изменения электриче- Рис. 3.6. Схеме автсстеида: 1 — мелаваам аамевевив угле авали; у — меаеввам угла атаев; 3 — усилители 4 ме гиаемлевеатвме веси: а — весущеа аевструавиа; 6 — ЗВМ; 7 — василев. р ул реасеае еалиев ва мегиатвсм дисие; 9 арвиервма Мааса: ГΠ— веселие тттттт.то$гЫа.зрЬ.гп — Самолет своими р ского сопротивления тонкой проволочки, наклеенной на элемент конструкции при ее сжатии нлн растяжении.

Как известно нз строительной механики, деформация н напряжение в элементе связаны линейно прн малых нагруженнях. Таким образом, зная деформацию в месте наклейки датчика, можно определить напряжение в этом месте во время испытаний в аэродинамической трубе нлн в полете. П о д в и ж н ы е с т е н д ы Полеты на дельтапланах н мотодельтапланах проходят на сравнительно небольших скоростях, которых можно достичь, устанавливая аппарат на автомобиль или специальную тележку. В этом случае, так же как н прн испытаниях в аэродинамической трубе, можно определять аэродинамические силы н моменты, а также проводить другие аэродинамические исследования. В качестве носителя может быть использован автомобиль нлн специальная тележка (рнс.

3.6). Несмотря на относительно низкую стоимость, автостенды не нашли широкого применения для аэродинамических исследований нз-за больших трудносгей в обеспечении необходимой точности измерений. Дело в том, что прн движении даже по хорошей шоссейной дороге трудно обеспечить необходимую плавность хода носителя, и возникающая при этом тряска сильно искажает измеряемые параметры. Наиболее приемлемым может быть использование тележки на рельсовом пути.

Автостенды достаточно широко используются в качестве тренажеров, а также для доводки качества обшивки дельтаплана. З.З. ОСОБЕННОСТИ ОБТЕКАНИЯ КРЫЛА ДЕЛЬТАПЛАНА 3.2. 1. Деформация крыла Несущая аэродинамическая поверхность крыла формируется с помошью таких конструктивных элементов, как латы, каркас, специальный покрой обшивки, которые принимают рабочую форму под воздействием внешней аэродинамической нагрузки. Нагрузка воспринимается обшивкой н от нее передается на каркас крыла. Можно выделить следуюшне основные виды деформации: изгиб консолей, крутка крыла и деформация профиля. Рассмотрим этн виды деформации подробнее, разделив крыло на ряд сечений 1, 2, 3, ..., 11 (рнс.

3.7), Изгиб консолей крыла происходит под воздействием нормаль"ой аэродинамической нагрузки. Консоли изгибаются относительно жестко зафиксированных с помощью боковых тросов боковых узлов, причем изгиб будет тем большим, чем дальше находится сечение от бокового узла. Величина изгиба зависит от жесткости боковой балки н прн сильном ее нагруженнн в полете с максимальной перегрузкой может достигать 0,5 м (см. Рнс.

3.7). 49 туту»у.уо$сЫа.зрЬ.ги — Самолет своими руками? .' Рмс. 3.7. Координаты хефорыаппн верхней поверхности «рыла при разливно« нагрузке. ы 1В. у — 1В н/е, у = лзвв Н 1снлешные линни) ы — »В. у 1В ыв«у = ОВОО н 1нуннтирные линии) Изгиб крыла приводит к увеличению угла поперечного У, что ведет к увеличению боковой устойчивости дельтаплана. Гибкие концевые части крыльев смягчают воздействие псрывов ветра на конструкцию дельгаалана и повышают комфортность для пилота при полете в болтанку. Наиболее существенное влияние на характеристики дельта- плана оказывает крутка крыла. Крыло закручивается относительно боковой балки вследствие того, что задняя кромка жестко не закреплена и под денс)вием аэродинамической нагрузки отклоняется вверх, формируя отрицательную крутку. На жестком крыле самолета часто выполняют конструктивную крутку, но она, как правило, не превышает 3 ... 5' Крыло дельтаплана закручивается на значительно большие углы, доходящие иногда до — 40'.

Крутка зависит от степени натяжения обшивки, способа раскроя полотнищ обшивки и формы крыла в плане. Так, у дельтаплана еСлавутнч-УТ», имеющего купольность — 1,5, крутка достигает — 30'. Величина угла крутки н его изменение по размаху, с одной с)ороиы, существенно влияют иа распределение нагрузки вдоль 50 ътттьтл о$сЬ-!н.зрЬ.гв — Самолет своими р о,' г И Рд Рис.

З.З. Распределение сз н меспюго геометрического угла атака алоль раа- аа мана крыла МдП Т-2 нрн угле атака !8' н различной нагрузке размаха крыла. Отрицательная крутка концевых частей крыла уменьшает местный угол атаки, вследствие чего концы крыла оказываются разгруженными. Это ведет к уменьшению эффективного удлинения крыла н, как следствие, увеличивает индуктивное сопротивление. С другой стороны, прн уменьшении крутки крыла ухудшаются характеристики боковой устойчивости н управляемости.

Таким образом, уменьшение круткн в центральной части крыла способствует увеличению аэродинамического качества, увеличение крутки в концевых сечениях — улучшению хзрактеристик устойчивости. Следовательно, для повышения аэродинамического качества желательна оптимальная крутка. На рнс. 3.8 и 3.9 показано изменение местного угла атаки на крыле мотодельтаплана Т-2 прн различном его нагруженни. Крутка крыла может быть определена по формуле з= а,— ссз, где а~ — Угол атаки в 1-м сечении кРыла; ае — Угол атаки в центральном сечении крыла.

Чем больше крутка крыла, тем меньше угол атаки. Крутка крыла существенно зависит от нагрузки на крыло, с увеличением нагрузки она увеличивается. Так, при увеличении ~агрузки с 1800 до 6850 Н крутка концов крыла увеличивается о1 — я,1 ги — амол т своими руками?.' Рис. 3.9. Распределение се н местного геометрического угла атаки вдо а маха крыла МДП Т-2 прн различных углах атаки и нагруэках Рнс. 3.10. Распределение са и местного геометрического угла атаки вдс маха крыла ДП «Славутич-УТ», У = 28.5 и/с 52 »т»т»т.то$«Ыа.зрЬ.гп — Самолет своими ль раз- 3.2.2.

Распределение давления Эпю а распределения давления на поверхности крыла явр озвол яет ляется важной характеристикой его нагруження н позвол ет судить о характере обтекания. На рис. 3.11 н 3.12 представлены эпюры распределения коэффициентов давления на верхней н нижней позе хностях крыла мотодельтаплана Т-2 при различных р условиях его нагруження.

По своему характеру этн эпюры похожи на эпюры жесткого крыла, хотя между ними могут быть н различия. Наиболее нагруженной, как н на жестком крыле, оказывается передняя часть. На верхней поверхности имеется разрежение, а на нижней при положительных углах атаки — поддавлнванне. Результирующая этих давлений дает равнодействующую силу, направленную вверх. Уменьшение нагрузки помимо всего 53 аьр »з- на 14' На рис.

3.10 показано изменение круткн крыла упруго- подобной модели дельтаплана «Славутич-УТ», полученное при испытании в аэродинамической трубе. Здесь абсолютное значение круткн достигает — 25'. Крутка существенно зависит от жесткости конструктивных элементов н материала обшивки. Представленный здесь вариант крыла Т-2 имеет обшивку нз лавсановой ткани «Яхта», имеющей недостаточную упругость. Это привело к увеличению деформации поверхности.

Применение более качественной ткани «Дакрон» существенно уменьшило деформации крыла н улучшило аэродинамические характеристики. Нагрузка изменяет также форму профиля. Под действием нагрузки задняя часть профиля выгибается вверх н профиль становится более 5-образным. 5-образность профиля наибольшая в центральных частях крыла, а к концам уменьшается вместе с возрастанием круткн н уменьшением общей нагрузки на профиль.

Отклонение задней кромки вверх ведет к разгрузке концевых частей профиля н уменьшению общей подъемной силы крыла. Следует отметить, что при этом появляется дополнительный кабрнрующнй момент М,, который улучшает характеристики продольной устойчивости крыла. Для крыльев со слабо натянутой обшивкой н жесткнмн латамн может быть еще один внд деформации: искажение профиля между латамн. На больших скоростях обшивка в носке крыла в районе критической точки проваливается, а в местах наибольшего разрежения выдувается.

Вследствие искажения профиля его характеристики ухудшаются. Особенно неблагоприятной является деформация носка профиля, который формирует поток, обтекающий основную несущую часть крыла. Для предотвращения деформации носка профиля применяют специальные вставки. Онн выполняются нз гибкого пластика н вставляются в карман носка крыла, втвтзтл о$сЫа.арЬ.ги — Самолет своими руками?.' Рис. 3.! Ь Распределение дввлении по поверхности крыли аЩП Т-2: о=вен г=ззи!с; и=зови; с =отз У прочего связано с тем, что задняя кромка ие имеет жесткого закрепления н поэтому является слабонесушей.