Стропная система

   Вначале четко определим понятия, чтобы знать, что мы вкладываем в них одинаковый смысл. 

Шеренга – распределение строп вдоль размаха крыла.

Ряд – распределение строп вдоль хорды (вдоль нижней образующей нервюры). 

Ярусы – деление стропной системы (СС) в шеренге (в ее фронтальной проекции) по высоте на несколько секций точками соединений (развилок) строп. Отсчет начинается с верхнего яруса – вниз к свободным концам. 

Стропная система параплана дает значительный вклад в сопротивление системы пилот-параплан в целом.

Уменьшение сопротивления стропной системы (СС) –это еще один путь к увеличению скорости системы в процессе проектирования за счет снижения ее общего сопротивления. 

Нужно также иметь в виду, что большое сопротивление СС увеличивает момент кабрирования системы относительно ее центра масс, переводя ее на большие углы атаки, что, в свою очередь, также увеличивает сопротивление и снижает скорость системы. Правда, с этим несколько увеличивается и степень пассивной безопасности системы от фронтального складывания крыла.

Малая суммарная длина и площадь строп и их малое сопротивление не позволяют аппарату иметь достаточно эффективными моменты демпфирования и соответствующие им декременты затухания колебаний. В демпфировании внешних возмущений участвует не только крыло, но и стропная система, и чем больше ее сопротивление, тем эффективнее демпфирование (ярусность здесь тоже играет определенную роль). 

Малая суммарная длина CC, при разрушении ее отдельных строп, может создать пилоту проблемы в управлении и борьбе за живучесть аппарата в воздухе. 

При разрушении хотя бы одного из элементов стропной системы ее нагрузка должна быть перераспределена между другими элементами, которые, при выполнении маневра с перегрузкой, уже могут находиться в состоянии, по прочности близком к предельному. Нетрудно видеть, к чему это может привести.

Таким образом, конструктору постоянно приходится решать задачу поиска компромисса в пространстве целого ряда сочетаний и комбинаций конструктивных факторов для выхода в зону требуемого уровня ЛТХ, а также надежности и безопасности.

Зависимость сопротивления строп от числа Рейнольдса (в том числе, от скорости системы), если опираться на результаты продувок гибких самолетных расчалок [1], близка к гиперболической с выходом на горизонтальную  асимптоту малого коэффициента сопротивления, характеризующую выход на режим автомодельности потока. Если это справедливо и для элементов стропной системы параплана, то существует вероятность, что с увеличением скорости системы пилот-параплан сопротивление стропной системы не будет резко возрастать, поскольку до выхода на режим автомодельности вполне может быть, что еще достаточно далеко. 

Далее нужно иметь в виду следующее.

Большое значение в полете, с точки зрения высоких значений ЛТХ и обеспечения пассивной безопасности системы пилот-параплан, имеет  жесткость крыла.

Под жесткостью крыла понимается его способность сопротивляться внешним возмущениям, например, возмущениям атмосферной турбулентности и сохранять свою геометрию и несущую способность. 

Идеальной, с точки зрения жесткости, была бы конструкция параплана, имеющая абсолютно жесткую, хотя бы нижнюю оболочку крыла. Но мы понимаем, что с нашими материалами и технологиями на сегодня это невозможно. Поэтому эту жесткость конструктору приходится обеспечивать, в том числе, и количеством точек подхода строп к крылу. Чем их больше, тем выше жесткость крыла, но одновременно и больше суммарная длина и масса строп и их лобовое сопротивление. Чем меньше точек подхода, тем ниже жесткость крыла, но одновременно и меньше суммарная длина и масса строп и их лобовое сопротивление.

Таким образом, снова приходим к выводу, что конструктору и здесь  приходится решать задачу поиска компромисса. 

Имеются данные, что малое количество строп способствует более частому проскакиванию консольных частей крыла между стропами и образованию «галстука», от которого не всегда удается быстро избавиться. 

Существует мнение, что система с малым количеством строп легче входит в критический режим полета и сложнее из него выходит, что связано со снижением эффективной жесткости конструкции с малым числом точек подхода строп к крылу и снижением эффективности пространственного многогранника сил, формируемого стропной системой и обеспечивающего эффективную пассивную безопасность крылу при выходе из критических ситуаций.

Таким образом, грамотно и качественно построенный пространственный многогранник сил (ПМС), формируемый стропной системой и обеспечивающий эффективную пассивную безопасность крылу, также входит в круг задач конструктора при проектировании. При малом количестве строп это сделать чрезвычайно трудно. Правда, иногда конструктору удается компенсировать недостатки ПМС за счет конструктивных особенностей конструкции крыла, увеличивающих его жесткость.

Один из методов построения ПМС, а следовательно, и самой СС, заключается в следующем.

Зная характеристики профиля крыла, для крейсерского режима полета системы в ее балансировочном положении, приближенно строится эпюра перепадов давления по профилю и крылу в целом. 

Затем она разбивается на участки, центры давления которых должны стать точками подхода строп к нижней оболочке крыла. Вычисляются приближенно вектор (модуль и направление) равнодействующей по каждому участку. Направление равнодействующей каждого участка определяет направление подхода строп верхнего (первого яруса) строп к крылу, а модуль (суммарная  результирующая нагрузка от каждого участка) определяет прочность стропы (с учетом восьмикратного превышения модуля вектора равнодействующей по участку).

Затем стропами второго яруса выполняется объединение снятых с крыла  нагрузок первым ярусом строп в результирующие второго яруса.

Затем стропами третьего (нижнего) яруса выполняется объединение снятых со второго яруса нагрузок в результирующие третьего яруса. Аналогично, результирующие третьего яруса формируют векторы суммарных усилий в свободных концах.

При правильно построенном ПМС свободные концы должны быть направлены в точки центров давлений участков крыла, с которых снимается нагрузка и передается в эти свободные концы. 

Правильно построенный ПМС, а следовательно, и СС в целом, позволяют крылу сразу же, практически без дополнительных регулировок СС, принять гладкую, аэродинамически чистую поверхность, реализующую максимум заложенных в нее при проектировании ЛТХ.

Пути уменьшения сопротивления стропной системы следующие [2]: 

– уменьшение суммарной длины строп; 

– уменьшение диаметра строп;

– применение новых материалов в конструкции строп, изменяющих их упругие свойства и снижающих вероятность возникновения мощных вихревых дорожек Кармана («пение» и шум от вибраций строп) и спутных следов, повышающих сопротивление системы в целом;

– внедрение оригинальных конструктивных решений для СС, снижающих ее сопротивление за счет уменьшения вредного интерференционного взаимодействия каждой из систем: крыло–стропы; стропы –стропы; стропы груз (пилот). 

Нужно иметь в виду, что все эти пути и способы, так или иначе, влияют и на степень пассивной безопасности системы пилот-параплан. 

Третий способ связан с тем, что, вероятно, при совпадении частоты  собственных колебаний системы натянутых нагрузкой крыла строп с частотой срыва потока с них при образовании вихревых дорожек Кармана возникают резонансные явления в стропной системе, сопровождаемые характерным акустическим шумом, что говорит о резко возросшем сопротивлении системы. 

   Наименее исследованным на сегодня является последний, четвертый способ. Поэтому здесь каждое, вновь появляющееся конструкторское решение подлежит тщательной предварительной проверке. При этом конструктор, внедряя свою новую разработку, должен иметь достаточно мотивированное обоснование по всем основным параметрам и, особенно, по степени пассивной безопасности системы.

Правда, у нас сегодня по-прежнему единственным критерием истины остается летный эксперимент, в большинстве случаев далеко не безопасное мероприятие.

На сегодня, как мне представляется, уже сформировался близкий к оптимальному (по основным критериям, для существующих на сегодня материалов и технологий) вариант конструкции СС. 

Это трехъярусная (во фронтальной проекции) СС, четыре шеренги (вдоль размаха крыла) крепления строп к крылу, причем точки крепления третьей и четвертой шеренг объединяются в верхнем, первом ярусе и сводятся в несколько строп нижнего яруса, что дает только один задний свободный конец для СС вместо двух. Диаметр строп уменьшается от нижнего – к верхнему ярусу. Суммарная длина СС с учетом строп управления, крепящихся к задней кромке крыла, составляет порядка 330-380м. 

Литература

1. Б.Н. Юрьев. Экспериментальная аэродинамика. НКАП СССР, Государственное издательство оборонной промышленности, М.; 1939, 300с. 

2. Иванов П.И. Проектирование, изготовление и испытания парапланов (монография, ISBN 966-95903-0-2),- вып.4, Феодосия, 2007.– 280 с.