УЧИСЬ ЛЕТАТЬ НА ДЕЛЬТАПЛАНЕ (В.А. Жеглов, 1980 год) - часть 1

 

1 

В

.

А

. 

Жеглов

, 

В

.

Б

. 

Рыбкин

, 

О

.

В

. 

Мацепуро

 

УЧИСЬ

 

ЛЕТАТЬ

 

НА

 

ДЕЛЬТАПЛАНЕ

 

o 

I. 

ТЕОРЕТИЧЕСКАЯ

 

ПОДГОТОВКА

 2 

o 

АЭРОДИНАМИКА

 

ДЕЛЬТАПЛАНА

 2 

o 

ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ

 

ХАРАКТЕРИСТИКИ

 

ДЕЛЬТАПЛАНА

 17 

o 

ЭВОЛЮЦИЯ

 

КРЫЛА

 

ДЕЛЬТАПЛАНА

 19 

o 

ТЕОРИЯ

 

ПОЛЕТА

 

ДЕЛЬТАПЛАНА

 22 

o 

ТЕОРИЯ

 

ПАРЯЩИХ

 

ПОЛЕТОВ

 29 

o 

УСТОЙЧИВОСТЬ

 

И

 

УПРАВЛЯЕМОСТЬ

 

ДЕЛЬТАПЛАНА

 36 

Боковая

 

устойчивость

 

и

 

управляемость

 

дельтаплана

 40

 

o 

ЗАТЯГИВАНИЕ

 

В

 

ПИКИРОВАНИЕ

 

И

 

МЕРЫ

 

ПО

 

ОБЕСПЕЧЕНИЮ

 

УСТОЙЧИВОСТИ

 

ПЛАНИРУЮЩЕГО

 

ПОЛЕТА

 

ДЕЛЬТАПЛАНА

 44 

o 

БАЛАНСИРОВКА

 

ДЕЛЬТАПЛАНА

. 

ВЫБОР

 

ТОЧКИ

 

ПОДВЕСКИ

 

ПИЛОТА

. 

МЕТОДИКА

 

ОБЛЕТА

 

ДЕЛЬТАПЛАНА

 47 

o 

КОНСТРУКЦИЯ

 

ДЕЛЬТАПЛАНА

 48 

o 

КЛАССИФИКАЦИЯ

 

ДЕЛЬТАПЛАНОВ

 61 

o 

НАГРУЗКИ

, 

ДЕЙСТВУЮЩИЕ

 

НА

 

ДЕЛЬТАПЛАН

 

В

 

ПОЛЕТЕ

. 

ПРОЧНОСТЬ

 

ДЕЛЬТАПЛАНА

 63 

o 

МЕТЕОРОЛОГИЯ

 68 

Ветер

 

70

 

Турбулентность

 

73

 

Признаки

  

изменения

 

погоды

 80

 

o 

ОКАЗАНИЕ

 

ПЕРВОЙ

 

МЕДИЦИНСКОЙ

 

ПОМОЩИ

 82 

Раны

 

мягких

 

тканей

 83

 

Растяжение

 

связок

 

83

 

Сотрясение

 

или

 

сдавление

 

головного

 

мозга

 83

 

Вывихи

 

83

 

Переломы

 

83

 

Основные

 

приемы

 

оказания

 

помощи

 

при

 

переломах

 84

 

Основные

  

виды

  

переломов

 84

 

Травматический

 

шок

 85

 

Коллапс

 

85

 

Кровотечения

 

85

 

Отморожения

 

85

 

Утопление

 

86

 

Электротравма

 

86

 

o 

II. 

НАЗЕМНАЯ

 

ПОДГОТОВКА

 86 

o 

ОБЩАЯ

 

И

 

СПЕЦИАЛЬНАЯ

 

ФИЗИЧЕСКАЯ

 

 

ПОДГОТОВКА

 

ДЕЛЬТАПЛАНЕРИСТА

 86 

Комплекс

 

упражнений

, 

рекомендуемый

  

дельтапланеристам

 87

 

o 

ТРЕНАЖНАЯ

 

ПОДГОТОВКА

 89 

Упражнения

 

на

 

тренажере

 89

 

Упражнения

 

на

 

собранном

 

дельтаплане

 92

 

o 

ВОПРОСЫ

 

ПСИХОЛОГИЧЕСКОЙ

 

ПОДГОТОВКИ

 

ДЕЛЬТАПЛАНЕРИСТОВ

 95 

o 

ЭКИПИРОВКА

 

ДЕЛЬТАПЛАНЕРИСТА

 98 

Подвесная

 

система

 

98

 

o 

ЭКСПЛУАТАЦИЯ

 

И

 

РЕМОНТ

 

ДЕЛЬТАПЛАНА

 100 

o 

ОСМОТРЫ

 

ТЕХНИКИ

 103 

o 

Ремонт

   

дельтаплана

 103 

o 

III. 

ЛЕТНАЯ

 

ПОДГОТОВКА

 105 

o 

ТРЕБОВАНИЯ

 

К

 

ОРГАНИЗАЦИИ

 

ПОЛЕТОВ

 

НА

 

ДЕЛЬТАПЛАНАХ

 105 

Организация

 

полетов

 

в

 

дельтаклубе

 105

 

Выбор

 

склонов

 

для

 

первоначального

 

обучения

 106

 

o 

ПРАКТИКА

 

ВЫПОЛНЕНИЯ

 

ПОЛЕТОВ

 107 

 

2 

o 

СТАРТ

 107 

Подготовка

   

к

   

старту

 108

 

Ошибки

,   

их

   

последствия

  

и

   

действия

   

по

   

устранению

 108

 

Ошибки

, 

их

 

последствия

 

и

   

действия

   

по

   

устранению

 109

 

o 

Разбег

 109 

Ошибки

,   

их

 

последствия

 

и

   

действия

   

по

   

устранению

 109

 

o 

Взлет

 110 

Ошибки

,   

их

   

последствия

 

и

   

действия

   

по

   

устранению

 110

 

o 

Набор

   

скорости

   

после

   

отрыва

 110 

Ошибки

,   

их

   

последствия

 

и

   

действия

   

по

   

устранению

 111

 

o 

Трудности

,   

возникающие

   

при

 

старте

 111 

o 

ПЛАНИРОВАНИЕ

 112 

Ошибки

,   

их

   

последствия

 

и

   

действия

   

по

   

устранению

 112

 

o 

ПОВОРОТЫ

 113 

o 

ПОСАДКА

 115 

Ошибки

, 

их

   

последствия

 

и

   

действия

   

по

   

устранению

 115

 

o 

ПАРЯЩИЕ

 

ПОЛЕТЫ

 

В

 

ПОТОКАХ

 

ОБТЕКАНИЯ

 116 

Мыс

 

117

 

Лощина

 

117

 

Обрыв

 

118

 

Сигнализация

 

флажками

 

при

 

парящих

 

полетах

 120

 

Правила

 

расхождения

 

дельтапланов

 

в

 

воздухе

 120

 

o 

ДЕЙСТВИЯ

 

СПОРТСМЕНА

 

В

 

ОСОБЫХ

 

СЛУЧАЯХ

 

ПОЛЕТА

 122 

Действия

 

спортсмена

 

при

 

попадании

 

в

 

опасные

 

метеоусловия

 122

 

Действия

 

спортсмена

 

при

 

потере

 

пространственной

 

ориентировки

 122

 

Действия

 

спортсмена

 

при

 

попадании

 

в

 

зону

 

спутной

 

турбулентности

 

от

 

впереди

 

летящего

 

дельтаплана

 

122

 

Действия

 

спортсмена

 

при

 

ухудшении

 

состояния

 

здоровья

 122

 

Действия

 

спортсмена

 

при

 

попадании

 

в

 

режимы

, 

при

 

которых

 

дельтаплан

 

непреднамеренно

 

теряет

 

устойчивость

 

и

 

управляемость

 122

 

Действия

 

спортсмена

 

при

 

затягивании

 

в

 

облака

 123

 

Действия

 

спортсмена

 

при

 

вынужденной

 

посадке

 

вне

 

посадочной

 

площадки

 123

 

Действия

 

спортсмена

 

при

 

посадке

 

на

 

воду

 123

 

Действия

 

спортсмена

 

при

 

посадке

 

на

 

лес

 123

 

Действия

 

спортсмена

 

при

 

посадке

 

на

 

строения

 123

 

Действия

 

спортсмена

 

при

 

посадке

 

на

 

линию

 

электропередач

 123

 

Действия

 

спортсмена

 

при

 

частичной

 

поломке

 

дельтаплана

 

в

 

воздухе

 123

 

Действия

 

спортсмена

 

по

 

устранению

 

столкновения

 

с

 

прочими

 

препятствиями

 123

 

o 

ОСНОВНЫЕ

 

НАПРАВЛЕНИЯ

 

ПОВЫШЕНИЯ

 

БЕЗОПАСНОСТИ

 

ПОЛЕТОВ

 

НА

 

ДЕЛЬТАПЛАНАХ

 124 

o 

ПАМЯТКА

 

НАЧИНАЮЩЕМУ

 

ДЕЛЬТАПЛАНЕРИСТУ

 124 

 

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

 

аэро

-

динамики

 

широко

 

используются

 

при

 

проектировании

 

летательных

 

аппаратов

 

различного

 

назна

-

3 

чения

, 

при

 

расчете

 

летных

 

и

 

маневренных

 

свойств

 

самолетов

, 

ракет

, 

а

 

также

 

при

 

решении

 

це

-

лого

 

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

 

го

-

да

, 

суток

, 

географической

 

широты

, 

метеорологических

 

явлений

 

и

 

т

. 

п

. 

Особенно

 

изменяются

 

физические

 

и

 

термодинамические

 

свойства

 

воздуха

 

с

 

изменением

 

высоты

. 

В

 

связи

 

с

 

не

-

стабильностью

 

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

. 

объема

 

поверхности

 

земли

 

оно

 

составляет

 101 325

 

Па

. 

Плотность

 

воздуха

 

определяется

 

его

 

массой

, 

заключенной

 

в

 

единице

 

объема

. 

где

: 

т

 —

 

масса

 

воздуха

 

в

 

кг

, 

V —

 

объем

, 

занимаемый

 

воздухом

 

в

 1

м

3

 . 

На

 

уровне

 

моря

, 

по

 

данным

 

СА

-73, 

в

 1 

м

3

 

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

 

вы

-

сот

 

примерно

 8—12 

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

 

по

-

граничном

 

слое

 

возрастает

 

от

 

нуля

 

на

 

поверхности

 

тела

 

до

 

местной

 

скорости

 

набегающего

 

по

-

тока

 (

рис

. 4).

 

Рис

. 4. 

Скорость

 

потока

 

в

 

пограничном

 

слое

: 

Если

 

газ

 (

жидкость

) 

в

 

пограничном

 

слое

 

течет

 

плавно

, 

без

 

завихрений

, 

то

 

такой

 

слой

 

назы

-

вается

 

ламинарным

. 

Если

 

в

 

пограничном

 

слое

 

происходит

 

интенсивное

 

завихрение

 

частиц

 

газа

 

(

жидкости

), 

то

 

такой

 

слой

 

называется

 

турбулентным

. 

Толщина

 

пограничного

 

слоя

 6 

весьма

 

условна

, 

так

 

как

 

торможение

 

потока

, 

вызванное

 

вяз

-

костью

 

газа

, 

распространяется

 

на

 

довольно

 

большую

 

область

, 

окружающую

 

тело

. 

Тем

 

не

 

менее

 

интенсивное

 

торможение

 

частиц

 

газа

 

наблюдается

 

только

 

в

 

очень

 

тонком

 

слое

, 

не

-

посредственно

 

прилегающем

 

к

 

поверхности

 

тела

. 

Толщина

 

пограничного

 

слоя

 

нарастает

 

по

 

мере

 

удаления

 

от

 

передней

 

кромки

 (

по

 

мере

 

уве

-

личения

 

координаты

 

X),

 

причем

 

при

 

одинаковых

 

скоростях

 

невозмущенного

 

потока

 

ламинар

-

 

4 

ный

 

слой

 

всегда

 

тоньше

, 

чем

 

турбулентный

 (

рис

. 5).

 

 

Рис

. 5. 

Толщина

 

пограничного

 

слоя

 

 

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

, 

по

-

степенно

 

размывающуюся

 

по

 

мере

 

удаления

 

от

 

тела

 (

рис

. 6).

 

 

Рис

. 6. 

Образование

 

спутной

 

струи

: 

1 - 

ламинарный

 

слой

; 2 — 

турбулентный

 

слой

; 3 — 

зона

 

перехода

 

 

Сжимаемость

 

воздуха

 — 

это

 

его

 

способность

 

изменять

 

свой

 

объем

 

и

 

плотность

 

при

 

изме

-

нении

 

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

 

явле

-

ний

, 

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

 

не

-

большим

 

завихрением

 

потока

 

за

 

телом

 

имеет

 

каплеобразное

 

тело

 (

рис

. 7, 

в

). 

Такие

 

тела

 

в

 

аэро

-

динамике

 

называются

 

удобообтекаемыми

. 

 

 

Рис

. 7. 

Спектры

 

обтекания

 

воздушным

 

потоком

 

тел

 

различной

 

формы

: 

а

 — 

плоская

 

пластина

; 

б

 — 

шар

; 

в

 — 

профиль

 

крыла

 

 

Возникновение

 

за

 

телом

 

области

 

вихрей

 

является

 

одной

 

из

 

причин

 

образования

 

силы

 

со

-

противления

, 

возникающей

 

у

 

тела

 

в

 

потоке

 

воздуха

. 

Чем

 

больше

 

и

 

интенсивнее

 

вихреобразова

-

ние

 

за

 

телом

, 

тем

 

больше

 

сила

 

сопротивления

 

такого

 

тела

. 

Вполне

 

очевидно

, 

что

 

спектры

 

обте

-

кания

 

зависят

 

не

 

только

 

от

 

формы

 

и

 

размеров

 

тела

, 

но

 

и

 

от

 

их

 

ориентации

 

по

 

отношению

 

к

 

на

-

бегающему

 

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).

 

Рис

. 8. 

Формы

 

профилей

 

крыла

 (

дозвуковые

 

профили

): 

1 — 

симметричный

 

профиль

; 

2 —

 

плосковыпуклый

 

про

-

филь

; 

3

 — 

профиль

 

крыла

, 

разработанный

 

Н

. 

Е

. 

Жуковским

; 

4

 

— S-

образный

 

профиль

; 5-

двояко

-

выпуклый

 

профиль

; 

6

—

профиль

 

купола

 

дельтаплана

 

Рис

. 9. 

Параметры

 

профиля

 

крыла

 

Рассмотрим

 

основные

 

параметры

, 

характеризующие

 

форму

 

профилей

 

крыла

 (

рис

. 9).             

Относительная

 

толщина

 

профиля

 

( C )

 - 

отношение

 

максимальной

 

толщины

 

профиля

 

Cmax

 

к

 

его

 

хорде

 

b

, 

измеряемое

 

в

 

процентах

: 

До

 4% – 

тонкие

 

профили

, 4—12% – 

профили

 

средней

 

толщины

, 

более

 12% – 

толстые

 

про

-

фили

, 

так

 

называемые

 

профили

 

Жуковского

. 

Хордой

 

b

 

называется

 

отрезок

, 

соединяющий

 

концевые

 

точки

 

профиля

 (

см

. 

рис

. 9). 

Координата

 

c

X

 

максимальной

 

толщины

 

профиля

 

измеряется

 

в

 

процентах

 

от

 

хорды

, 

считая

 

от

 

носка

 

профиля

: 

Относительная

 

кривизна

  (

вогнутость

) 

профиля

 

( f )

—

отношение

 

стрелы

 

прогиба

 

сред

-

ней

 

линии

 

профиля

 

f

max

 

к

 

его

 

хорде

, 

измеряемое

 

процентах

: 

Стрелой

 

прогиба

 

называется

 

максимальное

 

отклонение

 

средней

 

линии

 

профиля

 

от

 

его

 

хор

-

ды

, 

средней

 

линией

 

профиля

 — 

линия

, 

проходящая

 

через

 

середины

 

отрезков

, 

соединяющих

 

точки

 

с

 

одинаковой

 

координатой

 

Х

 

на

 

верхнем

 

и

 

нижнем

 

обводах

 

профиля

. 

Группа

 

профилей

, 

имеющих

 

одинаковый

 

закон

 

построения

 

средней

 

линии

, 

но

 

отличаю

-

 

6 

щихся

 

относительной

 

толщиной

, 

называется

 

серией

 

или

 

семейством

 

профилей

. 

Исходя

 

из

 

требований

 

аэродинамики

 

и

 

из

 

конструктивных

 

соображений

, 

крыло

 

обычно

 

на

-

бирают

 

из

 

профилей

 

разных

 

серий

 

с

 

разной

 

относительной

 

толщиной

. 

Такие

 

крылья

 

называют

 

аэродинамически

 

закрученными

 (

рис

.10). 

 

 

 

Рис

. 10. 

Аэродинамическая

 

крутка

 

крыла

 

 

Хорды

 

профилей

, 

составляющих

 

крыло

, 

могут

 

иметь

 

разные

 

углы

 

по

 

отношению

 

к

 

про

-

дольной

 

оси

 

летательного

 

аппарата

, 

которые

 

обычно

 

у

 

корня

 

крыла

 

больше

, 

а

 

на

 

конце

 

крыла

 

меньше

. 

Такие

 

крылья

 

называют

 

геометрически

 

закрученными

 (

рис

. 11). 

 

 

 

Рис

. 11. 

Геометрическая

 (

отрицательная

) 

крутка

 

крыла

 

 

Форма

 

крыла

 

в

 

плане

 — 

это

 

вид

 

на

  

крыло

 

сверху

 

(

рис

. 12).

 

 

Рис

. 12. 

Форма

 

крыла

 

в

 

плане

: 

1 

— 

прямоугольное

; 

2

 — 

эллиптическое

; 

3

 — 

трапециевидное

;

 

4

 — 

стреловидное

; 

5

 — 

треугольное

; 

6

 — 

серповидное

 

 

Рассмотрим

 

параметры

,  

характеризующие

 

форму

 

крыла

 

в

 

плане

 (

рис

. 13). 

 
 

 

7 

Рис

. 13. 

Параметры

, 

характеризующие

 

форму

 

крыла

 

в

 

плане

 

Размах

 

l 

— 

расстояние

 

между

 

концевыми

 

точками

 

крыла

, 

измеренное

 

по

 

нормали

 

к

 

плос

-

кости

 

симметрии

. 

Относительное

 

удлинение

 

λ

 —

 

отношение

 

квадрата

 

размаха

 

к

 

площади

 

крыла

: 

Угол

 

стреловидности

 

χ

. 

Обычно

 

под

 

этим

 

углом

 

понимают

 

угол

, 

заключенный

 

между

 

перпендикуляром

 

к

 

плоскости

 

симметрии

 

крыла

 

и

 

передней

 

кромкой

 

крыла

. 

Иногда

 

угол

 

стре

-

ловидности

 

отсчитывают

 

от

 

оси

, 

расположенной

 

на

 

расстоянии

 1/4 

хорды

 

крыла

 

от

 

его

 

перед

-

ней

 

кромки

 (

угол

 

χ

1/4

 

на

 

рис

. 13). 

Величина

 

угла

 

стреловидности

 

достигает

 60° 

и

 

более

.  

Поперечная

 

стреловидность

 

крыла

.

 

Многие

 

крылья

 

кроме

 

стреловидности

 

в

 

плане

 

име

-

ют

 

также

 

поперечную

 

стреловидность

, 

при

 

которой

 

концы

   

крыла

 

подняты

 

вверх

 (

положитель

-

ная

   

стреловидность

) 

или

 

опущены

 

вниз

 (

отрицательная

 

стреловидность

). 

Поперечная

 

стрело

-

видность

 

оценивается

 

углом

   

поперечного

 

V

 

крыла

 (

рис

. 14). 

Рис

. 14. 

Поперечное

 V-

крыла

: 

1 —

положительный

 

угол

 +

ψ

; 2 — 

отрицательный

 

угол

 –

ψ

 

Угол

 

атаки

 

крыла

 (

ориентировка

 

крыла

 

в

 

воздушном

 

потоке

). 

Величина

 

действующей

 

на

 

крыло

 

аэродинамической

 

силы

 

зависит

 

от

 

угла

, 

под

 

которым

 

крыло

 

встречает

 

набегающий

 

по

-

ток

 

воздуха

.  

Этот

 

угол

, 

именуемый

 

углом

 

атаки

 

α

, 

определяется

 

для

 

изолированного

 

профиля

 

как

 

угол

 

между

 

хордой

 

профиля

 

и

 

вектором

 

скорости

 

набегающего

 

потока

. 

Угол

 

атаки

 

может

 

быть

 

положительным

, 

отрицательным

 

и

 

нулевым

 (

рис

. 15). 

Рис

. 15. 

Угол

 

атаки

 

крыли

 

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

 

аэродинамиче

-

ская

 

хорда

 — 

это

 

хорда

 

условного

 

прямоугольного

 

крыла

, 

которое

 

создает

 

такой

 

же

 

продоль

-

ный

 

момент

 

относительно

 

центра

 

тяжести

 

самолета

, 

что

 

и

 

действительное

 

крыло

 (

рис

. 16).  

Рис

. 16. 

Построение

 

САХ

 

крыла

 

Полная

 

аэродинамическая

 

сила

 

крыла

.

   

Согласно

 

третьему

 

закону

 

Ньютона

 

сила

   

воз

-

действия

 

крыла

 

на

 

воздух

 

равна

 

силе

 

воздействия

  

воздушного

 

потока

 

на

 

крыло

. 

Эта

 

сила

 

полу

-

чила

 

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

 

обте

-

кании

 

направление

 

силы

 

R

 

не

 

совпадает

 

с

 

направлением

   

невозмущенного

   

потока

 (

рис

. 17,6). 

Точка

 

пересечения

 

линии

 

действия

 

силы

 

R

 

с

 

хордой

 

называется

 

центром

 

давления

 (

ЦД

). 

Коор

-

дината

 

ЦД

 

относительно

 

носка

 

профиля

 

обозначается

 

через

 

X

д

 (

рис

. 17, 

б

).

  

Рис

. 17.

 

Полная

 

аэродинамическая

 

сила

 

крыла

: 

а

 —

 

при

 

симметричном

 

обтекании

, 

б

 —

 

при

 

несимметричном

 

обтекании

 

(

здесь

 

и

 

далее

 

знак

 «+» 

означает

 

повышенное

 

давление

 

воздуха

 

по

 

сравнению

 

с

 

давлением

 

окружающей

 

атмосферы

, 

знак

 

«–» — 

пониженное

 

давление

) 

Рассмотрим

 

причины

 

возникновения

 

полной

 

аэродинамической

 

силы

 

в

 

случае

 

несиммет

-

ричного

 

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

 

давле

-

ние

 

возрастает

. 

Перед

 

носком

 

крыла

 

поток

 

тормозится

, 

поэтому

 

в

 

данной

 

зоне

 

давление

 

воздуха

 

повышается

, 

а

 

за

 

задней

 

кромкой

 

крыла

, 

где

 

поток

 

воздуха

 

отрывается

, 

возникает

 

область

 

раз

-

ряжения

. 

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

 

давле

-

ний

 

воздуха

 

под

 

и

 

над

 

крылом

, 

перед

 

крылом

 

и

 

за

 

ним

, 

а

 

также

 

трения

 

в

 

пограничном

 

слое

 

об

-

разуется

 

полная

 

аэродинамическая

 

сила

 

крыла

. 

Формула

 

для

 

определения

 

силы

 

R

 

выглядит

 

следующим

 

образом

: