Рис. 2.7. Поляра Лилиенталя Дельтаплана. Коэффициенты сопротивления:

Схi - индуктивного; Схk - вредного; Сxс - каркаса; Схv - купола; Cxs - тросов; Сxр - пилота Рис. 2.8. Характерные кривые Дельтаплана по [24], полученные при проведении теста

шой угол), он автоматически продолжает поворот, поскольку сам он не может вернуться в исходное положение равновесия. Значит, положение равновесия профиля неустойчивое.

Просуммировав единичные погонные аэродинамические силы, можно определить полную аэродинамическую силу, возникающую на крыле. Под углом атаки крыла обычно подразумевается угол между плоскостью каркаса крыла и потоком набегающего воздуха. Полная аэродинамическая сила R, возникающая на крыле, зависит и от сопротивления тела пилота, тросов и др. Так как эти элементы не создают подъемной силы, то их сопротивление считается вредным (рис. 2.7). Практически поляру крыла по Лилиенталю можно определить на основе измерений, сделанных с помощью автостенда. Результаты одного такого измерения показаны на рис. 2.8. Крыло присоединяется к автомашине динамометрическими трехкомпонентными весами; величины аэродинамических сил, угла атаки, крена, рыскания определяются по одновременным показаниям приборов. На рис. 2.8 кроме коэффициентов подъемной силы и силы сопротивления показан также коэффициент Смz тангажа, измеренный относительно поперечной оси. Момент аэродинамической силы, записанный коэффициентом Смz, определяют по формуле

ориентировочных прикидок. Изогнутость профилей, расположение наибольшей кривизны, правда, в очень небольшой степени, но все же зависят от угла атаки и скорости движения в потоке воздуха.

По диаграммам мы можем определить некоторые характерные особенности профилей гибких крыльев. Летая с углом атаки, меньшим аD, относящимся к точке D, профиль теряет свою форму и волнообразно деформируется. Возникает флаттер крыла, интенсивность которого существенно зависит от схемы каркаса, материала купола, лат и других элементов, воздействующих на колебательные процессы. Флаттер лимитирует нижнюю границу допустимых углов атаки для безопасного полета. К точкам С диаграммы относится наибольшее соотношение сy/сx, При уменьшении купольности крыла это соотношение может увеличиваться до определенной величины, однако с дальнейшим уменьшением купольности соотношение ухудшается. Углу атаки aA в точке А соответствует максимальная подъемная сила. Так как более плоский купол имеет меньший коэффициент подъемной силы крыла, то для создания одинаковой подъёмной силы крыла с более плоским куполом должно лететь с более высокой скоростью. При увеличении угла атаки выше аА обтекание профиля нарушается и происходит срыв потока; срыв потока сопровождается резким увеличением сопротивления и уменьшением подъемной силы. На плоском куполе подъемная сила быстро уменьшается; даже на малое увеличение угла атаки крыло отвечает большой потерей подъемной силы. Этот же процесс у крыла с большой купольностью происходит значительно медленнее, с переходами. Возникновение срыва ограничивает верхний предел углов атаки крыла, соответствующих нормальным режимам полета. Возникающая на профиле подъемная сила dR создается в так называемом центре давления (рис. 2.6). Если бы профиль был жестким и шарнирно закрепленным в точке О, он бы не. изменил своего положения и остался в равновесии при обдуве. Однако положение точки О зависит от угла атаки: с увеличением угла равнодействующая аэродинамической силы "передвигается" вперед, а с уменьшением - переходит назад. •После выведения профиля из состояния равновесия (даже на неболь-

рис. 2.6. Профиль, подпорка которого находится вне центра давления, крутится под действием аэродинамической cилы тан-гажом Мв