КОНСТРУКТИВНЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ ДЛЯ ПОВЫШЕНИЯ БЕЗОПАСНОСТИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ С МЯГКИМ КРЫЛОМ
STRUCTURAL ELEMENTS TO INCREASE SAFETY OF AIRCRAFT WITH SOFT WING

Область техники, к которой относится изобретение
Транспортирование; Воздухоплавание, авиация, космонавтика; Летательные аппараты тяжелее воздуха.
Уровень техники
Известен тип летательных аппаратов с мягким крылом, в котором формообразование крыла обеспечивается взаимодействием сил от набегающего потока и от системы стропления. Наиболее эффективным в этом качестве выступает мягкое двухоболочковое крыло, состоящее из соединенных нервюрами верхней и нижней оболочек с воздухозаборниками в носке. Полетную конфигурацию такое крыло приобретает за счет действия комплекса разнонаправленных сил - аэродинамических и внутреннего давления с одной стороны и натяжения от системы стропления - с другой.
При раскрытии такого крыла в полете (вводе в действие планирующего парашюта) даже небольшая асимметрия быстро расправляющихся консолей приводит к закручиванию купола относительно подвески, что приводит к отказу. Наиболее радикальным решением данной проблемы было бы принудительное симметричное посекционное раскрытие консолей крыла системой рифления, однако применявшиеся системы с резаками (см., например, патенты US 5893536 A, US 4846423 А и US 5893536 А) или последовательной расчековкой секций дополнительными стропами оказались слишком сложными в эксплуатации и дорогими. Более простым и практичным показало себя применение слайдера, представляющего собой закрепленные на ленточном каркасе с той или иной степенью заполнения тканью люверсы, скользящие при раскрытии купола по стропам от купола к подвеске (см., например, патент US 4678145 А). Шеренги строп продеваются в люверсы группами, что приводит к стягиванию сегментов купола при поднятом слайдере. Заполнение каркаса слайдера тканью увеличивает давление на него набегающего потока и тем самым тормозит скольжение слайдера по стропам.
Однако сжатый слайдером купол периодически захватывает воздух случайно открывающимися навстречу ему воздухозаборниками, что приводит к частичному наполнению некоторых из его секций в беспорядочном сочетании, и, как следствие, броскам и перемещениям его по курсу, крену и тангажу (П.И. Иванов, А.Ю. Куянов, Анализ процесса наполнения планирующего парашюта со слайдером // Авиационно-космическая техника и технология. - 2012. - №6. - С. 33-36). Это, а также возможные перекосы слайдера при движении по стропам приводит к асимметрии наполнения купола и вероятности его закрутки вокруг подвески. Кроме того, оснащенный слайдером купол больших размеров при раскрытии консолей придает большую кинетическую энергию массе разлетающегося в его полости воздуха, что при фиксации его формы приводит к динамическому росту давления на консолях и растяжению центроплана, и, как следствие, разрывам ткани купола. Последний эффект заставил прибегнуть к последовательному разрифлению сегментов купола за несколько этапов в исследовательской программе NASA Х-38 (http://www.parachutehistory.com/images/space/iss/x_38 foildeploy.mpg, http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20070026249.pdf).
При выходе такого крыла на отрицательные углы атаки, например вследствие входа в нисходящий поток, его воздухозаборники теряют способность поддерживать избыточное давление, верхняя передняя кромка проминается, аэродинамический профиль деформируется так, что его средняя линия в носке приобретает уменьшенную или обратную кривизну, и вследствие этого аэродинамическая сила, действующая на носок крыла, резко меняет направление, подворачивая передний сегмент несущей плоскости. Добавочный эффект при деформации профиля вносит смещение назад центра давления, что подталкивает крыло вперед и дополнительно уменьшает его угол атаки (до некоторой степени это движение компенсируется увеличением сопротивления деформированного профиля).
Для противодействия данному эффекту в нервюры крыла по контуру носка вшивают упругие пластиковые прутки, уменьшают припуск на раздутие ткани оболочки на лобике профиля (это также увеличивает аэродинамическое качество, но ухудшает противодействие крыла моментам рыскания консолей относительно центроплана), смещают координату максимальной кривизны профиля возможно ближе к носку (также повышает Су max, уменьшает профильное сопротивление Сх min и увеличивает допустимый диапазон триммирования, при этом для характерных в мягких крыльях профилей с большими относительной толщиной и радиусом скругления носка сохраняются плавные срывные характеристики). Кроме того, пытаются устранить промятие оболочки между нервюрами путем наддува через дополнительные верхние воздухозаборники с клапанами, закрывающими эти воздухозаборники на больших и средних углах атаки (например, HIT клапаны (High-Speed Intake Valves) от Арсо Aviation, Extended Aeration System (EAS) от U-Turn, воздушные клапана в передней кромке от Aeros), или клапанами, разделяющими полости крыла с верхними и нижними воздухозаборниками (патент DE 102006007905). В последнем случае поступающий через верхние воздухозаборники воздух не стравливается тут же через потерявшие скоростной напор нижние воздухозаборники, что делает положительный эффект более осязаемым.
Иногда пытаются до минимальных углов атаки сохранить давление наддува через основной воздухозаборник, используя тот факт, что при организации воздухозабора в любой точке профиля так, чтобы входное отверстие в полость крыла имело ненулевую проекцию на направление потока в этой точке, полученное давление будет равно скоростному напору (без учета потерь давления на утечки через проекцию воздухозаборника, параллельную направлению потока перед его отверстием, а также через поры и щели в оболочке). И в этой точке на профиле локализуется область повышенного давления (дополнительная к области в точке разделения потока на профиле), что может принципиально изменить картину обтекания полого профиля по сравнению с цельным прототипом. К настоящему времени опробованы воздухозаборники, отведенные под профиль дальше от носка и либо заглубленные (например, крыло Flash от UP (1990 г.), патент FR2972422 от Ozone), либо чуть выступающие из него (например, параплан Navigator HS от ASA-ParAAvis (1997 г.), крылья Manta, Delta 2 от Ozone, Peak 3 от Niviuk, Pawn от Triple Seven Paragliders и др.). Следует заметить, что вариант воздухозаборника с малой проекцией, параллельной направлению потока перед своим отверстием, порождает проблемы с наполнением крыла в срывных и стартовых режимах, когда крыло испытывает поперечное обтекание.
Указанные выше меры отодвигают границу подворота, но и только, а когда он все же наступает, крыло теряет воздух и вплоть до повторного наполнения совершает непредсказуемые эволюции, завершающиеся иногда резким изменением курса, подныриванием консоли под крыло с запутыванием в стропах («галстук») и авторотацией, вылетом крыла перед пилотом с попаданием в купол (так называемая «конфетка») или недопустимой потерей высоты до восстановления несущей способности.
Предпринимались попытки устранить саму возможность подворота носка мягкого крыла путем оснащения его воздухозаборников обратными клапанами (данное решение прижилось на кайтах парафойлах (к примеру, в клапанных парафойлах от ParAAvis) в качестве средства поддержания плавучести при приводнении), принудительного наддува переднего сегмента крыла (патент RU 2410288, экспериментальное крыло с надувной передней кромкой компании Paradelta (1997 г.)) или размещения жестких вставок-лонжеронов в носке крыла (например, экспериментальный параплан Мизер Михаила Петровского, Дельтапланерный клуб МАИ).
Однако данные конструктивные ухищрения не решили проблему, а видоизменили ее. А именно, пусть и при большем воздействии, но складывание консоли у таких аппаратов все же происходит. При этом сложившаяся часть крыла не теряет воздух и не распластывается в потоке, уменьшая сопротивление, а затем не восстанавливает форму постепенно, наполняясь посегментно от центроплана к законцовке. Она всей своей подвернувшейся частью ложится поперек потока, и чтобы вернуть ее в исходное состояние, противодействуя напору воздуха, внутреннего давления и упругих сил, оказывается недостаточно. Кроме того, подвернувшаяся консоль, попадая между строп рабочей части крыла, заклинивается там, и выдернуть ее обратно крыло уже не может. Если же в область нисходящего потока такое крыло попадает целиком, то оно целиком и подворачивается, ложась всей своей плоскостью поперек потока. Напором воздуха его забрасывает далеко за пилота, где оно разворачивается на поток и резко начинает нести, вследствие чего, набрав скорость на выравнивании, клюет пилоту под ноги.
Раскрытие изобретения
Основываясь на имеющемся опыте, оптимальным поведением мягкого крыла при полете в турбулентном воздухе представляется такое, что под воздействием нисходящего потока несущую плоскость не швыряет целиком вниз и назад, для чего часть крыла, которая могла бы спровоцировать такое движение, выключается из работы. Остальная часть крыла в течение всего времени неустановившегося движения остается надутой, вне зависимости от положения воздухозаборников, препятствуя сворачиванию и подныриванию консолей. Деформированная таким образом несущая плоскость продолжает прямолинейный полет, и как только внешнее воздействие прекращается, форма крыла самостоятельно восстанавливается, опять же без нарушения прямолинейности полета.
Обеспечить такой характер деформации крыла может разделение его полости на передний и задний сегменты, причем задний сегмент для обеспечения наддува и запирания воздуха оснащен воздухозаборниками с обратными клапанами. Конструктивно разделение полостей выполняется в виде кармана из полотнища, пришитого в районе средней части хорды профиля тремя своими сторонами к одной из поверхностей крыла и двум соседним нервюрам. Припуск на ширину ткани выбирается так, что при наддутом заднем сегменте свободный конец полотнища ложится на внутреннюю поверхность крыла своей четвертой стороной. В качестве такого полотнища может выступать, например, карман (поз. 1) в полости щелевого крыла (патент RU 2389644), изображенный на фиг. 1 и фиг. 2.
Существующие конструкции клапанов, описанные в частности в патентах RU 1785184, ЕР 1295790, DE 3729934, US 3972495, привязывают полотнище клапана к кромке внешнего воздухозаборника, что не обеспечивает крылу сегментацию по удержанию давления и стравливание воздуха из подвернувшейся части консоли.
Установка клапанов на кромках внешних воздухозаборников не создает проблем с безопасностью в том случае, если створки клапана не смыкаются полностью и постепенно выпускают воздух из подвернувшейся консоли. Если клапана перекрывают часть просвета рядом с нижней или верхней кромкой воздухозаборника, то могут оказаться полезными:
1) для предотвращения стравливания воздуха через воздухозаборник при выходе носка крыла на малый или большой угол атаки, при котором точка разделения потока уходит к краю проема воздухозаборника;
2) для предотвращения статического или динамического стравливания воздуха через воздухозаборники близких к законцовкам участков крыла, происходящего из-за:
a) изменения местных углов атаки от влияния индуктивного вихря, геометрической крутки крыла или местной деформации профиля при управлении крылом;
b) обратного потока воздуха при быстрой деформации крыла из-за резкой работы клевантами или перетекания воздуха от противоположной консоли при ее складывании.
Однако установка клапанов в воздухозаборнике не должна приводить к уменьшению его просвета и дополнительному сопротивлению всасыванию воздуха во время наполнения крыла, иначе наполнение будет замедленным, что особенно опасно после подворачивания и сдутия консоли. Чем медленнее наполняется крыло в полете, тем больше непредсказуемых эволюций оно успеет сделать до наполнения. Поэтому распространенные конструкции клапанов в виде рукава или прилегающих к сетке лепестков оказываются неподходящими. Конструктивные элементы воздухозаборника должны быть короткими (для быстрого срабатывания) и не перегораживать поток. Попытка решить указанную проблему была предпринята техническим решением, изложенным в патенте DE 3729934. Согласно этому патенту клапана имеют вертикальные створки в носке крыла, а воздухозаборник имеет непостоянной сечение, нулевое у одной из нервюр, в котором закреплена вершина клапана из треугольного куска ткани. Отходящие от вершины верхняя и нижняя кромки лепестка клапана уходят внутрь крыла и пришиты к верхней и нижней оболочкам крыла соответственно. Полученный сегмент конусной поверхности может быть вывернут как внутрь крыла, так и наружу. В первом случае основание конусной поверхности смотрит близко к направлению вдоль профиля крыла, и воздухозаборник открыт. Во втором случае основание конуса разворачивается поперек профиля и прилегает к ближайшей нервюре, загораживая отверстие воздухозаборника. Недостатком данного решения является то, что образующие ребра конусной поверхности кромки пришиваются к криволинейным поверхностям верхней и нижней оболочек, искажая ее форму в открытом или закрытом состоянии. Кроме того, обеспечение достаточного просвета обеспечивается при сильном углублении основания конусной поверхности клапана в полость крыла, приводя к перерасходу ткани, увеличенному сопротивлению всасывания и замедленной реакции клапана.
Можно использовать воздухозаборник обычной формы, не перегораживать просвет воздухозаборника и не уменьшать его сечение, если использовать лепестки клапанов с четырьмя кромками, одна из которых, криволинейная с заужением лепестка к середине, пришита к кромке воздухозаборника, а две смежные с ней, прямолинейные, пришиты к соседним нервюрам. При этом детали клапана получаются минимального размера и обеспечивают высокое быстродействие. Благодаря криволинейной передней кромке лепесток клапана имеет два устойчивых положения. В открытом состоянии клапан имеет входное прямоугольное сечение на кромке (прямоугольного) воздухозаборника и выходное в полости крыла в форме смыкающихся дуг окружности, при этом площади входного и выходного сечений воздухозаборника могут быть равны, что нам и требуется. При закрытии лепестков их задняя кромка уходит вперед и удерживается поперек течения благодаря натяжению от боковых кромок, удерживаемых нервюрами. При этом задние кромки клапана либо смыкаются друг с другом (что допустимо на центроплане), либо остаются на некотором расстоянии друг от друга, образуя щель для аварийного стравливания воздуха (что желательно на консолях).
Помимо крыла, на безопасность влияет система стропления, поскольку не может воспринимать сжимающую нагрузку, и при этом имеет относительно высокую жесткость на растяжение во избежание заметных деформаций профиля крыла в полетном положении. Вследствие этого попавшая в нисходящий поток консоль крыла теряет ее поддержку и уходит вниз, а после восстановления формы и начала движения вверх резко останавливается стропами, что вызывает перегрузки в узлах их крепления. Уменьшить перегрузки при раскрытии может использование упругих звеньев в свободных концах или непосредственно под ними. Оно же способно увеличить комфортность полета, поскольку сглаживает удары, передающиеся с крыла на подвеску в турбулентном воздухе подобно тому, как ведет себя подвеска автомобиля на ухабистой дороге. Данное место установки упругих звеньев позволяет подтягивать и приотпускать консоли крыла без нарушения его формы. С помощью этих же конструктивных элементов можно увеличить и устойчивость крыла к сложениям. Такой эффект возникает постольку, поскольку попавшая в нисходящий поток консоль теряет подъемную силу, и накопленная в поддерживающем данную консоль упругом звене энергия подтягивает ослабевшую консоль к подвеске, тем самым переводя ее на больший угол атаки относительно воздуха. И наоборот, при входе в восходящий поток подъемная сила консоли резко возрастает и упругое звено растягивается. Крыло приподнимается, уменьшая угол атаки относительно воздуха, что препятствует срыву потока.
При раскрытии парашюта-крыла в воздухе последовательное посегментное раскрытие консолей от центроплана к концам крыла можно обеспечить без применения ножей разрифовки и дополнительных строп путем последовательной расчековки секций воздухозаборников, в зарифованной конфигурации прижатых друг к другу посредством петель зачековки (поз. 7 фиг. 9-10), продетых через люверсы в нервюрах и нижней кромке воздухозаборника (поз. 6 и 5 соответственно фиг. 9-10) и зафиксированных чеками (поз. 4 фиг. 9-10), пришитыми к нижней кромке воздухозаборника так, что освобождение петли зачековки происходит только после наполнения предыдущей секции крыла и натяжения нижней кромки воздухозаборника раздуваемой секции. Для устранения возможности самопроизвольного схода чеки на ближайшей к центроплану секции положение чеки фиксируется не петлей зачековки, а лентой или шнуром с фиксацией на нервюре в разрывном замке, например типа «липучка». Ближайшая к концу крыла зарифованная секция не имеет чеки и люверса на нижней кромке воздухозаборника за ненадобностью.
Помимо вышеперечисленных элементов, на безопасность влияет и сама подвеска. Использующиеся сейчас моторные подвески (см. например патент WO 2009/151351) имеют минимальные средства пассивной безопасности, включающие в себя ограждение винта и (иногда) амортизирующую подушку под сиденьем пилота. Между тем большая часть полета проходит с маневрированием на малых высотах. Особенно это характерно для спортивных полетов. При подвороте консоли на малой высоте вследствие попадания в приземную воздушную неоднородность потеря высоты приводит, как правило, к столкновению с землей. На ввод в действие парашюта в такой ситуации оказывается недостаточно как времени, так и высоты. Типичное направление удара - в переднюю боковую сторону. Вторая опасность полетов на малой высоте состоит в риске попадания в линию электропередач, которая на фоне земли имеет низкую различимость, особенно в условиях ограниченной видимости. Применяющиеся сейчас подвески не защищают и от этой опасности. Между тем типичные скорости полетов (около 100 км/ч для подвески на вираже) вкупе с наработанным опытом применения пассивной защиты экипажа автомобиля и мотоцикла позволяют для повышения безопасности пилота использовать каркас безопасности. Предлагаемый каркас безопасности состоит из жестко соединенных верхней, нижней передней и нижней задней дуг безопасности. Между верхней и нижней передней дугами натягиваются тросы защиты от попадания в линию электропередач, а также для придания дополнительной прочности конструкции. Рама винтомоторной установки жестко крепится к задним дугам безопасности для воспрепятствования смещению массивных элементов вперед при ударе. Свободные концы крепятся к верхней дуге безопасности. Последнее также увеличивает безопасность, поскольку широкий подвес делает вывод крыла в полетное положение более легким, а при резких эволюциях крыла или под воздействием момента Кориолиса от винта при взлете на полном газу - уменьшает опасность твиста (закручивания подвески относительно строп). Система может дополняться средствами автоматической группировки конечностей путем притяга рук и ног пилота к корпусу при ударе устройством, например аналогичным по принципу действия прибору ППК-У, только со сработкой по превышению перегрузки. В последнем случае тросы притяга в полетном положении находятся в пазах комбинезона подобно тому, как проложены в подвеске концы спасательного парашюта.
Краткое описание чертежей
На Фиг. 1 и Фиг. 2 изображена секция крыла с разделением на передний и задний сегменты карманом-клапаном 1 в открытом и закрытом состояниях соответственно.
На Фиг. 3 и Фиг. 4 изображен клапан на воздухозаборнике в носке крыла в открытом и закрытом состояниях соответственно. На Фиг. 5 изображены развертки лепестков клапана. На этих фигурах обозначены: 1 - верхний лепесток клапана, 2 - нижний лепесток клапана, 3 - кромка лепестка клапана, пришитая к кромке воздухозаборника, 4 - свободная кромка лепестка клапана, 5 - пришитая к нервюре кромка лепестка клапана.
На Фиг. 6 изображен поперечный разрез подвески с упругими звеньями, где обозначены 1 - жесткая вставка сиденья, 2 - амортизирующая прокладка сиденья, 3 - боковая лямка подвески, 4 - карабин соединения со свободными концами, 5 - упругий шнур в оплетке, 6 - положение верхнего узла упругого шнура в нерастянутом состоянии.
На Фиг. 7 и Фиг. 8 изображена моторная подвеска с дугами безопасности, где обозначены: 1 - рама винтомоторной установки с жестким креплением к верхней дуге 2 и нижней задней дуге 3 рамы подвески, 4 - нижняя передняя дуга подвески, 5 - защитный трос, 6 - прозрачный козырек, растянутый на тросах 5 (опция).
На Фиг. 9 и Фиг. 10 изображены секции воздухозаборников крыла в зачекованном и расчекованном состояниях соответственно, где обозначены:
1 - нижняя кромка воздухозаборника, 2 - верхняя кромка воздухозаборника,
3 - нервюра, 4 - чека, 5 и 6 - люверсы в передних кромках нижней кромки воздухозаборника и нервюры соответственно, 7 - петля зачековки, 8 - нижняя поверхность крыла.