Книга
← К списку книгЗагрузка разделов…
активнаАктивные записи участвуют в каталоге и синках. Неактивная книга скрыта, но не удалена из базы.
Книга
ПРЕДИСЛОВИЕ
В настоящее время парашюты и парашютные системы широко применяются для различных целей: для спасения летчиков при аварии самолета, спуска на землю людей, подопытных животных и исследовательской аппаратуры с самолетов, ракет и космических кораблей, для торможения самолета при посадке на взлетно-посадочную полосу ограниченного размера, десантирования различных грузов с самолетов и пр. Использование парашютов в столь широких целях, естественно, обусловило необходимость освещения в литературе методов расчета, конструирования и применения парашютов.
В гл. I — X книги изложены основы теории и расчета парашютов. Материалы эти являются переработкой и дополнением лекций, прочитанных автором в 1949—1954 гг. на кафедре «Воздухоплавание» Военно-воздушной инженерной академии им. проф. Н. Е. Жу- 4ковского.
В гл. XI рассмотрены парашютные системы для десантирования различных грузов; показаны пути создания парашютных систем малого веса; даны описание и анализ схем парашютных систем, принципиально отличающихся одна от другой; рассмотрены много- купольные парашютные системы, энергоемкие амортизаторы и реактивные тормозители для поглощения кинетической энергии груза при приземлении.
Гл. XII посвящена описанию спасательных парашютов. В этой главе приведен анализ некоторых недостатков спасательных парашютов и указаны пути их устранения. Здесь указаны также некоторые способы устранения причин, ограничивающих возможность применения спасательных парашютов в широком диапазоне высот и скоростей, указаны пути повышения надежности спасения и приведены соображения об использовании парашюта для спуска человека на Землю при полетах в ракете.
В гл. XIII внимание уделено вопросам применения и конструирования запасных парашютов. Кроме того, приведены также хсведения об особенностях летных испытаний опытных образцов запасных парашютов.
Тормозные посадочные парашюты, их расчет и конструктивные особенности описаны в гл. XIV.
Людские десантные парашюты рассмотрены в гл. XV. Здесь описаны особенности применения таких парашютов, размещение и крепление снаряжения на десантнике, особенности снижения десантников в воздухе, а также недостатки современных людских десантных парашютов и возможные пути их устранения.
В гл. XVI приведены данные о парашютных системах осветительных авиабомб.
Парашюты артиллерийских, осветительных и других снарядов рассмотрены в гл. XVII. Здесь показаны схемы действия парашютов и приведены положения по их экспериментальным испытаниям.
В гл. XVIII описаны стабилизирующие парашюты различного авиационного вооружения, парашюты для катапультных кресел, для топливного шланга самолета-заправщика и их конструктивные особенности. Здесь же показаны парашюты термоядерных авиабомб и тормозные парашюты для аварийного снижения самолета с большой высоты при разгерметизации. В гл. XIX приведены сведения о назначении и схеме действия автоотцепки.
Настоящая книга охватывает только небольшую часть вопросов, встречающихся в практике применения и конструирования парашютов и парашютных систем, тем не менее автор выражает надежду, что книга будет полезна для специалистов, пользующихся парашютами и парашютными системами, а также конструкторов парашютов и тех изделий, для которых проектируется парашютная техника.
Автор выражает благодарность канд. техн, наук В. С. Еремину, Л. Г. Введенскому и инж. И. Н. Кучурской за ценные предложения, высказанные ими при просмотре рукописи книги.
Н. Лобанов
ВВЕДЕНИЕ
Парашют как спасательное средство стал применяться еще на заре развития воздухоплавания. Действительно, в аварийных случаях при необходимости безопасного спуска экипажа из аэростата на Землю нельзя представить себе более рационального средства спасения, чем парашют.
В дальнейшем парашют получил широкое применение в качестве индивидуального спасательного средства также и на летательных аппаратах тяжелее воздуха и, наконец, — на более позднем этапе — для спуска на Землю различных грузов. Такое широкое применение парашюта объясняется его особым свойством — занимать в сложенном виде относительно небольшой объем, а при , приведении в действие — разворачиваться за несколько секунд в купол значительной площади, способной тормозить и приземлять грузы с малой скоростью. Так, например, современный спасатель- , ный парашют для человека может укладываться в 20-литровую по объему компактную упаковку, а введенный в действие — образовать купол площадью до 60 м3. Такая площадь купола парашюта обеспечивает скорость снижения, безопасную для приземления человека.
Кроме парашюта падающие тела можно тормозить, например, при помощи реактивных двигателей, но это менее удобно в эксплуатации.
В простоте конструкции, ее легкости и компактности заключается еще одна замечательная, экономически и технически целесообразная особенность парашюта, вес которого обычно менее 15% веса груза.
В России и на западе на первом этапе развития авиации использовались парашюты, применявшиеся на воздушных шарах. Такие парашюты помещались обычно под фюзеляжем самолета. Подвесная система летчика соединялась со стропами купола парашюта соединительными звеньями. При аварии летчик покидал самолет и тяжестью своего тела принудительно вытягивал стропы и купол парашюта из упаковки. Конечно, такая конструкция не Удовлетворяла требованиям, предъявляемым к спасательному парашюту, так как если самолет загорался или летчик выпрыгивал не в безопасную сторону, то его гибель была неизбежнЬй.
Русскому изобретателю Г. Е. Котельникову принадлежит честь создания ранцевого авиационного спасательного парашюта свободного действия. Парашют Котельникова в отличие от существовавших вводился в действие не принудительно, а самим летчиком через любое время после отделения от самолета.
Развитие парашютного спорта в Советском Союзе началось в 1930 г. после проведения первого учебного сбора армейских парашютистов в г. Воронеже. На сборе была завершена подготовка небольшой группы инструкторов-парашютистов и совершено около 100 прыжков с парашютом. Деятельность этой первой группы инструкторов была направлена на развитие парашютизма в Советском Союзе. Первые парашютисты должны были личным Примером доказать надежность раскрывания парашюта отечественного изготовления.
Начиная с 1932 г. высокие качества парашюта свободного действия широко используются советскими парашютистами при освоении прыжков с задержкой раскрывания парашюта. 20 сентября 1932 г. парашютист Сергей Афанасьев падал, не раскрывая парашюта, на протяжении 1600 м..
Последовательная и систематическая работа советских парашютистов по освоению и исследованию прыжков с задержкой раскрывания парашюта представляла не только спортивный интерес, но и имела огромное практическое значение. Расширились возможности спасения летчика при большой скорости полета или на большой высоте. В первом случае при задержке раскрывания парашюта на 5—10 сек скорость падения летчика уменьшается из-за сопротивления воздуха. Следовательно, через 5—10 сек после эвакуации летчика с самолета парашют вводится в действие на скорости, значительно меньшей скорости самолета. Это, в свою очередь, значительно снижает нагрузки, действующие как на летчика, так и на парашют в процессе наполнения купола. Во втором случае при прыжке с большой высоты, падая с большой скоростью и не раскрывая парашюта, летчик быстро проходит зону с малым содержанием кислорода и раскрывает парашют на высоте, где применение кислородного прибора уже не является обязательным.
В 1934 г. впервые был создан и испытан с грузом в 2500 кг парашют конструкции М. А. Савицкого, предназначенный для гондолы стратостата СССР-1 (см. фиг. 11.51 и 11.45). Успешное развитие авиации в СССР позволило к тому времени впервые в мире сбросить на парашюте груз весом 2,5 т с самолета конструкции А. Н. Туполева.
С каждым годом развивается авиация — повышается скорость и увеличивается высота полета, в связи с чем к конструкциям и материалам парашютов предъявляются все более высокие требования. Разработка новых конструкций спасательного парашюта ведется уже в содружестве с создателями парашютных материалов и работниками институтов экспериментальной и авиационной 6
| медицины, изучающими влияние динамики раскрывающегося па- ’ рашюта на организм животных и человека при разных скорости и высоте полета. В результате этого содружества в 1938 г. был создан надежный спасательный парашют ПЛ-3.
Создание полуавтоматических приборов для дистанционного ;управления раскрыванием парашютазначительно повысило на-
[дежность спасения летчика в новых условиях. Эта задача была
[успешно разрешена конструкторамибратьями Дорониными и
[Леонидом Саввичевым.
В годы Великой Отечественной войны прежнее представление । о парашюте как только о спасательном или спортивном средстве i значительно расширилось. На парашютах спасался летный состав, :на парашютах производилась выброска с самолетов десантных
' войск, боеприпасов, различного вооружения, литания, горючего 1 для танков и автомашин, предметов снаряжения и транспортных средств. Парашюты являлись обязательной принадлежностью осветительных авиационных бомб и артиллерийских снарядов, морских торпед и донных мин, сбрасываемых с самолета.
В послевоенные годы новым этапом в развитии парашютной техники явились работы конструкторов Ф. Д. Ткачева, А. И. Привалова, И. А. Петрова, М. П. Дрязгова, О. И. Волкова, Б. С. Ску- ланова, А. М. Клеймана и ученых проф. X. А. Рахматулина, В. С. Еремина, Л. А. Елистратова, Б. С. Россомахина и др.
Были созданы специальные парашютные системы, обеспечивающие посадку беспилотных летающих лабораторий по исследованию полета на больших скоростях. Парашют нашел применение и как » тормоз для сокращения длины пробега самолета при посадке. За рубежом парашют применяется и для стабилизации в полетр шланга самолета-заправщика, чтобы облегчить сочленение его с приемником самолета, заправляемого горючим в воздухе.
Скорость полета самолетов настолько увеличилась, что при эвакуации с самолета экипажу приходится преодолевать значительные трудности. Поэтому вопросы, связанные со спасением экипажа самолета, стали решаться не только конструкторами парашютов, но и конструкторами самолетов, которые разрабаты- ; вали новые средства покидания самолета.
1В 1949—1958 гг. парашют широко использовался при ракетных
Jисследованиях верхних слоев атмосферы для надежного спуска
iчастей ракет с научной аппаратурой на Землю. Проводились ис-
! следования выживания высокоорганизованных животных (собак) I при раскрывании парашюта на высоте 80—90 км. Исследовались I явления, связанные с раскрыванием парашюта на больших высотах и при сверхзвуковых скоростях.
21 августа 1960 г. весь мир узнал об успешном запуске и воз- вращении на Землю советского космического корабля-спутника с подопытными животными. Корабль и отделившаяся от_ него капсула с животными благополучно приземлились на парашютных системах.
Успешное приземление на парашюте космического корабля явилось победой советских ученых и специалистов, а также убедительным доказательством возможности полета человека в космическое пространство.
По подготовке такого полета в Советском Союзе в течение многих лет проводились научно-исследовательские и опытноконструкторские работы. 12 апреля 1961 г. впервые в истории человечества гражданин Советского Союза Юрий Алексеевич Гагарин совершил полет в космическое пространство и благополучно приземлился на парашюте.
В настоящее время парашют широко применяется за рубежом при экспериментальной отработке ракетных ускорителей и аппаратуры, а также для многократного использования учебных управляемых снарядов. При этом снаряд после прекращения работы двигателя разделяется на две части — отсек с электронным оборудованием и отсек с двигателем. В течение некоторого времени обе части падают свободно, чтобы возможно дальше отойти друг от друга: Затем на сравнительно небольшой высоте автоматически открываются парашюты, на которых отсеки снаряда спускаются на Землю.
В настоящее время с парашютом можно спускать грузы весом и менее 1 кг и в несколько тонн; при этом парашюты можно вводить в действие на скоростях от 5 до 1000 м!сек. Такой широкий диапазон веса грузов и скоростей вызывает необходимость разрабатывать различные по конструкции и способу введения в действие парашюты и парашютные системы. При этом должна быть обеспечена необходимая прочность парашютов, воспринимающих при раскрывании значительные нагрузки и подвергающихся в отдельных случаях воздействию высоких температур торможения.
Разностороннее развитие парашютной техники, в Советском Союзе есть результат многолетней работы советских ученых, конструкторов и испытателей, использующих в своей деятельности широкие возможности, предоставляемые им советским государством.
Глава I
ПРИНЦИПЫ ДЕЙСТВИЯ ПАРАШЮТА
АТМОСФЕРА ЗЕМЛИ
Общие сведения
Изучение свойств земной атмосферы и происходящих в атмосфере явлений составляет предмет науки, именуемой метеорологией.
Свойства земной атмосферы представляют значительный интерес. От свойств атмосферы зависит сопротивление, испытываемое телами, падающими в воздухе. Жизненные условия экипажа, покинувшего летательный аппарат и свободно падающего или спускающегося на парашюте, также определяются свойствами атмосферы. Успех исследований возможности спуска человека с парашютом при полетах на больших высотах, например, в ракете, зависит в частности от степени нашего знания свойств земной атмосферы.
Явления, происходящие в атмосфере, привлекали внимание человека с самых давних времен. Сведения о метеорологических явлениях, наблюдавшихся на территории России, приведены в древних летописях и письмах отважных русских путешественников.
Первые систематические наблюдения в России были начаты в Петербурге в 1722 г. В развитии метеорологии особенно велика роль М. В. Ломоносова. Среди обширного круга вопросов, которыми занимался этот великий русский ученый, метеорология занимала немалое место. Ломоносов первым указал на необходимость организации регулярно действующей сети метеорологических станций, на необходимость изучения высоких слоев "атмосферы. Он много работал над созданием метеорологических приборов.
В метеорологии как одной из отраслей геофизических наук ^применяются физические по своей основе методы исследования. Важнейшие из них: 1) метод наблюдения, 2) метод эксперимента и 3) метод теоретического анализа изучаемых явлений на основе законов физики и механики.
Экспериментальные исследования атмосферы вблизи поверхности Земли производятся при помощи аэростатов, стратостатов, самолетов, шаров-радиозондов и различных метеорологических ракет. Температура, давление и влажность -воздуха определяются непосредственными измерениями.
Для исследования свойств высокорасположенных слоев атмосферы до недавнего времени пользовались только косвенными методами; например, проводили наблюдения за падением метеоров. Установлено, что свечение метеоров в результате аэродинамического нагрева имеет место на высотах 130—80 км, где они становятся видимыми. Наблюдениями за свечением ночного неба, проведенными в 1946 г. академиком В. Г. Фесенковым, установлено, что излучающий слой атмосферы находится на высоте 270 км.
Большие возможности для изучения верхних слоев атмосферы, связаны с исследованием полярных сияний, представляющих собой свечение разреженных газов под действием корпускулярного излучения солнца. Исследованиями установлено, что нижний край полярных сияний лежит на высоте 100—ПО км, верхний — на высоте 300—350 км, а иногда на высоте 1000—1200 км.
Таким образом,, по современным данным атмосфера Земли простирается до высоты 1000—1200 км. 50% всей массы атмосферного воздуха сосредоточено в пределах первых 5,5 км высоты. В пределах 10 км высоты находится около 75% всей массы атмосферного воздуха, в пределах 20 км — 94%. Плотность воздуха очень быстро убывает с высотой.
Земли сферыЗемли сферыС 4 октября 1957 г. в связи с успешным запуском в СССР первого в мире искусственного спутника Земли и последующими успешными запусками в СССР и США искусственных спутников возможности прямых исследований верхних слоев атмо-
Земли сферы
Земли сферы
Земли значительно увеличились.
Тропосфера, стратосфера и ионосфера
На основании аэрологических наблюдений атмосфера Земли разделяется на тропосферу, стратосферу и ионосферу.
Тропосфера есть нижняя часть атмосферы, простирающаяся в умеренных широтах до высоты 10—12 км, а в тропиках — до 16—17 км. В тропосфере сосредоточено около 75% массы атмосферного воздуха, поэтому там воздух наиболее плотный. Характерной особенностью тропосферы является понижение температуры воздуха с высотой.
Заметное нагревание воздуха происходит от тепла, излучаемого нагретой солнечными лучами земной поверхностью. Естественно, что слои воздуха, расположенные ближе к земной поверхности, нагреваются сильнее, а более удаленные—слабее. В результате легкие теплые массы воздуха поднимаются вверх и, расширяясь, охлаждаются; тяжелые холодные массы воздуха опускаются вниз и, сжимаясь, нагреваются. Так возникают вос- 10
ходящие и нисходящие потоки воздуха, которые вызывают перемешивание воздуха по вертикали и понижение температуры с высотой. Таким образом, второй характерной особенностью тропосферы является резко проявляющееся перемешивание воздуха по вертикали.
Высота, после которой температура перестает понижаться, принимается за границу тропосферы.
Стратосфера в умеренных широтах начинается в-среднем с высоты 12 км и распространяется до 80 км. По распределению температур и неоднородности других физических характеристик стратосферу разделяют на три слоя:
нижний изотермический, который простирается до высоты 30—35 км. Постоянство температуры в этом слое объясняется лучистым равновесием: лучистый приток тепла равен оттоку;
на нана насредний, или теплый, слой протяженностью от 35 до 55 км. Этот слой характеризуется повышением температуры от интенсивного поглощения озоном ультрафиолетовой радиации солнца. (Начиная с высоты 5—10 км концентрация озона в атмосфере заметно увеличивается и достигает максимального значения высоте 20—25 км. Выше концентрация озона уменьшается и высоте 56—60 км сходит на нет) ;
на на
на на
ДОДОверхний, или холодный, слой протяженностью - от 55 80 км. В этом слое с увеличением высоты температура воздуха быстро понижается.
ДО
ДО
Ионосфера простирается на высоте более 80 км непосредственно над стратосферой. Характерной особенностью этой сферы является значительная ионизация и электропроводность. Ионо сфера простирается до высоты порядка 2000—3000 км [11]. Далее лежит сфера рассеяния.
Изменение температуры атмосферы по высоте
В тропосфере — от поверхности Земли и до высоты И км (в умеренных широтах)—температура воздуха понижается на 6,5° С на каждый километр.
В стратосфере на высоте от И до 32 км температура колеблется от —25 и до —85° С, причем средней температурой для этой высоты можно считать —56,5° С (стандартная атмосфера). Затем температура повышается и на высоте 50—65 км колеблется в пределах от + 25 до +150° С. Средней температурой для этой высоты можно считать +75° С. Далее, вплоть до высоты 80 км температура понижается до —105° С. Новое, уже регулярное повышение температуры, начинается примерно с высоты 85 км [1].
/Воздушные течения в атмосфере
В отношении направления воздушных течений в умеренных Широтах выделяют три слоя: *
нижний слой до высоты 20—30 м — преимущественно западные течения;
средняя и верхняя стратосферы—восточные течения;
ионосфера — западные течения.
Скорость этих течений также непостоянна, изменяется с высотой неравномерно и колеблется в пределах 5—50 м/сек (на высоте до 100—120 км). В верхней стратосфере по данным наблюдений за метеорами эта скорость иногда достигала 100—200 м/сек, а в отдельных случаях — 300 м/сек [1].
Исследованиями воздушных течений на разных высотах, организованными институтом прикладной геофизики АН СССР в 1951—1958 гг., установлены новые данные о ветрах на разных высотах атмосферы (2].
Скорость звука в воздухе
Малые возмущения плотности и давления воздуха, распространяющиеся в воздухе, называются звуковыми волнами. Скорость распространения звуковых волн в пространстве, называется скоростью звука и обозначается а. По Лапласу скорость звука а = l^/-& —. Эта формула дает значения скорости звука, хорошо совпадающие с измеренными [3].
Зависимость скорости звука от температурывоздуха
Из уравнения состояния газа — = gRT можно записать, что Р j\
k—= kgRT или а2 = kgRT. Отсюда
Р
а = VkgRT .
Положив для воздуха к =1,4; £=9,81 и R = 29,27, получим приближенное значение скорости звука
а ж 20 VT.
На больших высотах (100 км и более), где давление мало, значение Np/p, определяющее скорость звука, становится очень болг шим, поэтому формула для скорости звука неприменима.
Стандартная атмосфера (СА)
Состояние атмосферы очень изменчиво, так как на нем даже при неизменной высоте, например, у земли, отражаются широта местности, времена года, время суток и др. Значительные колебания происходят в температуре, давлении и плотности воздуха.
Отсутствие постоянства в состоянии атмосферы создает серьезные трудности при расчетах параметров парашютов и парашют- 12
ных систем. Для устранения этих трудностей пользуются фиктивной атмосферой, принимаемой за стандартную. Ниже приведены некоторые величины СА, которые обычно используются в расчетах парашютных систем:
Высота м
IТемпература
Th °К
ч
°C
Плотность кгс-секЦм*
д = 2А_
Ро
Скорость звука а м/сек
0 20 40 60 80 100 200 300 400 500 600 700 800 900
1 000 1 200 1400 1 600
1 800 2 000 2 500
* 3 000
3 500
4 000
4 500
5 000 5 500 6 000
6 500 7 000 7 500 8 000
8 500 9 000
9 500 Юооо 12 000 14 000 16 000 18 000 20 000 22 500 25 000 27 500
30 000 |
288,00 287,87 287,74 287,61 287,48 287,35 286,70 286,05 285,40 284,75 284,10 283,45 282,80 282,15 281,50 280,20 278,90 277,60 276,30 275.00 271,75 268,50 265,25 262,00 258,75 255,50 252,25 249,00 245,75 242,50 239,25 236,00 232,75 229,50 226,25 223,00 216,50 216,50 216,50 216,50 216,50 216,50 216,50 216,50 216,50
15,00 14,87 14,74 14,61 14,48 14,35 13,70 13,05 12,40 11,75 11,10 10,45
9,80 9,15 8,50 7,20 5,90 4,60 3,30 2,00
— 1,25 — 4,50 — 7,75 —11,00 —14,25 —17,50 —20,75 —24,00 —27,25 —30,50 —33,75 —37,00 —40,25 —43,50 —46,75 —50,00 —56,50 —56,5 —56,5 —56,5 —56,5 —56,5 —56,5 —56,5 —56,5
0,12497 0,12473 0,12449 0,12425 0,12401 0,12377 0,12258 0,12140 0,12024 0,11907 0,11792 0,11678 0,11564 0,11452 0,11340 0,11119 0,10901 0,10686 0,10475 0,10267 0,09760 0,09273 0,08805 0,08355 0,07923 0,07508 0,071097 0,06728 0,06362 0,06012 0,05676 0,05355 0,050485 0,047553
0,04475 0,042081 0,031688 0,023112 0,016858 0,012296 0,008968 0,006045 0,004075 0,002746 0,0018513
1,00000 0,99808 0,99616 0,99425 0,99234 0,99043 0,98093 0,97150 0,96214 0,95285 0,94363 0,93448 0,92540 0,91638 0,90743 0,88973 0,87230 0,85513 0,83822 €,82156 0,78103 0,74205 0,70458 0,66857 0,63398 0,60078 0,56893 0,53839 0,50911 0,48107 0,45423 0,42855 0,40399 0,38053 0,35812 0,33674 0,25357 0,18495 0,1349 0,09839 0,071765 0,048374 0,032606 0,021978 0,014814
| 1,00000 1,00095 1,0019 1,0029 1,0039 1,0049 1,0097 1,0145 1,0195 1,0245 1,0295 1,0344 1,0396 1,0447 1,0498- 1,0602 1,0707 1,0815 1,0923 1,1032 1,1316 1,1609 1,1916 1,2230 1,2685 1,2902 1,3256 1,3629 1,401 1,4419 1,4837 1,5277 1,573 1,6212 1,671 1,7234 1,9861 2,3256 2,7231 3,1886 3,7336 4,551 5,538 6,745 8,21
340,2 340,1
340,1 340,0 339,9 339,8 339,5
339,1 338,7 338,3 337,9 337,5
337,1
336,8 336,4
335,6 334,8 334,0 333,2 332,5
330,5
328,5
326,5
324,5 322,5 320,5
318,4
316,3 314,3 312,2 310,1 308,0
305,9 303,7
301,6
299,4 295,0 295,0 295,0 295,0
295,0 295,0 295,0
295,0 295,0
Для вычисления траектории парашютных систем, движущихся на больших высотах, рекомендуется пользоваться таблицей стандартной атмосферы 1964 г. [4].
Число М
Отношение скорости полета (или потока) к скорости звука называется числом М
а
VVм =м =VV2йУт 20)^273+ f2йУт 20)^273+ fЧисло М зависит не только от скорости полета, но и от температуры воздуха, поскольку от температуры зависит скорость звука:
V
V
м =
м =
V
V
2йУт 20)^273+ f
2йУт 20)^273+ f
В условиях СА на высоте до 11 к*В условиях СА на высоте до 11 к*Число М характеризует влияние сжимаемости воздуха, так как величина скорости звука позволяет судить о том, как велико изменение плотности воздуха Ар.
В условиях СА на высоте до 11 к*
В условиях СА на высоте до 11 к*
поэтому в условиях СА до h = 11 000 м
М = —,।
А
340 — —
250
а для h > 11 000 м и до h « 30 км
295
Для определения числа М в условиях, отличающихся от стандартной атмосферы, необходимо знать не только истинную скорость полета, но и температуру воздуха.
СОПРОТИВЛЕНИЕ ВОЗДУХА ДВИЖУЩИМСЯ ТЕЛАМЛобовое сопротивление воздуха
(1.1)(1.1)Любое тело при падении испытывает сопротивление воздуха. Согласно экспериментальным данным сила лобового сопротивления воздуха зависит от плотности воздуха, скорости, размеров и формы тела и вычисляется по известной формуле
(1.1)
(1.1)
Q = ^crf.
где р — массовая плотность воздуха на высоте падения тела в кгс • сек^/м4;
V — скорость падения тела в м/сек-,
fr — площадь миделя тела (груза) в м?;
сГ —коэффициент лобового сопротивления тела (груза), отнесенный к площади fr.
Величина коэффициента лобового сопротивления ст зависит не от абсолютных значений скорости падения, вязкости, плотности и температуры воздуха, формы и размеров тела, а от некоторых безразмерных величин, связывающих перечисленные (и некоторые другие) параметры, называемые критериями подобия. Наиболее важными из них для аэродинамики являются число Рейнольдса Re, учитывающее влияние вязких свойств воздуха,
Re =—
(здесь ц— вязкость воздуха, /—характерный размер тела), и число М, учитывающее влияние сжимаемости воздуха.
Зависимостью сг от чисел Re и М конструкторы парашютов и парашютных систем обычно задаются или определяют ее экспериментальным пу;гем.
На свойстве воздуха оказывать сопротивление движущимся телам и основан принцип действия парашюта. Главной частью парашюта, испытывающей сопротивление воздуха, является купол.
Прежде чем рассмотреть действие купола парашюта, познакомимся с явлениями, связанными с падением изолированных тел в воздухе, а затем попытаемся распространить выводы на движение в воздухе системы тело — купол парашюта.
Критическая (предельная) скорость падения тела в воздухе
На фиг. 1.1 показаны внешние силы, действующие на тело, вертикально падающее в воздухе. Этими силами являются:
G — вес тела (в кг^ и Q — лобовое сопротивление воздуха (в кГ).
Из механики известно, что сумма проекций на вертикаль внешних сил G, Q и сил инерции mj равна нулю, т. е.
6 — Q— т/’= О, откуда
mj = G — Q.(1.2)
Из равенства (1.2) следует, что:
т/> 0, если сила сопротивления меньше веса тела. Ускорение положительное. При падении скорость тела увеличивается.
mj < 0, если сила сопротивления больше веса тела. Ускорение отрицательное. При падении скорость тела уменьшается.
mj = 0, если сила сопротивления равна весу тела. Ускорений равно нулю. Тело падает с. постоянной скоростью.
Приведенные три случая иллюстрируются фиг. 1.2.
^2^2с a g mJ>o *т]<0mJ=0с a g mJ>o *т]<0mJ=0Фиг. 1.2. Схема изменения силы сопротивления по мере падения тела в воздухе.Фиг. 1.2. Схема изменения силы сопротивления по мере падения тела в воздухе.Определим, как изменяется вертикальная скорость тела при падении в воздухе. Пусть в начальный момент времени скорость падения тела равна нулю. Примером может служить падение теля из кабины привязного аэростата, падение ракеты или ее частей из верхней точки траектории при вертикальном взлете ракеты и пр. Если в начальный момент времени скорость тела равна нулю, то и сила сопротивления воздуха также равна нулю. Тело падает под действием своего веса G и скорость его падения увеличивается.
^2
^2
с a g mJ>o *т]<0mJ=0
с a g mJ>o *т]<0mJ=0
Фиг. 1.2. Схема изменения силы сопротивления по мере падения тела в воздухе.
Фиг. 1.2. Схема изменения силы сопротивления по мере падения тела в воздухе.
Тс
Фиг. 1.1. Схема сил, действующих на тело, вертикально падающее в воздухе.
Но с увеличением скорости падения тела увеличивается сопротивление воздуха Q и возрастание скорости замедляется. Скорость падения будет увеличиваться до тех пор, пока сила сопротивления воздуха не станет равной весу тела. С этого момента ускорение равно нулю и тело будет падать с установившейся, постоянной для данной высоты, скоростью, которая называется критической, скоростью тела и обычно обозначается ЕКр- В этом случае mj = О, G = Q, V = ЕКр и, следовательно,
откуда критическая скорость тела на высоте при плотности воздуха р равна
V = 1Z —.(1-3)
кр V PCrfr
На уровне земли в условиях стандартной атмосферы (р0 = -у- кгс. сек?(я4) критическая скорость тела
■ 0-4)
г СГ/Г
Отношение веса тела к площади его миделя называется поперечной нагрузкой (G/fT). Из формулы (1.4) следует, что квадрат критической скорости прямо пропорционален поперечной нагрузке. На фиг. 1.3 показано изменение ИКр0 в зависимости от поперечной нагрузки. Из формулы (1.4) также следует, что, увеличивая площадь сопротивления тела (или его характеристику с^т), можно обеспечить телу весом G любую скорость приземления. Из фиг. 1.3 следует, что при G/c^ = 4900 кГ/м2 скорость Укр. = 280 м/сек, а при G/crfr=i4 кПм2, скорость УКр,= 8 м/сек. Чем меньше поперечная нагрузка, тем меньше скорость падения.
Фиг. 1.3. Зависимость критической скорости тела от поперечной нагрузки.
Пример. Головка аэрологической ракеты падает вертикально с большой высоты. Определим критическую скорость головки у земли ГкРо, если вес головки G = 1600 кг, а ст/г = 1 м2.
Решение
160 м(сек.160 м(сек.
160 м(сек.
160 м(сек.
Очевидно, что критическую скорость у земли, равную 160 м/сек, будут иметь головки ракет разного веса, у которых G/crfr = 1600 кГ/м2. Например: G = 16 кг, сг/т = 0,01 м2; G= 160 кг, сг/г= 0,1 м2 и т. д.
Изменение критической скорости телапо высоте
Из формулы (1.3) следует, что с увеличением высоты в связи с уменьшением плотности воздуха р критическая скорость тела Увеличивается.
2 н. А. ЛобановI17
У землиУ землиG = ^p. I2 г»'гG = ^p. I2 г»'гНа высоте
У земли
У земли
G = ^p. I
2 г»'г
G = ^p. I
2 г»'г
Отсюда
ИЛИИЛИ|72— у2 ^крй кр- РА ^ ’|72— у2 ^крй кр- РА ^ ’В тех случаях, когда сГо= crh, скорость
ИЛИ
ИЛИ
|72— у2 ^
крй кр- РА ^ ’
|72— у2 ^
крй кр- РА ^ ’
VkP/z = VKp0 р^ — •
(1.5)(1-6)(1.5)(1-6)Изменение критической скорости и скорости тела, падающего с разной высоты, показано на фиг. 1.4. Как видно, тело падает с некоторой высоты с нулевой начальной скоростью, затем скорость
(1.5)
(1-6)
(1.5)
(1-6)
О SO 80 120 160 200 2S0 280 Vм/секО SO 80 120 160 200 2S0 280 Vм/секФиг. 1.4. Изменение скорости тела, падающего с разной высоты с нулевой начальной скоростью.1 — падение с высоты 25 000 я; 2 — падение с высоты 13 000 я.Фиг. 1.4. Изменение скорости тела, падающего с разной высоты с нулевой начальной скоростью.1 — падение с высоты 25 000 я; 2 — падение с высоты 13 000 я.падения увеличивается, а достигнув максимума начинает убывать, стремясь к критической. Из графика видно также, что на большой высоте скорость падения может быть больше критической. При этом сопротивление тела Q больше веса G. (Отношение G)Q называется перегрузкой торможения). То обстоятельство, что скорость падения на данной высоте выше критической, объясняется тем, что, падая с большой высоты, тело успевает накопить
О SO 80 120 160 200 2S0 280 Vм/сек
О SO 80 120 160 200 2S0 280 Vм/сек
Фиг. 1.4. Изменение скорости тела, падающего с разной высоты с нулевой начальной скоростью.
1 — падение с высоты 25 000 я; 2 — падение с высоты 13 000 я.
Фиг. 1.4. Изменение скорости тела, падающего с разной высоты с нулевой начальной скоростью.
1 — падение с высоты 25 000 я; 2 — падение с высоты 13 000 я.
кинетическую энергию mV2/2 такой величины, что для ее поглощения, т. е. достижения условия V = Укр, требуется путь торможения, больший действительного. При этом тело по инерции пролетает высоту (на которой V = Укр) с избыточной скоростью,
большей Укр. С переходом тела при падении в более плотные слои атмосферы его кинетическая энергия все более поглощается (Q>G) и, наконец, наступает момент равновесия, при котором Q = G и У = VKP. При дальнейшем падении критическая скорость уменьшается из-за увеличения плотности воздуха с уменьшением высоты. Чем больше высота падения, тем больше избыточная скорость, перегрузка и путь торможения.
Падение тела с начальной скоростью больше нуля
Пусть тело катапультировано из отвесно пикирующего летательного аппарата (самолета, ракеты и др.). В момент отделения от летательного аппарата скорость тела равна скорости аппарата и
Фиг. 1.6. Изменение скорости V и ее составляющих Их и У,, по времени. Тело выброшено из горизонтально летящего самолета на высоте 100 м при скорости 400 км/час.Фиг. 1.6. Изменение скорости V и ее составляющих Их и У,, по времени. Тело выброшено из горизонтально летящего самолета на высоте 100 м при скорости 400 км/час.Фиг. 1.5. Изменение скорости тела, катапультированного из отвесно пикирующего самолета, по высоте.
Фиг. 1.6. Изменение скорости V и ее составляющих Их и У,, по времени. Тело выброшено из горизонтально летящего самолета на высоте 100 м при скорости 400 км/час.
Фиг. 1.6. Изменение скорости V и ее составляющих Их и У,, по времени. Тело выброшено из горизонтально летящего самолета на высоте 100 м при скорости 400 км/час.
V <Г V *2 V > ^нач^ кр* 'нач^
> Vnp •
может быть значительно больше критической. В этом случае сила сопротивления будет больше веса тела и, следовательно, падение будет замедленным. Скорость тела будет уменьшаться до тех пор, пока не наступит такой момент, когда сила сопротивления станет численно равной весу тела.
Если скорость самолета в момент катапультирования тела меньше критической скорости тела, то по мере падения скорость тела будет увеличиваться и, достигнув максимального значения, начнет убывать, стремясь к критической.. Изменение скорости тела, катапультированного на высоте 2000 м из отвесно пикирующего самолета при Унач > Укр и Унач < Укр показано на фиг. 1.5. Изменение скорости тела, сброшенного из горизонтально летящего самолета, 2* • 19
по времени, приведено на фиг. 1.6. В начальный момент времени составляющие скорости тела Vy = О, Vx = V. В последующее время скорость тела Vy увеличивается вследствие земного притяжения, а скорость Vx уменьшается из-за сопротивления воздуха. Начиная с 5-й секунды, скорость V, достигнув минимального значения, будет стремиться к УКр-
Снижение системы груз—парашют в воздухе
Рассмотрим вертикальное снижение (фиг. 1.7) системы груз— парашют. Будем считать, что купол парашюта достаточно удален от груза и полностью наполнен.
5Г5ГВес системы и силу ее лобового сопротивления можно представить следующими суммами:
5Г
5Г
^сист = ^г "Г ^т
Qchct = Qr + Qn-
Для вертикально снижающейся системы груз — парашют можно записать, что
ttlj = GcgCT Qchct- \0 • ^)
Рассматривая равенство (1.7), можно сделать те же выводы, что и для равенства (1.2).
Следовательно, снижение груза с куполом парашюта, наполненным воздухом, есть частный случай падения произвольного тела в воздухе.
Фиг. 1.7. Схемасил при верти-кальном сниже-нии системыгруз — пара-шют.Фиг. 1.7. Схемасил при верти-кальном сниже-нии системыгруз — пара-шют.Когда
Фиг. 1.7. Схемасил при верти-кальном сниже-нии системыгруз — пара-шют.
Фиг. 1.7. Схемасил при верти-кальном сниже-нии системыгруз — пара-шют.
Qchct = ^сист>
ТО
рР2 '
Примем для системы груз—парашют Укр = Ксн. Тогда
рУ2
МСИСТ 2Г ~ bnJ П/'
Отсюда установившаяся скорость системы на высоте с плотностью воздуха р будет равна
V = I / (1.8)
сн V P^rfr + c„Fa '
Вблизи земли, в предположении, что в условиях стандартной атмосферы р0 = — кгс • сек^м4, установившаяся скорость верти- 20
кального приземления системы
у / 2 • 8 • +нст 4 1 / 6систz | д\
У (crfr + С^п) У (Cpfr + СПРп)
Как и для изолированного тела, скорость приземления системы зависит от поперечной нагрузки. Изменяя площадь купола парашюта Гп, мы изменяем поперечную нагрузку, а следовательно, и скорость приземления. Поэтому мы можем заранее обеспечить заданную скорость приземления системы, выбрав нужную площадь купола парашюта. Из (1.9) следует, что
с V2 с
'пр
Формула (1.10) показывает зависимость площади купола парашюта Рп от веса системы, скорости приземления и коэффициента сопротивления купола парашюта сп.
Пример. Определить площадь купола парашюта Р^, обеспечивающую скорость приземления головки аэрологической ракеты УПр = 7 мкек, если вес головки Gr = 1600 кг, вес парашюта Gn = 120 кг, crfr = 1 м2 и сп = 0,8.
Решение.
р = ^'LL20 _ _L = 702 — 1,25 ^ 700 jm2.
0,8-490,8
Ив этого примера следует, что сопротивление груза большого * веса мало и поэтому площадь купола парашюта, вычисленная без учета сопротивления груза (702 м2/ практически не отличается от площади купола РИ « 700 jm2.
Пример. Определить площадь купола Рп, обеспечивающую скорость приземления Кпр = 5 м/сек для приборного контейнера, если вес контейнера Gr = 4,5 кг, вес парашюта Gn = 0,5 кг, cTfr = 0,5 jm2 и Gn = 0,8.
Решение.
р = 16(4,5 + 0,5), _ 0J = 4 _ 0 625 _ 3 4 ^2 0,8-250,8
Из примера следует, что сопротивление груза малого веса значительно, поэтому площадь купола парашюта, обеспечивающая заданную скорость приземления, равна 85% от площади, вычисленной без учета сопротивления груза.
СХЕМА ДЕЙСТВИЯ СПАСАТЕЛЬНОГО ПАРАШЮТА
С момента покидания парашютистом самолета можно наблюдать пять этапов в раскрывании парашюта, показанные на фиг. 1.8 {6].
\1-й этап — свободное падение парашютиста;
Фиг. 1.8. Схема действия спасательного парашюта.
2-й этап — введение парашюта в действие, выход вытяжного парашюта из ранца и наполнение парашюта воздухом;
3-й этап — вытягивание купола основного парашюта и строп на всю- длину;
4-й этап — наполнение купола основного парашюта воздухом;
5-й этап — гашение скорости снижения до установившейся. Рассмотрим кратко особенности каждого этапа.
1-й этап. Спустя некоторое время после отделения от летательного аппарата парашют вводится в действие самим парашютистом или полуавтоматическим прибором. На этом этапе скорость парашютиста изменяется от Усам до какой-то скорости V, соответствующей моменту введения парашюта в действие. Это изменение скорости происходит вследствие сопротивления воздуха, действующего на свободно падающего парашютиста. Продолжительность 1-го этапа называется временем свободного падения и обозначается t\. При обычных (не затяжных) прыжках парашют вводится в действие через 1—3 сек после отделения парашютиста от самолета, а при затяжных прыжках, т. е. прыжках с какой-то задержкой во времени раскрывания, парашют вводится в действие через 10— 20 сек, в отдельных же случаях — через 100 сек и более.
2-й этап. Вытяжной парашют, введенный в действие в конце 1-го этапа тем или иным способом, наполняется воздухом. Изменение скорости падения парашютиста и пройденного им пути происходит (как и в течение 1-го этапа) по законам падения в воздухе тела без парашюта. Время раскрывания вытяжного парашюта зависит от его конструкции, веса и размеров, от скорости падения парашютиста в конце 1-го этапа и от высоты, на которой происходит раскрывание. С увеличением скорости падения парашютиста V время раскрывания вытяжного парашюта уменьшается. Так, например, для парашюта ПЛ-3 (или МПЛК-49) время t^ = 0,2 сек при введении парашюта в действие на скорости V = 100 км/час и 1» = 0,07 сек при скорости V = 500 км/час (высота в обоих -случаях 300 м).
3-й этап. Наполненный воздухом вытяжной парашют, быстро теряя скорость, отстает от парашютиста и, будучи связанным с вершиной купола основного парашюта (или чехла купола, если он применяется), вытягивает его вместе со стропами на всю их длину. Продолжительность времени 3-го этапа £з зависит от размеров вытяжного парашюта, веса, длины купола и строп основного парашюта, скорости падения парашютиста к концу 2-го этапа, высоты и др. При введении в действие парашюта ПЛ-3 на высоте 300 м и на скорости V = 100 км/час время 1» = 0,9 сек, а на скорости V = 500 км/час t3 = 0,27 сек. Следовательно, с увеличением скорости V время вытягивания купола и строп уменьшается.
Заметим, что в течение первых трех этапов с момента отделения парашютиста от самолета до полного вытягивания купола и строп основного парашюта на всю их длину парашют тормозящего действия еще не оказывает. Изменение скорости падения пара-
шютиста от Усам До У о происходит только в результате сопротивления воздуха, действующего на парашютиста.
Время с момента введения парашюта в действие и до вытягивания купола и строп на всю длину называется временем вытягивания и обозначается tB. Если обозначить время 2-го и соответственно 3-го этапа через /2 и /3, то tB = (2 + ^з-
4-й этап. В конце 3-го этапа после полного вытягивания купола и строп основного парашюта на всю длину, начинается наполнение купола парашюта воздухом. Скорость системы в момент начала наполнения купола обозначается Уо.
В конце 3-го этапа купол и стропы вытянуты и расположены в направлении движения системы. При этом купол имеет вид рукава с. большим числом продольных складок. По мере движения системы в полюсной части купола накапливается все больше и больше воздуха. В течение 4-го этапа движения системы значительно возрастает аэродинамическое сопротивление Qchct- В период наполнения купола сопротивление воздуха возникает не только из-за мощной вихревой области, создающейся позади купола, и трения купола б воздух, но также и потому, что купол, наполняясь, захватывает все большую массу воздуха. Скорость падения системы в процессе наполнения купола быстро уменьшается (если Qchct > G), достигая к концу этапа значения Ун— скорости в момент полного наполнения купола.
Таким образом, только на 4-м этапе в процессе наполнения купола парашют начинает оказывать тормозящее действие. При этом на парашют действует максимальная нагрузка, величина которой в несколько раз больше веса системы (исключение составляют случаи наполнения купола на очень больших высотах).
Из всего комплекса явлений, которыми сопровождается прыжок с парашютам, процесс наполнения купола представляет собой наиболее сложное явление, трудно поддающееся математическому анализу .
Время наполнения купола парашюта воздухом /н зависит от скорости снижения системы Vo к моменту начала наполнения, конструкции купола, от природы и воздухопроницаемости ткани и др. Так, например, время наполнения купола из ткани с малой воздухопроницаемостью при увеличении скорости Уо уменьшается, а из ткани с большой воздухопроницаемостью — увеличивается.
Время с момента введения парашюта в действие до полного наполнения купола парашюта воздухом называется временем раскрывания парашюта и обозначается /раСк- Это время всегда больше времени наполнения купола на время вытягивания.
^раск = ^в "Г" ^н1
5-й этап. В конце 4-го этапа в момент полного наполнения купола воздухом скорость системы Ун значительно отличается от установившейся скорости снижения парашюта с выполненным куполом. В течение 5-го этапа скорость снижения системы гасится, а в общем случае изменяется от Ун Д° Усн- Так например, если при наполнении купола Q < G, то скорость снижения системы будет увеличиваться от Ун до Усн. Такое явление наблюдается при раскрывании парашюта на больших высотах или когда Уо < Уи. При Уо > Уч скорость Ун будет больше Усн, поэтому, если купол ^парашюта в этом случае выполнится полностью в непосредственной близости от земли, благополучное приземление гарантировать нельзя.
Установившаяся скорость вертикального снижения системы постепенно уменьшается из-за увеличения плотности воздуха и перед приземлением достигает такой величины, которую обычно называют скоростью приземления Ущ,. Отметим, что в реальных условиях в момент приземления система относительно земли движется с вертикальной составляющей скорости Упр, а также с горизонтальной скоростью, равной скорости ветра. Таким образом, скорость снижения парашютиста относительно земли
V = 1Лу2 I ^2
* г пр 1 ветра’
И ЛИШЬ при штиле, когда У ветра = 0, скорость У = Упр.
ЛИТЕРАТУРА
Курс метеорологии, под редакцией проф. П. Н. Тверского, Гадрометеоиз-- дат, Ленинград, 1951.
Б л а г о н р а в о в А. А., Исследование верхних слоев атмосферы при помощи высотных ракет, «Вестник АН СССР», 1957, № 6.
Левиисон Я. И., Аэродинамика больших скоростей. Оборонгиз, М„ 1950.
Таблица стандартной атмосферы 1964 г., ГОСТ 4401—64.
М и т р а С. К., Верхняя атмосфера, ИЛ, 1955.
Лобанов Н. А., Парашюты, изд. ВВИА им. проф. Н. Е. Жуковского, М„ 1953.
Muller W. «Fallschirme fur Luftfahrzeuge, ZFM, Nt. 20, 1927.
Рахматулин X. А., Теория парашюта, докторская диссертация, 1943.
Duncan, Reports and Memoranda, No. 2119, 1943.
Еремин В. С., Исследование процесса наполнения куполов парашютов, изготовленных из тканей с большой воздухопроницаемостью, кандидатская диссертация, 1952.
Михневич В. В:, «Геофизический бюллетень», 1962, № 11.
Глава II
ДВИЖЕНИЕ ТЕЛА ПОСЛЕ ОТДЕЛЕНИЯ ОТ ЛЕТАТЕЛЬНОГОАППАРАТА
После отделения тела от самолета или другого летательного х аппарата и до начала наполнения купола парашюта воздухом скорость падения тела изменяется от Усам до Vo по закону свободного падения тела в воздухе. Это изменение скорости происходит только вследствие аэродинамического сопротивления самого тела.
В практике применения парашютов довольно часто встречаются случаи, когда парашют вводится в действие через несколько секунд после отделения груза (или парашютиста) от самолета, поэтому вопрос о том, как при этом изменяются скорость и путь тела с момента его падения до начала наполнения купола парашюта воздухом представляет интерес. Знание закона изменения скорости падающего тела по времени позволяет определить оптимальное время задержки раскрывания парашюта, чтобы обеспечить минимальную нагрузку, действующую на купол парашюта при его наполнении.
ВЕРТИКАЛЬНОЕ ПАДЕНИЕ
V
Уравнение движения вертикально падающего тела в воздухе, как известно, можно записать в следующем виде:
dFpF2 г\
(2.1)
где т — масса падающего тела;
р — массовая плотность воздуха, изменяющаяся с высотой;
V—скорость падающего тела, изменяющаяся в процессе падения;
сг — коэффициент лобового сопротивления тела (груза), изменяющийся по скорости;
/г— мидель тела (груза).
Рассмотрим два расчетных случая при следующих допущениях:
плотность воздуха р на небольшом участке пути имеет постоянное среднее значение, а коэффициент сг не изменяется по скорости;
коэффициент сг изменяется по скорости.
Случай 1. Величины р и сг приняты постоянными.
Из равенства
pV2
G = ^crfr
получим
P£rfr _ Gmg_
2 V2 " V2
*Kp *Kp
Тогда уравнение (2. 1) можно записать в виде
dVV2
m-^mg-mg—,
v кр
ИЛИ
(2.2)
di v2 кр
кр
Разделив переменные и интегрируя, получим
илиилиdVV2 — V2 крdVV2 — V2 крV2 1к кр 1V2 1к кр 1g 2|7крg 2|7кр+ In С,+ In С,^кр+ИУкр-У^кр+ИУкр-У-Цп С.-Цп С.
или
или
dV
V2 — V2 кр
dV
V2 — V2 кр
V2 1
к кр 1
V2 1
к кр 1
g 2|7кр
g 2|7кр
+ In С,
+ In С,
^кр+ИУкр-У
^кр+ИУкр-У
-Цп С.
-Цп С.
Условимся для удобства обозначать скорость падающего тела как функцию времени через Vt. Кроме того, введем новую постоянную интегрирования Сь связанную с постоянной С равенством
In С = In Съ т. е. С^р = Cv
Ткр
Тогда получим
In^p+AH.(2.3)
^кР kvKp-V/ /
Решая уравнение (2. 3) [1] относительно t, Vt и h при заданных начальных условиях, получим расчетные формулы для определения времени падения, скорости и пройденного телом пути при вертикальном падении. Для удобства пользования расчетные формулы сведены в табл. 2.1.
Значения функций еж, thx, chx, Inx можно найти в книге Б. И. Сегала, К. А. Семендяева, Пятизначные математические таблицы, изд. АН СССР, 1950 д. •
Таблица 2.1Таблица 2.1V v начV v начV начV начУ/У/УкрУкрhthtУкр + vtУкр-У/Укр + vtУкр-У/кркрV2— Inch gV2— Inch gУкр ^ (Укр + У/) (Укр — ^нач)2g (Укр V/) (Укр + Унач),, (Укр + Унач) е^'^Р - (Укр - Унач)(Укр + Унач) е КР + (Укр - Унач)С 1п (УКР + Унач) е2^ + (Укр - Унач)8.2VKp/WKPУкр ^ (Укр + У/) (Укр — ^нач)2g (Укр V/) (Укр + Унач),, (Укр + Унач) е^'^Р - (Укр - Унач)(Укр + Унач) е КР + (Укр - Унач)С 1п (УКР + Унач) е2^ + (Укр - Унач)8.2VKp/WKP2^ Р2р - V22^ Р2р - V2
Таблица 2.1
Таблица 2.1
V v нач
V v нач
V нач
V нач
У/
У/
Укр
Укр
ht
ht
Укр + vt
Укр-У/
Укр + vt
Укр-У/
кр
кр
V2
— Inch g
V2
— Inch g
Укр ^ (Укр + У/) (Укр — ^нач)2g (Укр V/) (Укр + Унач)
,, (Укр + Унач) е^'^Р - (Укр - Унач)
(Укр + Унач) е КР + (Укр - Унач)
С 1п (УКР + Унач) е2^ + (Укр - Унач)
8.2VKp/WKP
Укр ^ (Укр + У/) (Укр — ^нач)2g (Укр V/) (Укр + Унач)
,, (Укр + Унач) е^'^Р - (Укр - Унач)
(Укр + Унач) е КР + (Укр - Унач)
С 1п (УКР + Унач) е2^ + (Укр - Унач)
8.2VKp/WKP
2^ Р2р - V2
2^ Р2р - V2
а для снижающейся системы груз—парашют по формуле (1.8):
2^СНСТР Vrfr + Сп^п)2^СНСТР Vrfr + Сп^п)
2^СНСТ
Р Vrfr + Сп^п)
2^СНСТ
Р Vrfr + Сп^п)
Если критическая скорость тела или системы у Земли Ккр известна, то, пользуясь равенством
Ро^кр, = Р^крд.
согласно формуле (1.6) можно записать
V = V 1 / —— Укр, д •
Выбираем длину участка пути падения, на котором Ккр допускается считать постоянной величиной. Длина участка берется равной 200—500 м в зависимости от требуемой точности.
Выбираем расчетный интервал времени, т. е. время, за которое тело проходит один участок или часть его.
Определяем Vt для первого участка. В расчетную формулу подставляем среднее значение УКр на первом участке, определяемой по кривой VKp = ^kpW- Вычисленное значение скорости Vt будет начальной скоростью Кшч для расчета скорости на втором участке.
Определяем ht для первого участка. Если ht значительно Отличается от длины участка, выбранной в п. 2, то расчет повторяем, взяв новую среднюю критическую скорость для определенной длины первого участка.
Расчет второго, третьего и пр. участков ведется таким же образом, причем вычисленная скорость Vt i-ro участка будет начальной скоростью при расчете Vt следующего участка.
Пример. На высоте 650 м из пикирующего самолета произведено катапультирование кресла с летчиком. Скорость самолета в момент катапультирования 200 м/сек (720 км/час). Вес кресла 70 кг. Вес летчика с креслом 170 кг. Средняя критическая скорость кресла с летчиком на участке высота 650 м— земля равна 91,27 м/сек, а летчика без кресла — 70 м/сек.
Особенности конструкции. Парашют летчика размещен в чашке сиденья кресла. Через 2 сек после катапультирования кресло автоматически отделяется от летчика. Через 1,5 сек после отделения летчика от кресла прибор КАП-3 раскрывает ранец парашюта и вводит его в действие.
Требуется определить:
скорость кресла с летчиком и потерю высоты в течение 2 сек после катапультирования;
скорость падения летчика и потерю высоты в течение 1,5 сек после отделения его от кресла;
потерю высоты к моменту введения парашюта в действие.
Определяем Vt,— скорость падения летчика с креслом через 2 сек после катапультирования при Кнач = Усам = 200 м/сек; кри- ти^рская скорость падения кресла Ккр. к = 91,27 м/сек.
Подставляя заданные величины в соответствующую формулу табл. 2.1, получим
2-9,81-2
= 150 м/сек.= 150 м/сек.— ^\=2Л (91,27 + 200)6 91 •27 —(91,27 — 200)
= 150 м/сек.
= 150 м/сек.
<1’2-9,81-2
(91,27 + 200)е 91127 +(91,2 7—200)
Определяем ht t — потерю высоты летчиком с креслом "за 2 сек падения после катапультирования.
Подставляя заданные величины в соответствующую формулу табл. 2.1, получим
ht = 9-1^1п119,81ht = 9-1^1п119,812-9,81-2(91,27 + 200)е 91-27 +(91,27 — 200)2-9,81-2(91,27 + 200)е 91-27 +(91,27 — 200)9,81-22-91,27-е91’279,81-22-91,27-е91’27= 342,5 м.= 342,5 м.
ht = 9-1^1п
119,81
ht = 9-1^1п
119,81
2-9,81-2
(91,27 + 200)е 91-27 +(91,27 — 200)
2-9,81-2
(91,27 + 200)е 91-27 +(91,27 — 200)
9,81-2
2-91,27-е91’27
9,81-2
2-91,27-е91’27
= 342,5 м.
= 342,5 м.
Определяем К^ — скорость свободного падения летчика за 1,5 сек после отделения от кресла при УНач = V^ = 150 м/сек, Укр = 70 м/сек, ti = 1,5 сек
2-9,81-1,5
(70+ 150)е70—(70— 150)
V, = 70 —1——= 114- м/сек.
н2-9,81-1,5
(70+ 150)е70+(70—4 50)
Определяем ht2 —потерю высоты летчиком за 1,5 сек падения
2-9,81-1,5
h, =InЛ 9,81h, =InЛ 9,81= 194,3 м.= 194,3 м.9,811,52-70-е709,811,52-70-е70(70+ 150)е70+(70— 150)
h, =In
Л 9,81
h, =In
Л 9,81
= 194,3 м.
= 194,3 м.
9,811,5
2-70-е70
9,811,5
2-70-е70
Определяем потерю высоты к моменту введения парашюта в действие
h = hu + h(t = 342,5 + 194,3 = 563,8 м.
Как видно, за время с момента катапультирования и до введения парашюта в действие скорость падения летчика уменьшилась с 200 до 114 м/сек на пути падения h = 564 м.
Приближенное вычисление элементов траекториидвижения тела в воздухе по формуле для вертикальногопадения
Рассмотрим изменение скорости и пути груза, сброшенного с горизонтально летящего самолета. При этом допустим, что скорость груза на траектории изменяется так же, как и при отвесном 30
падении. Для быстрого выполнения приближенных расчетов такое допущение оправдывается хотя бы тем, что вычисленная скорость груза к моменту введения парашюта в действие будет больше действительной, что обеспечивает надежность безопасной работы системы.
Пример. Кресло с манекеном сброшено на высоте 150 м. Скорость самолета (при горизонтальном полете) в момент сбрасывания 200 м/сек. Вес кресла с манекеном 170 кг; вес самого кресла 70 кг. Критическая скорость падения кресла с манекеном 91,27 м/сек, а манекена с нераскрытым парашютом — 70 м/сек.
Особенности конструкции. Через 2 сек после сбрасывания кресло автоматически отделяется от манекена. Через 1,5 сек после отделения кресла от манекена прибор вводит парашют в действие.
Требуется приближенно определить потерю высоты манекеном к моменту введения парашюта в действие и угол касательной к траектории с горизонтом.
Определяем Vt—скорость кресла с манекеном к концу 2 сек падения. Согласно принятому допущению в отношении Vt„ по формуле для вертикального падения при Унач = 200 м/сек, Ккр. к = 91,27 м/сек, t\ = 2 сек
2-9,81-2
(91,27 + 200)6 91127 +(91,27 — 200)
Определяем Vy — вертикальную составляющую скорости при Кнач = 0, h = 2 сек, Укр. к = 91,27 м/сек. Получим
Уз- = Укр th [ (см. табл. 2.1).
При подстановке заданных величин
У = 91,27 th/^ВД = 19,32 м/сек.
\ 91,27/
Определяем а— угол касательной к траектории с горизонтом
sina= ^- = -^ = 0,1288; а=7°25/.
Vti 150
Определяем h{— потерю высоты креслом с манекеном за 2 сек падения при Унач = 0, Укр. к = 91,27 м/сек, t\ = 2 сек
ht = In ch (см. табл. 2.1).
)gWx»/
Подставляя заданные величины, получим
,91,272 ,, /9,8Ь2\ 1ПП„
п, ~ —:— In ch ( — — 19,36 м.
'*9,81\ 91,27/
Определяем Vtt— скорость манекена через 1,5 сек падения после отделения от кресла (скорость в момент введения парашюта в действие) при 1+ач = 150 м/сек, Ккр = 70 м/сек, t2 = 1,5 сек
2-9,81-1,5
(70 + 150) е70—(70— 150)
-70= 114
(70 +150) е70+(70— 150)
Определяем Уу при Унач = Vy = 19,32 м/сек, Унр = 70 м/сек, 12 = 1,5 сек
29,81-1,5
(70+ 19,32)е70—(70— 19,32)
V = 70 —— = 31,92 м/сек.
У»2-9,81-1,5’'
(70 + 19,32)е70+(70 — 19,32)
Определяем угол аг:
sina, = ^ = :М = 0,28; а, = 16° 16'.
Vtl И4
Определяем h.^— потерю высоты манекеном за 1,5 сек падения при Унач = Vv = 19,32 м/сек, Укр = 70 м/сек, t2 = 1,5 сек
2-9,81-1,5
.70* ,h, =In ta 9,81.70* ,h, =In ta 9,81= 38,45 м.= 38,45 м.70 + 19,32)670+(70 — 19,32)
.70* ,
h, =In ta 9,81
.70* ,
h, =In ta 9,81
= 38,45 м.
= 38,45 м.
9,81-1,5
2-70-е 70
Определяем потерю высоты к моменту введения парашюта в действие
h = hti + hti = 19,36 + 38,45 = 57,81 м.
(Точное решение дает потерю высоты 47,7 м^.
Случай 2. Коэффициент сг принят изменяющимся по скорости.
Вертикальное падение
Известно, что в процессе падения тела в воздухе изменяются его скорость, коэффициент сопротивления и плотность воздуха. Вычисление элементов траектории тела без учета изменения коэффициента сопротивления приводит к существенным ошибкам; значения скоростей и пройденный путь получаются завышенными, а перегрузки торможения — заниженными. Для приближения рас- 32
четных, значений к действительным вычисления элементов траектории можно производить методом последовательного приближения.
Известное уравнение движения тела (2.1) можно записать в виде
Для небольшого промежутка времени At, дающего малое из
Фиг. 2.1. Изменение коэффициента сопротивления груза сг по числу М.Фиг. 2.1. Изменение коэффициента сопротивления груза сг по числу М.менение скорости, можно принять, что
Фиг. 2.1. Изменение коэффициента сопротивления груза сг по числу М.
Фиг. 2.1. Изменение коэффициента сопротивления груза сг по числу М.
— — пс, = /С = const.
G 2 г г
Тогда ускорение тела
Vn = ^ = g-KV\ (2.5)
Приращение скорости тела за время At
txVn=VnM. (2.6)
Скорость тела в конце времени At
l'»+. = l'„+4V'.-;Р-7)
Средняя скорость тела
v vn+l + vnср~" 2
или
Перегрузка торможенияv
пу=^-(2.9)
У 8
Расчет искомых величин производится в три этапа: первый этап вычислений по Vn и сг; второй этап — по РСР1 и сГ1; третий этап—-по Усрп и Сгп . Значение Vn-ц, полученное в конце третьего этапа вычислений, принимается за Vn для времени At2.
Порядок и пример вычислений приведены в табл. 2.2. Один из примеров изменения сг = сг(М) показан на фиг. 2.1.
Для иллюстрации различия в величинах элементов траектории V, к, пу, вычисленных с учетом и без учета изменения сг по М, на фиг. 2.2 приведены кривые V = P(t), h = h(t) и ny = nv(t). Падений вертикальное; G = 200 кг. , 3 Н. А. Лобанов33
At
он
0,2
0,3 и т. д.
Этапы ***-—вычислений
Искомые"—
величины'—
0
I
П
0
I
II
0
I
II
Vn
Vcp уг
ДА УпМ
2 " 2 А«
400
160000
20
1000
383,29
146911,2
385
148225
369,6
136604
36,96
961,5
342,2 117101
347,5
120756,25
323,3
104522,9
32,33
892,2
304,11
ДА
АСр = hng
980
924,5
859,87
РЛср
0,11362
0,11425
0,11495
1,19
1,17
1,14
1,1
1,02
1,03
0,96
ст = сг(М)
1,1
1,085
1,085
1,06
1,01
1,02
0,98
— 20 ^ ^ Ст
0,00215
0,00212
0,00212
0,00208
0,00198
0,002
0,00193
ку»
344
311,5
314,24
284,14
230,86
241,5
201,73
У = 8-КУ»
-334,2
—301,69
—304,43
—277,33
—221
—231,7
-191,92
ДУ = УД/
V„+1 = V„ + AV
—33,42
366,58
—30,17
369,83
—30,44
369,6
—54,87
314,73
—44,2
325,4
—46,34
323,3
—38,38
284,94
ДУ vcp = y„ + —
383,29
385
384,78
342,16
347,5
346,43
304,11
Д^ср = 1^срД^
38,33
38,5
38,5
68,43
69,5
69,29
60,82
У п„ =
у g
34
31
23,6
Я to
я
со я
я
я
Я
я
8
со
Я
я
3 б
я
я
о
я
fa
Я
я
я о g — Я s=
я я
§Е Я <т> 3 8
■ я
3 я я ”
я
8
Я
о
я
я я
я
Ja л> я я я
я я я я
я я
я
я
a
я
я
я я
Я
я
я я
я
я о я
Я
Ja
яJaк
S' X
Я
я я
Ja
я я
Я
8
Я
Ja л> я я я
я о 8
я я я
я
8
я
в
S я
ш
я я я я
я
я
я
я
я
о ч я я я
я я я
я о со Ja
я х я я
Я ^
я я Е
я
я я
Ja
я я я
я СО о я
я
я
я
я я я 3 б я я
00 я—' я
• о я
я
я
я
§
Jaяя
Ja я я
я я я
я
я
я я
я
я я
я я я
Ja я я к
to
о о я,
Ja <т> я
я
гп S S гп
я я я
. я я я
Я
я я
я я я
я со о я
я
я
8
я
я
я
я
я
ябя
Ja
Ja я я«
ш я
8
я
я -
3 о 2а гп
я о
О
S
2а
о
S о
S to
2а гп
гп 2а
ю
5 гп
Из фиг. 2.2 следует, что вычисления без учета изменения сг по М (в рассмотренном примере сг = 1,1—0,8) приводят к заниженным перегрузкам и завышенным скоростям.
Vм/сек Нм
(фиг. 2.4). При VHa4 > VKp кривая результирующей скорости имеет явно выраженный минимум.
Фиг. 2.3. Траектория падающего тела.Фиг. 2.3. Траектория падающего тела.Фиг. 2.4. Изменение скорости тела, сброшенного из горизонтально летящего самолета на разных высотах, по времени.Фиг. 2.4. Изменение скорости тела, сброшенного из горизонтально летящего самолета на разных высотах, по времени.
Фиг. 2.3. Траектория падающего тела.
Фиг. 2.3. Траектория падающего тела.
Фиг. 2.4. Изменение скорости тела, сброшенного из горизонтально летящего самолета на разных высотах, по времени.
Фиг. 2.4. Изменение скорости тела, сброшенного из горизонтально летящего самолета на разных высотах, по времени.
Фиг. 2.5. Схема сил, действующих на падающее тело.Фиг. 2.5. Схема сил, действующих на падающее тело.
Фиг. 2.5. Схема сил, действующих на падающее тело.
Фиг. 2.5. Схема сил, действующих на падающее тело.
Методика расчета элементов траектории системы
Расчет элементов траектории парашютной системы (груз — тормозной парашют или груз с нераскрытым парашютом), сброшенной с самолета или падающей под любым углом к го-
ризонту (кроме отвесного пикирования), производится по формулам и методу акад. А. И. Некрасова [2], [3]. Этот метод расчета позволяет учитывать начальный угол, изменение коэффициента лобового сопротивления системы в зависимости от числа М и изменение аэродинамических характеристик системы по мере падения (по мере раскрывания тормозных парашютов или их отделения).
Для расчета траекторию движения системы разбивают на отдельные отрезки So, Si, S2 и т. д. длиной по 25, 50, 100 или 200 ж каждый в зависимости от скорости, угла и высоты падения системы. Чем больше скорость и меньше угол падения, тем большие отрезки пути берутся. По этому методу к концу каждого отрезка пути определяются скорость падения системы V и проекции скорости Уж и Vy, угол ф между касательной к траектории и горизонтом, путь по вертикали Ду и общий путь по вертикали у, путь по горизонтали Дх и общий путь по горизонтали х, время движения At на расчетном участке пути и общее время движения t от начала падения (фиг. 2.5).
К началу расчета элементов траектории известны:
2crfr—суммарная характеристика груза в функции числа М в м2;
Scn^n — суммарная характеристика парашюта (парашютов) в функции числа М в м2;
G — вес системы в кг;
Унач— начальная скорость в М/сек;
фо—начальный угол в град.;
рл—массовая плотность воздуха на высоте падения в кгс • сек21м~\
Формулы для вычисленияэлементов траектории системы
Унач COS ФоУнач COS ФоУ =У =e°s cos Ф ’e°s cos Ф ’(2.10)(2.10)I. Скорость системы в конце расчетного отрезка пути 5 определяется по формуле
Унач COS Фо
Унач COS Фо
У =
У =
e°s cos Ф ’
e°s cos Ф ’
(2.10)
(2.10)
гДеУнач— скорость в начале расчетного участка;
cos фо и cos ф — косинусы углов в начале и конце расчетного участка;
а=—. Gа=—. G5 — отрезок пути траектории от начала движения и до расчетной точки в м;
а=—. G
а=—. G
(2.П)
(2.12)
Угол ф в расчетной точке траектории определяется по графикам функциональной зависимости 6 = 6(ф). Графики строят на миллиметровой бумаге по следующей функциональной зависимости:
b =+ jn 1 + SM .
1 — sin8 ф 1 — sin ф "
Результаты вычислений этой зависимости приведены в табл. 2.3.
В ходе расчета для каждого участка пути S значение b вычисляют по формуле
6 = 60 + X(eaS—1),(2.13)
где
Х =—;(2.14)
«(ГначСОбф)87
bQ — значение функции для *фо.
4е
Ь
4°
6
4е
6
4е
6
0
0,000
24 .
1,840
48
5,222
72
23,600
1
0,070
25
1,940
49
5,459
73
26,380
2
0,139
26
2,030
50
5,720
74
29,280
3
0,209
27
2,128
51
6,000
75
33,000
4
0,280
28
2,220
52
6,290
76
37,600
5
0,349
29
2,320
53
6,598
77
43,100
6
0,420
30
2,430
54
6,931
78
49,7
7
0,490
31
2,532
55
7,280
79
57,5
8
0,560
32
2,652
56
7,673
80
70,2
9
0,633
33
2,772
57
8,077
81
85,2
10
0,710
34
2,890
58
8,538
82
107,6
11
0,783
35
3,022
59
9,010
83
140,1
12
0,859
36
3,140
60
9,561■
84
188,0
13
0,932
37
3,270
61
10,110
84,5
222,9
14
1,009
38
3,420
62
10,791
85,0
269,0
15
1,084
39
3,560
63
11,520
85,5
336,0
16
1,162
40
3,717
64
12,360
86,0
416,0
17
1,241
41
3,870
65
13,220
86,5
541,0
18
1,320
42
4,040
66
14,140
87,0
736,0
19
1,410
43
4,210
67
15,220
87,5
1059,3
20
1,488
44
4,399
68
16,490
88,0
1646,6
21
1,570
45
4,590
69
17,840
88,5
2948,8
22
1,660
46
4,790
70
19,540 '
89,0
6675,0
23Г
1,750
47
5,000
71
21,460
Зйтем по значению b из графика b = Ь^ находят угол ф.
Если в ходе расчета изменится С =-y-(Scrfr + ScnFn), а следовательно, и а = Cg]G; то дальнейший расчет производят с новыми значениями начальной скорости, начального угла и bQ, которые йужно брать равными значениям V, ф и Ьо последней расчетной точки траектории.
Пример 1. Груз весом 981 кг сброшен с горизонтально летящего самолета при скорости полета 200 м]сек на высоте 70 м. Характеристика груза Scrfr = 2,8 м2. Требуется определить скорость груза к концу 2 сек падения и угол ф.
Пример 2. В конце 2 сек падения груза раскрылся парашют, характеристика которого ScnFn = 4,2 м2. Требуется определить скорость системы к концу 1 сек падения и угол ф.
Решение Примера 1. Дано: G = 981 кг, ZcTfr = 2,8 м\ VHa4 = = 200 м!сек, фо = 0. За 2 сек падения груз достигнет высоты ~ 50 м, поэтому при расчете примем для средней высоты 60 м плотность воздуха рл = 0,12425 кгс ■• сек2/м4.
Значение постоянных величин вычислим по формулам (2.11) —(2.14):
С = 5 cJr = 0,5 • 0,12425 • 2,8 = 0,174;
2 ’
а = — = °-17419'2L = о 00174; 2а = 0,00348; G 981
VHa4cosip0-- 200-1 = 200; (VHa4 cos ф0)2 = 2002;
a^cosSpo)2^ 0.00174.2002 = 69,6;
X = = 0,2819.
а (^нач cos Фо)2 69,6
При фо = 0, Ьо = 0.
b = X(e2aS - 1) = 0,2819 (e2aS — 1).
Результаты вычислений приведены в табл. 2.4.
Таблица 2.4
S
0
100
200
300
400
500
2aS
0,0
0,348
0,696
1,044
1,392
1,740
g2aS
1,0
1,41623
2,0057
2,8406
4,0229
5,6973
e2oS-l
0,0
0,41623
1,0057
1,8406
3,0229
4,6973
X(e2aS—1)
0,0
0,117
0,284
0,519
0,852
1,324
b
0,0
0,117
0,284
0,519
0,852
1,324
Ф
0°
1°39'
4°3'
7°24'
12°12'
18°6'
aS
0,0
0,174
0,348
0,522
0,696
0,870
eaS
1,0
1,190
1,416
1,685 .
2,0057
2,3869
cos Ф
1,0
0,999585
0,997523
0,99167
0,97742
0,95052
eaS cosi
1,0
1,1895
1,4125
1,67
1,96
2,269
* V
200,0
168,137
141,594
119,69
102,02
88,152
VCp
200,0
184,0685
154,845
130,642
110,85
95,081
M
0,0
0,543
0,646
0,765
0,902
1,051
t = 2.M
0,0
0,543
1,189
1,954
2,856
3,907
Для определения скорости груза и угла ip к концу 2 сек падения по данным табл. 2.4 построим график изменения скорости, углов и времени по S или график изменения S, V и ф по t Из фиг. 2.6 видно, что в конце 2 сек падения скорость груза V = 119 м/сек, угол ф = 7° 48', а отрезок пути по траектории 8 = 305 м. Эти данные примем за начальные условия для решения Примера 2. При точном решении нужно учесть время вытягивания tB и наполнения /н купола парашюта. Например, если 1В = 0,2 сек, то начальная скорость для Примера 2 равна 114 м/сек, ф = 8°48', а 8 = = 334 м, но на методику расчета 4та разница в начальных условиях не влияет.
Решение Примера 2. Дано: G = 981 кг, ^Се/Г + 2cnFn = 2,8 + + 4,2 = 7 м2, Унач =119 м/сек, ф0 = 7° 48'.
За 2 сек падения груза без парашюта и за 1 сек падения с парашютом система достигнет высоты ~30 м, поэтому при расчете примем для средней высоты 40 м плотность воздуха ph = = 0,12449 кгс- сек2/м\
построим кривые фиг. 2.7, из которойпостроим кривые фиг. 2.7, из которойФиг. 2.6. Зависимость пути падающего тела от времени t. скорости V и угла ф.Фиг. 2.6. Зависимость пути падающего тела от времени t. скорости V и угла ф.S3002550751002aS—0,21790,43570,65360,8714e2as—1,243461,545961,92252,39e2aS— 1—0,243460,545960,92251,39Це2^ — 1)—0,078880,176890,298890,45b0,540,6190,7170,8390,99Ф7°48'8°48'10°9'11°45'13°48'aS 1—0,10890,21790,32670,4356а05—1,1151,243461,386421,54596cos ф—0,988230,984350,979050,97113e°s cos ф—1,1021,2241,3571,5,, Гнач cos фо119106,9896,3286,8878,6е05 cos фV - Vn-x+VnСР2—112,99101,6591,682,74д/_ S"-S"-10,2210,2460,273■' 0,302Усрt = XM2,02,2212,4672,7403,042S3002550751002aS—0,21790,43570,65360,8714e2as—1,243461,545961,92252,39e2aS— 1—0,243460,545960,92251,39Це2^ — 1)—0,078880,176890,298890,45b0,540,6190,7170,8390,99Ф7°48'8°48'10°9'11°45'13°48'aS 1—0,10890,21790,32670,4356а05—1,1151,243461,386421,54596cos ф—0,988230,984350,979050,97113e°s cos ф—1,1021,2241,3571,5,, Гнач cos фо119106,9896,3286,8878,6е05 cos фV - Vn-x+VnСР2—112,99101,6591,682,74д/_ S"-S"-10,2210,2460,273■' 0,302Усрt = XM2,02,2212,4672,7403,042Таблица 2.5Таблица 2.5Фиг. 2.7. Изменение скорости тела, угла ф и пути S за 3 сек падения.Фиг. 2.7. Изменение скорости тела, угла ф и пути S за 3 сек падения.
построим кривые фиг. 2.7, из которой
построим кривые фиг. 2.7, из которой
Фиг. 2.6. Зависимость пути падающего тела от времени t. скорости V и угла ф.
Фиг. 2.6. Зависимость пути падающего тела от времени t. скорости V и угла ф.
S
300
25
50
75
100
2aS
—
0,2179
0,4357
0,6536
0,8714
e2as
—
1,24346
1,54596
1,9225
2,39
e2aS— 1
—
0,24346
0,54596
0,9225
1,39
Це2^ — 1)
—
0,07888
0,17689
0,29889
0,45
b
0,54
0,619
0,717
0,839
0,99
Ф
7°48'
8°48'
10°9'
11°45'
13°48'
aS 1
—
0,1089
0,2179
0,3267
0,4356
а05
—
1,115
1,24346
1,38642
1,54596
cos ф
—
0,98823
0,98435
0,97905
0,97113
e°s cos ф
—
1,102
1,224
1,357
1,5
,, Гнач cos фо
119
106,98
96,32
86,88
78,6
е05 cos ф
V - Vn-x+Vn
СР2
—
112,99
101,65
91,6
82,74
д/_ S"-S"-1
0,221
0,246
0,273■
' 0,302
Уср
t = XM
2,0
2,221
2,467
2,740
3,042
S
300
25
50
75
100
2aS
—
0,2179
0,4357
0,6536
0,8714
e2as
—
1,24346
1,54596
1,9225
2,39
e2aS— 1
—
0,24346
0,54596
0,9225
1,39
Це2^ — 1)
—
0,07888
0,17689
0,29889
0,45
b
0,54
0,619
0,717
0,839
0,99
Ф
7°48'
8°48'
10°9'
11°45'
13°48'
aS 1
—
0,1089
0,2179
0,3267
0,4356
а05
—
1,115
1,24346
1,38642
1,54596
cos ф
—
0,98823
0,98435
0,97905
0,97113
e°s cos ф
—
1,102
1,224
1,357
1,5
,, Гнач cos фо
119
106,98
96,32
86,88
78,6
е05 cos ф
V - Vn-x+Vn
СР2
—
112,99
101,65
91,6
82,74
д/_ S"-S"-1
0,221
0,246
0,273■
' 0,302
Уср
t = XM
2,0
2,221
2,467
2,740
3,042
Таблица 2.5
Таблица 2.5
Фиг. 2.7. Изменение скорости тела, угла ф и пути S за 3 сек падения.
Фиг. 2.7. Изменение скорости тела, угла ф и пути S за 3 сек падения.
Значение постоянных величин вычислим по приведенным выше формулам.
С = -^ (2^Л + 2 cnFn) = 0,5-0,12449-7 = 0,4357;
а = ^ = 0,4357-9,81 = о ОО4357 2а = 0,008714;
О 981
Инач cos ф0 =119-0,99075 = 117,899; (Унач cos ф0)2 = 13900,174;
а (Унач cos ф0)2 = 0,004357-13900,174 = 60,563;
^ 2g _ 2-9,81 _ q 224.
•«(VBa4 cos ф0)260,563’’.
b6 = 0,54; b = b0 + X ^aS — 1) = 0,54 + 0,324 (e2aS — 1).
Результаты вычислений приведены в табл. 2.5.
По результатам вычислений Примеров 1 и 2 (табл. 2.4 и 2.5)
следует, что скорость груза с парашютом за 1 сек падения изменится с 119 до ~80 м/сек, а угол ф = = 13° 30'. Путь по отрезку траектории S ~ 95 м, а с момента сбрасывания S ~ 400 м.
Скорость Vy, путь по вертикали Ау за время А/, и общий путь по вертика- . ли У за время I, определяются по следующим формулам:
^ = ^зшф; УУср =v«n-x + v-n
2’
Пример. Груз весом 981 кг оброщен с горизонтально летящего . самолета при скорости 200 м/сек на высоте 70 м; ХсГ/Г = 2,8 м2. В конце 2 сек падения раскрылся парашют, характеристика которого 2сцГп = 4,2 л<2. Нужно определить изменение Vy, Ау и У за 2 сек падения груза без парашюта и за 1 сек падения с парашютом.
Исходные данные для расчета возьмем из предыдущего примера. Результаты вычислений приведены в табл. 2.6.,
40:
Из табл. 2.6 следует, что к концу 2 сек падения груза без парашюта Vy = 16,15 м/сек, а У = 16,55 м. К концу 3 сек падения (в том числе в течение 1 сек груз падал с парашютом) Vy = = 18,68 м/сек, а У = 33,7 м. ,
4.1
t сек,ФоV ■ м/секV,VxSмY мX мLxh м00200020000007027°48'11916,15117,930516,55304,795,353,45313,30'8018,6877,840033,7399,8200,236,3t сек,ФоV ■ м/секV,VxSмY мX мLxh м00200020000007027°48'11916,15117,930516,55304,795,353,45313,30'8018,6877,840033,7399,8200,236,3Таблица 2.8Таблица 2.8
t сек,
Фо
V ■ м/сек
V,
Vx
S
м
Y м
X м
Lx
h м
0
0
200
0
200
0
0
0
0
70
2
7°48'
119
16,15
117,9
305
16,55
304,7
95,3
53,45
3
13,30'
80
18,68
77,8
400
33,7
399,8
200,2
36,3
t сек,
Фо
V ■ м/сек
V,
Vx
S
м
Y м
X м
Lx
h м
0
0
200
0
200
0
0
0
0
70
2
7°48'
119
16,15
117,9
305
16,55
304,7
95,3
53,45
3
13,30'
80
18,68
77,8
400
33,7
399,8
200,2
36,3
Таблица 2.8
Таблица 2.8
Таблица 2.6Таблица 2.6Результаты вычислений позволяют определить высоту положения груза к концу 2-й и 3-й сек падения:
Таблица 2.6
Таблица 2.6
h = Лс6р— Y = 70— 16,55 = 53,45 м; t — 2 сек;
h = Лсбр — У — 7033,7 = 36,3 м; t = 3 сек.
Проекции скорости и пути на ось х за время М и t определяются по формулам:
Vx = V созф, У,ср = ,
Ax = Vx М, .
х = 2 kx.
Пример. Груз весом 981 кг сброшен с горизонтально летящего самолета при скорости 200 м]сек на высоте 70 м; Scrfr = 2,8 л<2. В конце 2 сек падения груза раскрылся парашют, характеристика которого "ХспРп = 4,2 м?. Требуется определить изменение скорости Vx, пути Дх и X за 2 сек падения груза без парашюта и за 1 сек с парашютом.
Исходные данные для расчета возьмем из табл. 2.6. Результаты вычислений внесены в табл. 2.7.
у Из табл. 2.7 следует, что к концу 2 сек падения груза без парашюта Vx = 117,9 м]сек, a X = 304,7 м. К Концу 3 сек падения (в том числе в течение 1 сек груз падал с парашютом) Vx = = 77,8 м!сек, а X = 399,8.
% Результаты вычислений позволяют также определить Lx — отставание груза от самолета и время его падения t;
Lx = Vt — X = 200-2 — 304,7 = 95,3 м; t = 2ceK,Lx = Vt — X = 200-3 — 399,8 = 200,2 м; / = 3сек.
Результаты вычислений всех элементов траектории для рассмотренного примера сведены в табл. 2.8.
Для сокращения времени, необходимого для вычисления всех элементов траектории груза или груза с парашютом, расчет рекомендуется производить по общей табл. 2.9. .
Таблица 2.9
Расчет элементов траектории системы, сброшенной с самолета,летящего горизонтально или под некоторым углом к горизонту
Исходные данные: Исам = Инач =м}сек, ф0 ='•,
/ic6p =л, G = кг
Вычисляемые величины
So
Si
s2
S3
^Cpfr ^п^п ^г/г 4 ^СпГп Ри
С = 0,5рй(^г/г + ВД1) Cg а G
VHa4 cos фо (VHa4 cos фо)2 а (VHa4 cos фо)2
a (VHa4 cos фо)2 2aS
e2aS .
e2aS_i
X (g2aS — J j b = Ьй + X (e2"s — 1) ip*
sinip
cosip
eaS e08 cos ip
V = нач cos ^ eoS cosф
vVn-v+Vn
"cp2
kt nу
v cp
* ф определяется по графикам зависимости b = Ь(ф). 44
Продолжение табл. 29.
Вычисляемые величины
So
Si
S2
S3
t = ^Mn'
Vy — V sin ip
Vy , + Vy
T7 ^П1^П
2
ky = Vy Mn "cp
y = 2Ay
?Z = Ac6p * ^
Vx = V cos ip
p _ Vzn_i + VX)t
Л"=Р2
^x=Vx Mn
*ncp "
x = SAx
/L = V сам/x
Примечание. Величины V, ф и 6 в конце предшествующего участка принимаются за УНач, фо и 60 для расчета последующего участка.
Приближенный расчет траектории кресла
Схема катапультирования показана на фиг. 2.8. В момент катапультирования проекции скоростей на оси х и у будут:
V = = VK cos а,
Vy = VK sin а.
Фиг. 2.8. Схема размещения летчика с креслом в самолете при катапультировании.
В связи с наличием вертикальной составляющей и тем, что Ксам > VK, траектория кресла с летчиком в этом случае будет та-
Фиг. 2.9. Схема движения катапультного кресла относительно самолета при горизонтальном полете.
кой, как показано на фиг. 2.9. Силы, действующие на кресло с летчиком после катапультирования, показаны на схеме фиг, 2.10.
Уравнение движения кресла, как
Фиг. 2.10. Схема сил, действующих на кресло с летчиком после катапультирования.Фиг. 2.10. Схема сил, действующих на кресло с летчиком после катапультирования.известно, можно записать в следующем виде:
Фиг. 2.10. Схема сил, действующих на кресло с летчиком после катапультирования.
Фиг. 2.10. Схема сил, действующих на кресло с летчиком после катапультирования.
(2.15)
at
m^. = -kG VQ,Y (2.16)
Но
Qx= "^Ск^СОбр,
Qy = -^-c^sinp.
Тогда, разделив обе части уравнений на т, получим
= —^-c^cosp,
dt 2т
cKfKV2 sin p).
dt \° 1 2mr/
Примем к = ^- cKfK. Тогда
^.=_ftp cos P,(2.17)
^ = — (g + kV2 sin P).(2.18)
dt
Проекции приращения скорости на оси х и у можно записать
ДУ х = — &У2 cos РД^,(2.19)
ДУу = — (g + kV2 sin р) Ы.(2.20)
Задаваясь При расчете отрезками времени At, получим ДУЖ и AVy. Очевидно, чем меньше отрезки времени, тем точнее будет результат расчета.
По АУж и AVti вычисляем
Vxn = Vxn_1 — AVX,
Vyn = Vy_x-AVy
По Vxn и Vv вычисляем
V = /V2 +^,
810 0=^-,
к = ЦДЛ,
хк = £Ахк.
По t = SAZ вычисляем
■^сам = ^сам^,
•^сам ^к-
При Хсам — хк = L кресло с летчиком будет располагаться над верхней точкой хвостового оперения самолета (см. фиг. 2.9).
* По V вычисляем число Маха
М= Аа
и по графику зависимости ск от М находим значение ск для данного участка времени.
По A J = V А]\ + А/у определяем перегрузку п = —.
Порядок расчета
Покажем порядок расчета на примере.
Пример. На высоте 100 м при скорости горизонтального полета самолета 222 м/сек (800 км/час) катапультировано кресло с летчиком со скоростью Ук = 21 м/сек. Вес кресла с летчиком G = = 190 кг. Начальная аэродинамическая характеристика кресла с летчиком cKfK = 0,385 .м2. Коэффициент ск изменяется по числу М (фиг. 2.11). Направляющие кресла расположены под углом а = = 70° к горизонту; L = 8 м (см. фиг. 2.9).
Требуется вычислить траекторию кресла с летчиком с момента катапультирования и до достижения креслом верхней точки траектории.
Определяем начальные условия. А/ = 0; / = 0; а = 70°; VK = = 21 м/сек; sin а = 0,9397; cos а = 0,342; Vkx = V^cos а = 21 -0,342 = = 7,18 м/сек;
Vx, = ^.м - VKx = 222 — 7,18 = 214,82 м/сек;
Vy = VK sin а = 21 -0,9397 = 19,73 м/сек;
V = VVx, +V, = j/214,822 + 19,73= = 215,75 м/сек;
V2 = 46536,9; т ==19,368 кг-сек^/м;
.9,81
М = — = ^^ = 0,634; ск = 1; cKfK = 0,385 Л!2;
а 340’’* к,к
^- = 0,0032269; sin ₽ = ^ = ^^ = 0,091; cos ₽ = 0,99586:Мх„ = — kV4 cos р = 0,0012424-46536,9-0,99586 = — 57,58 м/сек4;
Д/„о = —(g + ^2sinp) =
= _ (9,81 + 0,0012424-46536,9-0,091) = — 15,07 м/сек4.
2. Производим вычисления. Результаты вычислений сводим в табл. 2.10; затем строим графики фиг. 2.12—2.16.
Фиг. 2.11. Изменение коэффициента сопротивления кресла по числу М.
Фиг. 2.12. Изменение скорости кресла по времени после катапультирования.
Определяем время к моменту прохождения кресла с летчиком над верхней точкой хвостового оперения, т. е., когда
■^сам ^"к = L.
Из фиг. 2.14 следует, что при L = 8 м для рассматриваемого примера / = 0,43 сек.
48
4 Н. А. Лобанов
49
Продолжение табл. 2.10Продолжение табл. 2.10Фиг. 2.13. Изменение высоты движения кресла по времени после катапультирования.Фиг. 2.13. Изменение высоты движения кресла по времени после катапультирования.Фиг. 2.14. Изменение разности путей самолета и кресла по времени после катапультирования.Фиг. 2.14. Изменение разности путей самолета и кресла по времени после катапультирования.Фиг. 2.15. Траектория кресла после катапультирования.Фиг. 2.15. Траектория кресла после катапультирования.Фиг. 2.16. Изменение перегрузки по времени при торможении кресла.Фиг. 2.16. Изменение перегрузки по времени при торможении кресла.
Продолжение табл. 2.10
Продолжение табл. 2.10
Фиг. 2.13. Изменение высоты движения кресла по времени после катапультирования.
Фиг. 2.13. Изменение высоты движения кресла по времени после катапультирования.
Фиг. 2.14. Изменение разности путей самолета и кресла по времени после катапультирования.
Фиг. 2.14. Изменение разности путей самолета и кресла по времени после катапультирования.
Фиг. 2.15. Траектория кресла после катапультирования.
Фиг. 2.15. Траектория кресла после катапультирования.
Фиг. 2.16. Изменение перегрузки по времени при торможении кресла.
Фиг. 2.16. Изменение перегрузки по времени при торможении кресла.
Определяем высоту подъема кресла при его прохождении над
верхней точкой хвостового оперения. Согласно фиг. 2.13 при ^ = 0,43 сек, высота hx = 7,1 м.
В результате вычислений для этого примера получим сле- , дующие данные:
С момента катапультирования кресло с летчиком поднялось на высоту 15 м за время 1,644 сек.
Скорость кресла в верхней точке траектории 151,48 м)сек. i От этой точки кресло движется в воздухе так же, как тело, сбро- '4*51
шенное с горизонтально летящего самолета на скорости 151,48 м]сек. Изменение скорости кресла по времени показано на фиг. 2.12.
Над верхней точкой хвостового оперения кресло проходит через 0,43 сек с момента катапультирования и находится на высоте 7,1 м, как показано на фиг. 2.15.
Перегрузка торможения кресла с летчиком не превышает п = 6g. Изменение перегрузки по времени показано на фиг. 2.16.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ВРЕМЕНИ ВЫТЯГИВАНИЯ ПАРАШЮТА
С момента введения парашюта в действие и до начала наполнения купола парашюта воздухом происходит вытягивание парашюта на всю длину. За время вытягивания tB выходит и наполняется воздухом вытяжной парашют, вытягиваются на всю длину купол и стропы и с купола стаскивается чехол (если он применяется). Время вытягивания зависит от скоростного напора, площади вытяжного парашюта и его веса, длины купола и строп и их веса.
Пример зависимости времени вытягивания спасательного парашюта от скоростного напора приведен на фиг. 12.8.
Максимальное время вытягивания
Допустим, что поперечная нагрузка вытяжного парашюта равна поперечной нагрузке Gr)fr и коэффициенты сопротивления вытяжного парашюта и груза равны. В этом случае из равенств
^в.п ~2 Св'П’ /г ~ 2
следует, что критическая скорость груза равна критической скорости вытяжного парашюта. Следовательно, груз и вытяжной парашют будут падать с одинаковой скоростью. Очевидно, что в таком случае купол парашюта со стропами никогда не будет вытянут. Время вытягивания будет равно бесконечности.
г .Минимальное в1ремя вытягивания
Допустим, что'вытяжной парашют после раскрывания остановился, а груз падает со скоростью V, тогда время вытягивания
где 7— длина купола и строп. / '
Минимальное время вытягивания наблюдается только при при- цудительном вьтТягиваНии парашюта веревкой, один конец которой закреплен, например, йа подвеске привязного аэростата, а дру- 52
гой — присоединен к полюсной части купола парашюта или его чехла. При этом время вытягивания будет равно времени вертикального падения тела на пути, равном длине веревки, купола и строп парашюта, и определяется по формуле
, ^Р 1g п, ^Р 1g п(2.21)(2.21)
, ^Р 1
g п
, ^Р 1
g п
(2.21)
(2.21)
или приближенно (без учета сопротивления воздуха) по формуле
Действительное время вытягивания
Рассмотрим конкретный пример — вытягивание основного парашюта, и заметим, что полученные выводы можно распространить и на другие типы парашютов.
Площадь поверхности вытяжного парашюта спасательного парашюта обычно 0,6—0,8 л+ Вес вытяжного парашюта, купола и строп основного парашюта 5—7 кг. Поперечная нагрузка вытяжного парашюта 6,2—11,7 кГ/м2, а критическая скорость 10— /14 м!сек.
Поперечная нагрузка парашютиста обычно равна 160— 200 кГ1м2, а критическая скорость на уровне земли достигает 50— 70 м)сек, поэтому скорость парашютиста в несколько раз больше скорости вытяжного парашюта с куполом и стропами основного парашюта. В результате этого, спустя некоторое время с момента наполнения купола вытяжного парашюта, парашютист удалится от него на длину купола и строп, после чего все элементы системы начнут двигаться с одной и той же скоростью Vo.
Таким образом, задача определения времени вытягивания сводится к рассмотрению падения двух различных тел, связанных между собой нитью длиной I, величина которой равна суммарной длине купола и строп основного парашюта. Очевидно, что время, в течение которого разность путей, пройденных парашютистом и вытяжным парашютом, станет равной / — суммарной длине купола и строп, и будет искомым временем вытягивания.
Для упрощения задачи будем считать, что в процессе вытягивания вес купола и строп распределяется поровну между парашютистом и вытяжным парашютом. Поэтому примем Gr = весу парашютиста +0,5 веса купола и строп; GB.n = весу вытяжного парашюта + 0,5 веса купола и строп.
Время вытягивания при вертикальном падении системы
Пользуясь методикой для определения пути, проходимого телом за время t при вертикальном падении, вычисляем изменение пути груза (парашютиста) по.времени, а также пути, проходимого
53
вытяжным парашютом (см. табл. 2.1). Строим график hx— /г2 = ф(0. По оси hi— h2 откладываем / и на оси t получаем время tB (при I = h\ — h2 время t = tB\
Пример. Летчик отделился от катапультного кресла и вертикально падал до высоты ПО м, на которой ввел в действие спасательный парашют. На высоте 100 м от земли вытяжной парашют наполнился и стал вытягивать основной парашют. Определить время вытягивания, например, парашюта С-2, и путь, пройденный летчиком за это время, если вертикальная скорость падения летчика в момент начала вытягивания основного парашюта равна 99 м/сек. Характеристика вытяжного парашюта св. nFB,n —0,8-0,8 = 0,64 м2. Вес вытяжного парашюта 0,104 кг, а с чехлом купола основного парашюта 0,825 кг; вес купола и строп основного парашюта 6,77 кг. Критическая скорость летчика у земли VKp0 = 70 м/сек. Длина парашютной системы / = 14 м.
Решение.
Определяем V2p летчика и вытяжного парашюта
172 = 702 = 4900КРо’
2(°в.п + 0,56п;2(0,104 + 0,5-7,49)
кр-в-п Рсвл гвл0,125 0,8 0,8•
Определяем изменение пути летчика по времени (см. габл. 2. 1)
г2-9,817
4900(70 + 99) е 70+(70 — 99)
«лет — 9 81 Ш9,817
I2-70-е 70
Определяем изменение пути вытяжного парашюта во времени- 2 9,8 1 f
96(9,798+99) е 9'798 +(9,798 —99)
"вп — 9,81 1п9,81-t
L 2-9,798-е9,798
Определяем изменение скорости падения летчика по времени (см. табл. 2. 1)
2-9,817
V -70 <70+")е 70 -(70-99)
Глет —2-9,817
(70+99) е 70 +(70—99)
Определяем изменение -скорости вытяжного парашюта по времени падения
2-9,81-/
Квп = 9,789Квп = 9,789(9,789+99) е 9,789 — (9,789 —99)
Квп = 9,789
Квп = 9,789
2-9,8 1 f
(9,789+99) е 9,789 +(9,789 — 99)
Результаты вычислений сводим в табл. 2.11 и строим графики фиг. 2.17 и 2.1В.
»Таблица 2,11
t сек
^лет м
h
в. п м
h — h лет в. п
м
V
* лет м!сек
V в. п м!сек
0,0
0
0
0
99,0
99,0
0,05
4,95
4,25
0,7
98,5
70,74
0,1
9,9
7,6
2,3
98,0
49,77
0,2
19,6
11,2
8,4
97,1
33,83
0,3
29,1
13,9
15,2
96,18
25,83
0'4
38,45
16,2
22,25
95,34
21,54
0,5
48,1
19,2
28,9
94,5
18,35
На фиг. 2..17 откладываем длину парашютной системы 14 м и по
лучаем
tB = 0,275 сек, Илет = 27 м, Ав.п = 13 м.
На фиг. 2.18 откладываем время вытягивания /в = 0,275 сек и получаем, что скорость падения летчика в момент полного вытягивания (момент начала наполне- /ния купола) равна 96,2 м]сек, а скорость вытяжного парашюта 27,5 м!сек. Если вытяжной парашют прочно соединен с полюсной частью купола основного пара
Фиг. 2.18. Изменение скорости падения летчика и вытяжного парашюта по времени.Фиг. 2.18. Изменение скорости падения летчика и вытяжного парашюта по времени.Изменение пути падения вытяжного парашюта по времени.Изменение пути падения вытяжного парашюта по времени.Фиг. 2.17. летчика иФиг. 2.17. летчика ишюта, то с момента полного вытягивания парашютной системы скорость вытяжного парашюта будет быстро (за время деформации системы) увеличиваться и станет равной скорости летчика Vo- В конце деформации системы звено, соединяющее вытяжной парашют с полюсной частью купола основного парашюта, и вся пара- *55
Фиг. 2.18. Изменение скорости падения летчика и вытяжного парашюта по времени.
Фиг. 2.18. Изменение скорости падения летчика и вытяжного парашюта по времени.
Изменение пути падения вытяжного парашюта по времени.
Изменение пути падения вытяжного парашюта по времени.
Фиг. 2.17. летчика и
Фиг. 2.17. летчика и
шютная система воспримут рывок. Сила этого рывка в результате внезапного действия аэродинамического сопротивления на вытяжной парашют ориентировочно будет равна
pV2
Rb.r = — Св.п^в.п^З.(2.22)
Обычно прочность звена на разрыв больше RB.n на величину коэффициента запаса прочности, ню несмотря на это, звено может оборваться, если скорость деформации звена 'будет больше или равна критической скорости деформации материала звена. В рассматриваемом примере скорость деформации звена 68,7 м]сек (96,2— —27,5 = 68,7).
Время вытягивания системы, движущейся горизонтальноили под некоторым углом к горизонту'
При вытягивании купола и строп система движется по криволинейной траектории. Груз (парашютист) проходит путь Sb а вытяжной парашют — S2. Так как время вытягивания мало, то с достаточной точностью можно считать, что траектории груза и вытяжного парашюта совпадают. Очевидно, когда Si — S2 = I, то t = 4В.
Для определения времени вытягивания строим кривую изменения разности S]—S2 по времени, а затем по графику и известному значению / определяем 4В.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПУТИ И ВРЕМЕНИ НАПОЛНЕНИЯ КУПОЛА
Решая задачу по определению времени и пути наполнения купола парашюта воздухом, следует иметь в виду, что купол парашюта наполняется воздухом только при определенных условиях. Если количество воздуха, втекающего в купол парашюта в единицу времени, равно количеству воздуха, вытекающего из купола через поры ткани, то купол наполняться воздухом не будет. Количество воздуха, протекающего через поры ткани купола в единицу времени, зависит от скорости падения системы груз — парашют на данной высоте. Купол парашюта определенной конструкции и .изготовленный из соответствующей ткани наполнится воздухом в том случае, если скорость системы не превысит определенного значения. Та наибольшая скорость падения системы, при которой купол парашюта еще наполняется воздухом, называется критической скоростью наполнения и обозначается Уок.
Таким образом, если скорость системы Уо в момент начала наполнения меньше или равна критической скорости наполнения УОк, то купол парашюта наполнится. Если Уо > Уок и остается большей Уок на протяжении всего падения системы, то купол не наполнится.
При определении времени и пути наполнения имеют место два основных случая: 56
Va< V0K; купол парашюта непрерывно наполняется воздухом;
Vo > Vqk. С момента вытягивания купола и строп на всю длину система движется с ненаполненным или частично наполненным куполом до тех пор, пока скорость системы не уменьшится до Vqk. При дальнейшем падении системы со скоростью, равной или меньшей Vok, купол наполняется полностью. Во втором случае время и путь наполнения составляются из двух частей:
^н = ^н, + 1н2\ SB = SH,4- SH„
где /Н1,5^ —время и путь частичного наполнения купола и гашения скорости от Vo до VOk;
2,5н2 — время и путь собственно наполнения купола парашюта воздухом.
Очевидно, в первом случае (Vo < V0K) время /Н1 и путь SH1 равны нулю и, следовательно,*
^Н = ^Н2, Sh,= Sh2.
Определение времени и пути уменьшения скорости системы до V0K не представляет трудности, если V0K известна. Значения /Н1 и SH1 при вертикальном падении системы находят по формулам табл. 2.1, или путем расчета элементов траектории системы, если она движется под некоторым углом к горизонту.
Определение критической скорости наполнения купола описано в гл. VIII.
Путь наполнения купола SHt
Путь наполнения купола парашюта воздухом находится в зависимости от его геометрических размеров [4] и воздухопроницаемости ткани купола и выражается формулой
S^cVK,(2.23)
где с — коэффициент пропорциональности, зависящий от конструкции купола, природы и воздухопроницаемости ткани купола. Для куполов из натурального шелка с воздухопроницаемостью ^ 300 л/ж2 • сек коэффициент с = 4, ас воздухопроницаемостью 600—800 a!»2 • сек— с = 6,16;
Fn— площадь поверхности купола в ж2.
Из формулы (Й.23) следует, что путь наполнения купола есть величина постоянная. Общий же путь SH, проходимый системой за время торможения скорости от Vo до Vqk и за время наполнения купола может изменяться от SH2 до любого большого значения в зависимости от скорости Vo, площади частично выполненного купола, плотности воздуха и др. или в зависимости от пути торможения SH1.
Время наполнения купола t„
РОк- При этом ^ = 0; и скорости можно вы- (2.24)РОк- При этом ^ = 0; и скорости можно вы- (2.24)(2.25)(2.25)Рассмотрим сначала случай, когда Ро <
РОк- При этом ^ = 0; и скорости можно вы- (2.24)
РОк- При этом ^ = 0; и скорости можно вы- (2.24)
(2.25)
(2.25)
^Н = ^Нг •
Зависимость пути наполнения от времени разить формулой
где а — SHs/Scp.
Из (2.24) ^следует, что
2S„2
Нг = а(У0+Ун)
Полагая а = const для данного парашюта и учитывая (2.24), по
лучим
(Vo + Ун)'(Vo + Ун)'гдегде(2.26)
(Vo + Ун)'
(Vo + Ун)'
где
где
2SH
—5 = const,а’
Ро — скорость в момент начала наполнения (Ро ^ Рок),
Рн — скорость в момент полного наполнения купола (определение— см. разд. 5 гл. IV).
Из (2.26) следует, что с увеличением скорости Р0(Р0 ^ Рок) время наполнения купола парашюта tH2 уменьшается. Изменение Д2 в зависимости от скорости, получённое при опытах со спасательным парашютом, показано на фиг. 2.19.
В случае, когда Ро > Рок, время наполнения
^н ~ ^Н 4t2,
где Д, —время гашения скорости от Ро до Рок, увеличивающееся с повышением скорости Ро;
tH2 — время собственно наполнения купола парашюта воздухом.
Для данного купола парашюта, начинающего .непрерывно наполняться при скорости Рок, время tH2 на данной высоте будет постоянным. Но так как tH1 увеличивается с повышением скорости Ро, то и общее время tH (в рассматриваемом случае) будет увеличиваться.
Таблица 2.12
55,6
69,5
83,4
97,3
111,2
125
139
Уо м/сек
48,6
57,9
67,7
78,3
89,76
103,6
114,4
tH сек
2,79
2,86
3,23
3,4
3,6
3,75
4,12
<Н1 сек
1,5—1,7
1,85
2,20
2,5
2,8
2,9
3,1
^н2 сек
1,29—1,09
1,01
1,03
0,9
0,8
0,85
1,02
На фиг. 12. 11 приведен пример изменения времени наполнения купола /н в зависимости от скорости Vo на высоте 300 м.
В табл. 2.12 приведены экспериментальные значения fH для разных скоростей Vo, а также значения /щ и ^н2, вычисленные по Vo при допущении, что VOk = 30 м]сек.
Из табл. 2.12 видно, что при проведении опыта достаточно измерить время tH только при одной скорости. Затем, зная V0K для данного парашюта, можно вычислить /н, в зависимости от Vo, а ^н2 определить как разность экспериментально измеренного значения /н и вычисленного значения ^Н1.
Фиг. 2.19. Изменение времени наполнения купола парашюта в зависимости от скорости системы.
Затем, приняв для данного купола /Й2 = const, по вычисленным значениям tB1 можно определить изменение/н от скорости Vo по формуле
^н = ^н2 + ^н,.
5. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ВРЕМЕНИ И ПРОЙДЕННОГО ПУТИ ДО ДОСТИЖЕНИЯ СИСТЕМОЙ УСТАНОВИВШЕЙСЯ СКОРОСТИ СНИЖЕНИЯ
В момент полного наполнения купола парашюта воздухом скорость системы VH может быть значительно больше установившейся скорости снижения VCH на данной высоте; требуется некоторое время, чтобы скорость системы достигла установившейся величины VCH.
Полагая, что с момента полного наполнения купола парашюта воздухом система снижается вертикально, время и путь гашения скорости от VH до скорости, близкой к VCH, можно определить по формулам, приведенным в табл. 2.1.
Если к моменту наполнения купола система движется под некоторым углом к горизонту, отличающимся от вертикали, то время и путь торможения, вычисленные по формулам табл. 2.1, будут несколько больше действительны^.
Время гашения скорости от Ун до скорости, близкой к VCH
Время вертикального снижения системы на наполненном куполе до момента достижения заданной скорости Vt определяется по формуле
, Екр . (ЕКр + Е/) (ЕкрЕнач) ,о .
Z = '2Г П (Екр — Е/) (ЕкрЕнач) (СМ- ТЗбЛ- 2‘
В нашем случае Енач = VH; VKp = ЕСн-
Пусть скорость Vt = 1,05 Ёсн, т. е. Vt на 5% больше ЕСн— установившейся скорости 'Снижения на данной высоте. Тогда, заменяя в приведенной выше формуле скорости ЕНач, Икр и Vt соответственно скоростями Ин, Исн и 1,05 Исн, получим
t^ ^н 1П (Исн+1,05Усн)(Исн-Ин)
илиили2g(Vch-1,05Vch)(Vch + P„)
или
или
(2.27)(2.27) Нн |п ^ П^ч — Исн)
(2.27)
(2.27)
~ 2g (Ин + Исн) '
Если принять Vt на 1% больше Исн, то расчетная формула по определению времени торможения скорости от Ин до Vt = 1,01 Исн примет вид
(2.28)(2.28)t =In 201 (Ин-Исн)
(2.28)
(2.28)
2g (Е„ + Есн) '
При летных испытаниях спасательных парашютов оценка способности парашюта раскрываться на малой высоте производится по времени снижения с момента полного наполнения купола до приземления груза (манекена). При этом парашют вводится в действие в момент отделения манекена от горизонтально летящего самолета на минимальной высоте, установленной для данного парашюта. Если время снижения манекена на наполненном куполе более 2 сек, то считается, что парашют обеспечивает надежное срабатывание при заданных условиях.
Если принять Есн = 6 м/сек, VH = 20 м/сек, то по формуле (2.27) получим ( = 0,95 сек, а по формуле (2.28) —V = 1,43 сек. Таким образом, за 0,95 сек скорость системы погасится до 6,3 м/сек, а за 1,43 сек —до 6,06 м/сек.
Вертикальный путь гашения скорости от VH до скорости,близкой к Есн
Путь, пройденный системой до момента достижения заданной скорости Vt, определяется по формуле
V2 I/2 _ у2
h = in нач кр (см. табл. 2.1)
2g щ2 -V2
кр
Заменяя в формуле скорости УНач, Укр и Vt соответственно скоростями Ун, Усн и 1,05 УСн, получим
V2 У2 — у2
к =(2.29)
2g 0,1025Ус2н
или, принимая У/ = 1,01 Усн, получим
h. =h. =2g2gу2 — у2In -21^0,0201У2ну2 — у2In -21^0,0201У2н(2.30)(2.30)
h. =
h. =
2g
2g
у2 — у2
In -21^
0,0201У2н
у2 — у2
In -21^
0,0201У2н
(2.30)
(2.30)
Если принять УСн = 6 м/сек, Ун = 20 м/сек, то по формуле (2.29) получим h = 8,4 м, а по формуле (2.30) ■—h = 11,4 м. Таким образом, на пути -8,4 ж скорость системы погасится до 6,3 м/сек, а на пути 11,4 м— до 6,06 м/сек.
ЛИТЕРАТУРА
Лобанов Н. А., Парашюты, изд. ВВИА им. проф. Н. Е. Жуковского, М„ 1953.
Некрасов А. И., Курс теоретической механики, т. 2, стр. 191—195, Гос- техтеоретиздат, 1953.
Алексеев С. М., Б а л к и н д Я. В. и др. Современные средства аварийного покидания самолета. М., Оборонгиз, 1961.
Muller W., Fallschirme fiir Luftfahrzeuge, ZFM, 1927, Nr. 20.
Глава III
РАЗМЕРЫ КУПОЛА ПАРАШЮТА
ОПРЕДЕЛЕНИЕ РАЗМЕРОВ КУПОЛА ПАРАШЮТА,ОБЕСПЕЧИВАЮЩИХ ЗАДАННУЮ СКОРОСТЬ СНИЖЕНИЯИЛИ ПРИЗЕМЛЕНИЯ, ИЛИ ЗАДАННУЮ СИЛУ СОПРОТИВЛЕНИЯ
Определять размеры купола парашюта, обеспечивающие заданную скорость снижения, необходимо в том случае, если проектируемая система с момента наполнения парашюта воздухом снижается за время, достаточное для достижения установившейся скорости снижения. В этом случае -сила сопротивления системы будет равна ее весу.
Тогда сила -сопротивления парашюта.
Qn + Qr = Gn+Gr.(3.1)
Но
ру2pv2
Qn = СПЕП; Qt=^ctL(3.2)
или
pV2
Gr + Gn=^№ + crfr),(3.3)
откуда площадь поверхности купола парашюта
(3-4)(3-4)г 2 ((?г Gn)Сг с
(3-4)
(3-4)
гп~9„ If
PCnVcuСп
Если известен коэффициент сопротивления всей системы груз — парашют, отнесенный к Гп, то площадь поверхности купола парашюта определяется по формуле
(3.5)(3.5)2(Gr + Gn)
(3.5)
(3.5)
РАСИСТ ^(H
По заданной Епр = VCh]/a из фиг. 3.1 находим отношение GjGr, а следовательно, и Gn. Величину Gn подставляем в формулу (3.4) или (3.5) и определяем примерное значение Ги.
62
Фиг. 3.1. Зависимость отношения веса парашюта Gn к весу груза Gt от скорости приземления ГПр-Фиг. 3.1. Зависимость отношения веса парашюта Gn к весу груза Gt от скорости приземления ГПр-Площадь поверхности купола парашюта, изготовленного в заводских условиях, может быть меньше расчетной на 6—8%, а плотность воздуха при применении парашюта может быть меньше расчетной (стандартная атмосфера) на 7—10%, Но, если высота местности приземления будет отличаться от уровня моря, то плотность воздуха будет меньше расчетной на 10—30%. В результате всего этого фактическая скорость приземления может отличаться от заданной.
Фиг. 3.1. Зависимость отношения веса парашюта Gn к весу груза Gt от скорости приземления ГПр-
Фиг. 3.1. Зависимость отношения веса парашюта Gn к весу груза Gt от скорости приземления ГПр-
На фиг. 3.2 и 3.3 приведены примеры отклонения от номинала значений скорости приземления, установленного большим количеством наблюдений на одном аэродроме в разное время года. Результаты измерений приведены только к стандартным атмосферным условиям *.
Так как вес парашюта зависит от нагрузок, действующих на него при наполнении купола, от материалов (шелк, хлопок, искусственное волокно и т. д.), от конструкции и многих других факторов, то после изготовления нужно определить точный вес конструкции, а если необходимо, то и точную площадь
купола парашюта Fn. Как видно из фиг. 3.1, вес парашюта достигает 26% от веса груза при Упр = 4 м!сек. В этом случае нельзя не учитывать вес парашюта, так как это приводит к ошибке в 13% при определении скорости приземления.
Иногда необходимо обеспечить заданную вертикальную скорость снижения -системы у земли. Эта скорость, как обычно, называется скоростью приземления и обозначается Упр.
подстановки получимподстановки получим16 (6Г -р Gn)гг (CnVnpСп16 (6Г -р Gn)гг (CnVnpСпИИр _ 16(Gr + Gn)Гп —2СснстУпрр _ 16(Gr + Gn)Гп —2СснстУпр(3.6)(3.7)(3.6)(3.7)Искомая площадь купола парашюта определяется по формулам (3.4) и (3.6), в которых нужно положить ро = — кгс • сек^м*. Посл е
подстановки получим
подстановки получим
16 (6Г -р Gn)гг (
CnVnpСп
16 (6Г -р Gn)гг (
CnVnpСп
И
И
р _ 16(Gr + Gn)
Гп —2
СснстУпр
р _ 16(Gr + Gn)
Гп —2
СснстУпр
(3.6)
(3.7)
(3.6)
(3.7)
Теперь рассмотрим случай, когда времени снижения недостаточно для того, чтобы система успела достигнуть установившейся скорости снижения. На практике это встречается, например, когда парашют вводится в действие при сбрасывании груза с горизонтально
Фиг. 3.2. Пример сезонных отклонений скорости приземления Упр от «оминала.
летящего самолета на малой высоте. При этом обычно нужно обес-
Фиг. 3.3. Пример сезонных отклонений скорости приземления Упр от номинала.
ния а. Определение Fn производится методом последовательных (приближений.. -
Определяем РП1 по УсН1„
Строим кривую изменения скорости системы от У^ач до Йен по времени. Одновременно определяем угол приземления системы tga = VJVX и путь, пройденный системой по вертикали.
64
Сравниваем значение скорости Vt в момент приземления с заданным. Если Vt меньше заданного значения Vt,, то нужно взять новое меньшее значение Еп, из следующего отношения:
I/2V?
^Л2Н1 - v2,. Fn. = Fnt
Исн2
Если Vt больше заданного значения Vt„ то большее значение Еп берем аналогичным образом. Так следует делать до тех пор, пока не будет подобрана площадь Еп, обеспечивающая заданные значения Vt, и угол приземления при заданных начальных условиях (УНач, ^сбр И Др.).
Размеры купола тормозного парашюта выбирают из условия, чтобы в заданное время t (время падения на одном тормозном парашюте) он успел погасить скорость системы от Унач до скорости Vt, равной заданному значению.
Если проектируемый парашют должен обеспечить заданную силу сопротивления Qn, то его площадь определяется следующим образом. Пусть, например, выполненный купол парашюта буксируется за самолетом. Сила сопротивления купола .парашюта, буксируемого за самолетом с постоянной скоростью V, будет
(3.8)(3.8)Q-^cj,откудаF = ——" рспЕ2 "
(3.8)
(3.8)
ОПРЕДЕЛЕНИЕ КОЭФФИЦИЕНТОВ СОПРОТИВЛЕНИЯ
Гг, Сп и Гейст
Коэффициент сопротивления груза соотнесенный к площади миделя груза, обычно определяют путем продувки модели груза в аэродинамической трубе на (разных скоростях и вычисляют по формуле
где Qr —сопротивление груза в кГ;
q— скоростной напор потока в трубе в кГ1м2-, fr — площадь миделя груза в м2.
Значение коэффициента сопротивления груза зависит в основном от формы груза и скорости движения груза в воздухе.
Знать коэффициент сопротивления груза необходимо главным образом для определения размеров купола парашюта системы, снижающейся с большой скоростью. В случае систем, снижающихся с малой скоростью, сопротивление груза можно не учитывать. Так, на-
5 Н. А. Лобанов«65
пример, если crfr = 0,4; G — Ю0 кг; КПр — 5 м[сек, то без учета со противления парашютиста площадь поверхности купола парашюта
а с учетом сопротивления парашютиста
F = пмоо _ м = 70 56 м»0,9-520,9
Коэффициент сопротивления купола парашюта сп определяется в аэродинамической трубе при продувке модели ку- ’ пола потоком воздуха на разных скоростях. Так как сопротивление парашюта принято относить к площади поверхности купола Fn, то коэффициент сп находят из равенства*
с =i
П qFn ’
где Qn — сопротивление купола парашюта, измеренное на аэродина- « мических весах, в кГ;ч
Еп—площадь поверхности купола парашюта в ж2.|
Коэффициент сопротивления сп относят к площади поверхности^
купола Fn из тех соображений, что эту площадь легко измерить при|
изготовлении купола, кроме того, она не изменяется при снижении « груза при наполненном куполе.Д
Если сопротивление сц отнести к миделю купола парашюта, то | при продувках нужно будет измерять площадь миделя одновремен- 5 но с измерением сопротивления Qn- Это сопряжено со значительны- .1 ми трудностями из-за неустойчивости положения купола в потоке. | Кроме того, зная сп, можно сразу определить площадь поверхности ^ купола. В противном случае, конструктору нужно по вычисленному миделю определять площадь поверхности купола, т. е. иметь еще од- j ну характеристику парашюта — отношение площади купола к пло- 1 щади миделя наполненного купола.1
Если сп данного купола больше, чем сп других куполов, то приi
меньшем значении Fn, т. е. при меньшей затрате материала, можноj
обеспечить заданную скорость приземления. Следовательно, коэф- фициент сп характеризует экономическую целесообразность приме- | нения купола данной формы.|
В силу приведенных положений при определении размеров купо- » ла парашюта пользуются, главным образом, коэффициентом сопро- ‘ тивления сп, определенным по приведенному выше равенству.
Коэффициент сопротивления системы сСИст | (груз—парашют), отнесенный к площади поверхности купола | парашюта Fn, определяется при сбрасывании груза с парашютом i с привязного аэростата, самолета, или при выстреливании груза из | пневматической пушки. В этом случае измеряют среднюю верти- | 661
кальную скорость снижения с раскрытым парашютом на последних 35 м перед приземлением. Коэффициент сопротивления системы вычисляют по формуле
16 (Gr + Gn)
Ссист „
^пр^п
Относительная погрешность при определении сСИст может быть порядка 10% (при измерении скорости приземления 5%, при определении плотности воздуха ~3%, при измерении площади поверхности купола ~2%).
ЗАВИСИМОСТЬ КОЭФФИЦИЕНТА СОПРОТИВЛЕНИЯ КУПОЛА сп от Дрк и q
При обтекании купола парашюта воздухом (фиг. 3.4), или при движении купола в неподвижном воздухе под куполом создается повышенное давление р\, а за куполом — пониженное по сравнению с атмосферным — давление р^.
Фиг. 3.4. Схема обтекания купола парашюта воздухом.Фиг. 3.4. Схема обтекания купола парашюта воздухом.Фиг. 3.5. Схема купола в потоке.Фиг. 3.5. Схема купола в потоке.
Фиг. 3.4. Схема обтекания купола парашюта воздухом.
Фиг. 3.4. Схема обтекания купола парашюта воздухом.
Фиг. 3.5. Схема купола в потоке.
Фиг. 3.5. Схема купола в потоке.
Разность между давлением на внутренней и внешней сторонах купола ^рк называется перепадом давления на куполе
^Рк = Pi~ Р».
Если р^ = аро, где а < 1, то
ДРк = Р1 — аро-
В правой части уравнения прибавим и вычтем ро, тогда ^Рк= Р1 + Ро — ро — аро-
Но так как
pV2
Pl — Ро = q, a q = —, то
^Рк = qA-^ — ^Po-(3.9)
5*5*Таким образом, перепад давления на куполе больше скоростного напора q на величину J1—а^ро»
5*
5*
67
Продувкой куполов парашютов в аэродинамической трубе на скорости от 16 до 120 м/сек (при скоростных напорах от 16 до 900 кГ/м^ установлено, что для куполов из ткани с воздухопроницаемостью до 500 л/м2 сек перепад давления Арк 184 1,6 <7 или ^pк|q «1,6.
Определение зависимости сп от Дрк и q
Сила сопротивления купола Qn равна произведению перепада давления Дрк на площадь миделя купола Fx (фиг. 3.5)
Qn = MkFx.
Но сила сопротивления купола также равна
О =^cF
хп 2 п‘
Приравнивая правые части этих равенств, можно записать, что
ApKFx =cnF
Так как ^- = q, a Fx = pFn(P < 1), получим^P$Fn = Ч^У* п,
откуда
<7
Учитывая, что для некоторых куполов парашютов, изготовленных из воздухопроницаемой ткани, ^- = 1,6 и задаваясь значения-
F, ми р = — , можно получить следующие возможные пределы значе- пий сп.
Плоская пластинка из воздухопроницаемой ткани, (натянутой на жесткую рамку. В данном случае Fx = Fn; р = 1. Тогда
сп = ^- = Ы,6 = 1,6.q
Полусферический купол из воздухопроницаемой ткани.
F» = ^ Fx=^-; Fx = 0,5Fn; р = 0,5.
Здесь (при воздухопроницаемости порядка 500 л/мРсек)
сп = 0,5-1,6 = 0,8.
Ленточный полусферический купол. В этом случае согласно экспериментальным данным
= 1,2-
q
Кроме того, для купола такой формы р = 0,5. Тогда
сп = 0,5-1,2 = 0,6.
Купол «плоский круг в раскрое». В воздухе купол принимает форму, подобную показанной на фиг. 3.6.
В зависимости от количества и длины строп, природы и воздухопроницаемости ткани, отношение диаметра dx к диаметру купола в раскрое DK колеблется в пределах 0,6—0,7.
Пусть
dX1 = 0,6/)к, а
Fx == о 36F ; Pj =0,36;
р2 —0,49.
Принимая = 1,6, получим
сп, = 0,36-1,6 = 0,58; сП! = 0,49.1,6 = 0,78.
ЗАВИСИМОСТЬ КОЭФФИЦИЕНТА СОПРОТИВЛЕНИЯ ПАРАШЮТАсп ОТ РАЗНЫХ ФАКТОРОВ
Коэффициент сп зависит от целого ряда таких факторов как: форма и размеры купола парашюта, удельная весовая нагрузка G/Fu, природа и воздухопроницаемость ткани купола, скорость снижения, количество и длина строп, способ крепления строп купола к грузу, удаление купола от груза, конструкция купола.
Зависимость сп от фофмы купола
Сопротивление воздуха движущимся телам зависит в значительной степени от формы тела. Чем менее удобообтекаема форма тела, тем большее сопротивление испытывает тело при движении в воздухе.
При конструировании купола парашюта изыскивают такую форму купола, которая при наименьшей площади купола обеспечивала бы наибольшую силу сопротивления. Иначе говоря, при минимальной площади поверхности купола парашюта, т. е. при минимальной затрате материала, форма купола должна обеспечивать грузу заданную скорость приземления.
В" зависимости от формы купола парашюта значение сп колеблется в пределах 0,3—1,6.
Рассмотрим некоторые формы куполов парашютов, расположив их в порядке возрастания коэффициента сопротивления.
Ленточный купол полусферической формы(сп = 0,3—0,6)
Поверхность купола составлена из взаимно пересекающихся лент одинаковой ширины. Наибольшая плотность заполнения поверхности купола лентами у его полюсной части и наименьшая — у
Фиг. 3.7. Ленточный купол в воздухе.Фиг. 3.7. Ленточный купол в воздухе.нижней кромки. В среднем площадь просветов между лентами равна 0,2—0,4 от поверхности полусферы. Отношение поверхности лент к поверхности полусферы называется коэффициентом заполнения купола. Коэффициент заполнения купола обычно равен 0,7—0,8. По поясам коэффициент равен от 0,6 — у нижней кромки, до 1—у полюсной части купола.
Фиг. 3.7. Ленточный купол в воздухе.
Фиг. 3.7. Ленточный купол в воздухе.
Вид в воздухе ленточного купола, применявшегося в Германии в 1944 г., приведен на фиг. 3.7.
Несмотря на относительно малый коэффициент сопротивления ленточные куполы применяются в спасательных и посадочных тормозных парашютах, так как обладают ценным свойством постепенно напол
няться воздухом. Это обеспечивает относительно небольшие нагрузки на парашют, что очень важно при раскрывании парашюта на большой скорости. Кроме того, ленточные куполы обеспечивают устойчивое (без раскачиваний) снижение груза (парашютиста) в воздухе, что важно при приземлении. К недостаткам ленточных _ куполов относятся относительно большой вес, высокая стоимость изготовления, большая скорость приземления и вращение в воздухе при снижении. Последнее обстоятельство усложняет приземление, а при прыжке с большой высоты может вызвать тошноту и необходимость снять кислородную маску.
Ленточный купол с концентрически расположенными лентами
(фиг. 3.8) 'Применяется в качестве посадочного тормозного средства, сокращающего пробег самолета при посадке.
Фиг. 3.8. Ленточный купол с концентрически расположенными лентами.Фиг. 3.8. Ленточный купол с концентрически расположенными лентами.
Фиг. 3.8. Ленточный купол с концентрически расположенными лентами.
Фиг. 3.8. Ленточный купол с концентрически расположенными лентами.
Купол комусной формы * (сп = 0,3—0,6)
.При снижении такой купол (фиг. 3.9, а) принимает форму усеченного конуса с полусферической покрышкой (фиг. 3.9, б).
Фиг. 3.9. Купол конусной формы (а) при обтекании воздухом (б).Фиг. 3.9. Купол конусной формы (а) при обтекании воздухом (б).Фиг. 3.10. Купол конусной формы с кольцевым пояском.Фиг. 3.10. Купол конусной формы с кольцевым пояском.
Фиг. 3.9. Купол конусной формы (а) при обтекании воздухом (б).
Фиг. 3.9. Купол конусной формы (а) при обтекании воздухом (б).
Фиг. 3.10. Купол конусной формы с кольцевым пояском.
Фиг. 3.10. Купол конусной формы с кольцевым пояском.
Купол конусной формы используется в качестве стабилизирующего парашюта, обеспечивающего устойчивое (без раскачивания) падение груза. Для других типов парашютов конусные куполы применяются редко, так как имеют малый коэффициент сопротивления. На коническую часть купола расходуется много ткани, которая увеличивает мидель купола незначительно и, следовательно, с экономической точки зрения используется нерационально.
Прототип конусного купола запатентован в Федеративной республике Германии (автор С. Виния) в 1951 г. (патент 807459). Этот купол, названный куполом с кольцевым пояском, отличается от конусного тем, что из его боковой поверхности удалена часть ткани (фиг. 3.10). Вытекание части воздуха через образовавшуюся щель приводит к уменьшению нагрузки на купол при его наполнении. Коэффициент сопротивления у купола с кольцевым пояском меньше, чем у конусного купола.
Круглый купол (сп = 0,6—0,8)
Этот купол, имеющий форму «плоского круга в раскрое» при расположении на плоскости совпадает с ней всеми своими точками. Известны два основных вида таких куполов.
Первый вид — купол составлен из трапециевидных полотнищ, которые, в свою очередь, составлены из клиньев. Количество клиньев в полотнище определяется высотой полотнища и шириной ткани, так как в швы, соединяющие клинья, входит кромка ткани (фиг. 3.11). Количество полотнищ круглого купола определяется количеством строп. Стропы пересекаются в полюсной части и закрепляются у нижней кромки купола и у полюса зигзагообразной строчкой. Основным недостатком круглого купола, изготовленного из плотной ткани, является неустойчивое снижение в воздухе (с раскачиванием), что усложняет приземление.
Второй вид — круглый купол, выполнен из четырех секций (фиг. 3.12) (конструкции Ф. Д. Ткачева), или купол с радиальными щелями (фиг. 3.13). Такие куполы устойчивы при снижении.
Плоский квадратный купол со срезанными углами(сп = 0,8—4,0)
Купол [2] составлен из сплошных параллельных полотнищ, ширина которых обычно равна ширине ткани. Поверхность купола обычно усиливается тесемками, расположенными перпендикулярно к швам, соединяющим полотнища. Стропы прикрепляются у нижней кромки купола к петлям, являющимся продолжением тесемок, усиливающих купол. Простота и относительно низкая стоимость изготовления купола квадратной формы выгодно отличают его от куполов других форм. Схемы куполов квадратной формы показаны на фиг. 3.14 и 3.15 [3] (конструкции Н. А. Лобанова). Диагонально 72
Фиг. 3.11. Монтажная схема купола «плоский круг в раскрое».
Фиг. 3.12. Купол «плоский круг в раскрое» четырехсекци- оняый.
74
расположенные на куполе усилительные тесемки значительно укрепляют купол и ограничивают распространение возможных разрывов ткани.
Купол «треугольной» формы (сп — 0,8—1,0)
Купол плоский, составлен из двух геометрических фигур - равнобедренной трапеции и полукруга (фиг. 3.16), состоящих из отдельных полотнищ, ширина которых равна ширине ткани [4].
Фиг. 3.16. Купол «треугольной» фор- фиг. 317 Снижение в воздухе двух- мы. купольной парашютной системы.Фиг. 3.16. Купол «треугольной» фор- фиг. 317 Снижение в воздухе двух- мы. купольной парашютной системы.В воздухе купол принимает треугольную форму. Снижается парашют устойчиво, без раскачиваний. Одна сторона купола не имеет строп, вследствие чего при
Фиг. 3.16. Купол «треугольной» фор- фиг. 317 Снижение в воздухе двух- мы. купольной парашютной системы.
Фиг. 3.16. Купол «треугольной» фор- фиг. 317 Снижение в воздухе двух- мы. купольной парашютной системы.
снижении образуется канал, через который большая часть воздуха из-под купола вытекает в сторону. Вытекающая струя воздуха создает реактивную силу, действующую на купол в направлении, ■противоположном истечению воздуха. Эта сила обеспечивает горизонтальное перемещение купола в воздухе, что успешно используется спортсменами-парашютистами, направляющими действие реактивной силы в желаемом (для приземления) направлении.
Подобные каналы для одностороннего вытекания воздуха из- под купола осуществляются на куполах и других форм, в частности, на куполе квадратной формы.
Купол треугольной формы изготовлять сложнее, чем квадратный или купол формы «плоский круг в раскрое», поэтому он имеет ограниченное применение.
Много ку по льн а я парашютная система (сп = 0,8—1,0)
Система состоит из группы куполов одинаковой площади, связанных с грузом отдельными соединительными звеньями. Все куполы многокупольной системы располагаются примерно на одном уровне, несколько отклоняясь друг от друга при снижении си- j стемы в воздухе..
Примером двухкупольной системы может служить система, показанная на фиг. 3.17.
Многокупольные системы имеют перед однокупольными ряд преимуществ, особенно для грузов большого веса. Так, при многокупольной системе с куполами одного размера, например, для груза весом 100 кг, можно сбрасывать грузы весом 200, 300, 400 кг и более на двух, трех, четырех и более куполах, соединенных в одну систему. Отдельные куполы относительно малых размеров проще и легче укладывать в упаковку. При разрыве одного купола многокупольной системы груз приземляется с допустимой для сохранности груза скоростью, тогда как разрыв купола при однокупольной системе особенно в полюсной его части, приводит обычно к разрушению груза при приземлении. Куполы малых размеров проще изготовлять. В многокупольной системе поврежденный купол можно легко заменить запасным, тогда как повреждение одного большого купола полностью выводит его из строя и требует сложного заводского ремонта. Обычно при многокупольной системе груз более устойчиво снижается в воздухе.
Все эти преимущестйа многокупольной системы полностью окупают несколько большой расход материала, необходимого для изготовления такой системы (см. гл. XI, стр. 207).
Купол прямоугольной формы (сп=1,0—1,6)
Купол плоский, составлен из параллельно расположенных сплошных полотнищ (фиг. 3.18). Чем больше отношение большей стороны купола к меньшей, тем больше коэффициент сопротивления купола сп. При отношении сторон, равном 3:1, коэффициент сп=1,4—1,6.
К недостаткам этого купола относится неустойчивость его формы в воздухе. Купол стремится принять форму лопасти и снижается с вращением или рысканьем относительно вертикальной оси.
Вращающийся купол (сп ^= 1—1,6)
При снижении купол вращается относительно своей продольной оси. Это обеспечивает устойчивое вертикальное снижение груза с парашютом и высокий коэффициент сопротивления сп. На фиг. 3.19 приведен пример прямоугольного вращающегося купола, который при снижении вращается парой реактивных сил, создаваемых струями воздуха, вытекающими через стороны купола, лишенные строп (предложен И. И. Мухиным, 1941 г.).
На фиг. 3.20 приведены вращающиеся куполы круглой (а) и крестообразной (б) формы (предложен И. А. Петровым, 1941 г.). Купол круглой формы, вращаясь, обеспечивает устойчивое снижение, но незначительно повышает коэффициент сопротивления (ис-
пытан Ф. С. Чуриковым в лаборатории Московского университета в 1936 г.). Вращение обеспечивается струями воздуха, вытекающими через отверстия, расположенные вдоль параллели купола.
Широкое использование вращающихся куполов ограничено из- за необходимости устанавливать вертлюг между коушем строп купола и грузом.
При изготовлении вращающихся куполов особое внимание нужно обращать на обеспечение строгой симметричности купола, осо-
Фиг. 3.18. Купол прямоугольной формы.Фиг. 3.18. Купол прямоугольной формы.Фиг. 3.19. Купол прямоугольный вращающийся.Фиг. 3.19. Купол прямоугольный вращающийся.Фиг. 3.20. Куполы вращающиеся круглой (а) и крестообразной (б) формы.Фиг. 3.20. Куполы вращающиеся круглой (а) и крестообразной (б) формы.
Фиг. 3.18. Купол прямоугольной формы.
Фиг. 3.18. Купол прямоугольной формы.
Фиг. 3.19. Купол прямоугольный вращающийся.
Фиг. 3.19. Купол прямоугольный вращающийся.
Фиг. 3.20. Куполы вращающиеся круглой (а) и крестообразной (б) формы.
Фиг. 3.20. Куполы вращающиеся круглой (а) и крестообразной (б) формы.
бенно по длине строп. Купол со стропами разной длины обычно ’ снижается неустойчиво. Повышенные требования к симметричности купола окупаются высоким коэффициентом сопротивления и хорошей устойчивостью вращающегося купола при снижении.
Зависимость сп от размеров купола
При увеличении площади купола парашюта до 2 ж2 у обычных куполов, за исключением ленточных и вращающихся, коэффициент сопротивления купола сп увеличивается; при дальнейшем увеличении площади купола сп увеличивается незначительно.
У вращающихся куполов парашюта сп с увеличением площади купола несколько уменьшается, что можно объяснить снижением числа оборотов у куполов большей площади. Так, купол площадью 0,1—0,5 м2 делает 400—500 об/мин, а площадью 40 ж2 —всего 15— 20 об/мин.
Зависимость сп от удельной весовой нагрузки Gr/Fn
При увеличении удельного веса нагрузки повышается давление на единицу площади ткани купола, ткань деформируется (растягивается) и ее воздухопроницаемость увеличивается. Просачивание воздуха через ткань снижает перепад давления &рк, а следовательно, и коэффициент сопротивления Сп- Кроме того, увеличение удельного веса нагрузки вызывает уменьшение Fx и, следовательно, р.
Так, у обычных куполов при Gr/Fn = 20 кг/м? и более сп = = 0,5—0,3, а при Gr/Fn = 1,6—5 кг/м? коэффициент с„ = 0,8—0,6.
Зависимость сп от природы волокна и воздухопроницаемоститкани купола
Воздухопроницаемость ткани купола парашюта зависит от природы волокна ткани, из которой выполнен купол.
У купола из перкаля коэффициент сопротивления на 20% выше, чем у купола из капроновой ткани. Следовательно, для обеспечения заданной скорости приземления купол из перкаля по площади будет на 20% меньше купола из капрона, хотя воздухопроницаемость этих тканей одинакова (по приборным измерениям).
При увеличении воздухопроницаемости ткани коэффициент сопротивления купола уменьшается в связи с уменьшением перепада давления. У обычных куполов при увеличении воздухопроницаемости ткани от 100 до 800 л/м^сек коэффициент сп уменьшается на 10%, а при увеличении от 800 до 1400 л/м^сек — на 20%. При увеличении воздухопроницаемости до 1800—2000 л/м^сек уменьшение сп достигает 30—40"%. Купол парашюта, изготовленный из такой ткани, наполняется только при скорости менее 15—20 м/сек. Как было указано ранее, эта скорость называется критической скоростью наполнения купола Кок- При скорости системы, большей Уок, или, в данном случае, большей 20 м/сек, количество воздуха, втекающего в купол, будет равно количеству воздуха, вытекающего через ткань купола. Перепад давления будет незначительным и купол полностью не наполнится. Если сопротивление частично выполненного купола способно погасить скорость системы до Уок, то с момента достижения системой скорости УОк наполнение купола будет продолжаться и он наполнится полностью. Может иметь место другой случай, когда система сначала движется со скоростью, меньшей -или равной Уок. Купол парашюта наполнен полностью. Затем скорость системы увеличивается и купол парашюта остает-
ся выполненным полностью только до момента достижения системой определенной скорости, при которой купол парашюта начинает складываться. Скорость, при которой наполненный воздухом купол парашюта начинает складываться, называется критической скоростью складывания купола и обозначается VK.C. Критическая скорость складывания всегда меньше критической скорости наполнения купола Кок.
Vм/секVм/секJimJimФиг. 3.21. Изменение силы сопротивле-ния складывающегося купола при уве-личении скорости потока (сплошнаякривая) и наполняющегося купола приуменьшении скорости (пунктирная кри-вая).Фиг. 3.21. Изменение силы сопротивле-ния складывающегося купола при уве-личении скорости потока (сплошнаякривая) и наполняющегося купола приуменьшении скорости (пунктирная кри-вая).На фиг. 3.21 показано изменение силы сопротивления купола парашюта в связи со складыванием купола при увеличении скорости потока и с наполнением — при уменьшении скорости. При увеличении скорости до VK.c сопротивление полностью наполненного купола Qn увеличивается по квадратичному закону. При упкг дальнейшем увеличении скорости купол складывается, а сила сопротивления уменьшается до того момента, когда купол достигнет формы равновесия частично наполненного купола. С этого момента сила сопротивления начинает снова возрастать по квадратичному закону. При уменьшении скорости до Уок сохраняется форма равновесия частично наполненного купола. При дальнейшем уменьшении скорости купол наполняется полностью, а сила сопротивления увеличивается. Увеличение сопротивления купола объясняется тем, что площадь сопротивления наполняющегося купола увеличивается быстрее, чем убывает квадрат скорости. С момента полного наполнения купола, когда площадь сопротивления достигает предельного и постоянного для данного купола значения, сила сопротивления убывает пропорционально квадрату уменьшающейся скорости.
Vм/сек
Vм/сек
Jim
Jim
Фиг. 3.21. Изменение силы сопротивле-ния складывающегося купола при уве-личении скорости потока (сплошнаякривая) и наполняющегося купола приуменьшении скорости (пунктирная кри-вая).
Фиг. 3.21. Изменение силы сопротивле-ния складывающегося купола при уве-личении скорости потока (сплошнаякривая) и наполняющегося купола приуменьшении скорости (пунктирная кри-вая).
У вращающихся куполов с увеличением воздухопроницаемости ткани сп уменьшается в значительной степени. Так, например, при увеличении воздухопроницаемости от 100 до 600 л!м2сек коэффициент сопротивления сП уменьшается в 2 раза. При дальнейшем увеличении воздухопроницаемости ткани сп уменьшается так же,, как у обычного невращающегося купола. Значительное уменьшение ст вращающегося купола в связи с увеличением воздухопроницаемости ткани купола можно объяснить уменьшением числа оборотов купола. Интенсивно протекающий через ткань воздух снижает число оборотов куполр и, кроме того, уменьшает перепад
давления Арк- Все это вызывает уменьшение сопротивления купола и сводит к нулю преимущества вращающегося купола перед обычным невращающимся.
Зависимость сп от скорости снижения
У обычных парашютных куполов при увеличении скорости коэффициент сп несколько уменьшается вследствие уменьшения миделя купола. Напомним зависимость сп от Fx;
q где
Фиг. 3.22. Изменение коэффициента сопротивления ленточного купола при увеличении числа М.Фиг. 3.22. Изменение коэффициента сопротивления ленточного купола при увеличении числа М.
Фиг. 3.22. Изменение коэффициента сопротивления ленточного купола при увеличении числа М.
Фиг. 3.22. Изменение коэффициента сопротивления ленточного купола при увеличении числа М.
Так как с увеличением скорости Fx уменьшается, то уменьшается р, а следовательно, и сп.
У некоторых обычных куполов при увеличении скорости движе
ния системы, если она меньше критической скорости складывания
Ук.с, сп практически не уменьшается. Если скорость движения системы или потока воздуха больше Ук.с, то купол начинает складываться и сп резко уменьшается.
У вращающихся куполов с увеличением скорости движения число оборотов купола увеличивается, в связи с чем повышается коэффициент сопротивления ку- пола Сд.
У ленточных куполов сп с уве
личением скорости интенсивно уменьшается, так как критическая скорость складывания ленточного купола Ук.с мала. При скорости, большей Ук.с, купол складывается и мидель его резко сокращается, что приводит к уменьше-. нию сопротивления и коэффициента сп (фиг. 3.22) [5].
На сверхзвуковых скоростях уменьшение сп происходит вследствие отрыва пограничного слоя в виде конуса вдоль строп купола и в этом случае купол парашюта располагается в дозвуковом потоке [6].
Зависимость сп от количества строп купола
С увеличением количества строп коэффициент сп увеличивается на 10—15%, но, если количество строп больше, чем определено для данного парашюта, то сп уменьшается, так как при большом количестве строп входное отверстие купола перекрывается. Это поло-
жение наглядно подтверждается фиг. 3.23, из которой видно, что мидель купола с 8 стропами заметно меньше, чем мидель купола с 16 стропами. Увеличение количества строп купола сверх 16 не вызывает заметного увеличения миделя.
Количество строп купола определяется длиной нижней кромки купола и расстоянием между стропами, которое у обычных куполов равно 600—1000 мм. Исключением являются стабилизирующие и тормозные куполы, у которых расстояние между двумя соседними стропами 50—200 мм в связи с тем, что длина нижней кромки купола относительно мала и на такой кромке невозможно разместить большое количество строп, необходимое из условий прочности.
Фиг. 3.23. Схема изменения миделя купола с увеличением количества строп.
На фиг. 3.7 показан ленточный купол с большим количеством коротких строп, закрепленных по нижней кромке. Это обеспечивает максимальный мидель купола; во избежание перекрытия входного отверстия купола большое число коротких строп закреплено на 12 основных параболообразных стропах.
Зависимость сп от длины строп купола
Рассмотрим фиг. 3.24. Купол принимает форму равновесия в том случае, когда при определенной длине стропы нижняя кромка стягивается под действием силы Р. Угол между стропой и осью купола обозначим а. При уменьшении длины стропы мы получим угол оь больший угла а. Стягивающая сила увеличивается ^Рх >Р), и равновесие купола нарушается. Под действием силы Р\ кромка купола с короткими стропами сжимается. Как видно из фиг. 3.24, мидель купола с короткими стропами меньше, чем мидель купола с длинными стропами; уменьшение миделя приводит к уменьшению коэффициента сп. ;
Следует отметить, что при значительном укорочении строп купол принимает удобообтекаеуую форму, частично наполненную 6 Н. А. Лобанов 81
Фиг. 3.24. Схема уменьшения миделя купола при уменьшении длины строп.Фиг. 3.24. Схема уменьшения миделя купола при уменьшении длины строп.воздухом , что приводит к уменьшению перепада давления Арк и, следовательно, к дополнительному уменьшению сп.
Фиг. 3.24. Схема уменьшения миделя купола при уменьшении длины строп.
Фиг. 3.24. Схема уменьшения миделя купола при уменьшении длины строп.
Очевидно, можно указать такую длину строп, при которой купол не сможет наполняться воздухом.
На фиг. 3.25 показана экспериментальная зависимость коэффициента сопротивления сп от длины стропы для куполов парашютов разного типа: 1) ленточного (см. фиг. 3.7); 2) квадратного из капроновой ткани; 3) круглого из перкаля «П» (см. фиг. 3.12);
4) квадратного, из шелка «К», 5) квадратного из перкаля «Б» (см. фиг. 3.15).
Из приведенных данных следует, что увеличением длины строп можно повысить коэффициент сопротивления купола сп и, следовательно, обеспечить заданную скорость приземления или снижения при меньшей площади купола. Однако следует помнить, что увеличение длины строп приводит также к увеличению веса купола, поэтому, прежде чем увеличивать длину строп, необходимо оценить, выгодно ли это.
Из фиг. 3.26 [7] следует, что при увеличении длины строп в 2 раза коэффициент сопротивления купола увеличивается только в 1,23 "раза.
Следовательно, увеличивая длину строп в 2 раза, можно уменьшить площадь купола в 1,23 раза.
Рассмотрим купол спасательного парашюта. Вес купола 3900 г, вес строп 1100 г, вес купола со стропами 5000 г. Увеличив длину строп в 2 раза и уменьшив площадь купола в 1,23 раза, получим: вес купола 3170 г, вес строп 2200 г, вес купола со стропами 5370 г, т. е. на 370 г больше веса купола с более короткими стропами.
Если увеличить длину строп в 3 раза, то площадь купола можно уменьшить в 1,3 раза. Тогда вес купола и строп будет равен 6300 г, т. е. на 1300 г больше кулола с короткими стропами.
Приведенный пример поясняет, почему на практике используют длину строп, равную 0,8—1,0 диаметра купола в раскрое, хотя из фиг. 3.26 видно, что наибольшее значение сп имеет место при длине строп, равной трем диаметрам купола в раскрое.
В ряде случаев наиболее экономичен по весу, а следовательно, и по расходу материалов, купол с относительно невысоким коэффициентом сопротивления сп при правильно выбранной длине строп.
Фиг. 3.25. Экспериментальная зависимость, коэффициента сопротивления купола от длины строп. 1 — купол ленточный; 2 — купол квадратный из капроновой тканн; 3 — купол круглый четырехсекционный из перкаля «П»: 4 — купол квадратный из шелка «К»;
5 — купол квадратный из перкаля «Б».
Фиг. 3.26. Изменение коэффициента сп купола парашюта в зависимости от скорости потока и длины строп.
Зависимость сп от размера полюсного отверстия купола
Увеличение размера полюсного отверстия приводит к пропорциональному уменьшению коэффициента сп. В ряде конструкций куполов полюсное отверстие большого размера применяется для уменьшения критической скорости наполнения купола Уок и, следовательно, нагрузки на купол парашюта в момент наполнения (подробнее см. гл. VIII).
ЛИТЕРАТУРА
Техническое описание парашюта Д-1.
Техническое описание парашюта ПЛ-ЗМ.
Техническое описание парашюта ПД-47.
Le parachute Hoffman pour avions, «Revue des Forces Aeriennes», p. 1932, No. 35.
Экспресс-информация ВИНТИ, 1959, серия «Самолетостроение».
IAC, Paper 60—19.
Brown W. D^ Parachutes, London, 1951.
Лобанов H. А., Парашюты, изд, ВВИА им. Н. Ё. Жуковского, М., 1953.
Глава IV
НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА КУПОЛ ПАРАШЮТА
НАГРУЗКИ НА КУПОЛ ПАРАШЮТА ПРИ УСТАНОВИВШЕМСЯДВИЖЕНИИ
При установившемся движении системы в воздухе на наполненный купол парашюта действует нагрузка, равная 'сопротивлению воздуха
О = -^сЕ
2 GnZ п*
Примерами установившегося движения могут служить: 1) обтекание купола парашюта, продуваемого в аэродинамической трубе потоком воздуха постоянной скорости; 2) снижение парашюта с грузом с установившейся скоростью.
НАГРУЗКИ НА КУПОЛ ПАРАШЮТА ПРИ НАПОЛНЕНИИ ВОЗДУХОМ
В процессе наполнения купола парашюта воздухом изменяется площадь миделя купола и его форма, значительно изменяется скорость системы и наполняющийся купол увлекает все увеличивающуюся массу воздуха. Процесс наполнения купола является дважды нестационарным — 'изменяются и площадь сопротивления и скорость. Поэтому вполне понятны трудности, ограничивающие возможность экспериментальных и теоретических исследований, а также моделирования неустановившихся режимов обтекания купола парашюта.
При рассмотрении экспериментальных данных, полученных В. С. Ереминым в 1947—1949 гг., автором было установлено, что сопротивление купола парашюта в момент полного наполнения при скорости Ен примерно в 2 раза больше сопротивления того же купола парашюта при той же скорости VH, но при установившемся движении [1].
Если через 7?птах обозначить сопротивление купола в момент полного наполнения, то можно записать, что
Rn max 2Qn = рЕцСпЕп,
где
2 п’
Ун— скорость системы в момент полного наполнения купола в м]сек;
c„ — коэффициент сопротивления купола парашюта, отнесенный к площади парашюта Fn при скорости Ун;
Fn — площадь поверхности купола в ж2;
р — массовая плотность воздуха на высоте наполнения купола в кгс- сек2[м\
Опыты по определению максимальных нагрузок, действующих на куполы парашютов разного размера, были проведены на куполах квадратной формы, изготовленных из шелковой ткани по ГОСТу 1637—42*. Площади поверхности куполов были равны 1; 3; 7; 11; 15; 20; 25; 30 и 42,5 ж2. Вес системы груз—парашют 100 кг. Скорость системы Уо для всех куполов 90 м]сек. Сбрасывание груза с куполами этих размеров производилось с горизонтально летящего самолета на высоте 100 ж от земли. Движение системы регистрировалось при помощи киноаппаратов.
Обработка кинопленки позволила получить значение скорости Ун и ускорения системы к'моменту полного наполнения купола.
Нагрузки измерялись динамометром, работающим по принципу Бринеля и включенным в систему подвески груза. Измерением диаметра отпечатка стального шарика на тарированной плашке динамометра было определено максимальное сопротивление купола ^ишах- Результаты опытов приведены в табл. 4.1, где для сравнения показаны результаты определения Qa по Ун и отношение ^nmax/Qn-
Таблица 4.1
Fn ......
VH ПО опытным
1
3
7
9
11
15
20
25
30
42,5
данным . . . ^п max ПО ОПЫТ-
83,27
70,3
48,45
55,57
41,0
32,0
29,3
26,0
19,64
15,61
ным данным . Qn из расчета
547,5
1177,5
1733
2239,6
2038,3
1661,6
1695
1645
1265
1272,5
по Ун . . . .
316,5
695
814
1390
936
806
920
930
652
595
Fnmax/Qn . . .
1,73
1,7
2,13
1,61
2,18
2,06
1,84
1,77
1,94
2,14
Из результатов табл. 4.1 следует, что Fnmax = (1,61—2,18)Qn. Учитывая погрешности при измерениях, можно принять Fnmax = = 2Qn или
Рп max= рУHCnFn. (4.1)
Однако приведенное соотношение задачу не решает, так как входящая в его правую часть скорость Ун неизвестна. Для полного решения задачи необходимо найти еще одно уравнение, связывающее /?птах и Ун. В качестве такого соотношения используем извест- 86
Фиг. 4.Г. Схема изменения скорости системы от Vo до VH при наполнении купола парашюта.Фиг. 4.Г. Схема изменения скорости системы от Vo до VH при наполнении купола парашюта.ное уравнение движения системы в момент полного наполнения купола, когда скорость системы равна VH.
Фиг. 4.Г. Схема изменения скорости системы от Vo до VH при наполнении купола парашюта.
Фиг. 4.Г. Схема изменения скорости системы от Vo до VH при наполнении купола парашюта.
Для упрощения вывода расчетной формулы зависимости ^пшах от скорости системы к моменту начала наполнения купола, веса системы, площади поверхности купола парашюта, конструкции и воздухопроницаемости" купола, высоты его раскрывания и, пр. приняты следующие допущения:
система груз—парашют в момент полного наполнения купола снижается вертикально;
максимальная нагрузка, действует на купол парашюта в момент полного наполнения. В действительности нагрузка, близкая к максимальной, действует на купол парашюта и при наполнении только его полюсной части;
скорость системы (фиг. 4.1) в конце наполнения купола больше или равна установившейся скорости снижения системы на высоте наполнения (Ун > Уон).
Неточность допущений, принятых при выводе расчетной формулы для Кпшах> скомпенсируется тем, что в расчетную формулу войдет опытный коэффициент, учитывающий как неточность допущений, так и влияние таких факторов, как присоединенная масса возду
ха, увлекаемая наполняющимся куполом, природа волокна и воздухопроницаемость ткани, форма и конструкция купола, упругие свойства материалов и др.
Принимая во внимание принятые допущения, запишем уравнение движения в следующем виде:
mjmax = G—R,(4.2)
где /шах — 'максимальное ускорение (замедление) в момент полного наполнения купола;
R— сопротивление системы груз—парашют.
В уравнение (4.2) скорость Ун явно не входит, поэтому преобразуем его, выразив /щах через среднее ускорение
(4.3)(4.3)/*ах ^/ср1
(4.3)
(4.3)
Из фиг. 4.1 следует, чтоИз фиг. 4.1 следует, что/ср/срУн-УоУн-УоТогдаТогда/max &/max &Ун-УоУн-Уо(4.4)(4-5)(4.4)(4-5)
Из фиг. 4.1 следует, что
Из фиг. 4.1 следует, что
/ср
/ср
Ун-Уо
Ун-Уо
Тогда
Тогда
/max &
/max &
Ун-Уо
Ун-Уо
(4.4)
(4-5)
(4.4)
(4-5)
В соотношении (4.5) заменяем /„, используя при этом связь между пройденным расстоянием, скоростью и временем.
Известно, что -путь SH, проходимый системой за время наполнения купола, пропорционален его диаметру [2]
S^c/X*.(4.6)
Здесь с — коэффициент пропорциональности, зависящий от конструкции и воздухопроницаемости купола.
С другой стороны, путь наполнения купола можно выразить через среднюю скорость и время наполнения
5н = а-^Ми,.(4.7)
где а — коэффициент, равный отношению SH к площади трапеции (см. фиг. 4.1).
На основании уравнений (4.6) и (4.7) можно записать, что
(4.8)(4.8)2с/ Гпа (Уо + Ун)
(4.8)
(4.8)
Используя это выражение, из (4.5) получим
На основании (4.9) уравнение (4.2) запишем в виде
R = "[/X - К (^ - ^)] .(4.10)
У
Здесь
К = -^- сек^/м.^Cg
соотношениемсоотношениемЗаменим в уравнении (4.10) значение сопротивления системы
соотношением
соотношением
R = рУн^Х+ Af^ ,
^’Зависимость SH = с V Fn экспериментально подтверждена В. С. Ереминым 88
а значение веса системы соотношением
G = -^ (cHFn + сг/г).
Тогда уравнение (4.10) можно записать в виде
- =/ Fn- KV^ + КУ^ Ро^пр ^FU + ^Jr)
(4. И)(4. И)ИЛИ
(4. И)
(4. И)
” д’
где
Ро
11 cnFn + crfr
Решая уравнение (4.1) и (4.11) относительно йптах, получим расчетную формулу, показывающую зависимость максимальной нагрузки, действующей на купол парашюта при наполнении, от скорости системы Йо в момент начала наполнения, веса системы G, выраженного через квадрат скорости приземления 1/„р, площади поверхности купола парашюта Ел, конструкции купола, природы волокна и воздухопроницаемости ткани, выраженных через К, высоты наполнения купола:
'„ =Fkc-p ^^^ .
Ап max о п о
д где
т,216G
К пр — ~’
cnF п + crfr
А — относительная плотность воздуха на высоте наполнения купола парашюта;
СХ+ "Yfr
vj = (при Рн < 120 м/сек т] = 1);
cnFn + cTfr
с^ и с' — коэффициенты сопротивления купола, парашюта и груза при 1/н соответственно;
Vo—скорость системы в момент начала наполнения купола парашюта в м]сек;
Рц— площадь поверхности купола в ж2;
/(— определяемый экспериментально коэффициент, величина которого зависит от конструкции купола парашюта, природы волокна (шелк, хлопок, лен, искусственное волокно), структуры и воздухопроницаемости ткани купола.
Численные значения коэффициента К для отдельных тканей куполов без конструктивной воздухопроницаемости приведены в табл. 4.2.
Таблица 4.2
Наименование ткани
Воздухопроницаемость ткаии л!мг • сек
К сек2'м
Натуральный шелк «Г»
100—300
0,027
Натуральный шелк «К»
600—800
0,01
Капрон арт. 1521/14179
1600
0,007—0,0065
Капрон арт. 1519/14178
2000
0,006—0,0055
Анализ нагрузок, действующих на куполы парашютов заданной конструкции, и наготовленных из определенной ткани, показывает, что коэффициент К практически не изменяется при изменении ско
рости Vo в широких пределах, высоты раскрывания парашюта, размеров парашюта и пр. Поэтому для заданного типа парашюта достаточно определить из опыта Rnmax на определенной высоте и при какой-либо одной скорости Vo, чтобы затем вычислить К по формуле:
/wax ^пр \
К = 1——— ,(4.13)
V2 / on \пр / „2max ]
дА^п )
полученной из решения уравнения (4.12) относительно К-
3. ПОРЯДОК ОПРЕДЕЛЕНИЯ МАКСИМАЛЬНОЙ НАГРУЗКИНА КУПОЛ ПАРАШЮТА ПРИ НАПОЛНЕНИИ
Определяем скорость системы Vo к моменту начала наполнения купола парашюта. Методика вычисления скорости системы по траектории, а следовательно, и 1/0 изложена в гл. II. Методика выбирается в зависимости от характера движения системы (катапультирование или сбрасывание системы из горизонтально летяще- 90
го или пикирующего летательного аппарата, с привязного аэростата, при полете системы на восходящей ветви траектории — полет ракеты или артиллерийского снаряда и др.).
Вычисляем скорость снижения системы 7Сн с наполненным куполом на высоте предполагаемого наполнения купола парашюта по заданной скорости приземления Vnp:
(4-14)
здесь А — относительная плотность воздуха на высоте наполнения купола.
Определяем первое приближение для 'значения скорости Ун к концу полного наполнения купола по формуле
приняв р = 1.
По значениям VH, вычисленным в п. 3, и по опытным кривым определяем с’п. "
Определяем 7?Птах по формуле (4.12) при -q = 1:
Ап max „ ип^ п ~ 8у2
к д
Если за время наполнения купола скорость системы не изменяется или изменяется незначительно (1/0 = Ун; Уо ~ ун); то максимальную нагрузку можно определить по формуле
Rn max" g CnFп^д, (4. 15) где коэффициент динамичности
^д = 1,1 — 2 и кд =
Примером, когда Vo = V„, может служить наполнение купола парашюта, буксируемого самолетом при постоянной скорости.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ СКОРОСТИ Vo ПО ЗАДАННОЙ МАКСИМАЛЬНОЙНАГРУЗКЕ НА КУПОЛ ПАРАШЮТА
Задача определения скорости Vo, при которой максимальная нагрузка ^?п max будет не выше заранее заданного значения, представляет практический интерес и встречается, например, в случае необ-
91
ходимости использовать уже имеющийся парашют для какой-либо новой цели.
Решая равенство (4.12) относительно Vo, получим расчетную формулу для определения Vo по Rn max:
78Дп'тахк^- + 2^/ Fn^р 4рп
ОПРЕДЕЛЕНИЕ СКОРОСТИ Ун
При выводе формулы (4.11) для определения /?Птах было получено
_ Упр.
Н Д р2
K-^+W~F?
Отсюда, заменяя выражение V^/A скоростью V^, получим
^h+^Z F„ '^h+^Z F„ '(4.17)(4.17)
^h+^Z F„ '
^h+^Z F„ '
(4.17)
(4.17)
Знать скорость VH необходимо для решения многих практических задач. Например, при раскрывании парашюта на малых высо-
Фиг. 4.2. Изменение скорости от 14 до Ун при наполнении куполов парашютов разной площади и весе системы 100 кг.Фиг. 4.2. Изменение скорости от 14 до Ун при наполнении куполов парашютов разной площади и весе системы 100 кг.
Фиг. 4.2. Изменение скорости от 14 до Ун при наполнении куполов парашютов разной площади и весе системы 100 кг.
Фиг. 4.2. Изменение скорости от 14 до Ун при наполнении куполов парашютов разной площади и весе системы 100 кг.
тах нужно знать, как отличается скорость VH от установившейся скорости снижения VCH или приземления Упр. Очевидно, что если Ун будет значительно больше УСн или Упр и если полное наполнение купола произойдет на высоте, недостаточной для гашения скорости от Ун Д° допустимой, то возможна авария. Знание скорости 92
Ун позволит при помощи известных формул вычислить время и путь, необходимые и достаточные для гашения скорости от Уп до скорости, безопасной для приземления.
Для оценки погрешности при определении скорости Ун по формуле (4.17) сравним опытные и расчетные результаты, приведенные на фиг. 4.2, При опытах было принято: вес системы— 100 кг; У о = 90 м/сек; площадь поверхности куполов 1, 3, 7, 9, 11, 15, 20, 25, 30 и 42 ж2. Ткань куполов — натуральный шелк (ГОСТ 1637—42 *).
Из фиг. 4.2 следует, что расчетные значения скорости У„ незначительно отличаются от полученных при опыте, если принять во внимание возможные ошибки измерений при опыте.
ОГРАНИЧЕНИЯ ПРИ ПРИМЕНЕНИИ ФОРМУЛ (4.12) и (4.17)
Формулы для определения Rn max и Ун выведены при допущении, что Ун > Усн. Следовательно, опытный коэффициент К при Ун > Усн можно принимать постоянным для заданного типа парашюта. Но тогда при применении формул (4.12) и (4.17) накладываются ограничения.
Оказывается этими формулами для заданного типа парашюта можно пользоваться, принимая К = const, только при определенных значениях Уо.
Из выражения (4.13), имея в виду, что У2 = 8^птах, можно Д^п
(4-18)(4.19)(4.20)(4-21)(4-18)(4.19)(4.20)(4-21)записать
(4-18)
(4.19)
(4.20)
(4-21)
(4-18)
(4.19)
(4.20)
(4-21)
Если Ун ~ Усн, то
Гл — V20 сн
Откуда
Уо = УсН + -^^(271-1).А
Или При Т) = 1
Уо = Усн +.
Если Ун = Уо, то йптах следует определять но выражению (4.1).
Примеры.
Еп = 81 ж2; К= 0,01 сек2/м; Усн = 20 ж/сек;
У о = 202 + -^- = 1300; Уо > 36,1 м/сек.
0,01’
Рп = 81 ж2; К— 0Д1 сек2/м; Усн = 6 ж/сек;
Vo = 62 + -^— = 936;' Vo > 30,6 м/сек.0,01’
Fn = 9 m2; K — 0,01 сек2/м; VCH = 6 м/сек;
Vo = 62 + -yL- = 336; Vo > 18,33 м/сек.
РАСЧЕТНАЯ МАКСИМАЛЬНАЯ НАГРУЗКА НА КУПОЛ ПАРАШЮТА
Для расчета купола и строп парашюта на прочность необходимо знать максимальную нагрузку, действующую на купол парашюта в процессе наполнения или снижения. На первый взгляд может показаться, что при расчете следует принимать нагрузку в момент наполнения купола парашюта, потому что, как было указано ранее, максимальное сопротивление купола Rnmax в момент наполнения в 2 раза больше сопротивления Qn при установившемся движении. Но это справедливо только при сравнении Rnmax и Qn при заданной -скорости VH и на заданной высоте. Практически могут встречаться случаи, когда сопротивление купола при вхождении в плотные слои атмосферы -с большой скоростью может быть в несколько раз больше Rnmax, действующей на купол в момент наполнения на большой высоте.
Поэтому во всех случаях необходимо сравнивать максимальную нагрузку Литах на купол в процессе наполнения с сопротивлением купола Qn на всем пути его снижения.
Так как
Rn max" РЛ^н^пЕп,
(Ai — высота, на которой наполняется купол парашюта), а
V2
Qn = Ph-y-cnFn,
то
Лп max будет больше Qn только при
V2
1/2 \ Ph Сп сн У н /,~•
P»i сп 2
Если парашют буксируется за горизонтально летящим самолетом и его скорость постоянна, т. е. VcaM = VH, то Rn max > Qn, и поэтому Литах будет расчетной нагрузкой.
ЛИТЕРАТУРА
Лобанов Н. А., Парашюты, изд. ВВИЛ нм. Н. Е. Жуковского, М„ 1953.
Muller W., Fallschirme fur Luftfahrzeuge, Z. F. M, 1927, Nr. 20.
Глава V
ЗАВИСИМОСТЬ МАКСИМАЛЬНОЙ НАГРУЗКИНА КУПОЛ ПАРАШЮТА ПРИ НАПОЛНЕНИИОТ РАЗЛИЧНЫХ ФАКТОРОВ
ЗАВИСИМОСТЬ finmax от СКОРОСТИ Vo
Пользуясь формулой (4.12), установим зависимость 7?Птах от Vo — скорости системы груз—парашют в момент начала наполнения купола парашюта.
При скорости Vo,
V2Р — пр сАп max^ о ^п* пV2Р — пр сАп max^ о ^п* пКУ^+/Fn
V2
Р — пр с
Ап max^ о ^п* п
V2
Р — пр с
Ап max^ о ^п* п
V2д
-пшахп-пшахпо ’сKVo + V FnRnrraxjс'KV^+V^"о ’сKVo + V FnRnrraxjс'KV^+V^"при скорости VOn
-пшахп
-пшахп
о ’сKVo + V Fn
Rnrraxjс'KV^+V^"
о ’сKVo + V Fn
Rnrraxjс'KV^+V^"
Таким образом,
Обозначим через 3 отношение Rnmaxn/Rnmaxv Тогда
4< KV2O1 + /'F? *4< KV2O1 + /'F? *(5.1)(5.1)
4
< KV2O1 + /'F? *
4
< KV2O1 + /'F? *
(5.1)
(5.1)
Из выражения (5.1) следует, что, если площадь Гп равна нулю, то отношение р равно отношению квадратов скоростей. Но Гп все-
Результаты вычислений приведеныРезультаты вычислений приведеныФиг. 5.1. Зависимость параметра fl от площади парашюта.Фиг. 5.1. Зависимость параметра fl от площади парашюта.
Результаты вычислений приведены
Результаты вычислений приведены
Фиг. 5.1. Зависимость параметра fl от площади парашюта.
Фиг. 5.1. Зависимость параметра fl от площади парашюта.
гда больше нуля, поэтому р будет всегда меньше отношения квад
ратов скоростей:
чч
Покажем на фиг. 5.1 изменение р в зависимости от Fn и Vo. При построении графика положим К = const, с" = с„. Скорость Vo, положим равной 25 м/сек. Скорости Уо придадим следующие значения:
прирхVOn = 200м/сек,
»р2Уо; = 150»
»РзVOn = 100».
»3»Vo„ = 50»
на фиг. 5.1.
Из фиг. 5.1 следует, что с увеличением скорости Уо нагрузка на купол парашютов разных размеров будет увеличиваться различно. Так, для парашюта с площадью купола 1 м2 при увеличении скорости Уо в 8 раз (Pi) нагрузка на купол увеличится в 55,4 раза, а для парашюта площадью 100 м2 — только в 25 раз. Это лишний раз показывает, что в процессе наполне
ния купола парашюта ско- .рость системы изменяется от
У о до Ун по-разному у парашютов разных размеров, хотя удельная весовая нагрузка G/Fn остается одной и той же.
Далее следует отметить, что и абсолютное значение скорости У о влияет на величину нагрузки на купол..
Определим нагрузки, действующие на купол спасательного парашюта при разных значениях скорости Уо и сравним полученные значения /?птах с результатами опыта. Парашют ПЛ-ЗМ с куполом квадратной формы (фиг. 5.2), изготовленным из шелковой каркасной ткани (ГОСТ 1637—42*), сбрасывался с манекеном с горизонтально летящего самолета на скоростях 250, 300, 350, 400, 450 и 500 км/час. С момента отделения от самолета до начала наполнения купола парашюта воздухом скорость системы изменялась из- за сопротивления манекена. В результате Уо — скорость к моменту 96
начала наполнения купола — была равна соответственно 213, 253, 293, 332, 372 и 417 км/час. Вес системы G = 100 кг. Площадь поверхности купола парашюта Fn = 42,5 м2.
Фиг. 5.2. Купол парашюта ПЛ-ЗМ в плане.
Римскими цифрами обозначены полотнища купола, арабскими — квадраты полотнищ и порядковые номера строп купола.
Фиг. 5.3. Расчетная кривая зависимости ^птах от скорости Vo для парашюта ПЛ-
•ЗМ.
Я = 300—500 я; Тря„> То > Т„п; 6 = 100 кг.
Парашют вводился в действие принудительно при помощи вытяжной веревки, присоединенной одним концом к самолету, а другим—к устройству, раскрывающему ранец парашюта. Сбрасывание манекена с парашютом производилось из люка горизонтально летящего самолета на высоте 300—500 м. Процесс раскрывания парашюта с момента отделения манекена от самолета до полного 7 Н. А. Лобанов 97
наполнения купола, парашюта воздухом фотографировался с земли на кинопленку.
При опытах на каждой скорости производилось по 6—8 сбрасываний. Нагрузки, действующие на купол парашюта при наполнении, измерялись максимальным динамометром, работа которого основана на принципе вдавливания стального шарика в калиброванную плашку.
Опытные и расчетные данные приведены в табл. 5.1 и на фиг. 5.3.
Таблица 5.1
Скорость самолета н момент сбрасы- нания манекена с парашютом, м/сек
69,5
83,3
97,3
111,0
125,0
139,0
Время с момента сбрасывания до начала наполнения купола, сек. , . .
1,165
1,006
0,88
0,799
0,717
0,621
Vtt, м/сек
59,3
70,3
81,43
92,26
103,48
115,92
Рп max (по показаниям динамометра)
500
690
910
1180
1350
1620
Рп max [рассчитана по формуле (4.12) при К = 0,008]
517,7
688,3
890,2
1114,8
1378
1702,8
Опытные точки располагаются достаточно близко от кривой зависимости ^птах от Vo, вычисленной по формуле (4.12).
ОШИБКИ ПРИ ОПРЕДЕЛЕНИИ Rn max ПО СКОРОСТИ САМОЛЕТА
1 При сбрасывании парашюта с манекеном или при совершении прыжка обычно бывает известна скорость самолета УСам, а не 1/0,
Фиг. 5.4. Расчетная кривая зависимости Лптах от скорости Vo, для парашюта ПЛ- ЗМ, вычисленная по Усам:Фиг. 5.4. Расчетная кривая зависимости Лптах от скорости Vo, для парашюта ПЛ- ЗМ, вычисленная по Усам:Н = 300-500 я; V > Vo > V • G - 100 кг. сомН = 300-500 я; V > Vo > V • G - 100 кг. сомнеобходимая для определения finmax. Вычисление Vo может быть произведено по формулам гл. II.
Фиг. 5.4. Расчетная кривая зависимости Лптах от скорости Vo, для парашюта ПЛ- ЗМ, вычисленная по Усам:
Фиг. 5.4. Расчетная кривая зависимости Лптах от скорости Vo, для парашюта ПЛ- ЗМ, вычисленная по Усам:
Н = 300-500 я; V > Vo > V • G - 100 кг. сом
Н = 300-500 я; V > Vo > V • G - 100 кг. сом
Уместно выяснить, нельзя ли для сокращения вычислений определять Дцтах не по К, а по известной скорости самолета. Для этого в формулу (4.12) следует вместо Vo подставить скорость Самолета Усам-
Результаты вычислений приведены в табл. 5.2 и на фиг. 5.4.
Из табл. 5.2 и фиг. 5.4
видно, что если при подсчете нагрузок по скорости самолета Усам > Vo, а К, > Кер, то ошибка достигает 35%.
Следует иметь в виду, что численное значение этой ошибки будет изменяться при изменении соотношения скоростей Усам, К и УКр, высоты сбрасывания, конструкции парашюта, размеров купо- 98
ла и др. Приведенный частный пример показывает, что при определении Дп max нельзя не учитывать изменения скорости от Ксам до Ко.
Таблица 5.2
Скорость самолета, м/сек .
69,5
83,3
97,3
111,0
125,0
139
Rn max (рассчитана по КСам)
674,8
927
1229,3
1570,5
1965,4
2407,3
(по показаниям ди- намометра)
500
690
910,0
1180,0
1350
1620
^птах^птах' *
1,35
1,35
1,35
1,33
1,45
1,48
3. ЗАВИСИМОСТЬ Rn max от ВЫСОТЫ И СКОРОСТИ Vo
Как уже было указано, зависимость Rn max от высоты и скорости Ко выражается формулой (4.12) в виде
Дп max о по
Д
Рассмотрим два случая этой зависимости.
Случай 1. Скорость Ко на разных высотах постоянна. В этом случае формула (4.12) примет вид
R™=•(5-2)
Здесь
А = —^~cnFn W + / F„ ) = const.
С увеличением высоты относительная плотность воздуха А уменьшается, поэтому знаменатель дроби в правой части (5.2) увеличивается. Следовательно, если купол парашюта начинает наполняться на разной высоте при постоянной скорости-Ко, то нагрузка, действующая на купол парашюта, с увеличением высоты будет уменьшаться. Можно принять такую высоту, на которой плотность А будет столь мала, что Rn max станет меньше веса купола парашюта, и тогда купол не выполнится *.
Для иллюстрации уменьшения нагрузок, действующих на купол парашюта при Ко = const на разной высоте, на фиг. 5.5 приведены расчетные и опытные данные для высот 300—500 и 11 240 м.
В действительности максимальная нагрузка на купол парашюта при наполнении зависит не только от скорости Ко, но и от ха-
рактера движения парашютиста на протяжении процесса наполнения. Покажем это на примерах.
Фиг. 5.5. Кривая зависимости 7?птах от скорости Уо и высоты Н для парашюта ПЛ-ЗМ.Фиг. 5.5. Кривая зависимости 7?птах от скорости Уо и высоты Н для парашюта ПЛ-ЗМ.
Фиг. 5.5. Кривая зависимости 7?птах от скорости Уо и высоты Н для парашюта ПЛ-ЗМ.
Фиг. 5.5. Кривая зависимости 7?птах от скорости Уо и высоты Н для парашюта ПЛ-ЗМ.
высоте 12 000 м при скоростибудет изменяться по времени так, как показано на фиг. 5.7. В одном и другом случаях парашют введен в действие так, чтобы на указанных высотах наполнение парашюта начиналось при одной скорости Уо. На фиг. 5.7, а и б этому моменту соответствует точкавысоте 12 000 м при скоростибудет изменяться по времени так, как показано на фиг. 5.7. В одном и другом случаях парашют введен в действие так, чтобы на указанных высотах наполнение парашюта начиналось при одной скорости Уо. На фиг. 5.7, а и б этому моменту соответствует точка
высоте 12 000 м при скорости
будет изменяться по времени так, как показано на фиг. 5.7. В одном и другом случаях парашют введен в действие так, чтобы на указанных высотах наполнение парашюта начиналось при одной скорости Уо. На фиг. 5.7, а и б этому моменту соответствует точка
высоте 12 000 м при скорости
будет изменяться по времени так, как показано на фиг. 5.7. В одном и другом случаях парашют введен в действие так, чтобы на указанных высотах наполнение парашюта начиналось при одной скорости Уо. На фиг. 5.7, а и б этому моменту соответствует точка
Пример /.Парашютист совершил прыжок с горизонтально летящего самолета на высоте 8500 м. С момента отделения от само-
Фиг. 5.6. Изменение скорости свободно падающего парашютиста по времени. Уо — скорость парашютиста в момент начала наполнения купола парашюта.Фиг. 5.6. Изменение скорости свободно падающего парашютиста по времени. Уо — скорость парашютиста в момент начала наполнения купола парашюта.пересечения кривых.100пересечения кривых.100лета скорость падения парашютиста будет изменяться так, как показано на фиг. 5.6. Если парашют будет введен в действие через /1 сек, после отделения от самолета, то наполнение купола парашюта будет происходить при убывании скорости парашютиста. Если же парашют будет Введен в действие через /2 сек, то наполнение купола будет происходить при увеличивающейся скорости парашютиста. Очевидно, что в последнем случае нагрузка на парашют будет больше, хотя скорость Уо в обоих случаях одна и та же.
Фиг. 5.6. Изменение скорости свободно падающего парашютиста по времени. Уо — скорость парашютиста в момент начала наполнения купола парашюта.
Фиг. 5.6. Изменение скорости свободно падающего парашютиста по времени. Уо — скорость парашютиста в момент начала наполнения купола парашюта.
пересечения кривых.
100
пересечения кривых.
100
Пример 2. Парашютист совершил прыжок в одном случае на высоте 500 м при скорости самолета 140 м/сек, а в другом — на 70 м/сек. Скорость парашютиста
На высоте 500 ж наполнение купола парашюта начинается при уменьшении скорости падения парашютиста, а на высоте 12 000 м— при увеличении скорости.
На малой высоте скорость уменьшается из-за сопротивления самого парашютиста, что значительно уменьшает нагрузку на наполняющийся купол парашюта. На большой высоте, наоборот, на* полняющийся купол гасит все нарастающую скорость парашютиста. Последнее обстоятельство может привести к тому, что к моменту наполнения купола скорость VH на большой высоте будет значительно больше, чем на малой высоте, что в свою очередь может привести к увеличению нагрузки, действующей на купол пара-
а)'^
Фиг. 5.7. Изменение скорости свободно падающего парашютиста при прыжке из горизонтально летящего (а) и отвесно пикирующего (б) самолета на разных скоростях и высотах.
Эти примеры показывают, что для суждения о действительной нагрузке, действующей на купол парашюта в процессе наполнения, совершенно недостаточно знать только величину Vo- Нужно знать еще и характер изменения скорости падения парашютиста с момента введения парашюта в действие.
К сожалению, формула (4.12), показывающая зависимость ^пшах от скорости Vo и высоты, выраженной через А, не отражает особенностей, указанных в приведенных примерах, если коэффициент Л считать постоянным.
Случай 2. Купол парашюта начинает наполняться на разной высоте при разной скорости Vo. Пользуясь формулой (4.12), вычислим нагрузки, действующие на купол парашюта при разных значениях скорости, и сравним с результатами опыта.
В 1947 г. инж. А. И. Грызловым и др. были проведены опыты по измерению нагрузок, действующих на купол парашюта ПЛ-ЗМ при введении его в действие на разной высоте. Парашюты раскрывались на высоте 2385, 4400, 6100, 7700, 10 100 и 11 240 ж вблизи горизонтально летящего самолета, индикаторная скорость которого на всех высотах была 200 км(час. Так как скоростной напор в момент сбрасывания манекена с парашютом был постоянным на всех высо-
тах, то время с момента сбрасывания до начала наполнения купола (зависящее для данного парашюта только от скоростного напора) было одинаковым и равным 1,5 сек.
Критическая окорость манекена с нераскрытым парашютом на разной высоте была различной (большей на больших высотах) в связи с 'изменением плотности воздуха на высоте. Поэтому в течение 1,5 сек к моменту начала наполнения парашюта истинная скорость падения манекена на разной высоте изменялась по-разному.
Из результатов опыта, приведенных в табл. 5.3, -следует, что истинная скорость Усам на всех высотах была меньше критической скорости манекена. Следовательно, с момента введения парашюта в действие до начала наполнения купола парашюта скорость падения манекена увеличивалась, стремясь к критической. Если при опытах на высоте 300—500 м (см. табл. 5.1) Усам была больше Уо, а У о была больше Укр, то при опытах на больших высотах Усам < < У0 < Укр.
Таблица 5.3
Высота сбрасывания (по опытным данным), м
2385
4400
6100
7700
10100
11240
Есам (по опытным данным), м,1сек . . .
62,3
69,5
77,0
80,0
95,0
105,6
Екр, м!сек (расчетная)
71,6
79,1
86,2
96,6
109,0
120,7
^птах (по динамометру)
780
840
1160
1110
1300
1530
Вычислим нагрузки Япшах по формуле (4.12), подставляя вместо Уо в одном случае Усам, а в другом Укр. Рассмотрим значения ^пшах, вычисленные по Усам (табл. 5.4).
Таблица 5.4
Высота сбрасывания (по опытным данным), м,
2385
4400
6100
7700
10100
11240
Есам (по опытным данным). м)сек . .
62,3
69,5
77,0
80,0
95,0
105,6
^п max (вычислено по Гсам) . ... .
556
666,6
790.2
838,0
1122,6
1349,0
Rnmax (по динамометру)
780
840
1160
1110
1300
1550
Из табл. 5.4 и фиг. 5.8 следует, что при подсчете нагрузок по Усам, когда Усам < Укр, действительные нагрузки, измеренные динамометром, больше расчетных. (На высоте 300—500 м, когда Усам > Укр, расчетные нагрузки были на 35% выше действительных, см. табл. 5.2 и фиг. 5.4). Этот результат вполне реален, так как Уо > Усам, и с момента введения парашюта в действие и до начала наполнения скорость системы увеличивается, стремясь к Укр>-Усам-
Рассмотрим значения 7?Птах, вычисленные по Укр, приведенные в табл. 5.5.
Из табл. 5.5 и фиг. 5.9 видно, что при расчете /?Птах по Укр нагрузки несколько завышены против действительных. Это значит, что в рассматриваемом случае Укр несколько больше Уо.
Таблица 5.5Таблица 5.5Высота сбрасывания (по опытным данным), JH
Таблица 5.5
Таблица 5.5
Укр, *л[сек (расчетная)
Яптах (вычислено по Укр)
Rnmax (по динамометру)
238571,6706780238571,67067807700101001124096,6109,0120,71178144817341110130015507700101001124096,6109,0120,71178144817341110130015504400 61004400 610079,1 86,2 834 966,2 840 116079,1 86,2 834 966,2 840 1160Из приведенных данных можно заключить, что:
2385
71,6
706
780
2385
71,6
706
780
7700
10100
11240
96,6
109,0
120,7
1178
1448
1734
1110
1300
1550
7700
10100
11240
96,6
109,0
120,7
1178
1448
1734
1110
1300
1550
4400 6100
4400 6100
79,1 86,2 834 966,2 840 1160
79,1 86,2 834 966,2 840 1160
^?п max^?п max^ . KVUV F-Д^ . KVUV F-Дзависимость 7?пшах от высоты и скорости Vo достаточно хорошо выражается формулой (4.12)
^?п max
^?п max
^ . KVUV F-
Д
^ . KVUV F-
Д
при Vo = const с увеличением высоты нагрузка, действующая на купол парашюта, уменьшается;
Фиг. 5.8. Расчетная кривая зависимости ^птах ОТ СКОрОСТИ ИЗ разной высоте, вычисленная не по Уо, а по Усам-Фиг. 5.8. Расчетная кривая зависимости ^птах ОТ СКОрОСТИ ИЗ разной высоте, вычисленная не по Уо, а по Усам-Фиг. 5.9. Расчетная кривая зависимости Лптах от скорости на разной высоте, вычисленная по Укр.Фиг. 5.9. Расчетная кривая зависимости Лптах от скорости на разной высоте, вычисленная по Укр.
Фиг. 5.8. Расчетная кривая зависимости ^птах ОТ СКОрОСТИ ИЗ разной высоте, вычисленная не по Уо, а по Усам-
Фиг. 5.8. Расчетная кривая зависимости ^птах ОТ СКОрОСТИ ИЗ разной высоте, вычисленная не по Уо, а по Усам-
Фиг. 5.9. Расчетная кривая зависимости Лптах от скорости на разной высоте, вычисленная по Укр.
Фиг. 5.9. Расчетная кривая зависимости Лптах от скорости на разной высоте, вычисленная по Укр.
определение 7?пшах по скорости VcaM и без учета изменения скорости системы с момента отделения от самолета до начала наполнения купола воздухом (от VcaM До Vo) приводит к значительным ошибкам.
ЗАВИСИМОСТЬ Rn mal ОТ ПЛОЩАДИ КУПОЛА Fn
Чтобы удовлетворить различным требованиям, предъявляемым к парашютным системам,, применяются куполы парашютов разных размеров площадью от 0,01 до 6000 м2.
Интересно, какова зависимость нагрузки на купол от его площади?
На первый взгляд кажется, что нагрузки, действующие на куполы парашютов разных размеров, должны возрастать пропорцио-
103
нально площади поверхности купола Fn. Но такой вывод будет правильным только для частного случая, когда скорость системы от начала до конца наполнения купола не изменяется, что имеет место, например, прн продувке куполов парашютов равных размеров в аэродинамической трубе при постоянной скорости потока или при буксировке куполов парашютов разных размеров самолетом, летящим с постоянной скоростью.
В таком частном случае сопротивление куполов будет изменяться пропорционально их площади
Qn = срп, где
Фиг. 5.10. Изменение скорости системы при наполнении куполов парашюта.Фиг. 5.10. Изменение скорости системы при наполнении куполов парашюта.В процессе наполнения купола парашюта скорость системы обычно изменяется от Vo — скорости в момент начала наполнения, до VH — скорости в момент полного наполнения купола. Очевидно, при заданном весе системы G, изменение скорости в процессе наполнения купола будет тем эффективнее, чем больше площадь купола парашюта. Вследствие изменения скорости VH будет происходить также изменение нагрузок, действующих на купо- лы разных размеров. Изменение скорости от Vo до VH для куполов разных размеров при весе системы 100 кг показано на фиг. 4.2.
Фиг. 5.10. Изменение скорости системы при наполнении куполов парашюта.
Фиг. 5.10. Изменение скорости системы при наполнении куполов парашюта.
Из фиг. 4.2 и 5.10 следует, что при наполнении купола парашюта малого размера (G/Fa = 100 кг/ж2) скорость системы VH незначительно от
личается от Vo. При наполнении же купола большого размера (G/Fn = 3 кг/м?) скорость VH уменьшается значительно. Но максимальная нагрузка, действующая на купол парашюта, пропорциональна площади Fn и квадрату скорости VH, т. е.
Rn max pVIICnVn.
Из формулы видно, что ^п max зависит от произведения FnV2 .
Очевидно, когда VH мало отличается от Vo, то увеличение Рл приведет к увеличению произведения FnV^ и, следовательно, /?Птах- При дальнейшем увеличении Рл (при постоянном весе системы) 104
скорость Vh уменьшается настолько быстро, что произведение FnVg , достигнув максимума, начинает также уменьшаться.
Приведенные положения легко подтвердить при помощи фиг. 4.2. Вычисленные значения произведения FnV^ в функции Fn при G = 100 кг приведены в табл. 5.6. Легко видеть, что при 5 м2 < <fn< 15 ж2 функция РцУд —ц>(Ра) достигает максимума [1].
Таблица 5.6
Fn1351525
FnV2739614700180001'633515625
42,5
12282,5
Для анализа функции Rn max = ф(Ри) формулу (4.12) перепишем в следующем виде:
_ Р^п^^О^п + Р^п^пУЛп/д g\
Rn max ~, _ - •' " '
№+рс/п V Рп + Pcrf t"/ Рп
Принимая за независимую переменную величину Рп, получим
п^п + 5РП V РпС 5 4\
Ап max, , •Vе/
с + dFп V Рп + е V Рп
Максимум функции Rn max будет иметь место при V Fn, равном действительному корню уравнения
» л be о / ЗЬс . е \ (х сzx
х3 — 2х2 —1х— 2 — = 0,
ad \ ad d / * d
где а, b, с, d, е некоторые постоянные.
На фиг. 5. 11 показано изменение наррузок, действующих на куполы разных размеров. Сплошные кривые вычислены по формуле (4. 12) при G = 100 кг, Vo = 90 и 54 м/сек, Н = 100 м.
ЗАВИСИМОСТЬ Rn max ОТ ПЛОЩАДИ КУПОЛА ПАРАШЮТА
И ВЕСА СИСТЕМЫ Q
Увеличение веса системы приводит к увеличению скорости Уя и, следовательно, к увеличению Rn max.
Очевидно, что при значительном весе системы купол парашюта в процессе наполнения незначительно погасит скорость системы. Если скорость Ун = Уо, то /?я max достигает наибольшего значения, равного рУ^ с'
Определим по формуле (4. 12) значение /?Птах для разных весов системы и размеров купола парашюта Ри при У о = 90 м]сек на
Фиг. 5.12. Зависимость нагрузок, действующих на куполы парашютов разных размеров при разных весах системы.
Из этого графика зависимости Ритах от веса системы и размеров купола парашюта следует, что:
для парашютов малого размера (G/Pa> 100 кг]м^ Рпшах ~ рУо сп^п> так как Vh мало отличается от Уо;
с увеличением веса системы максимальное значение Rn max будет иметь место при больших размерах парашюта.
ЗАВИСИМОСТЬ Rn max от ПЛОЩАДИ КУПОЛА FnИ ВЫСОТЫ
Приняв У о = const, вычислим значение Ритах для куполов разных размеров, наполняющихся на разной высоте.
Пусть Уо = 100 м!сек, G = 100 кг, высота 100, 3000, 6000, 10 000 и 15 000 м, Рп = 1, 2, 4, 6, 9, 12, 16, 20, 25, 30, 42,5 №. Результаты вычислений приведены на фиг. 5. 13. Из этого графика зависимости Ритах от площади купола парашюта и высоты наполнения следует: 106
при Vo = const нагрузка /?Птах с увеличением высоты уменьшается;
с увеличением высоты наибольшая нагрузка имеет место прн большей площади купола. Так, например, при G = 100 кг на высоте 100 м наибольшая нагрузка /?Птах имеет место для купола площадью 6 м2, а на высоте 15 000 м — для купола площадью 20 № и т. д.;
3) с увеличением размеров купола /?Пшах увеличивается и, достигнув наибольшего значения убывает;
4) с увеличением высоты Ки тах снижается значительно для ку-
Фиг. 5.13. Зависимость нагрузок, действующих
на куполы парашютов разных размеров на разной высоте.
щади. Так, например при Fn = 6 я2 на высоте 100 м нагрузка в 3 раза больше, чем на высоте 15 000 м, тогда как при Ри = 42,5 №
нагрузка больше только на 16%.
ПРИЧИНЫ УВЕЛИЧЕНИЯ НАГРУЗОК НА КУПОЛСПАСАТЕЛЬНОГО ПАРАШЮТА НА БОЛЬШОЙ ВЫСОТЕ
По свидетельству парашютистов, пользовавшихся парашютами на высоте около 42 000 м, нагрузки, действующие на парашют, а следовательно, и на парашютиста, на такой высоте очень велики. Если индикаторная скорость самолета в момент отделения парашютиста на высоте равна 200 км/час, то нагрузки были примерно такими, какие воспринимает парашютист, раскрывая парашют на высоте 500 м после отделения от самолета при скорости полета 500 км/час (парашют вводился-в действие вблизи самолета).
Ощущение высоких нагрузок при раскрывании парашюта на большой высоте, даже при малых индикаторных скоростях, пытались объяснить не возрастанием нагрузок, а чрезмерно болезненной восприимчивостью человеческого организма на такой высоте.
При этом имелось в виду, что на большой высоте при низкой температуре и кислородном голодании даже небольшие движения вызывают у человека болезненные ощущения. Но приборные измерения показали, что с увеличением высоты нагрузки, действующие на
купол парашюта в процессе наполнения, действительно увеличиваются.
Каковы же основные причины увеличения нагрузок, действующих на купол парашюта в процессе наполнения на большой высоте?
при постоянных индикаторнойпри постоянных индикаторнойи истин-и истин-Фиг. 5.14. Изменение скоростныхФиг. 5.14. Изменение скоростныхнапоров qv, Qv0 высоте при V,напоров qv, Qv0 высоте при V,ной скоростях полета. Парашют вводился в действие через 3 сек после прыжка с самолета.ной скоростях полета. Парашют вводился в действие через 3 сек после прыжка с самолета.и qv по нЗт = const.и qv по нЗт = const.Пусть парашют вводится в действие на разной высоте, но
при постоянных индикаторной
при постоянных индикаторной
и истин-
и истин-
Фиг. 5.14. Изменение скоростных
Фиг. 5.14. Изменение скоростных
напоров qv, Qv0 высоте при V,
напоров qv, Qv0 высоте при V,
ной скоростях полета. Парашют вводился в действие через 3 сек после прыжка с самолета.
ной скоростях полета. Парашют вводился в действие через 3 сек после прыжка с самолета.
и qv по н
Зт = const.
и qv по н
Зт = const.
при одной и той же скорости КИСт. С увеличением высоты скоростной напор qv в момент введения парашюта в действие уменьшается из-за падения (плотности воздуха с высотой (фиг. 5.14), Скорость Vo в момент начала наполнения купола с увеличением высоты возрастает, однако соответствующий скоростной напор qvQ уменьшается (медленнее, чем qvY
Ранее было показано, что нагрузка /?птах определяется равенством
^?птах~ pV^n^n,
т. е. определяется скоростным напором qvH в момент полного наполнения купола.
108
Как показывают расчеты, скоростной напор qvH с увеличением высоты (при Уист = const) возрастает (фиг. 5.15). На фиг. 5.16 показана зависимость ДПтах от высоты при УИСт = 140 м/сек и Уинд = 504 км/час.
Авторе,м в 1948 г. было показано, что скоростной напор qvH возрастает с увеличением высоты только до некоторой «критической» высоты. При дальнейшем увеличении высоты скоростной напор qvH (и, следовательно, /?Птах) уменьшается, так как нарастание скорости Уя не успевает компенсировать значительного уменьшения плотности воздуха.
Если с увеличением высоты поддерживается постоянная скорость полета УИНд, то У ист с увеличением высоты возрастает. В этом случае нагрузка /?птах повышается с увеличением высоты значительно быстрее, чем в случае УИСт = const. .
НАГРУЗКИ НА КУПОЛ ПАРАШЮТА НА БОЛЬШОЙ ВЫСОТЕ
Для исследования верхних слоев атмосферы применяются приборы, которые на большой высоте измеряют температуру и давление воздуха. В некоторых случаях прибор посылает на землю радиосигналы, характеризующие эти параметры. Для обеспечения определенной продолжительности измерения и для спасения при приземлении, прибор снабжают парашютом. Для удешевления экспериментов, парашютом снабжаются также и части ракеты, поднимающей приборы на большую высоту.
Рассмотрим схему действия парашюта для корпуса ракеты. Достигнув максимальной высоты подъема, ракета начинает падать обратно на землю. Во время падения под действием силы земного притяжения скорость падения корпуса ракеты быстро увеличивается. Ввиду малой плотности воздуха ускорение корпуса на большой высоте будет примерно равно g. С уменьшением высоты плотность- воздуха значительно увеличивается, поэтому на корпус ракеты будет действовать все возрастающая сила сопротивления, которая вызовет резкое торможение корпуса. Но, если вес корпуса ракеты порядка 2—5 т, то, несмотря на большое -сопротивление, скорость падения корпуса перед приземлением будет порядка 300— 400 м/сек. Раскрывание парашюта на такой скорости приведет к огромным нагрузкам, действующим на -купол парашюта при наполнении.
Пусть площадь купола парашюта Еп = 1600 ж2, вес корпуса -с парашютом G = 3200 кг, скорость падения корпуса в момент начала наполнения купола Уо = 350 м/сек на высоте h = 4000 м, скорость приземления УПр ~ 6,3 м/сек.
Нагрузка, действующая на купол парашюта при наполнении, определяется по формуле (4.12).
После подстановки заданных величин, получим
Дп max ^ 100 400 кГ.
Очевидно, что корпус ракеты такую нагрузку не выдержит, а купол парашюта, который может выдержать нагрузку в 100 т, будет весить около 850 кг и иметь объем ~2 №. Парашют, занимающий такой объем, вряд ли можно разместить в корпусе ракеты. Уменьшения объема купола парашюта можно достигнуть уменьшением нагрузки #Птах-
Ранее было указано, что для каждой парашютной системы имеется критическая высота, на которой нагрузки, действующие на купол парашюта, имеют наибольшее значение. Поэтому для снижения нагрузок купол парашюта нужно ввести в действие на возможно большей высоте, превышающей критическую. Купол парашюта,
Фиг. 6.17. Изменение скорости движения корпуса ракеты и нагрузок, действующих на парашют.
наполненный на большой высоте, оказывая тормозящее действие, обеспечит малое нарастание скорости системы и малые нагрузки на парашют.
Для примера рассмотрим фиг. 5.17 [2,3]. Кривая / показывает изменение скорости корпуса ракеты, вертикально падающего с высоты 90 км. На высоте 70 км, пройдя 20 км, корпус приобретет скорость
V V 2gh.; V = У 2 • 9,6 • 20 000 =619,6 mJ сек.
При наполнении на высоте 70 км купол парашюта воспримет нагрузку
п 40 ;0,01-6202 + 40г
Яп тах= — 1 • 1600 = 6865 кГ.
Так как в процессе наполнения купола скорость системы будет увеличиваться, то, полагая, Vo = VH, значение ^Пщах можно получить и по другой формуле:
l?„max= pVocX = 0,0000112 . 6202 - 1 - 1600 = 6888,4 кГ.
При дальнейшем снижении скорость падения корпуса ракеты с наполненным куполом парашюта будет изменяться по кривой 5 (см. фиг. 5.17), а сила лобового сопротивления купола Qn — по кривой 4. Анализ кривой 4 показывает, что максимальное сопротивление Qnmax =13 7 купол испытывает на высоте ~52 км при скорости 480 м/сек. Таким образом, сила лобового сопротивления купола на высоте 52 км в 2 раза больше нагрузки ^птах, действующей на купол при наполнении на высоте 70 км.
Приведенный пример позволяет сделать следующие выводы:
для уменьшения нагрузок, действующих на купол, парашют следует вводить в действие на возможно большей высоте. Так, при раскрывании на высоте 70 км купол парашюта на высоте 52 км испытывает максимальное лобовое сопротивление, равное 13 Т, тогда как тот же купол, раскрытый на высоте 4 км, испытывает нагрузку в 100 Т, т. е. в 7,7 раза большую;
на большой высоте купол парашюта испытывает наибольшее лобовое сопротивление не в момент наполнения (Я = 70 км, ^пшах = 6865 кГ), а при снижении на меньшей высоте (Я = 52 км, Олтах = 13 000 кГ), где плотность воздуха увеличивается быстрее убывания квадрата скорости системы;
раскрывание купола парашюта большой площади на большой высоте обеспечивает меньшие нагрузки на парашют, тогда как купол меньшей площади незначительно погасит скорость системы (см. фиг. 5.17, кривая 5), что приведет к большим нагрузкам на меньших высотах (кривая 2).
ВЛИЯНИЕ ТЕМПЕРАТУРЫ ТОРМОЖЕНИЯ НА ПРОЧНОСТЬТКАНИ КУПОЛА ПАРАШЮТА
При движении тела в воздухе с большой скоростью поверхность тела нагревается из-за сжатия воздуха перед телом и из-за трения в пограничном слое. Если пренебречь отводом тепла внутрь движущегося тела, то температура поверхности тела будет близкой к температуре торможения.
Как известно, температура торможения воздуха в критической точке тела, где скорость набегающего потока равна нулю, определяется по формуле [4]
/о । ч / ^ V
-торм — L Т ° I ) ,
где t— температура среды (воздуха) в °C;
V — скорость движения в м/сек.
При движении тела, например, со скоростью 200 м/сек (720 км/час) температура торможения
^торм = t° + 5 (-^-)2= t° + 20.
Следовательно, за счет торможения тело дополнительно нагреется всего только на + 20° С, при движении со скоростью 300 м]сек— на +45° С. Зная температуру, при которой ткань купола быстро теряет свою прочность, можно показать предельную для этой ткани скорость движения.
Рассмотрим пример. Капроновая ткань начинает разрушаться при 200° С. Тогда при нормальных атмосферных условиях предельная скорость движения, при которой капроновая ткань начинает разрушаться, будет
V = 100 У^ —ор”~- = 100 j/^ ^^ 15 = 608 м!сек.
Следовательно, чтобы ткань купола не разрушалась, скорость системы груз—парашют должна быть менее 600 м/сек или время движения системы — небольшое.
Если скорость летательного аппарата достигает 900—1000 м/сек, а температура среды, например, на высоте 50—65 км равна + 100° С, то температура ткани купола в критической точке может быть (при определенном времени движения)
4РМ = 100 + 5 = 600° С.\ 100 )
Такую температуру в течение короткого времени может выдержать, например, ткань купола из стёклянного волокна.
Можно сохранить прочность ткани купола, если вводить парашют в действие на малых скоростях, когда выполнившийся купол ограничит нарастание скорости системы (см. фиг. 5.17, кривая 5).
ЛИТЕРАТУРА
Лобанов Н. А., Нагрузки «а парашют, «Легкая промышленность», 1945, № 6.
«Атмосферы земли и планет», ИЛ, 1951.
«Динамика ракет», Оборонгиз, 1950.
Левинсон Я- И., Аэродинамика больших скоростей, Оборонгиз, 1950.
Глава VI
ПЕРЕГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА ПАРАШЮТИСТА
При совершении -спасательного прыжка парашютист четыре раза испытывает действие перегрузок.
1-й раз — при отделении от самолета при помощи катапульты. При этом парашютист подвергается примерно 20-кратной перегрузке, действующей в течение 0,1 сек.
2-й раз — парашютист подвергается действию перегрузок при свободном падении, когда скорость изменяется из-за аэродинамического сопротивления парашютиста с креслом и тормозного парашюта.
3-й раз — перегрузка действует на парашютиста в процессе на’ полнения купола парашюта воздухом. При этом перегрузка есть результат суммарного сопротивления -купола и тела парашютиста.
4-й раз — парашютист подвергается действию перегрузки при приземлении. В зависимости от жесткости грунта и скорости ветра перегрузка при приземлении может быть различной.
ПЕРЕГРУЗКА ПРИ СВОБОДНОМ ПАДЕНИИ В ВОЗДУХЕ
При свободном падении, до начала наполнения купола воздухом, скорость падающего парашютиста (груза) изменяется от V до Vo. При этом действующая йа парашютиста сила сопротивления
Рассмотрим влияние направления движения парашютиста (ipv- за) на величину перегрузки.,
Вертикальное падение
При вертикальном падении на тело действуют силы Q и G, которые связаны следующим уравнением:
8 Н. Д. Лобанов8 Н. Д. ЛобановQ i= G + mj.Q i= G + mj.(6.1)113(6.1)113
8 Н. Д. Лобанов
8 Н. Д. Лобанов
Q i= G + mj.
Q i= G + mj.
(6.1)
113
(6.1)
113
Так как т = G(g, то
Q=G+G^_
g
Отношение j/g есть перегрузка пу. Таким образом,
п„ =-L=Q-— 1.(6.2)
} g G
Движение с горизонтальной начальной скоростью
При движении с горизонтальной начальной скоростью (например, при отделении от горизонтально летящего самолета) проекция силы веса тела на направление движения будет равна нулю. Тогда из уравнения
Q = mj, получим
Таким образом, при прыжке (или сбрасывании груза) с горизонтально летящего самолета парашютист до введения парашюта в действие испытывает перегрузку на единицу большую, чем при прыжке из отвесно пикирующего самолета (при этом имеется в виду, что высота и скорость или qv в обоих случаях одинаковы).
ПЕРЕГРУЗКА ПРИ НАПОЛНЕНИИ КУПОЛА ПАРАШЮТА ВОЗДУХОМ
Вертикальное падение
К моменту полного наполнения купола парашюта воздухом система парашют—парашютист испытывает воздействие суммарного сопротивления купола парашюта и тела парашютиста. Действующие на систему силы связаны следующим уравнением:
/?сис; = G + mj.
Таким образом, перегрузка
п j ^СИСТ 1
g G
Горизонтальное движение
При. введении в действие парашюта артиллерийского осветительного снаряда на восходящей ветви траектории может оказаться, что. к моменту полного наполнения купола парашюта продольная ось системы будет располагаться горизонтально. В этом случае
^сист ^1»
откуда перегрузка
_ ^СИСТх~ g G •
Таким образом, наполнение купола парашюта при горивюнталь- ном полете системы создает перегрузку на единицу большую, чем. при вертикальном падении.
Вертикальное движение вверх
Пусть наполнение купола парашюта происходит при движении системы вверх. В этом случае
^?сист^V,
откуда перегрузка
„ / ^СИСТ .1
Таким образом, при вертикальном движении системы вверх в момент полного наполнения купола парашюта система испытывает перегрузку на две единицы большую, чем при движении системы вниз.
Глава VII
СПОСОБЫ УМЕНЬШЕНИЯ НАГРУЗОК НА КУПОЛПАРАШЮТА В ПРОЦЕССЕ НАПОЛНЕНИЯ
Уменьшение нагрузок, действующих на купол парашюта в процессе наполнения, достигается двумя основными способами.
Начало наполнения купола парашюта производить на минимально возможной скорости Уо-
Применять парашюты с конструктивными! особенностями купола, снижающими нагрузки .
ОБЕСПЕЧЕНИЕ МИНИМАЛЬНО ВОЗМОЖНОЙ СКОРОСТИПАДЕНИЯ СИСТЕМЫ К НАЧАЛУ НАПОЛНЕНИЯ
Задержка раскрывания парашюта
Рассмотрим для примера спасательный парашют. Из технических данных парашюта следует, что его можно вводить в действие на высоте 300—500 м на скорости не более 450 км!час.
Можно ли рекомендовать этот парашют при прыжке с самолета, скорость которого значительно более 450 км,час, и на большой высоте? Да, можно, но вводить парашют в действие нужно при вполне определенных условиях.
Рассмотрим конкретный случай: экипаж покидает самолет при аварии через нижние люки фюзеляжа без катапультных устройств. Опытным путем установлено, что покидание самолета в этом случае возможно при индикаторной скорости полета не более 600— 620 км,час. Очевидно, если спасательный парашют будет введен в действие сразу же после отделения от самолета, нагрузки на раскрывающийся парашют будут столь большими, что он разрушится.
Рассмотрим следующий пример. Пусть летчик покидает самолет при индикаторной скорости 504 км(час (140 м]сек^ и вводит парашют в действие через 3 сек после отделения от горизонтально летящего самолета. В этом случае нагрузки на парашют будут
чрезмерно высокими, начиная с высоты 3000 м, если считать, что допустимая нагрузка равна 1600 кГ (табл. 7.1).
Таблица 7.1
Н, jm
Rn max. кГ
1000
1177
3000
1614
6000
2629
9000
3819
10000
5078
11000
5983
12000
7299
13000
8597
14000
10534
Величина нагрузки, действующая на парашют, а следовательно, и на организм летчика, прыгающего с парашютом, зависит от скорости падения парашютиста Vo в момент начала наполнения купола парашюта. Началом наполнения купола парашюта воздухом считаем момент полного вытягивания купола и строп парашюта на всю длину.
Зависимость скорости Vo от нагрузки /?Птах выражена формулой (4.16):
о/\п max [ пр . * у ' п ] У ' п
1/2 'р.\ Дк/ К '
v пр п2 п
Задаваясь допускаемой организмом человека нагрузкой jRnmax= 1600 кГ, получим, что скорость Vo на высотах 1000 и 12 000 л< не должна превышать соответственно 100 и 104 м/сек.
Каким же путем, покидая самолет на значительно больших скоростях, летчик сможет обеспечить введение парашюта в действие при Vo = ЮО м/сек>
Рассмотрим изменение по времени скорости парашютиста, падающего с разных высот и при различных начальных условиях.
После отделения от самолета скорость падения парашютиста, равная скорости самолета в момент прыжка, при дальнейшем падении уменьшается из-за сопротивления воздуха, действующего на тело парашютиста. В первые секунды падения после отделения парашютиста ют горизонтально летящего самолета скорость уменьшается до минимальной, а затем увеличивается до установившейся скорости тела на данной высоте VKp- Скорость падения парашютиста в момент отделения от самолета (У1нд = 610 км/час) значительно больше допустимой скорости Vo; поэтому для обеспечения нормальной работы парашют необходимо вводить в действие спустя некоторое время после отделения от самолета. Время падения парашютиста до раскрывания парашюта обычно называют временем задержки раскрывания парашюта, а прыжок с такой задержкой— затяжным прыжком. Совершенно очевидно, что для разных высот и начальных скоростей необходимое время задержки раскрывания будет различным.
С увеличением высоты плотность воздуха уменьшается, следовательно, и времени для гашения скорости на большой высоте потребуется больше. ' .
Чтобы оценить, как изменяется потребное время задержки раскрывания парашюта в зависимости от высоты и начальной ско
рости, рассмотрим расчетные данные изменения скорости падения парашютиста по времени после того, как он покинул горизонтально летящий самолет на скорости Уинд = 610 км/час на высотах 1000, 3000, 6000, 8000, 10 000 и 12 000 м.
Вычисления выполнены по методу, изложенному в гл. II. Результаты вычислений приведены на фиг. 7.1. В табл. 7.2 показано
Фиг. 7.1. Изменение скорости падения парашютиста с задержкой раскрывания парашюта (прыжок с горизонтально летящего самолета).Фиг. 7.1. Изменение скорости падения парашютиста с задержкой раскрывания парашюта (прыжок с горизонтально летящего самолета).время задержки раскрывания парашюта ti, -при котором Vo = 100 м/сек, а также время /1, соответствующее минимальному значению скорости Vo. При этом следует иметь в виду, что скорость Vo достигается парашютистом за время Л + 4 (<в — время вытягивания, см. гл. I).
Фиг. 7.1. Изменение скорости падения парашютиста с задержкой раскрывания парашюта (прыжок с горизонтально летящего самолета).
Фиг. 7.1. Изменение скорости падения парашютиста с задержкой раскрывания парашюта (прыжок с горизонтально летящего самолета).
Из табл. 7.2 и фиг. 7.1 следует, что при задержке раскрывания парашюта на высотах до 12 000 м в течение 11 сек обеспечивается начало наполнения купола парашюта при скорости Vo, равной или меньшей 100 м/сек.
Значения скорости Vo по высотам при -задержке раскрывания в 11 сек указаны в табл. 7.3. Время вытягива
ния парашюта определено по скоростным напорам, соответствующим скорости Vo = 100 м/сек на разных высотах, и по фиг. 12.8.
Высота прыжка в м Уист самолета в мДсек Время задержки ^ в сек не менее . . . Время задержки tx, обеспечивающее минимальную скорость Уо Высота прыжка в м Уист самолета в мДсек Время задержки ^ в сек не менее . . . Время задержки tx, обеспечивающее минимальную скорость Уо 1000178 330001974600023058000260710000290912000330117891011121000178 33000197460002305800026071000029091200033011789101112Таблица 7.2
Высота прыжка в м Уист самолета в мДсек Время задержки ^ в сек не менее . . . Время задержки tx, обеспечивающее минимальную скорость Уо
Высота прыжка в м Уист самолета в мДсек Время задержки ^ в сек не менее . . . Время задержки tx, обеспечивающее минимальную скорость Уо
1000
178 3
3000
197
4
6000
230
5
8000
260
7
10000
290
9
12000
330
11
7
8
9
10
11
12
1000
178 3
3000
197
4
6000
230
5
8000
260
7
10000
290
9
12000
330
11
7
8
9
10
11
12
Из фиг. 7.1 можно отметить важное обстоятельство, что при заданных начальных условиях на высоте более 8000 м время за* держки не должно быть более 15 сек, так как при большем времени падения скорость парашютиста -может значительно превысить 118
Высота прыжка вл ^ист> л/ сек ........••..•• Время задержки в сек Время вытягивания в сек Vo, mJ секВысота прыжка вл ^ист> л/ сек ........••..•• Время задержки в сек Время вытягивания в сек Vo, mJ сек1000300060008000100001200017819723026029033011И111111110,750,951,151,21,3751.66570778187941000300060008000100001200017819723026029033011И111111110,750,951,151,21,3751.6657077818794
Высота прыжка вл ^ист> л/ сек ........••..•• Время задержки в сек Время вытягивания в сек Vo, mJ сек
Высота прыжка вл ^ист> л/ сек ........••..•• Время задержки в сек Время вытягивания в сек Vo, mJ сек
1000
3000
6000
8000
10000
12000
178
197
230
260
290
330
11
И
11
11
11
11
0,75
0,95
1,15
1,2
1,375
1.6
65
70
77
81
87
94
1000
3000
6000
8000
10000
12000
178
197
230
260
290
330
11
И
11
11
11
11
0,75
0,95
1,15
1,2
1,375
1.6
65
70
77
81
87
94
100 м/сек. Это. не исключает возможности очень длительной задержки раскрывания парашюта, в течение которой парашютист падает до малой высоты, на которой установившаяся скорость па
шенияшениядения будет меньше 100 м/сек. Так, например, если установившаяся скорость парашютиста на уровне земли равна УКРо, то- из соотно
шения
шения
у2
,2кР0
«Ph
можно определить А, т. е. относительную плотность воздуха на той высоте, на которой и ниже которой скорость парашютиста будет равна или -меньше УКРА •
Принимая УкРд = ЮО м/сек, а УКРО = 70 м/сек, получим
1/210026850 м.совершении спасательных прыжков на1/210026850 м.совершении спасательных прыжков наД = что соответствует высоте Следовательно, при
1/21002
6850 м.
совершении спасательных прыжков на
1/21002
6850 м.
совершении спасательных прыжков на
высоте более 8000 м необходимо обеспечить задержку раскрывания парашюта в течение 11 сек, но не более 15 сек, или же падать, не раскрывая парашюта, до высоты, меньшей 6500 м.
Но было бы ошибочно заключить, что проблема спасения летчика на большой высоте разрешается при совершении прыжка с задержкой раскрывания парашюта, и что безопасность прыжка обеспечивается при этом индивидуальным кислородным прибором и комбинированным полуавтоматом, вводящим парашют в действие на заданной высоте. В действительности проблема спасения летчика на большой высоте и при большой скорости совершением затяжных прыжков решается только частично. Прыжок с определенной задержкой раскрывания парашюта не так уж просто совершить, тем более летчику, который покидает самолет при аварии, когда инстинкт самосохранения побуждает его ввести парашют в действие немедленно после прыжка. Кроме того, при совершении затяжного прыжка чувство времени теряется, человеку кажется, что он падает целую вечность, хотя на самом деле падение продолжается не более 3—5 сек. Падая без контроля времени (парашютисты обычно контролируют время падения счетом или по секундомеру), летчик может ввести парашют в действие преждевременно.
Следовательно, проблема спасения летчика на большой высоте и скорости полета может быть разрешена полностью только созданием такой конструкции парашюта, которая обеспечила бы минимальные нагрузки при наполнении купола на бодыпой высоте и скорости, а также созданием прибО|ра, который устранял бы возможность преждевременного раскрывания парашюта самим летчиком.
Условия, обеспечивающие нормальную работу парашюта при прыжке из отвесно пикирующего самолета, можно определить из анализа кривых изменения скорости падения по времени, построенных по формулам для вертикально падающих тел (см. гл. II, разд. 1).
Применение тормозных парашютов
Выше было показано, что при свободном падении в течение нескольких секунд скорость падения парашютиста заметно уменьшается.
Так, при прыжке с самолета на высоте 1000 м и скорости полета 178 м/сек скорость парашютиста через 3 сек после прыжка уменьшается до 100 м/сек. При прыжке с самолета на высоте 6000 м и скорости 230 м/сек скорость падения парашютиста уменьшается до 100 м/сек через 5 сек после прыжка. Такое значительное уменьшение скорости происходит при площади сопротивления парашютиста в 0,5 м2 и удельной весовой нагрузке G/f = 200 кг/м2.
Очевидно, что скорость всех грузов с удельной весовой нагрузкой 200 кг/м2 будет изменяться так же, как и скорость парашютиста (см. фиг. 7.1). Если удельная весовая нагрузка велика, то ее можно уменьшить дополнительным тормозным парашютом, площадь которого совместно с площадью сопротивления груза обеспечит нужное отношение G/cTfr + cTFT.
Рассмотрим конкретный пример. Пусть вес груза 400, 800, 1200 кг и т. д. Допустимая скорость Vo не более 80 м/сек. Площадь сопротивления дополнительного тормозного парашюта и груза соответственно 2, 4, 6 м2 и т. д. Для всех этих систем G/cTfr + cTFT = = 200 кг/м2, поэтому изменение по времени скорости каждого груза с тормозным парашютом будет отображаться фиг. 7.1. Из анализа кривых следует, что при сбрасывании груза с горизонтально летящего самолета при индикаторной скорости 610 км/час с немедленным введением в действие тормозного парашюта для гашения скорости до Vo = 80 м/сек (что обеспечит нормальную работу купола основного1 парашюта), необходимо задержать раскрывание основного парашюта в течение нескольких секунд после отделения от самолета, как указано в табл. 7.4.
Из фиг. 7.1 видно также, что, задерживая на высоте 1000— 8000 м раскрывание основного парашюта в течение 11 сек с момента отделения груза от самолета, мы обеспечиваем начало наполнения купрла основного парашюта при скорости Уо, равной или мень- 120
Высота сбрасывания, м
1000
3000
6000
8000
10000
12000
Уист самолета, м/сек
Времязадержки
178
197
230
260
290
330
в сек,
4
5
7,5
11,0
Задержка раскрывания до высоты 2700 м
шей 80 м/сек. При сбрасывании грузов с высоты, большей 8000 м, раскрывать основной парашют нужно на такой высоте, где критическая скорость груза с тормозным парашютом будет меньше или равна 80 м/сек.
Из соотношения
д = 221 = о 765д = 221 = о 765получим
д = 221 = о 765
д = 221 = о 765
802
что соответствует высоте 2700 м.
Применение тормозного парашюта при прыжке со спасательным парашютом ограничивается нагрузкой, предельно допустимой для организма человека.
Пусть допустимая нагрузка 1600 кГ; для человека весом 100 кг сг/г = 0,4 м\ р =-^-кгс-сек2/м4. Тогда максимальная скорость полета, при которой парашютист может отделиться от самолета, равна
JQ_= /'2-8. 1600 = 253 м/сек,pcrfr р 0,4
Следовательно, при скорости полета 250 м/сек (900 км/час) сопротивление воздуха телу человека столь значительно, что о применении дополнительного тормозного парашюта не может быть и речи .
В тех случаях, когда по характеру сбрасываемого груза большие нагрузки недопустимы, а скорость падения груза значительно превышает Vo, тормозные парашюты вводятся последовательно. Первый парашют — малых размеров — вводится в действие при большой скорости падения груза. Через несколько секунд на меньшей скорости вводится в действие второй тормозной парашют и так до тех пор, пока скорость падения системы не достигнет скорости Vo, допустимой для начала наполнения купола основного парашюта (подробно см. гл. XI).
КОНСТРУКТИВНЫЕ ОСОБЕННОСТИ КУПОЛА ПАРАШЮТА,СНИЖАЮЩИЕ НАГРУЗКИ
Куполы из ткани с большой воздухопроницаемостью
Воздухопроницаемость ткани характеризуется количеством литров воздуха, протекающего через квадратный метр ткани в одну секунду при определенном перепаде давления. Очевидно, что чем больше воздухопроницаемость ткани, тем дольше купол парашюта будет наполняться, тем больше будет путь торможения и меньше нагрузки, действующие на купол парашюта в процессе наполнения.
Воздухопроницаемость ткани зависит от перепада давления. С уменьшением перепада давления воздухопроницаемость ткани уменьшается. В процессе наполнения купола скорость падения системы груз—парашют уменьшается, а следовательно, уменьшается и скоростной напор, что приводит к уменьшению перепада давления и к уменьшению воздухопроницаемости ткани купола.
Возможности уменьшения нагрузок путем увеличения воздухопроницаемости ткани ограничены. При воздухопроницаемости ткани 1800—2000 л^сек купол парашюта совсем не наполняется. Для куполов парашютов, наполняющихся воздухом без дополнительных приспособлений, применяется ткань с воздухопроницаемостью от 100—300 до 800—1000 л]м2сек. При воздухопроницаемости ткани, большей 1100—1200 л/м2сек, купол парашюта наполняется полностью только при малой скорости падения системы.
Как уже указывалось, купол парашюта наполняется воздухом полностью при критической скорости Кок. Если скорость системы больше Vqk, то купол парашюта полностью не наполняется. В зависимости от воздухопроницаемости ткани критическая скорость наполнения купола ЁОк колеблется в пределах от 6—7 до 100 м)сек и более. Если частично выполнившийся купол парашюта уменьшает скорость падения системы до Еок, то купол выполняется полностью, в противном случае купол будет сохранять частично выполненную форму.
Увеличение воздухопроницаемости ткани уменьшает коэффициент сопротивления купола сп, поэтому для обеспечения заданной скорости приземления площадь купола необходимо соответственно увеличивать. Следовательно, решая задачу уменьшения действующих на купол нагрузок путем увеличения воздухопроницаемости ткани, приходится мириться с неизбежным увеличением площади купола, его веса и объема.
Так, например, купол спасательного парашюта площадью 42 м2 обеспечивает скорость приземления (6 м]сек) при воздухопроницаемости ткани 400—800 л/м2сек, но для обеспечения относительно малой нагрузки на купол при его наполнении необходимо,
чтобы воздухопроницаемость ткани была 1600—1800 л)м2сек, а площадь купола 60—64 ж2.
О конструктивной воздухопроницаемости куполов из ткани с малой воздухопроницаемостью см. гл. XII.
Увеличение площади купола парашюта
Увеличение площади купола парашюта уменьшает удельную весовую нагрузку G/Fa и увеличивает протяженность пути наполнения купола (SH = с V Fn). В связи с увеличением пути наполнения уменьшается Ун— скорость системы в момент полного наполнения купола; уменьшение скорости VH приводит к уменьшению нагрузки /?птах.
Уменьшение длины строп парашюта
При уменьшении длины строп парашюта уменьшается критическая скорость наполнения УОк. Система движется длительное время с полунаполненным куполом до тех пор, пока скорость не уменьшится до критической, после чего купол наполняется полностью. Ввиду малой критической скорости малы и нагрузки на выполненный купол. Опыты показывают, что критическая скорость наполнения уменьшается пропорционально уменьшению длины строп. Следовательно, уменьшая в два раза длину строп, можно уменьшить нагрузку в 4 раза, так как нагрузка пропорциональна квадрату критической скорости.
Глава VIII
КРИТИЧЕСКАЯ СКОРОСТЬ НАПОЛНЕНИЯ
И ЕЕ ЗАВИСИМОСТЬ ОТ РАЗЛИЧНЫХ ФАКТОРОВ
В разд. 4 гл. II было введено понятие критической скорости наполнения VOk.
В настоящей главе мы приводим формулу для определения скорости Уок и результаты анализа зависимости Иок от различных факторов .
ФОРМУЛА КРИТИЧЕСКОЙ СКОРОСТИ НАПОЛНЕНИЯ
(8.1)(8.1)= ^кА
(8.1)
(8.1)
~ А2 —<о’
где
к = —к = —аTbаTb
к = —
к = —
аTb
аTb
Здесь а и b — размерные коэффициенты соотношения, связывающего перепад давления Др со скоростью V, протекания воздуха через ткань. Изменение V, от Др определяется для ткани купола в аэродинамической трубе и выражается кривой Vt = Vt (Др), аналитическая зависимость которой имеет вид:
Др = aVt + bV?.
Опыты показывают, что каждая ткань, отличающаяся структурой, воздухопроницаемостью или природой волокна, имеет свой коэффициенты а и Ь;
/ л , \2
А = 3
2X2(1+у)2 _p2L + ^xV
ЗдесьЗдесьY = -^- (L — длина строп, D — диаметр купола);
Здесь
Здесь
3 = -^2- (г0— радиус полюсного отверстия);
2г Аг 2 л2 (пХх — л)2 + пл (2 — лХх) (4пХх — 2л — Ххл2)
Х ~ "о- Г 1 ~п (2л -л2)2'
При X] = 0,2
X = (0,2л - л) 1 / —о 2 —,(8.2)
' у п(2п —л2)
п — количество строп в куполе;
п\ — коэффициент поджатия струи воздуха у входного отверстия купола; принимается равным единице;
п2 — коэффициент, определяющий поправку к средней скорости воздушного потока при истечении через полюсное отверстие; принимается равным 0,5.
Тогда
/ Л \2
т+т1 5?‘>
Л =2—!——- .(8.3)
2Х2(1+7)2_р2 (7+ —X)
а для купола без полюсного отверстия
«оО) = р — b«оО) = р — b(8Л)
«о
О) = р — b
«о
О) = р — b
(8.5)
Здесь р — массовая плотность воздуха на высоте наполнения купола; •
по — опытный коэффициент .
ПРЕДЕЛ ПРИМЕНИМОСТИ ФОРМУЛЫ (8.1)
Из формулы (8.1) следует, что Уок имеет действительное значение, если ш > Л2. В этом случае можно получить вполне определенную критическую скорость наполнения. Если со ^ Л2, то будут по-
лучены бесконечно большие или отрицательные значения критической скорости Уок. Это значит, что купол парашюта будет непрерывно наполняться.
АНАЛИЗ ЗАВИСИМОСТИ СКОРОСТИ РОк ОТ РАЗЛИЧНЫХ ФАКТОРОВ
При анализе зависимости Уок от различных параметров будем рассматривать определенный парашют и изменять в нем только один интересующий нас параметр.
Примем парашют с круглым куполом, характеризуемый следующими данными: площадь купола Ри = 60,3 м2; диаметр купола D = = 8,8 м; длина строп L = 6,55 я; количество строп п = 28.
Величину безразмерного параметра Xi согласно опытным данным примем равной 0,2, а X = 0,102. Характеризующий длину стропы безразмерный параметр у = 1,489.
Конечно, при определении зависимости УОк от длины или от количества строп рассматриваются различные значения у и X.
Зависимость скорости УОк от воздухопроницаемости ткани
Для установления зависимости Уок от воздухопроницаемости ткани воспользуемся формулой (8.1), в которой переменными величинами являются
и формулой (8.5), где
Фиг. 8.1. Расчетная кривая зависимости критической скорости наполнения Рок от воздухопроницаемости ткани купола IP.
Результаты вычислений приведены на фиг. 8.1 и 8.2. Значения а и b для различных тканей вычисляем по фиг. 12.41 и методике, изложенной в гл. XII, стр. 255.
Из фиг. 8.1 и 8.2 видно, что чем выше воздухопроницаемость ткани купола, тем меньше Уок и тем при меньшей скорости может наполниться купол.
Полученные результаты замечательны тем, что каждой ткани, индивидуальные особенности которой характеризуются коэффициентами а и Ь, соответствует определенная критическая скорость Уок (при заданных у, п и К), т. е. указывается определенное значение скорости, выше которой купол парашюта данной конструкции, изготовленный из данной ткани, не наполняется, а ниже — наполняется;
Фиг. 8.2. Расчетная кривая зависимости критической скорости наполнения Уок от воздухопроницаемости ткани W.Фиг. 8.2. Расчетная кривая зависимости критической скорости наполнения Уок от воздухопроницаемости ткани W.
Фиг. 8.2. Расчетная кривая зависимости критической скорости наполнения Уок от воздухопроницаемости ткани W.
Фиг. 8.2. Расчетная кривая зависимости критической скорости наполнения Уок от воздухопроницаемости ткани W.
Проверка зависимости скорости Рок от воздухопроницаемости ткани, проведенная в аэродинамической трубе с моделями куполов парашютов площадью Fn = 3,75 м3, изготовленными из тканей с различной воздухопроницаемостью, показала удовлетворительную сходимость расчетных и опытных данных, что подтверждает правильность расчетной кривой фиг. 8.2.
Зависимость скорости V0K от длины строп
Входящий в формулы (8.3), (8.4) и (8.1) и выражающий отношение длины стропы L к диаметру D купола в раскрое, параметр у является конструктивным параметром и для некоторых конструкций равен 1,4—1,6, что соответствует изменению длины строп в пределах.
L = (0,7—0,8) D.
В разд. 3 расчеты были проведены для куполов с у = 1,489. Выясним теперь, как влияет изменение параметра у на Йок, для чего в расчетных формулах (8.3), (8.4) и (8.1) все параметры, кроме у, будем считать постоянными, а значение параметра у будем изменять в пределах от 1 до 2.
Результаты расчетов нанесены на фиг. 8.3. Из этих данных можно сделать вывод, что с увеличением значения у, т. е. с увеличением 127
Фиг. 8.3. Зависимость критической скорости наполненияУок от длины бтроп.Фиг. 8.3. Зависимость критической скорости наполненияУок от длины бтроп.В формулу критическуюВ формулу критическую
Фиг. 8.3. Зависимость критической скорости наполнения
Уок от длины бтроп.
Фиг. 8.3. Зависимость критической скорости наполнения
Уок от длины бтроп.
В формулу критическую
В формулу критическую
длины строп купола парашюта из всех рассматриваемых тканей, критическая скорость наполнения КОк возрастает и становится тем больше, чем меньше воздухопроницаемость ткани. Из этого следует, что с. увеличением длины строп раскрываемость куполов улучшает-
ся и, что уменьшением длины строп можно обеспечить ненаполняемость купола на больших скоростях .
Зависимость скорости КОк от высоты, на которой парашют вводится в действие
(8.1), определяющую скорость наполнения,
входит величина со, равная со = р-у-
[см. (8.5)].
Естественно, что с изменением плотности р, т. е. с изменением высоты Н, будет изменяться со, а следовательно, И Vqk.
Как и в предыдущих подразделах,
расчет производится применительно к
куполам парашютов, имеющих характеристики, указанные в начале настоящего раздела, изготовленных из различных тканей и вводимых в действие на высоте Н = 1000, 3000, 6000, 9000 и 12 000 м.
Результаты расчетов нанесены на фиг. 8.4. Как видно, с увеличением высоты, на которой парашют вводится в действие, скорость Кок возрастает при всех рассматриваемых тканях, причем она увеличивается тем энергичнее, чем меньше воздухопроницаемость ткани.
Возрастание скорости Кок с увеличением высоты, на которой парашют вводится в действие, обуславливает наполняемость на большой высоте тех куполов, которые на малой высоте не наполняются,
и увеличение нагрузок на систему парашют—груз в процессе наполнения купола на большой высоте.
Зависимость скорости ЕОк от количества строп
Параметр X (8.2) определяется площадью входного отверстия купола и изменяется с изменением числа строп п. Пользуясь формулой (8.2) и задавшись разным количеством строп (от 12 до 200), можно вычислить изменение параметра X для куполов, изготовленных из различных тканей, но с геометрическими размерами, указан-
ными в начале настоящего раздела. Результаты расчетов иллюстрируются фиг. 8.5.
Как видно, для куполов, изготовленных из всех рассматриваемых тканей, с увеличением числа строп п критическая скорость наполнения Кок возрастает.
Однако для куполов из ткани с большой воздухопроницаемостью увеличение п вряд ли целесообразно, так как это мало влияет на увеличение Кок, но может привести к ухудшению наполняемости
Фиг. 8.4. Зависимость критической скорости наполнения Уок от высоты введения парашюта в действие.Фиг. 8.4. Зависимость критической скорости наполнения Уок от высоты введения парашюта в действие.Фиг. 8.5. Зависимость критической скорости наполнения Уок от количества строп.Фиг. 8.5. Зависимость критической скорости наполнения Уок от количества строп.
Фиг. 8.4. Зависимость критической скорости наполнения Уок от высоты введения парашюта в действие.
Фиг. 8.4. Зависимость критической скорости наполнения Уок от высоты введения парашюта в действие.
Фиг. 8.5. Зависимость критической скорости наполнения Уок от количества строп.
Фиг. 8.5. Зависимость критической скорости наполнения Уок от количества строп.
купола потому, что в момент начала наполнения входное отверстие в куполе (по его нижней кромке) может перекрыться большим количеством строп.
Зависимость скорости УОкот размеров полюсного отверстия купола
Параметр р, характеризующий отношение диаметра полюсного отверстия к диаметру купола парашюта, через величину А (8.3) входит в формулу (8.1), связывающую УОк с Л, а следовательно, и с параметром р.
Из формулы (8.1) следует, что Уок имеет действительное значение, если Л > 0. Но из (8.3) видно, что это условие соблюдается, если
откудаоткудаХ2>Х2>
откуда
откуда
Х2>
Х2>
1291299 н. А. Лобанов
129
129
По В. С. Еремину п2 = 0,492, тогда при X = 0,2 ртах< 0,285.
На основании обработки опытных данных установлено, что при
обеспечения наполняемости купола значение р должно быть меньше 0,27.
Задаваясь различными значениями р, вычислим изменение Уон от р и построим график фиг. 8.6. Из графика следует, что по мере увеличения полюсного отверстия купола с упомянутыми выше геометрическими размерами, критическая скорость наполнения Уок уменьшается.
Глава IX
УСЛОВИЯ НАПОЛНЯЕМОСТИ КУПОЛА ПАРАШЮТА
В гл. VIII было показано, что купол парашюта наполняется, если скорость системы не превышает критической скорости наполнения Уок- Но будет ли купол наполняться при очень малой скорости? Ведь можно указать такую скорость, при которой сопротивление воздуха будет недостаточным, чтобы.удерживать купол в вытянутом положении. В этом случае правильнее говорить б минимальном скоростном напоре 7mm, при котором купол парашюта способен наполниться. Наибольший скоростной напор, при котором купол наполняется, обозначим 7тах. Следовательно, существует такой интервал скоростных напоров 7mm ^ 7 ^ 7тах, когда при q, не лежащем в этом интервале, купол не наполняется.
Минимальный скоростной напор 7mm в практических условиях имеет место в двух случаях:
на малой высоте, когда на малой скорости, например, при снижении на главном куполе парашюта (1/сн = 5—6 м!сек^ вводится в действие купол запасного парашюта. Сопротивления воздуха едва хватает, чтобы купол запасного парашюта выполнился. При этом скоростной напор
= Ро^ == ! 56_ 2 25 кГ!мг\
28-2
на большой высоте, где при малой плотности воздуха скоростной напор может оказаться недостаточным для наполнения купола.
Скоростной напор 7шах определяется скоростью Уок-
ОПРЕДЕЛЕНИЕ УСЛОВИЯ НАПОЛНЯЕМОСТИ КУПОЛА
Очевидно, что купол парашюта будет отставать от груза, если его сопротивление, равное XpKFx, будет больше веса купола парашюта со стропами:
А^х > GKА^х > GK(9-1)
А^х > GK
А^х > GK
131
Для некоторых куполов парашютов
Дрк = 1,6 = constqтогда ^pк = 1,67.
Подставляя в (9.1) значение ^pк, получим
1,69^ >оК) откуда
т-е'
где Fx— минимальная площадь сопротивления купола.
Неравенство q > 9mln и определяет условие наполняемости купола.
В качестве примера определим условие наполняемости запасного парашюта с GK = 5 кг и Fx = 1,4 ж2. Минимальный скоростной напор, обеспечивающий наполняемость купола запасного парашюта, определится из выражения (9.2):
9min = - /, „ = 2,24 кГ/м?.
1,6,4
Вблизи от земли скоростной напор, равный 2,24 кГ/м2, может быть обеспечен при скорости VCh ^ 6 м/сек. В реальных условиях скорость снижения парашютиста на раскрытом главном куполе иногда не превышает 5 м/сек, что не обеспечивает нужного для раскрывания купола скоростного напора ^щщ, поэтому нередко парашютист, снижаясь на раскрытом главном куполе, встряхивает купол запасного парашюта, способствуя его раскрыванию.
Из выражения (9.2) следует, что возможность наполняемости в основном определяется весом купола парашюта. Чем больше вес купола, тем больше при прочих равных условиях должен быть минимальный скоростной напор, обеспечивающий направляемость купола. Из выражения (9.2) можно найти минимальную скорость, при которой выполняется условие наполняемости при вертикальном движении системы к земле:
Определим, например, минимальную скорость, при которой условие наполняемости купола парашюта на высоте 70 км выполняется при следующих данных: GK = 10 кг; Fx = 1 4 ж2- о = = 0,0000117 кгс • сек2/м4.
/2-10
■ V Тб ■ 0^0000117 ■ 1,4 = 940
При такой скорости купол парашюта наполнится.
132
При горизонтальном движении системы или при движении вверх условия наполнения купола улучшаются. Купол может лучше наполниться при меньшем скоростном напоре, чем при вертикальном движении вниз.
ПРОВЕРКА УСЛОВИЯ НАПОЛНЯЕМОСТИ КУПОЛА
Условие наполняемости можно пройерить опытным путем в вертикальной аэродинамической трубе или в воздухе.
Проверка условия наполняемости куполав аэродинамической трубе
Купол парашюта с прикрепленным к нему грузом размещают на решетке вертикальной аэродинамической трубы. Проволока, натянутая вдоль оси трубы и проходящая через полюс купола, удерживает купол при продувке в центре трубы. Скорость потока воздуха в трубе доводят до такой величины, при которой выполненный купол с грузом удерживается во взвешенном состоянии. При этом сила сопротивления системы груз—купол парашюта равна весу системы. Измеряя скорость потока и плотность воздуха в условиях опыта, вычисляем коэффициент сопротивления системы, отнесенный к площади поверхности купола, по формуле
_ 2(?сист
сист ~ pV»Fn
Затем скорость потока уменьшаем до такой величины, при которой груз опирается на решетку, а купол парашюта опускается вниз до ослабления строп. Минимальный скоростной напор потока, при котором купол парашюта удерживается в потоке во взвешенном состоянии, принимают за ^min-
Проверка условия наполняемости купола в воздухе
С самолета или аэростата сбрасываются груз 4 (фиг. 9.1) с вспомогательным парашютом 1, обеспечивающим системе заданную скорость снижения. На звене, соединяющем купол, вспомогательного парашюта с грузом, подвешивается испытываемый купол 2, вытянутый на всю длину. Спустя 5—10 сек после наполнения купола вспомогательного парашюта, когда система снижается с установившейся скоростью, замок с временным замедлителем 3 освобождает полюсную часть испытываемого купола. Если скоростной напор достаточен, то испытываемый купол наполняется; в противном случае купол проваливается вниз (вес купола больше силы сопротивления) и не наполняется.
Изменяя вес груза, при последующих опытах устанавливают минимальный скоростной напор, обеспечивающий условие наполняемости.,
Фиг. 9.1. Схема опытной проверки условия наполняемости купола парашюта в воздухе.Фиг. 9.1. Схема опытной проверки условия наполняемости купола парашюта в воздухе./ — купол вспомогательного парашюта; 2 — испытываемый купол: 3 — замок с временным замедлителем; 4 — груз./ — купол вспомогательного парашюта; 2 — испытываемый купол: 3 — замок с временным замедлителем; 4 — груз.
Фиг. 9.1. Схема опытной проверки условия наполняемости купола парашюта в воздухе.
Фиг. 9.1. Схема опытной проверки условия наполняемости купола парашюта в воздухе.
/ — купол вспомогательного парашюта; 2 — испытываемый купол: 3 — замок с временным замедлителем; 4 — груз.
/ — купол вспомогательного парашюта; 2 — испытываемый купол: 3 — замок с временным замедлителем; 4 — груз.
СПОСОБЫ УЛУЧШЕНИЯ НАПОЛНЯЕМОСТИКУПОЛА
Для того, чтобы купол парашюта- обеспечивал минимальные нагрузки при раскрывании на большой скорости, применяют ткань с большой воздухопроницаемостью, полюсное отверстие купола большой площади, или уменьшают число строп, укорачивают стропы и др. При испытании таких куполов в натурных условиях может явиться необходимость несколько уменьшить время наполнения или обеспечить наполняемость купола при больших скоростях.
Ниже указаны некоторые проверенные на практике способы, обеспечивающие улучшение наполняемости готового купола парашюта.
Применение центральной стропы
К полюсной части ненаполняющегося купола с его внутренней стороны прикрепляют одним концом центральную стропу. Другой конец этой стропы прикрепляют к грузу в месте крепления основных строп купола. Длину центральной стропы выбирают в зависимости от конкретных условий. В частном случае, когда купол изготовлен из ткани с воздухопроницаемостью более 2000 л,м?сек и предназначен для применения на относительно небольшой скорости, длина центральной стропы может быть равна длине основных строп (фиг. 9.2). Чаще длина центральной стропы на 200—400 мм
Фиг. 9.2. Купол с центральной стропой, равной длине основных строп.Фиг. 9.2. Купол с центральной стропой, равной длине основных строп.Фиг. 9.3. Кумол с центральной стропой большой длины. а — в начале наполнения; б — в момент полного наполнения.Фиг. 9.3. Кумол с центральной стропой большой длины. а — в начале наполнения; б — в момент полного наполнения.
Фиг. 9.2. Купол с центральной стропой, равной длине основных строп.
Фиг. 9.2. Купол с центральной стропой, равной длине основных строп.
Фиг. 9.3. Кумол с центральной стропой большой длины. а — в начале наполнения; б — в момент полного наполнения.
Фиг. 9.3. Кумол с центральной стропой большой длины. а — в начале наполнения; б — в момент полного наполнения.
короче длины купола со стропами (фиг. 9.3). При полностью выполненном куполе центральная стропа повисает внутри купола.
Наличие центральной стропы приводит к расширению входного отверстия купола. При этом только полюсная часть выполняется на большой скорости и в таком положении гасит скорость системы до величины Уок, при которой купол способен выполниться полностью.
Чрезмерное уменьшение длины центральной стропы приводит к значительному ускорению наполнения купола и, следовательно, к большим нагрузкам на купол, в частности, на центральную стропу. Из схемы фиг. 9.4 легко усмотреть, что нагрузка, действующая на центральную стропу, примерно равна половине всей нагрузки, действующей на купол.
. При большой длине центральная стропа подвергается воздействию нагрузки в течение сравнительно короткого времени, так как при малейшем наполнении купола полюсная часть опускается и центральная стропа выключается. При этом на малую площадь по-
135
люсной части купола, наполненной воздухом, действует небольшая нагрузка (ввиду малой площади сопротивления).
Кроме улучшения наполняемости купола, центральная стропа увеличивает коэффициент сопротивления купола парашюта сп.
Но применение центральной стропы имеет и свои отрицательные стороны. При укладке купола в упаковку центральная стропа может завернуться в ткань купола, а при раскрывании трение стропы о ткань приведет к ее ожиганию./
ииФнг. 9.4. Схема сил, действующих на купол с центральной стропой.Фнг. 9.4. Схема сил, действующих на купол с центральной стропой.Фиг. 9.5. Схема размещения карманов по нижней кромке купола.Фиг. 9.5. Схема размещения карманов по нижней кромке купола.
и
и
Фнг. 9.4. Схема сил, действующих на купол с центральной стропой.
Фнг. 9.4. Схема сил, действующих на купол с центральной стропой.
Фиг. 9.5. Схема размещения карманов по нижней кромке купола.
Фиг. 9.5. Схема размещения карманов по нижней кромке купола.
Применение центральной стропы увеличивает вес, объем и стоимость купола, поэтому чаще отдают предпочтение описываемым ниже более рациональным способам улучшения наполняемости купола.
Размещение карманов по нижней кромке купола
По нижней кромке купола между узлами крепления строп пришивают карманы (фиг. 9.5). В момент полного вытягивания строп купола на всю длину карманы наполняются воздухом и, оказывая тормозящее действие, гасят скорость системы до критической УОк, при которой купол способен наполняться полностью.
Увеличение числа строп купола
У купола с большим числом строп площадь начального входного отверстия по нижней кромке купола больше, чем у купола с малым числом строп (фиг. 9.6). Ткань, свободно расположенная меж- 136
ду узлами крепления строп, вжимается в начале наполнения внутрь купола и значительно перекрывает входное отверстие. При одинаковом миделе купола площадь входного отверстия у купола с 32 стропами в несколько раз больше, чем у купола с 16 стропами и в особенности у купола.с 8 стропами.
Фиг. 9.6. Схема изменения входного отверстия купола в зависимости от количества строп.
а — 32 стропы; б — 10 стррп; в — 8 строп.
Наполняемость купола зависит от площади начального входного отверстия, и, естественно, лучше будет наполняться тот купол, у которого площадь входного отверстия больше.
Увеличение длины строп купола
При увеличении длины строп купола силы, препятствующие наполнению купола, уменьшаются (фиг. 9.7) и наполнение купола облегчается.
Фиг. 9.7. Схема изменения сил, стягивающих кромку купола, в зависимости от длцны строп.
Крепление строп купола по периметру груза
КреРление строп купола по периметру груза (фиг. 9.8) увеличивает эффективную длину строп (L' > L) и, следовательно, приводит к улучшению наполняемости купола.
Фиг. 9;8. Схема крепления строп купола к грузу.
а — в одной точке; б — по периметру груза.
Удаление купола парашюта от груза
При падении груза позади него создается зона завихрения, в которой купол парашюта может не наполниться из-за уменьшения скоростного напора q. В зависимости от скорости движения груза изменяется длина зоны ненаполняемости купола, поэтому удаление купола от груза выбирается в зависимости от условий движения, формы груза, соотношения миделя.груза и парашюта и пр.
При скорости снижения системы до 200 м/сек расстояние от груза до нижней кромки купола должно быть не менее 5 диаметров груза (по миделю). При движении системы со сверхзвуковыми скоростями, расстояние от нижней кромки купола до груза должно быть не менее 10, а в отдельных случаях и 15 диаметров груза (по миделю).
Глава X
РАСЧЕТ КУПОЛА ПАРАШЮТА НА ПРОЧНОСТЬ
В процессе наполнения купола парашюта воздухом ткань купола и стропы подвергаются воздействию переменных нагрузок. В ряде случаев эти нагрузки превышают вес системы груз—парашют в десятки раз. Так, например, при наполнении купола спасательного парашюта нагрузки достигают 1000—1600 кГ, что в 10—16 раз выше веса парашютиста с парашютом.
Для обеспечения надежности купола и строп необходимо, чтобы внутренние напряжения в ткани купола и стропах от действующих на купол нагрузок не превышали допустимых. Задачей расчета купола на прочность является определение в куполе и стропах наиболее напряженных мест и обеспечение их необходимой прочности.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ НАПРЯЖЕНИЯ В ТКАНИ КУПОЛА
В процессе наполнения воздухом купол парашюта принимает форму усеченного конуса с полусферической «шапкой» (фиг. 10.1). Заметим, что купол имеет форму плоского круга диаметром DK. Выполненная часть купола имеет поверхность, образованную плоским кругом диаметром d. В процессе наполнения диаметр d увеличивается и становится равным диаметру DK в момент полного наполнения купола.
Рассечем наполняющийся купол горизонтальной и вертикальной плоскостями так, как показано на фиг. 10.2. Обозначим сгор — напряжение в ткани купола по горизонтальному сечению, а aRepT — по вертикальному сечению. Длина ткани купола по горизонтальному сечению, растягивающемуся силой Ru, равна nd.
Напряжение в ткани купола по горизонтальному сечению
гор ndгор nd(Ю.1)
гор nd
гор nd
Длина ткани по вертикальному сечению, которое растягивается
силой -^- , равна d. Напряжение в ткани купола по вертикальному сечению:
(10.2)
верт™ 2d •верт™ 2d •Разделив равенство (10.2) на (10.1), получимРазделив равенство (10.2) на (10.1), получим2. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОПАСНОГО СЕЧЕНИЯ В КУПОЛЕ2. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОПАСНОГО СЕЧЕНИЯ В КУПОЛЕСечение, в котором ткань купола имеет наибольшее напряжение, будем называть опасным. Из равенств (10.2) и (10.3) следует, что у купола плоской формы наибольшее напряжение имеет место по вертикальному сечению, когда Rn = 7?птах при минимальном значении d.
верт™ 2d •
верт™ 2d •
Разделив равенство (10.2) на (10.1), получим
Разделив равенство (10.2) на (10.1), получим
2. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОПАСНОГО СЕЧЕНИЯ В КУПОЛЕ
2. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОПАСНОГО СЕЧЕНИЯ В КУПОЛЕ
Для определения диаметра опасного сечения don примем, что к моменту выполнения купола до опасного сечения на -купол действует сила 7?пшах и скорость системы к этому моменту еще равна Vo.
Согласно принятому допущению
Rn max pVoC/fоп,(10.4)
где cffon — характеристика купола по опасному сечению.
* Полагаем, что выполненная часть купола — полусфера.
Из выражения (10.4) следует, что
Отсюда диаметрОтсюда диаметр?^п шах
Отсюда диаметр
Отсюда диаметр
опо
Р^/
41?п max
ЛрУ^Су
(10.5)(10.6)(10.5)(10.6)В формулах (10.4) — (10.6) неизвестной величиной является только cf — коэффициент сопротивления купола, наполнившегося ТОЛЬКО ДО /оп-
(10.5)
(10.6)
(10.5)
(10.6)
Фиг. 10.3. Изменение нагрузок. а—— нагрузка на частнч-П ШаХ^но наполненный купол парашюта до площади fon; б — Rn max- на- грузка на наполненный купол площадью fon.Фиг. 10.3. Изменение нагрузок. а—— нагрузка на частнч-П ШаХ^но наполненный купол парашюта до площади fon; б — Rn max- на- грузка на наполненный купол площадью fon.Фнг. 10.4. Зависимость Яп шах, и /?Птах2 от площади купола.Пунктирная линия — нагрузка Rn тах , действующая на данный купол парашюта при разных фазах наполнения. Сплошная линия — нагрузка Rn max ’ действующая на куполы разных площадей, соответственно равных площадям частично наполненного купола парашюта.Фнг. 10.4. Зависимость Яп шах, и /?Птах2 от площади купола.Пунктирная линия — нагрузка Rn тах , действующая на данный купол парашюта при разных фазах наполнения. Сплошная линия — нагрузка Rn max ’ действующая на куполы разных площадей, соответственно равных площадям частично наполненного купола парашюта.Ненаполненная часть такого купола имеет вид конусного насадка, большое основание которого переходит в наполненную часть
Фиг. 10.3. Изменение нагрузок. а—— нагрузка на частнч-
П ШаХ^
но наполненный купол парашюта до площади fon; б — Rn max- на- грузка на наполненный купол площадью fon.
Фиг. 10.3. Изменение нагрузок. а—— нагрузка на частнч-
П ШаХ^
но наполненный купол парашюта до площади fon; б — Rn max- на- грузка на наполненный купол площадью fon.
Фнг. 10.4. Зависимость Яп шах, и /?Птах2 от площади купола.
Пунктирная линия — нагрузка Rn тах , действующая на данный купол парашюта при разных фазах наполнения. Сплошная линия — нагрузка Rn max ’ действующая на куполы разных площадей, соответственно равных площадям частично наполненного купола парашюта.
Фнг. 10.4. Зависимость Яп шах, и /?Птах2 от площади купола.
Пунктирная линия — нагрузка Rn тах , действующая на данный купол парашюта при разных фазах наполнения. Сплошная линия — нагрузка Rn max ’ действующая на куполы разных площадей, соответственно равных площадям частично наполненного купола парашюта.
купола площадью /оп. Конусный насадок (фиг. 10.3, а) придает частично наполненному куполу удобообтекаемую форму, в результате чего нагрузка 7?Птах будет меньше сопротивления полностью наполненного изолированного купола площадью /Оп- Поэтому с/ всегда меньше сп.
Численное значение коэффициента с/ можно определить из следующего соотношения:
с/ ^п max,
сп , ^птах.
откуда
‘,= «-V^-(Ю-7)
^nmaxj
Здесь
jRnmax, — нагрузка на частично выполненный купол (фиг. 10.3, а) с площадью полусферы /оп;
)Rn max, — нагрузка на выполненный изолированный купол площадью fon (фиг. 10.3, б).
При раскрывании парашютов на малой высоте коэффициент С} « 0,5 сп. Связь между ^птах^ /(птах, и площадью поверхности выполненной части купола парашюта показана на фиг. 10.4. Здесь сплошной линией показаны нагрузки /?Птах > действующие на изолированные куполы разных площадей, а пунктирной —/?Птах > действующие на один и тот же купол при разных фазах его наполнения до площадей, равных площадям изолированных куполов.
Примерный порядок последовательности определения С/, fon и don следующий:
по формуле (4.12) определяют 7?пшах для данного купола парашюта;
по формуле (Ю.5), принимая q = 0,5 сп, вычисляют предварительное значение f*n ;
по формуле (4.12) и /оп определяют А’птах ;
по формуле (10.7) определяют точное значение щ;
по формуле (10.5) и точному значению с/ определяют точное значение /Ош
по формуле (10.6) и точному значению с/ определяют don.
Пример. Купол парашюта начал наполняться на высоте 100 м при Ко = 140 м/сек.
Определить /оп и don, если Fn = 64 ж; Кпр = 6 м/сек-, К = = 0,006 сек^/м; с^ = са = 0,8; ц = 1.
Определяем нагрузку 7?пшах, действующую на купол парашюта в процессе наполнения, по формуле (4.12):
An max “ о п,
О1/2
или
Rn max, =0,8 • 64 0,006-140= + ^ = 1782 кр
оо2 ,
«■°°6y5?W64
илиили3. Определяем 7?Птахз — нагрузку на изолированный купол пло-3. Определяем 7?Птахз — нагрузку на изолированный купол пло-шадьюИзшадьюИз;п = 1,83 л<2.;п = 1,83 л<2.уз пр.уз пр.~ У2Гп Vnp2~ У2Гп Vnp2узПР.узПР.fon следует, чтоуз А. = б2-^-"Р,1,83/опfon следует, чтоуз А. = б2-^-"Р,1,83/оп= 1259*= 1259*ТогдаТогда4.4.1259 0 8 . ! 83 0,006- 1402 + /Щ = 2661 кГ.80,006 yg-+2/O3Определяем по. формуле (10.7) точное значение^п maxiС* ——,max#1259 0 8 . ! 83 0,006- 1402 + /Щ = 2661 кГ.80,006 yg-+2/O3Определяем по. формуле (10.7) точное значение^п maxiС* ——,max#илиилиС = 0,8 — = 0,535.7’ 2661С = 0,8 — = 0,535.7’ 26615.5.По формуле (10.5) и точному значению с/ определяем точноеПо формуле (10.5) и точному значению с/ определяем точноезначение fon, равноезначение fon, равноеопоп 1,37 JK2, 0,12377 • 1402 • 0,535 1,37 JK2, 0,12377 • 1402 • 0,535ИЛИИЛИопоп6. Определяем6. Определяем== 1,83^-= 1,37 м*./оп С/ ’0,535диаметр don;== 1,83^-= 1,37 м*./оп С/ ’0,535диаметр don;^оп^оп112^ = 1,32 м, Л112^ = 1,32 м, Лили, по формуле (10.6)или, по формуле (10.6)^оп^оп4 • 17824 • 1782л . 0,12377 • 1402 • 0,535л . 0,12377 • 1402 • 0,535= 1,32 м.= 1,32 м.* Точное значение V2p с учетом сопротивления груза равно:* Точное значение V2p с учетом сопротивления груза равно:Упр, — Упр,Упр, — Упр,п опп оп
или
или
3. Определяем 7?Птахз — нагрузку на изолированный купол пло-
3. Определяем 7?Птахз — нагрузку на изолированный купол пло-
шадью
Из
шадью
Из
;п = 1,83 л<2.
;п = 1,83 л<2.
уз пр.
уз пр.
~ У2
Гп Vnp2
~ У2
Гп Vnp2
уз
ПР.
уз
ПР.
fon следует, что
уз А. = б2-^-
"Р,1,83
/оп
fon следует, что
уз А. = б2-^-
"Р,1,83
/оп
= 1259*
= 1259*
Тогда
Тогда
4.
4.
1259 0 8 . ! 83 0,006- 1402 + /Щ = 2661 кГ.
80,006 yg-+2/O3
Определяем по. формуле (10.7) точное значение
^п maxiС* ——,
max#
1259 0 8 . ! 83 0,006- 1402 + /Щ = 2661 кГ.
80,006 yg-+2/O3
Определяем по. формуле (10.7) точное значение
^п maxiС* ——,
max#
или
или
С = 0,8 — = 0,535.
7’ 2661
С = 0,8 — = 0,535.
7’ 2661
5.
5.
По формуле (10.5) и точному значению с/ определяем точное
По формуле (10.5) и точному значению с/ определяем точное
значение fon, равное
значение fon, равное
оп
оп
1,37 JK2, 0,12377 • 1402 • 0,535
1,37 JK2, 0,12377 • 1402 • 0,535
ИЛИ
ИЛИ
оп
оп
6. Определяем
6. Определяем
== 1,83^-= 1,37 м*.
/оп С/ ’0,535
диаметр don;
== 1,83^-= 1,37 м*.
/оп С/ ’0,535
диаметр don;
^оп
^оп
112^ = 1,32 м, Л
112^ = 1,32 м, Л
или, по формуле (10.6)
или, по формуле (10.6)
^оп
^оп
4 • 1782
4 • 1782
л . 0,12377 • 1402 • 0,535
л . 0,12377 • 1402 • 0,535
= 1,32 м.
= 1,32 м.
* Точное значение V2p с учетом сопротивления груза равно:
* Точное значение V2p с учетом сопротивления груза равно:
Упр, — Упр,
Упр, — Упр,
п оп
п оп
f *=_1Z®? 1,83 л<2.
'оп 0,12377 • 1402 • 0,4
РАСПРЕДЕЛЕНИЕ НАПРЯЖЕНИЯ В ТКАНИ НАПОЛНЯЮЩЕГОСЯКУПОЛА ПО ВЕРТИКАЛЬНОМУ СЕЧЕНИЮ
Размер полусферической «шапки» купола увеличивается при его наполнении.
Пусть площадь поверхности выполненной части купола будет f, а диаметр в раскрое d. Напряжение в ткани купола по вертикальному сечению согласно формуле (10.2) равно
Rnверт~ 2d '
Но
Rn = pVoCff, или
Rn = рРо^/—— .
4
Тогда
°верт= ^-pVoc^d.(10.8)
Следовательно, от начала до полного наполнения купола до /оп напряжение в ткани будет увеличиваться от оверт min до оВеРт max пропорционально d.
Фиг. 10.5. Схема изменения °Верт по куполу.
С момента наполнения купола до /оп и до Fn примем, что на купол будет действовать нагрузка, близкая по величине к 7?штах- Тогда, ввиду увеличения d от don до DK и постоянства 7?щтах, напряжение в ткани купола будет уменьшаться от
а— Rnmax_ Rn max
верт max „ .иверт min2 — >
^а0п
где DK — диаметр купола.
Схема изменения напряжения оВеРт по куполу (плоский круг в раскрое) в процессе наполнения приведена на фиг. 10.5.
144
РАСЧЕТ СТРОП КУПОЛА
На купол парашюта в момент полного наполнения воздухом дей- сТвует максимальная нагрузка /?Птах- При раскрывании парашюта нц большой высоте максимальная нагрузка на выполненный купол
может действовать в момент вхождения системы (груз—выполненный купол парашюта) в плотные Ыщи атмосферы с большой скоростью. Купол парашюта соединен с грузом при помощи п строп. Очевидно, что прочность строп будет Достаточной, если их суммарная крепость будет больше действительной нагрузки в т раз, где т — коэффициент запаса прочности.
Согласно схеме нагрузок, действующих на купол со стропами (фиг. 10.6), можно записать, что
m7?nmax = ПР COS ОС Ш*, (10.9)
где п — число строп;
Р — прочность стропы на раз
рыв В кГ;Фиг. 10.6. Нагрузки, действующие
т' — коэффициент неодновре-на КУПОЛ и стропы.
менной работы всех строп.
Из формулы (10.9) следует, что необходимая прочность стропы должна быть
р _ mRn max ,(IQ. Ю)
п • cos а • т'
Из фиг. 10.6 видно, что
(0,3—0,4)0
sin а = -
Ио L = (0,8—1,2) D и тогда
sina = °’3-°-4-= 0,25-0,5,0,8—1,2
Откуда
cos ос = /1 — sin2 a = 0,866—0,968.
P =P =ОТ - Rn max (0,866 — 0,968) nm'ОТ - Rn max (0,866 — 0,968) nm'(10.11)(10.11)Подставляя в (10.10) значение cos а, получим
P =
P =
ОТ - Rn max (0,866 — 0,968) nm'
ОТ - Rn max (0,866 — 0,968) nm'
(10.11)
(10.11)
Коэффициент запаса прочности tn принимается в пределах 1,5
4 (подробнее см. ниже разд. 7). Коэффициент т’ принимается равным 0,666, если нагрузка КПтх воздействует на купол в процессе 10 Н. А. Лобанов 145
его наполнения, и равным единице, если нагрузка 7?Птах = Qnmax воздействует на купол при вхождении системы с выполненным куполом в плотные слои атмосферы с большой скоростью.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ НАПРЯЖЕНИЯ В ОБОЛОЧКЕ КУПОЛА И СТРОПАХ ПАРАШЮТА ПРИ РАСКРЫВАНИИ НА РАЗНОЙ ВЫСОТЕ
В зависимости от высоты, на которой купол наполняется, и от скорости системы Vo в момент начала наполнения, на купол воздействуют различные по величине нагрузки, а в оболочке купола (ткани купола) и стропах действуют различные по величине напряжения.
Естественно, что надежную прочность купола можно обеспечить при правильном определении максимальных напряжений.
Определение максимального напряжения в оболочке купола
Максимальное напряжение в оболочке купола по опасному сечению определяется по формуле
°верт max ” "^ pVо^/^оп(10. 12)
(определение с/ и doa см. выше в разд. 2).
В практических условиях встречаются два расчетных случая:
купол парашюта начинает наполняться на разной высоте при постоянной скорости Vo. При этом с увеличением высоты скорост- рЕл
ной напор —— уменьшается;
купол парашюта начинает наполняться на разной высоте при постоянном скоростном напоре (poV^ = p^V^ = const). При этом с увеличением высоты купол начинает^наполняться при скорости большей, чем у земли ^ VQh = Vo "^ "д~)‘
Рассмотрим каждый случай отдельно.
Случай 1. Купол начинает наполняться на разной высоте при Vo = const. Из формул (10.12) и (10.6) можно записать, что
°верттах =,
ИЛИИЛИ8 Г
ИЛИ
ИЛИ
(10.13)(10.13)°верт шах — ~ У^^рЕоС/!/?,, тах .
(10.13)
(10.13)
Отсюда следует, что с увеличением высоты при Vo = const напряжение в оболочке купола будет уменьшаться в связи с уменьшением плотности воздуха р и незначительным уменьшением нагрузки Рптах (см. гл. V, разд. 3).
146
* Следовательно, при Vo = const наибольшее напряжение будет наблюдаться при наполнении оболочки купола на малой высоте.
Из формулы (10.6) следует, что с увеличением высоты (при Vo = const) в связи со значительным уменьшением плотности р и незначительным уменьшением /?птах, диаметр опасного сечения d0Q увеличивается, стремясь к £)к.
Эпюры напряжений в оболочке купола парашюта при наполнении на разной высоте, но при Vo = const, приведены на фиг. 10.7.
Таким образом, если исходить только из прочности оболочки купола, то купол может наполняться на большой высоте при скорости Vo значительно большей, чем на малой высоте, если этому не будут
Фиг. 10.7. Эпюры напряжений в оболочке купола.
препятствовать ограничения в отношении прочности строп и ограничения по перегрузкам торможения.
Вывод. При Vo = const расчетным случаем при определении Оверттах является наполнение купола на минимальной высоте.
Примерный порядок расчета
Определяем максимальную нагрузку, действующую на систему при наполнении купола парашюта воздухом на минимальной высоте, по формуле (4.12):
Ап max о п
оI/2
Д
Определяем приближенное значение /*п , принимая cf = с^ = = 0,5 сп, по формуле:
$•_ ^п max,
/ОП"„ *
Определяем ЯПтах2— нагрузку на изолированный купол площадью /0*п.
ИзИзследует, чтоследует, чтоV2 у пр.V2 у пр.I/2 — Т/2 (crfr -)- CnFn) k пр, — V nPi ~-—I/2 — Т/2 (crfr -)- CnFn) k пр, — V nPi ~-—ТогдаТогда
Из
Из
следует, что
следует, что
V2 у пр.
V2 у пр.
I/2 — Т/2 (crfr -)- CnFn) k пр, — V nPi ~-—
I/2 — Т/2 (crfr -)- CnFn) k пр, — V nPi ~-—
Тогда
Тогда
Rn max, - — Cjon —
оп
мул^е ^др7е^еляем точное .значение коэффициента q по фор-
р
р _ г П max,/ ~ п "кАп max.
5.5.ОпределяемОпределяемзначение диаметра опасного сечениязначение диаметра опасного сечения^оп^оп4Rхп maxi4Rхп maxi6.6.ОпределяемОпределяем' Р& min^^напряжение по формуле (10.2): ра Ап maxtиверт max•^“оп' Р& min^^напряжение по формуле (10.2): ра Ап maxtиверт max•^“оп
5.
5.
Определяем
Определяем
значение диаметра опасного сечения
значение диаметра опасного сечения
^оп
^оп
4R
хп maxi
4R
хп maxi
6.
6.
Определяем
Определяем
' Р& min^^
напряжение по формуле (10.2): р
а Ап maxt
иверт max•
^“оп
' Р& min^^
напряжение по формуле (10.2): р
а Ап maxt
иверт max•
^“оп
7.7.= I/O= I/O
7.
7.
= I/O
= I/O
попоформумТюЛО™ Н“бМД,1"ую ”Р»-™=ть одной стропы купола
по
по
р m^n max,п • cos а • т'
Случай 2. Купол парашюта начинает наполняться на разной высоте при постоянном скоростном напоре (poV^ = p^V^ = const). В этом случае на большой высоте вследствие увеличения скорости системы к моменту начала наполнения купола парашюта (Voh = С~Г\
нагрузка 7?Птах возрастает.
Но с увеличением Rn max увеличивается и f0„ и don. Поэтомур £ ^п max
Но так как q = const, то
, хп тахоС//опй — с/0/оп0 ~ .^п тах„
Хотя площадь опасного сечения увеличивается при раскрывании парашюта на большой высоте при q = const, напряжение в оболоч- 148
увеличени-увеличени-ке также возрастает. Это объясняется значительным CM Rn щах*
увеличени-
увеличени-
Из (10.13), где р!/2 = 2</,
®верт max®верт maxg Г^^^^^У^п max.g Г^^^^^У^п max.
®верт max
®верт max
g Г^^^^^У^п max.
g Г^^^^^У^п max.
Как ВИДНО, С увеличением Rnmax Возрастает И Оперт шах-
Вывод. При qv = const расчетным случаем является наполнение купола на максимальной высоте.
ВЫБОР ТКАНИ КУПОЛА
Для обеспечения надежной прочности купола необходимо, чтобы временное сопротивление ткани на разрыв было больше максимального напряжения в ткани купола, возникающего в процессе наполнения купола:
атк ^сверт max,(10.14)
гдеОтк — временное сопротивление ткани на разрыв в кГ/м-,
т — коэффициент запаса прочности;
(Твертшах — максимальное напряжение в ткани купола в кГ]м.
В ГОСТах и технических условиях на выработку парашютных тканей обычно приводятся сведения о прочности на разрыв отдельно по основе и по утку полоски ткани шириной 50 мм, поэтому значение сгтк, полученное по формуле (10.14), необходимо разделить на 20. Если — меньше или равно прочности полоски ткани, указанной в ГОСТе, то принятый в расчете запас прочности купола будет обеспечен. Если ^ больше прочности полоски ткани, то запас прочности не обеспечивается и необходимо выбрать более прочную ткань или усилить полюсную часть купола (fon) вторым слоем ткани или тесьмой, концентрически расположенной по куполу.
При выборе ткани следует руководствоваться не только ее прочностью на разрыв, но и удлинением при разрыве. Предпочтительнее ткань с большим удлинением, так как такая ткань способна воспринять большую работу разрыва. Кроме того, у куполов формы «плоский круг в раскрое» ткань с большим удлинением выпучивается между радиально расположенными стропами, в результате чего радиус кривизны уменьшается, а следовательно, уменьшается и напряжение в местах выпучивания ткани.
По вертикальному сечению купола напряжение оверт в 1,57 раза больше Огор, поэтому целесообразно, чтобы нити ткани с большим удлинением были расположены перпендикулярно вертикальному сечению. Обычно уточные нити ткани имеют большее удлинение, поэтому концентрическое расположение уточных нитей ткани в куполе предпочтительно.
Тесьма, применяющаяся для усиления купола должна иметь меньшее удлинение, чем ткань (фиг. 10.8), в противном случае ткань может разорваться.
Из фиг. 10.8 следует, что при нагрузке 125 кГ, действующей на
Фиг. 10.8. Диаграмма растяжения тесьмы (а), ткаии (б).Фиг. 10.8. Диаграмма растяжения тесьмы (а), ткаии (б).усилительную тесьму, относительное удлинение тесьмы равно 20%, при котором нагрузка на ткань 35 кГ.
Фиг. 10.8. Диаграмма растяжения тесьмы (а), ткаии (б).
Фиг. 10.8. Диаграмма растяжения тесьмы (а), ткаии (б).
ВЫБОР КОЭФФИЦИЕНТА ЗАПАСАПРОЧНОСТИ ТКАНИ
И СТРОП КУПОЛА ПАРАШЮТА
Численное значение коэффициента запаса прочности принимается в пределах 1,5—4. Выбор коэффициента запаса прочности т определяется следующими факторами:
характеристикой и природой во
локна ткани и строп;
сроком службы парашюта;
условием применения и хранения парашютов;
количеством сбрасываний или прыжков, на которое рассчитан парашют;
назначением парашюта.
Природа волокна (шелк, хлопок, лен, искусственный шелк-кап- рон, вискоза и др.), структура ткани и шнура для строп, а также технология их производства, характеризуют как прочностные свойства ткани и строп купола парашюта, так и их способность терять или восстанавливать упругие свойства или механические качества после многократного приложения нагрузки.
Природа волокна характеризует также способность ткани и строп купола сопротивляться длительному воздействию света, метеорологических условий , гниения, высокой температуры, морской воды, кислот, щелочей и др.
При многократном применении купола парашюта ткань и стропы теряют свои упругие свойства и, естественно, в результате износа могут частично или полностью разрушиться.
При четырехкратном запасе прочности ткани и строп купола после 25-разового применения парашюта удлинение хлопчатобумажной ткани уменьшается на 25%.
При двухкратном запасе прочности ткани и строп купола после 25-разового применения парашюта, но не чаще одного раза в сутки, упругие свойства ткани и строп у шелка и капрона восстанавливаются полностью. Минимальный коэффициент запаса прочности принимается для парашютов одноразового применения, хранящихся
в условиях, исключающих потерю прочности тканью и стропами от воздействия внешней среды. Спасательные парашюты имеют двухкратный запас прочности.
Увеличение коэффициента т неизбежно приводит к увеличению веса и объема парашюта, что в некоторых случаях недопустимо по условиям эксплуатации.
При выборе коэффициента запаса прочности ткани, строп и других соединительных звеньев парашюта следует обращать внимание не только на крепость материала на разрыв, но и на его удлинение. Обладая большим удлинением при растяжении, текстильные парашютные материалы при одинаковом разрывном усилии по сравнению, например, со стальным тросом, способны поглотить в несколько раз большую работу. Стальной трос к моменту разрыва удлиняется на 2—4%, хлопчатобумажный шнур на 18—20%, шелковый шнур на 20—30%, а капроновый на 50—70%. Естественно, что два соединительных звена парашютной системы с одинаковым разрушающим усилием, но изготовленные из стального троса и из капрона, будут иметь разное сопротивление разрыву. Трос может оборваться, а капроновое звено сохранит свою прочность.
В весовом отношении преимущество также остается за текстильными материалами. Разрывная длина шнуров из разных 'Материалов в среднем равна: шнур капроновый 30 км, шнур шелковый 21 км, стальной трос 15,5 км, шнур хлопчатобумажный 12,5 км, шнур льняной 9 км. Следовательно, при одинаковой прочности стальной трос будет почти в 2 раза тяжелее капронового, а льняной — более, чем в 3 раза.
Недостатком парашютных текстильных материалов является их чувствительность к воздействию свето-погоды, гнилостных бактерий, морской воды и др. Исключением является искусственный шелк-капрон. Капрон, являющийся продуктом переработки нефти или сухой перегонки каменного угля, не подвергается гниению и относительно нечувствителен к воздействию морской воды. Капрон обладает высокими механическими свойствами и не теряет их при длительном (в течение нескольких часов) воздействии температуры до 70° С.
Недостаток капрона — повышенная ожигаемость при трении (большая, чем у натурального шелка, хлопка), а также резкая потеря прочности при высоких температурах. Так, например, при кратковременном воздействии на капрон или нейлон температуры 120° С и выше прочность этих материалов резко ухудшается. Хлопчатобумажные материалы, наоборот, хорошо выдерживают высокую температуру до 300—400° С в течение нескольких секунд и не выдерживают длительного воздействия температуры 50—70° С.
Для повышения стойкости парашютных материалов против гниения (что особенно важно при использовании парашютов в тропических условиях — в условиях положительных температур и высокой относительной влажности) ткань, тесьму и стропы купола обрабатывают противогнилостной пропиткой.
При выборе коэффициента запаса прочности для ткани и строп купола парашюта следует также иметь в виду, что прочность текстильных материалов уменьшается от износа (истирания) при пере- укладках, при соприкосновении строп и купола с взлетно-посадочной полосой (тормозной посадочный парашют) и др.
Понижение прочности некоторых парашютных тканей от непрерывного воздействия свето-погоды в течение 600 час (в том числе 300 час дневных) приведено в табл. 10.1.
Таблица 10.1
Природа тканиПрирода тканиПотеря прочности ткани в % при непрерывном воздействии свето-погоды в течение 600 час
Природа ткани
Природа ткани
100705030100705030Натуральный шелк
100
70
50
30
100
70
50
30
Капрон матированный
Капрон блестящий
Перкаль (хлопок)
Парашюты подвергаются воздействию свето-погоды при просушке и периодических переукладках и, особенно, в полевых условиях, когда на купол парашюта действуют прямые солнечные лучи. Если принять срок эксплуатации парашютов 10 лет и предположить, что за этот срок будет произведено 120 переукладок и просушек, то общее время воздействия свето-погоды будет равно 120 час (дневным) при среднем времени просушки и переукладки 1 час.
Для повышения стойкости парашютных материалов к воздействию высоких температур торможения рекомендуется применять многослойные ткани. Опытами установлено, что увеличение толщины хлопчатобумажной ткани в 2 раза приводит к сохранению ее механических качеств при повышении температуры с 350 до 500° С (время воздействия 60 сек).
Глава XI
ПАРАШЮТНЫЕ СИСТЕМЫ ДЛЯ ДЕСАНТИРОВАНИЯРАЗЛИЧНЫХ ГРУЗОВ
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Возможность десантирования из самолетов разных грузов определяется в первую очередь разрешающий способностью самолета. Если самолет способен поднять и транспортировать груз, а также сбросить этот груз в полете, то создание парашютной системы для десантирования такого груза не является большой проблемой.
Учитывая, что в принципе все грузы можно сбрасывать с самолета и без парашюта, очевидно, что вес груза не может явиться препятствием при создании парашютной системы. Обычно трудности возникают при необходимости обеспечить грузу малую скорость приземления.
Известно, что современные самолеты позволяют поднимать, транспортировать и сбрасывать грузы весом до 55 т [1] . Поэтому целесообразно показать, при каких же условиях парашютное десантирование грузов такого веса будет нереальным или нецелесообразным.
Вес парашютной системы в зависимости от заданной скорости приземления, допускаемой прочностью груза или его содержимого; скорости груза в момент введения парашютной системы в действие; допустимых перегрузок торможения, природы парашютных материалов и много другого может достигать 20—26% от веса груза. Следовательно, вес парашютной системы для десантирования груза, например, весом 30 т при необходимой скорости приземления ~ 6 м(сек может быть равен ~6 т.
Объем уложенной парашютной системы в зависимости от природы парашютных материалов (хлопок, капрон) и плотности укладки может достигать соответственно 18 и 10 л<3. Площадь куполов этой парашютной системы будет равна ~ 20 000 м2. Примерная стоимость системы ~ 75 000 руб.
Из приведенных данных видно, что применение такой громоздкой, тяжелой и дорогой парашютной системы нереально.
К противоположным выводам можно прийти, если допустить большую скорость приземления. В самом деле, если скорость приземления принять равной, например, 24 м/сек, то возможность создания парашютной системы уже не будет вызывать сомнений. Тогда площадь куполов парашютной системы будет равна 1200 м2, вес системы ~ 1 г, а объем 2—3 .и3.
Заметим, что в настоящее время применяются парашютные системы для десантирования вооружения (пушки-гаубицы) и транспортных средств (тягачи) с суммарной площадью куполов 4200— 5000 м2. Шестикупольная парашютная система площадью каждого купола 700 м2 показана на фиг. 11. 1 [2]. Площадь отдельных куполов, которые могут быть собраны в многокупольную систему, достигает fl500 — 2000 м2 .
В настоящее время усилия авиационных специалистов запада и США направлены на создание ц^рти- кально взлетающих и спускающихся аппаратов, сочетающих в себе качества вертолета и самолета. Такие машины, по мнению зарубежных специалистов, откроют большие возможности для десантирования, эвакуации и снабжения войск по воздуху, и позволят отказаться от весьма
система.несовершенного и дорогого
парашютного способа десантирования войск и боевой техники. Однако потребуется еще много времени, пока эти машины найдут практическое -применение.
Современные вертолеты позволяют десантировать воинские грузы весом до 12 т, но скорость полета вертолета мала (200— 240 км/час), что также является одной из причин, почему парашютное десантирование с самолетов пока еще необходимо.
Основным недостатком парашютного десантирования является большой вес парашютной системы, ее подвески и устройств, амортизирующих приземление. Поэтому все внимание конструкторов направлено на то, чтобы уменьшить вес парашютных систем, особенно в тех случаях, когда нужно обеспечить малую скорость приземления.
Фиг. 11.2. Изменение скорости системы при последовательном раскрывании тормозных парашютов.Фиг. 11.2. Изменение скорости системы при последовательном раскрывании тормозных парашютов.
Фиг. 11.2. Изменение скорости системы при последовательном раскрывании тормозных парашютов.
Фиг. 11.2. Изменение скорости системы при последовательном раскрывании тормозных парашютов.
ПУТИ ПОЛУЧЕНИЯ ПАРАШЮТНОЙ СИСТЕМЫ МАЛОГО ВЕСА
Вес парашютной системы, предназначенной для обеспечения заданной скорости приземления, будет минимальным, если раскрывание купола (куполов) парашютной системы будет происходить при малой скорости снижения грузов. Но в современных условиях приходится десантировать грузы при большой скорости полета, поэтому с момента сбрасывания груза до начала наполнения купола (куполов) парашютной системы скорость груза должна быть каким-то образом значительно уменьшена. Только в этом случае нагрузки, действующие на парашютную систему при наполнении куполов, будут малыми, в результате чего будет обеспечен и малый вес парашютной системы.
Применяя различные тормозные устройства, можно уменьшить скорость груза к моменту начала наполнения куполов основной парашютной системы. Конечно, дополнительные тормозные устройства будут увеличивать общий вес системы, но можно найти такое сочетание тормозной и основной парашютных систем, когда их суммарный вес будет минимальным.
ТИПОВЫЕ СХЕМЫ ПАРАШЮТНЫХ СИСТЕМ С ТОРМОЗНЫМИПАРАШЮТАМИ
Известны различные типы парашютных систем с одним или несколькими тормозными парашютами, последовательно вступающими в действие один за другим. Основное назначение тормозных парашютов— погасить скорость груза к началу наполнения купола основного парашюта и обеспе
чить перегрузки торможения в пределах величин, допустимых для заданного груза.
В некоторых случаях тормозной парашют обеспечивает стабилизированный спуск груза с большой скоростью снижения с большой высоты. В отдельных конструкциях тормозной парашют выполняет роль и вытяжного парашюта., Парашютные системы с тормозными парашютами имеют значительные принципиальные и конструктивные отличия, но схему их действия можно свести к следующему. При скорости груза V вводится в действие тормозной парашют площадью FT, при на*
Фиг. 11.3. Монтажная схема парашютнойФиг. 11.3. Монтажная схема парашютнойсистемы мозным шютом ИОВНОЙсистемы мозным шютом ИОВНОЙшют помещен в отсеке груза)., /— тормознойпарашют; 2 —замковое устрой-ство; 3 — основ-ной парашют; 4—груз.шют помещен в отсеке груза)., /— тормознойпарашют; 2 —замковое устрой-ство; 3 — основ-ной парашют; 4—груз.с тор- пара- (ос- пара-с тор- пара- (ос- пара-
Фиг. 11.3. Монтажная схема парашютной
Фиг. 11.3. Монтажная схема парашютной
системы мозным шютом ИОВНОЙ
системы мозным шютом ИОВНОЙ
шют помещен в отсеке груза)., /— тормозной
парашют; 2 —замковое устрой-ство; 3 — основ-ной парашют; 4—груз.
шют помещен в отсеке груза)., /— тормозной
парашют; 2 —замковое устрой-ство; 3 — основ-ной парашют; 4—груз.
с тор- пара- (ос- пара-
с тор- пара- (ос- пара-
полнении которого на груз воздействует рывок RT (кратковременно). Сила рывка зависит от скорости снижения груза, площади купола тормозного парашюта, воздухопроницаемости оболочки купола или ткани и пр. Затем, в результате суммарного аэродинамического сопротивления тормозного парашюта, груза и других частей парашютной системы скорость груза снижается ОТ V ДО VKp.T.
Если Укр.т — критическая скорость снижения груза на тормозном парашюте — будет больше Vo — скорости снижения груза в начале наполнения купола основного парашюта, то в системе предусматривается второй тормозной парашют бдль- шей площади, который раскрывается спустя t сек после раскрывания первого тормозного парашюта и т. д.
Количество последовательно вступающих в действие тормозных парашютов увеличивают до тех пор, пока скорость груза не будет погашена до необходимого значения У0Доп (фиг. 11.2).
Ниже приведено описание известных типовых схем парашютных систем.
Парашютная система с тормозным парашютом.
Купол основного парашюта помещен в отсеке груза
В парашютную систему (фиг. 11.3) входят следующие основные части.*
Раскрывающее устройство. Роль раскрывающего устройства может выполнять: вытяжная веревка или трос, закрепленные одним концом на самолете; полуавтоматический прибор, раскрывающий клапаны парашютной упаковки на некотором удалении груза от самолета; стреляющее устройство, раскрывающее клапаны упаковки и выбрасывающее вытяжной парашют и т. д.
Вытяжной парашют для вытягивания тормозного парашюта.
Тормозной парашют 1, служащий для гашения скорости падения груза, обеспечения стабилизированного спуска груза при десантировании с большой высоты и вытягивания основного парашюта 3 после отделения тормозного парашюта от груза 4.
Замковое устройство 2 с дистанционным прибором, предназначенное для присоединения тормозного парашюта к грузу и для дистанционного отделения его от груза. Замковое устройство помещено на корпусе груза или на соединительных звеньях между грузом и тормозным парашютом.
Купол основного парашюта 3 со стропами.
Камера для укладки парашютной системы в отсеке груза 4. 156
Схема действия
Вытяжной парашют, введенный в действие тем или иным способом, вытягивает купол и стропы тормозного парашюта на всю длину. При этом вытяжной парашют соединен вытяжной стропой с полюсной частью купола тормозного парашюта или с вершиной чехла, внутри которого находится тормозной парашют. В последнем случае трение купола тормозного парашюта о внутренние стенки чехла обеспечивает последовательное вытягивание сначала строп, а затем купола, что в некоторых случаях устраняет перехлестывание купола стропами.
В зависимости от принятой конструкции замковое устройство 2 расстегивается после того, как истечет заданный отрезок времени падения или когда груз достигнет определенной высоты, и отделяет от груза тормозной парашют 1, который, отставая от груза, вводит в действие купол основного парашюта 3 (фиг. 11.4, а и б).
За время вытягивания купола и строп основного парашюта груз падает свободно и скорость его увеличивается. Следует отметить, что увеличение скорости падения груза может быть значительным при большой длине купола и строп основного парашюта или при малой площади вытяжного парашюта (в данной системе тормозной парашют играет роль вытяжного).
Для того чтобы предотвратить значительное увеличение скорости груза за время вытягивания купола и строп основного парашюта применяются различные конструктивные решения. Например, применяется дополнительный вытяжной парашют 4 (фиг. 11.5) большой площади, обеспечивающий малое время вытягивания или вспомогательный тормозной парашют 4 (фиг. 11.6), подхватывающий груз и препятствующий увеличению скорости его падения.
Одним из недостатков такой схемы парашютной системы является то, что замковое устройство воспринимает всю нагрузку, действующую на купол тормозного парашюта при его наполнении, в результате чего замковое устройство очень громоздко при больших нагрузках.
К преимуществам рассмотренной системы следует отнести удобство размещения дистанционного прибора вблизи от замкового устройства на отсеке груза, а также возможность обеспечения устойчивого спуска груза на тормозном парашюте с большой высоты. В этом случае тормозной парашют является также и стабилизирующим.
Система с тормозным парашютом, приведенная на фиг. 11.3, применялась в 1934 г. в парашюте гондолы стратостата СССРД, где тормозной парашют (он же стабилизирующий) вводился в действие двумя независимыми один от другого способами: оболочкой стратостата, отделяющейся от гондолы, или вытяжным тросом из гондолы стратостата. Замковое устройство для присоединения и отделения тормозного парашюта помещалось на поверхности гондолы и приводилось в действие стратонавтами по мере надобности. В по-
следующие годы принципиальная схема этой системы широко применялась для десантирования с самолетов авиационных морских мин и торпед, осветительных авиабомб, различных воинских грузов, а также для спуска на землю с большой высоты беспилотных летающих лабораторий, космических кораблей и др.
ра 4 с помещенными в ней основным парашютом и упаковкой 10; тормозной парашют 6; звено соединительное 7.
Схема действия
Фиг. 11.4. Схема действия парашютной системы после отделения тормозного парашюта от груза.
Ф-иг. 11.5. Схема действия парашютной системы с дополнительным
вытяжным парашютом.
Вытяжной парашют 1 (фиг. 11.7), введенный в действие раскрывающим устройством, наполняется воздухом, отстает от груза 9 и вытягивает парашютную систему из отсека 8. Поддерживающие шнуры 5 способствуют вытягиванию и наполнению тормозного па-
о — сначала вытягивается купол, а затем стропы; б — сначала вытягиваются стропы, а затем купол.
/ — тормозной парашют; 2 — замковое устройство; 3 — основной парашют.
/ — тормознойпарашют; 2 —замковое устрой-ство; 3 — основ-ной парашют; 4—дополнительныйвытяжной пара-шют.
Фиг. 11.6. Схема действия парашютной системы со вспомогательным тормозным парашютом.
/— тормозной
парашют; 2 — замковое устройство; 3 — основной парашют; 4— вспомога
тельный тормоз-ной парашют.
2. Парашютная система с тормозным парашютом.
Купол основного парашюта помещен в парашютной камере
В парашютную систему входят следующие основные части (фиг. 11.7): раскрывающее устройство; вытяжной парашют 1; замковое устройство 2 с дистанционным прибором; парашютная каме- 158
Фиг. 11.7. Монтажная схема парашютной системы.
/ — вытяжной парашют; 2 — замковое устройство; 3 — соединительное звено;
4 — павашютная камера; 5 — шнуры;
6 — тормозной парашют; 7 — соединительное звено; 8 — отсек; 9 — груз; 10 — упаковка.
Фиг. 11.8. Схема действия парашютной системы с тормозным парашютом и с куполом основного парашюта, помещенным в парашютной камере.
1 — вытяжной парашют; 2 — замковое устройство; 3 — упаковка; 4 — купол основного парашюта;
5 — камера; 6—
шнуры; 7 — тормозной парашют; 8 — отсек; 9 — груз.
рашюта 6. За время падения, установленное на дистанционном приборе замкового устройства 2, суммарное сопротивление груза, тормозного парашюта, парашютной камеры и вытяжного парашюта гасит скорость груза от V до Vt.
После раскрывания замкового устройства (фиг, 11.8) вытяжной парашют вытягивает упаковку 3 с основным парашютом из парашютной камеры 5. За время вытягивания купола и строп основного парашюта 4 скорость падения груза тормозится вследствие увеличения плотности воздуха и уменьшения веса системы (от груза отделяются вытяжной парашют с замковым устройством, камера И др.).
Уменьшение скорости груза к моменту начала наполнения купола основного парашюта является существенным преимуществом
159
рассматриваемой системы. Кроме того, в этой системе рывок наполнившегося купола тормозного парашюта передается непосредственно на узел крепления парашютной системы к грузу 9, минуя замковое устройство.
Фиг. 11.9. Размещение замкового устройства между камерой и тормозным парашютом.1 — камера; 2 — замковое устройство; 3 — тормозной парашют; 4 — соединительное звено.Фиг. 11.9. Размещение замкового устройства между камерой и тормозным парашютом.1 — камера; 2 — замковое устройство; 3 — тормозной парашют; 4 — соединительное звено.Фиг. 11.10. Схема действия дву.хкупольной парашютной системы МКС-2, в которой замковое устройство помещено между парашютной камерой и тормозным парашютом.Фиг. 11.10. Схема действия дву.хкупольной парашютной системы МКС-2, в которой замковое устройство помещено между парашютной камерой и тормозным парашютом.
Фиг. 11.9. Размещение замкового устройства между камерой и тормозным парашютом.
1 — камера; 2 — замковое устройство; 3 — тормозной парашют; 4 — соединительное звено.
Фиг. 11.9. Размещение замкового устройства между камерой и тормозным парашютом.
1 — камера; 2 — замковое устройство; 3 — тормозной парашют; 4 — соединительное звено.
Фиг. 11.10. Схема действия дву.хкупольной парашютной системы МКС-2, в которой замковое устройство помещено между парашютной камерой и тормозным парашютом.
Фиг. 11.10. Схема действия дву.хкупольной парашютной системы МКС-2, в которой замковое устройство помещено между парашютной камерой и тормозным парашютом.
Площадь куполаПлощадь куполавытяжного парашюта FB, прикрепленного
Площадь купола
Площадь купола
к замковому устройству, в несколько раз меньше площади купола тормозного парашюта (ГВЖТ Gn/Gr. Здесь Gn — вес парашютной системы, Gr — вес груза), поэтому рывок, действующий на замковое устройство, во столько же раз меньше рывка от тормозного парашюта.
В некоторых парашютных системах (фиг. 11.9) замковое устройство 2 помещено между парашютной камерой 1 и вершиной тормозного парашюта 3 и закреплено на соединительном звене 4. Это конструктивное отличие позволяет отказаться от упаковки (см. фиг. 11.7 и 11.8) и приближает замковое устройство к грузу.
160
На фиг. 11.10 приведена схема действия двухкупольной парашютной системы МКС-2, в которой замковое устройство помещено между парашютной камерой, и тормозным парашютом. Система предназначена для десантирования пушки.
Парашютная система с тормозным парашютомбез дистанционного прибора
Парашютные системы, описанные в подразд. 2, можно использовать и без применения замкового устройства и дистанционного прибора. В этом случае скорость груза будет гаситься тормозным парашютом только за время вытягивания строп и купола основного парашюта на всю длину, поэтому скорость системы к моменту начала наполнения купола основного парашюта будет значительно больше, чем в случае применения дистанционного прибора с замковым устройством. Кроме того/ такая система исключает возможность длительного спуска груза с большой высоты и с большой скоростью, так как купол основного парашюта наполнится вскоре после введения парашютной системы в действие.
Примером парашютной системы с тормозным парашютом без замкового устройства и дистанционного прибора, задерживающего раскрывание основного парашюта, может служить система ПГ-125-47 [3], предназначенная для десантирования различных грузов (фиг. 11.11). При отделении груза от самолета вытяжная веревка, выполняющая функцию раскрывающего устройства, вводит в действие вытяжной парашют, который, вытянув парашютную камеру, вводит в действие тормозной парашют.
Купол тормозного парашюта гасит скорость падения груза в течение времени вытягивания строп и купола основного парашюта. Очевидно, чем дольше будет продолжаться вытягивание основного парашюта, тем больше погасится скорость к моменту начала наполнения купола основного парашюта, меньше нагрузки на основной парашют, больше живучесть парашюта и тем при большей скорости можно ввести парашют в действие.
Увеличение времени вытягивания можно обеспечить, например, применением вытяжного парашюта малой площади. Однако необходимо, чтобы минимальная площадь вытяжного парашюта удовлетворяла двум условиям.
Должно быть обеспечено отставание вытяжного парашюта от груза, что удовлетворяется при следующей характеристике вытяжного парашюта:
^ в (cTFT + сЛ) — cKfK>
где FB— площадь купола вытяжного парашюта;
св — коэффициент сопротивления вытяжного парашюта;
11 Н. А. Лобанов 161
Фиг. 11.11. Схема действия парашютной системы с тормозным парашютом без замкового устройства и дистанционного прибора.Фиг. 11.11. Схема действия парашютной системы с тормозным парашютом без замкового устройства и дистанционного прибора.Фиг. 11.12. К расчету характеристики cBF в.Фиг. 11.12. К расчету характеристики cBF в.
Фиг. 11.11. Схема действия парашютной системы с тормозным парашютом без замкового устройства и дистанционного прибора.
Фиг. 11.11. Схема действия парашютной системы с тормозным парашютом без замкового устройства и дистанционного прибора.
Фиг. 11.12. К расчету характеристики cBF в.
Фиг. 11.12. К расчету характеристики cBF в.
Gn— вес парашютной системы без тормозного парашюта;
Gr — вес груза и тормозного парашюта;
cTFT— характеристика купола тормозного парашюта;
crfr — характеристика груза;
cKfK— характеристика парашютной камеры оо новного парашюта.
Должно быть обеспечено преодоление сил трения, препятствующих вытягиванию строп и купола из парашютной камеры при минимальном скоростном напоре (фиг. 11.12). Это условие удовлетворяется при
„(1,5-2) D ,
^в^в —^тр ^к/к,
9min
где РТр — максимальная сила трения;
7mm — минимальный скоростной напор при введении парашютной системы в действие.
Парашютная система с тормозным парашютоми приспособлением для задержки раскрыванияосновного парашюта
Парашютную систему, рассмотренную в подразд. 3, можно приспособить для введения в действие на любом расстоянии груза от самолета. В этом случае к парашютной системе добавляется дистанционное устройство, помещаемое в парашютном отсеке груза сверху
Фиг. 11.13. Схема действия парашютной системы с тормозным парашютом и дистанционным устройством (Л).
парашютной камеры (фиг. 11.13). Схема дистанционного устройства, предложенная инж. М. П. Дрязговым, показана на фиг. 11.14.
При отделении груза от самолета вытяжная веревка, закрепленная одним концом на самолете, выдергивает пусковую чеку из дистанционной трубки. По прошествии заданного времени или пути падения в дистанционной трубке воспламеняется пороховой заряд, п* 163
который дает форс огня на целлулоидный кружок и воспламеняет его. Под давлением газов продуктов сгорания (порох и целлулоид) цилиндрический нож сжимает предохранительную пружину и перерезает шнур, пропущенный внутри корпуса прибо
ра и в кромке парашютного отсека. Перерезание , f шнура сопровождается введением в действие вы- тяжного парашюта, а следовательно, и всей пара-
шютной системы.уГ 77
При необходимости обеспечить стабилизирован- \1 /
ное падение груза с большой высоты к дистанцион- , W ному устройству присоединяется стабилизирующий
парашют, например, так, как показано на фиг. 11. 15 [4]. В момент отделения груза от самолета раскрывающее устройство вводит в действие стабилизирующий парашют 1 (он же первый тормозной парашют, а в дальнейшем — вытяжной),
Фиг. 11.15. Схема креп - ления стабилизирующего парашюта к дистанционному прибору, /—стабилизирующий парашют; 2—дистанционный прибор.Фиг. 11.15. Схема креп - ления стабилизирующего парашюта к дистанционному прибору, /—стабилизирующий парашют; 2—дистанционный прибор.Фиг. 11.14. Схема дистанционного устройства.Фиг. 11.14. Схема дистанционного устройства.при натяжении которого включается дистанционный прибор 2. Дальнейшее действие парашютной системы после срабатывания дистанционной трубки аналогично схеме, приведенной на фиг. 11. 13.
Фиг. 11.15. Схема креп - ления стабилизирующего парашюта к дистанционному прибору, /—стабилизирующий парашют; 2—дистанционный прибор.
Фиг. 11.15. Схема креп - ления стабилизирующего парашюта к дистанционному прибору, /—стабилизирующий парашют; 2—дистанционный прибор.
Фиг. 11.14. Схема дистанционного устройства.
Фиг. 11.14. Схема дистанционного устройства.
Парашютная система с тормозным парашютом и автоматическим замедлением раскрывания основного парашюта
Схема действия системы показана на фиг. 11.16. Автоматическое замедление раскрывания основного парашюта, а следовательно, и увеличение времени торможения скорости падения груза обеспечивается здесь определенным положением груза после отделения его от самолета и схемой крепления парашютной системы к грузу. До тех пор, пока сила сопротивления тормозного парашюта, парашютной камеры и вытяжного парашюта не развернет груз нормально движению, раскрывание основного парашюта (фиг. 16, а) будет 164
задерживаться. Как только продольная ось груза развернется нормально движению системы, звено натянется и разомкнет замок парашютной камеры основного парашюта (фиг. 16, б).
Фиг. 11.16. Схема действия парашютной системы с тормозным парашютом и автоматическим замедлением раскрывания основного парашюта.
Парашютная система с тормозным парашютоми путевым замедлителем раскрывания основного парашюта
Для обеспечения заданного времени торможения, а, следовательно, и времени задержки раскрывания основного парашюта, наряду с замками и дистанционными приборами применяются так называемые путевые замедлители [5].
Примерная схема действия парашютной системы с путевым замедлителем приведена на фиг. 11.17. Здесь вытяжной парашют 1 вытягивает парашютную систему из отсека 2 (см. фиг. 11.17, а). В момент натяжения строп купола тормозного парашюта 3 размыкается связь 4, в результате чего вытяжной парашют отделяется от системы и купол тормозного парашюта раскрывается (см. фиг. 11.17, б).
Отставая от парашютной системы, вытяжной парашют вытягивает путевой замедлитель 5 из камеры 6. Здесь время вытягивания путевого замедлителя зависит от его длины, площади вытяжного парашюта, веса грузика 7, подвешенного к коушу вытяжного парашюта и др. В пределе, когда
вытяжной парашют будет снижаться рядом с грузом и парашютная система не вытянется. «
1
Фиг. 11.17. Схема -действия парашютной системы с путевым замедлителем раскрывания основного парашюта.
1 — вытяжной парашют; 2 — отсек; 3 — тормозной парашют; 4 — связь; 5 — путевой замедлитель; 6 — камера;
7 — грузик; 8 — вспомогательный вытяжной парашют; 9 — упаковка; 10 — основной парашют.
Для обеспечения вытягивания путевого замедлителя должно соблюдаться следующее неравенство:
где GB— вес вытяжного парашюта, грузика и путевого замедлителя.
Когда вытяжной парашют отстанет от груза на длину путевого замедлителя (фиг. 11.17, в), из парашютной камеры вытянется вспомогательный вытяжной парашют 8, который вытянет упаковку 9 с основным парашютом в ней из камеры 6.
Вытягивание упаковки 9 произойдет, если конструкция удовлетворяет следующему неравенству:
Gy < Gr CgFy + cyFy <Vt + crfr откуда
/ Л Gy
СвРв > "q- (Ст^т 4" ^rfr) "^У^У»
где Gy —вес упаковки с основным парашютом и вспомогательным вытяжным парашютом;
с^ F^ — характеристика вспомогательного вытяжного парашюта;
CyFy—характеристика упаковки, свободно помещенной в камере 6.
Кроме того, условие вытягивания основного парашюта из упаковки 9 будет удовлетворено, если
свр;> ^z2LP< СуРу.
<?mln
После вытягивания парашютной системы на всю длину купол основного парашюта 10 наполнится воздухом (фиг. 11.17, г).
Парашютная система с тормозным парашютом,закрепленным на чехле основного парашюта
Для обеспечения устойчивого движения груза или парашютиста на траектории тормозной парашют 1 (фиг. 11.18) (он же и стабилизирующий) является продолжением чехла 3, в котором подвешен купол основного парашюта 4, вытянутый на всю длину. Чехол присоединен к грузу 5 (или к подвесной системе парашютиста) замками 2.
На заданной высоте или спустя определенное время с момента отделения груза от самолета замки размыкаются, тормозной парашют обрывает шнур-подвеску 6 и стаскивает чехол с основного парашюта.
11*'I. . т-И^*'I. . т-И^Фиг, 11.18. Монтажная схема парашютной системы с тормозным парашютом, закрепленным на чехле основного парашюта./ — тормозной парашют; 2 — замок; 3 — чехол; 4 — основной парашют; 5 — груз; 6 — шнур-подвеска.пола основногоФиг, 11.18. Монтажная схема парашютной системы с тормозным парашютом, закрепленным на чехле основного парашюта./ — тормозной парашют; 2 — замок; 3 — чехол; 4 — основной парашют; 5 — груз; 6 — шнур-подвеска.пола основного
1
1
*'I. . т-И^
*'I. . т-И^
Фиг, 11.18. Монтажная схема парашютной системы с тормозным парашютом, закрепленным на чехле основного парашюта.
/ — тормозной парашют; 2 — замок; 3 — чехол; 4 — основной парашют; 5 — груз; 6 — шнур-подвеска.
пола основного
Фиг, 11.18. Монтажная схема парашютной системы с тормозным парашютом, закрепленным на чехле основного парашюта.
/ — тормозной парашют; 2 — замок; 3 — чехол; 4 — основной парашют; 5 — груз; 6 — шнур-подвеска.
пола основного
Недостатком описанной системы [6] является то, что чехол воспринимает рывок большой силы при наполнении купола тормозного парашюта и поэтому должен быть достаточно прочным, что в свою очередь влечет за собой увеличение его веса и веса всей системы. Но когда нужно обеспечить хорошую устойчивость груза при снижении с большой высоты и с большой скоростью, с некоторым увеличением веса системы приходится мириться.
К положительным свойствам системы (кроме обеспечения устойчивого снижения) следует отнести малое время с момента размыкания замков до начала наполнения купола основного парашюта. Это объясняется тем, что к моменту размыкания замков купол уже подготовлен для наполнения.
Для того чтобы устранить соприкосновение металлических деталей замка со стропами и куполом основного парашюта, когда с него сходит чехол, металлические детали помещены с внешней стороны чехла, на некотором расстоянии от его нижней кромки.
Для разгрузки ткани чехла удлинение продольных тесемок, закрепленных на чехле и передающих рывок от тормозного парашюта к замкам, должно быть меньше удлинения ткани чехла.
Парашютная система в уложенном виде помещена в отсеке груза и вводится в действие тем или иным путем вблизи или на некотором расстоянии груза от самолета.
Аналогичная по схеме система осуществлена в тренировочных парашютах типа ПДПС-48 [7], Д-1-8 [8] и др.
Парашютная система с тормознымпарашютом, являющимся частью куполаосновного парашюта
Для упрощения схемы парашютной системы в качестве купола тормозного парашюта используется полюсная часть или нижняя кромка ку- парашюта. На фиг. 11. 19, а приведена схема, где
тормозным парашютом является полюсная часть частично наполненного воздухом рифленого по нижней кромке купола основного парашюта 1. Полному наполнению основного парашюта препятствует рифовый шнур 3 определенной длины, помещенный в кольцах на нижней кромке купола основного парашюта и в замке 2, закрепленном у нижней кромки или на грузе (фиг. 11. 19,6).
168\
При срабатывании замка шнур освобождается, проскальзывает в кольцах и освобождает нижнюю кромку, в результате чего купол основного парашюта наполняется полностью.
В приведенной схеме купол и стропы основного парашюта подвергаются нагрузке в процессе наполнения дважды: при частичном наполнении — Rf и при полном наполнении купола — Rn.
Фиг. 11.19. Схема парашютной системы с тормозным парашютом, являющимся полюсной частью купола основного парашюта.а — рифовый шиур закреплен в замке на нижней кромке купола основного парашюта; б —- рифовый шиур закреплен в замке на грузе./ — основной парашют; 2 — замок;3 — рифовый шиур.Фиг. 11.19. Схема парашютной системы с тормозным парашютом, являющимся полюсной частью купола основного парашюта.а — рифовый шиур закреплен в замке на нижней кромке купола основного парашюта; б —- рифовый шиур закреплен в замке на грузе./ — основной парашют; 2 — замок;3 — рифовый шиур.Фиг. 11.20. Схема рифленого купола.Узел рифления 1 помещен на стропах.Фиг. 11.20. Схема рифленого купола.Узел рифления 1 помещен на стропах.
Фиг. 11.19. Схема парашютной системы с тормозным парашютом, являющимся полюсной частью купола основного парашюта.
а — рифовый шиур закреплен в замке на нижней кромке купола основного парашюта; б —- рифовый шиур закреплен в замке на грузе.
/ — основной парашют; 2 — замок;
3 — рифовый шиур.
Фиг. 11.19. Схема парашютной системы с тормозным парашютом, являющимся полюсной частью купола основного парашюта.
а — рифовый шиур закреплен в замке на нижней кромке купола основного парашюта; б —- рифовый шиур закреплен в замке на грузе.
/ — основной парашют; 2 — замок;
3 — рифовый шиур.
Фиг. 11.20. Схема рифленого купола.
Узел рифления 1 помещен на стропах.
Фиг. 11.20. Схема рифленого купола.
Узел рифления 1 помещен на стропах.
к недостаткам этой схемы можно отнести следующее:
возможный отказ срабатывания системы (см. фиг. 11.19, б) в случае снижения с закрученными в один жгут стропами;
необходимость экспериментальной проверки расчетной дли- ны шнура для обеспечения заданной площади частично наполненного купола. При малой длине шнура малая площадь частично наполненного купола не обеспечит нужного гашения скорости и на купол при его последующем после рифления наполнении будет действовать нагрузка, большая допустимой. При большой длине рифового шнура нагрузка, действующая на купол при частичном наполнении, будет больше допустимой*.
Приближенный расчет элементов рифленогокупола
Пример. На высоте Н частично наполняется рифленый купол площадью Рщ. Заданы: вес системы G, скорость в момент начала наполнения купола Vo, коэффициенты К, crfr и сп.
Требуется определить параметры d, I и dp (фиг. 11.20), обеспечивающие частичное наполнение рифленого купола, Rnmax = Рдоп, а также время снижения системы / на рифленом куполе, необходи
Фиг. 11.21. Схема купола с рифлением по нижней кромке.Фиг. 11.21. Схема купола с рифлением по нижней кромке.мое для гашения скорости до Уодоп, обеспечивающей Р№п при последующем (после разрифления) наполнении купола.
Фиг. 11.21. Схема купола с рифлением по нижней кромке.
Фиг. 11.21. Схема купола с рифлением по нижней кромке.
При построении расчетных графиков примем: Н = 1500 м; А = 0,8637; Рп = = 760 л2; DK = 31,5 м (фиг. 11. 21); G = = 2100 кг; Vo = 100 мкек; К ~ = 0,01 сек^м, crfr = 1 -и2; сп = 0,8; Cf < сп; V2p = 55,1; ^доп ^ 4500 кГ.
Определяем dmIn для купола, рифленого только по нижней кромке (см. фиг. 11.21):
“min „ ,“min „ ,,.31,51 л кdtnin >,.31,51 л кdtnin >Определяем fmin — плоШадь поверхности частично наполненного купола рифленого по нижней кромке:
“min „ ,
“min „ ,
,.31,51 л к
dtnin >
,.31,51 л к
dtnin >
:.. ^min
min /.
4
илиилиfmln > 86,5 Ма.
или
или
Rn maxRn max«2G«2GКУ2О+УГПКУ2О+УГПу2 д-^£+2УГпу2 д-^£+2УГпОпределяем нагрузку Rnmax, действующую на нерифленый купол площадью Рп".
Rn max
Rn max
«2G
«2G
КУ2О+УГП
КУ2О+УГП
у2
д-^£+2УГп
у2
д-^£+2УГп
или
Rn max = 2 • 2100 —O-Oi l^ + l^eo.. = 9400 кГ.
Rn max > Rroh (9400 > 4500), поэтому целесообразно применять рифление купола.
Откладываем на фиг. 11.22 значение /?Птах в виде пунктирной линии, параллельной оси F.
Фиг. 11.22. Зависимость нагрузок, действующих на купол парашюта с различной площадью f его наполненной части.
Вычисляем Rf для рифленых куполов с разной площадью поверхности наполненной части, принимая при расчете, что
cf = cn~ (для нашего примера с/ = ^ ^ = 0,00105/);
Су < сп.
Вычисление Rf производим по формуле (4.12):
v,K^ + 2Vf
где
|/2 _!®°
Пр . C/f+Crfr"
Результаты вычислений наносим на фиг. 11.22, из которой видно.
что:
при рифлении купола только по нижней кромке (/щщ > 86 л2) нагрузка, действующая на частично наполненный купол, будет больше допустимой (8000 > 4500 кГ при ct = cn-L и 6000>4500 при Г п
Су = 0,07);
заданную нагрузку (/?доп ■< 4500 кГ^ можно обеспечить, если
площадь наполненной части купола будет 55—60 м2, чего можно достигнуть дополнительным рифлением между полюсной частью купола и его нижней кромкой (см. фиг. .Ы.24).
Фиг. 11.23. Зависимость скорости Vo отпечить уменьшением скоро-площади / наполненной части рифленогоСТИ Vp, применяя ДЛЯ ЭТОГО,купола.например, дополнительныйтормозной парашют.Вычислим зависимость Vp от площади f из условий обеспечения R < ^доп при су = 0,1:Фиг. 11.23. Зависимость скорости Vo отпечить уменьшением скоро-площади / наполненной части рифленогоСТИ Vp, применяя ДЛЯ ЭТОГО,купола.например, дополнительныйтормозной парашют.Вычислим зависимость Vp от площади f из условий обеспечения R < ^доп при су = 0,1:В случае рифления купола только по нижней кромке заданную нагрузку aiz Кдоп ^ 4500 кГ можно обес-
Фиг. 11.23. Зависимость скорости Vo отпечить уменьшением скоро-
площади / наполненной части рифленогоСТИ Vp, применяя ДЛЯ ЭТОГО,
купола.например, дополнительный
тормозной парашют.
Вычислим зависимость Vp от площади f из условий обеспечения R < ^доп при су = 0,1:
Фиг. 11.23. Зависимость скорости Vo отпечить уменьшением скоро-
площади / наполненной части рифленогоСТИ Vp, применяя ДЛЯ ЭТОГО,
купола.например, дополнительный
тормозной парашют.
Вычислим зависимость Vp от площади f из условий обеспечения R < ^доп при су = 0,1:
Результаты вычислений при R = /?доп = 4500 кГ приведены на фиг. 11.23, из которой следует, что /?доп будет обеспечена для / > Ашп при Vo < 87 м/сек.
Определяем Vo доп—скорость системы в начале наполнения купола после его разрифления из условий обеспечения /?доп:
^Одоп^Одоп/'55 18-4500 0,01 —к 0,8637/'55 18-4500 0,01 —к 0,86370,01-55,1-0,8.7600,01-55,1-0,8.760V 760--= 56,7 м сек.0,01V 760--= 56,7 м сек.0,01
^Одоп
^Одоп
/'55 1
8-4500 0,01 —
к 0,8637
/'55 1
8-4500 0,01 —
к 0,8637
0,01-55,1-0,8.760
0,01-55,1-0,8.760
V 760-
-= 56,7 м сек.
0,01
V 760-
-= 56,7 м сек.
0,01
Следовательно, рифленый купол должен погасить скорость системы до Vp доп, а критическая скорость системы с рифленым куполом должна быть меньше Vo доп-
Примем VKp = 53 м/сек, что меньше 56,7 м/сек.
Определяем площадь выполненной части рифленого купола, обеспечивающей VKp = 53 Mjcen.
- 2G Ср р
Р^кр С/ или
М^ 200 лА
'0,1-0,07-5320,07
Определяем Vo из условий обеспечения Кдоп. По фиг. 11.23 и при площади f = 200 м2 получаем Vo = 66 м/сек.
Определяем I и dp (см. фиг. 11.20) по формулам [9] Z = l,5d-^,
dp = 0.636Z,
I = 1,5-16-^= 8,25 м,2
dp = 0,636-8,25 = 5,25 м.
Определяем время снижения системы с рифленым куполом (/ = 200 л/2), обеспечивающее гашение скорости системы от Vo = = 66 м/сек до Vo доп = 56,7 м/сек. Примем, что система с рифленым куполом снижается вертикально. Тогда время снижения системы определяется по известной формуле (см. гл. II)
Укр . (Укр + V/) (Укр —Унач)
? = 1g " (Ткр- va (Укр + Унач)’ где
^нач = ^0» V/ ~ ^Одоп,
V = 1/.
кр Г Р (Сг/г + с/)
Подставляя G = 2100 кг; р = 0,1 кгс • сек2/м4; crfT = 1 м2; с} = = 0,07; f = 200 л2; V^p = 53 м/сек и VHa4 = Vo = 66 м!сек, Vt = = Vo доп = 56,7 м/сек, получим
/ 53 i (53 4-56,7) (5366) _ д у
2-9,81 П (53 — 56,7)(53 4-66)
Определяем дополнительные рифления для обеспечения Кдоп при заданной скорости Vo.
В п. 5 было показано, что рифлением купола только по нижней кромке при заданной скорости. Vo нельзя обеспечить КДОп. Пока*
173
ddФиг. 11.24. Схема купола с рифлением по нижней кромке и внутри купола.Фиг. 11.24. Схема купола с рифлением по нижней кромке и внутри купола.d^ — пола);d^ — пола);илиили6) Определяем величины h, di, d2 и dp.6) Определяем величины h, di, d2 и dp.
d
d
Фиг. 11.24. Схема купола с рифлением по нижней кромке и внутри купола.
Фиг. 11.24. Схема купола с рифлением по нижней кромке и внутри купола.
d^ — пола);
d^ — пола);
или
или
6) Определяем величины h, di, d2 и dp.
6) Определяем величины h, di, d2 и dp.
жем, что Кдоп можно обеспечить, установив дополнительные рифую- щие устройства внутри купола на расстоянии h от нижмей кромки (фиг. 11.24).
По фиг. 11.22 и при ^доп = 4500 кГ определяем fi. Примем
А = 50 м2.
Определяем критическую скорость системы с площадью выполненной части купола fi = 50 л2:
2G
Р (Сг/г + C/Z)
У = 1/ 222100= ?3 K.
P1 F 0,1 (1+0,07-50)
Снимем дополнительное рифление при достижении системой скорости Vq2 ~ 80 м]сек. Тогда согласно фиг. 11.23 можно выполнить купол до площади f2 = 115 it2, что обеспечивается основным рифлением купола по нижней кромке.
Определяем критическую скорость системы с площадью выполненной части купола /2 = 115 Л12:
у — 1 /2+100= 51 М[сек,
кр8 |/ 0,1(1+0.07-115)
Снимем основное рифление купола при достижении системой скорости У0з = ^одоп = = 56,7 м)сек. Тогда при наполнении купола нагрузка не будет превышать заданной (^ДОп = = 4500 кП ■
12,11 м (рифление по нижней кромке ку-
Z2 = 1,5^= 1,5-12,11 - У = 2,41 л/;
2’22’2
dp = 0,636Z2 = 0,636-2,41 = 1,53 м;
d-d-= 8 м;
d-
d-
а = dx — Z2 — 8 — 2,41 = 5,59 лг,
h = ^ —++ 5,59^ = 6,16 м.
2 I 2 J 2( 2 r /
7) Определяем время снижения системы площадью ft = 50 м2 (см. фиг. 11.24); dp = 1,53 м; h = 6,116 лг, Унач = Voi — 100 м]сек\ Vt = V02 = 80 м[сек-, VItPi = 73 м!сек. Снижение вертикальное.7) Определяем время снижения системы площадью ft = 50 м2 (см. фиг. 11.24); dp = 1,53 м; h = 6,116 лг, Унач = Voi — 100 м]сек\ Vt = V02 = 80 м[сек-, VItPi = 73 м!сек. Снижение вертикальное.ftft73 ,In2-9,8173 ,In2-9,81(73 + 80) (73—100) (73— 80) (73 +ЮО)(73 + 80) (73—100) (73— 80) (73 +ЮО)= 9,84 сек.= 9,84 сек.Определяем время снижения системы площадью [г= 115 л2 (рифление по нижней кромке); dp = 1,53 м; УНач = V02 = 80 м]сек\ Vt = Vo доп = 56,7 м[сек-, VKp 2 = 51 м!сек.
7) Определяем время снижения системы площадью ft = 50 м2 (см. фиг. 11.24); dp = 1,53 м; h = 6,116 лг, Унач = Voi — 100 м]сек\ Vt = V02 = 80 м[сек-, VItPi = 73 м!сек. Снижение вертикальное.
7) Определяем время снижения системы площадью ft = 50 м2 (см. фиг. 11.24); dp = 1,53 м; h = 6,116 лг, Унач = Voi — 100 м]сек\ Vt = V02 = 80 м[сек-, VItPi = 73 м!сек. Снижение вертикальное.
ft
ft
73 ,In
2-9,81
73 ,In
2-9,81
(73 + 80) (73—100) (73— 80) (73 +ЮО)
(73 + 80) (73—100) (73— 80) (73 +ЮО)
= 9,84 сек.
= 9,84 сек.
1г= -У- In _<S1 + 56.7)<Sl-S0) _ 6 3 сж.2-9,81 (81 — 56,7) (81+80)
На фиг. 11.25, а [10] приведена схема парашютной системы, у которой тормозным парашютом 1 является полюсная часть купола основного парашюта, снабжен
ная дополнительными стропами, соединяющимися с грузом 4 замком 2.
При работе тормозного парашюта нижняя кромка купола основного парашюта свободно располагается по потоку воздуха. После срабатывания замка 2 тормозной парашют отстает от груза и купол основного парашюта начинает наполняться у нижней кромки купола (фиг. 1,1.25, б). Чтобы узел строп тормозного парашюта не захлестывался стропами купола основного после расцепления замка 2, применяется, например, разрывное устройство 3.
Разрывающаяся тесьма или шнур устройства удерживают в натянутом положении стропы отстающего от груза тормозного парашюта.
Чтобы обеспечить надежное срабатывание разрывного устройства, его сопротивление разрыву должно быть меньше минимального аэродинамического сопротивления тормозного парашю-
Фиг. 11.25. Схема парашютной системы с тормозным парашютом, являющимся полюсной частью основного парашюта.а — снижение системы на тормозном парашюте; б — отключение тормозного парашюта и начало наполнения купола основного парашюта./ — тормозной парашют; 2 — замок; 3 — разрывное устройство; 4 — груз.Фиг. 11.25. Схема парашютной системы с тормозным парашютом, являющимся полюсной частью основного парашюта.а — снижение системы на тормозном парашюте; б — отключение тормозного парашюта и начало наполнения купола основного парашюта./ — тормозной парашют; 2 — замок; 3 — разрывное устройство; 4 — груз.та.
Фиг. 11.25. Схема парашютной системы с тормозным парашютом, являющимся полюсной частью основного парашюта.
а — снижение системы на тормозном парашюте; б — отключение тормозного парашюта и начало наполнения купола основного парашюта.
/ — тормозной парашют; 2 — замок; 3 — разрывное устройство; 4 — груз.
Фиг. 11.25. Схема парашютной системы с тормозным парашютом, являющимся полюсной частью основного парашюта.
а — снижение системы на тормозном парашюте; б — отключение тормозного парашюта и начало наполнения купола основного парашюта.
/ — тормозной парашют; 2 — замок; 3 — разрывное устройство; 4 — груз.
Для размыкания замка применяются различные дистанционные устройства: часовые, анероидные, путевые или пиротехнические замедлители и др. На фиг. 11.26 показан путевой замедлитель, присоединенный к поверхности купола тормозного парашюта ма-
шинной строчкой. При раскрываний парашютной системы вытяжной парашют, отставая от системы, обрывает нитки пристрочки, вытягивает путевой замедлитель 1 на всю длину и размыкает замок 2. В результате купол тормозного парашюта отстает от груза, разрывное устройство 3 разрывается и удерживает стропы тормозного парашюта в натянутом положении до полного наполнения купола основного парашюта.
Примером парашютной системы с тормозным парашютом, являющимся частью купола основного парашюта, может также служить схема фиг. 11.27. Здесь тормозной парашют образуется ниж-
Фиг. 11.27. Схема парашютной системы с тормозным парашютом, образующимся у нижней кромки купола основного парашюта.Фиг. 11.27. Схема парашютной системы с тормозным парашютом, образующимся у нижней кромки купола основного парашюта.Фиг. 11.26. Схема парашютной системы с путевым замедлителем.
Фиг. 11.27. Схема парашютной системы с тормозным парашютом, образующимся у нижней кромки купола основного парашюта.
Фиг. 11.27. Схема парашютной системы с тормозным парашютом, образующимся у нижней кромки купола основного парашюта.
/ — путевой замедлитель; 2 — замок; 3 — разрывное устройство.
ней кромкой купола основного парашюта вследствие втягивания его полюсной части внутрь купола. Величина необходимой площади тормозного парашюта устанавливается путем изменения степени втянутости полюсной части. Так, например, при полностью втянутой полюсной части купола (длина центральной стропы, удерживающей полюсную часть во втянутом положении, равна £ц) площадь тормозного купола в сложенном виде равна миделю купола основного парашюта по его нижней кромке. Удлиняя центральную стропу, например, на длину Ц, получим мидель тормозного
парашюта, равный примерно 4лп или — (fi ~ Zi/тс).
Фиг. 11.28. Схема монтажа купола с центральной стропой.Фиг. 11.28. Схема монтажа купола с центральной стропой.
Фиг. 11.28. Схема монтажа купола с центральной стропой.
Фиг. 11.28. Схема монтажа купола с центральной стропой.
По прошествии заданного времени падения системы с частично наполненным куполом, или по достижении системой заданной высоты, срабатывает замок и освобождает полюсную часть купола. В результате купол основного парашюта наполняется полностью.
В производственных условиях по технологическим и другим причинам (деформация парашютных материалов) практически невозможно изготовить партию куполов одинакового диаметра и с одинаковой длиной строп L. Поэтому, даже при строгом обеспечении заданной длины центральной стропы (£ц + Z) площадь торможения у всех частично наполненных куполов будет разной. Чтобы обеспечить примерно одинаковую площадь тор-
можения в каждом куполе всей партии парашютов, в условиях производства перед монтажом центральной стропы строго выдерживается только высота h «козырька» (фиг. 11.28). После этого всю систему слегка растягивают заданным усилием и закрепляют центральную стропу.
Парашютная система с предварительным втягиванием внутрь купола его полюсной части для образования тормозного парашюта у нижней кромки купола основного парашюта впервые была применена в 1939 г. В. А. Артемьевым для осветительного снаряда. Центральная стропа из стального троса была укреплена на осветительной звездке й перегорала в течение определенного времени, достаточного для торможения скорости звездки до скорости, допустимой для полного наполнения купола. В последующие годы (после 1939 г.) эта. система применялась в артиллерийских осветительных снарядах разного калибра (на заводах Шкода в период времен- .ной оккупации Чехословакии фашистской Германией).
В 1942 г. в летно-исследовательском институте был исследован купол со втянутой полюсной частью при использовании его для торможения -самолета в полете.
Площадь куполов с центральной стропой не превышала 20 м2*. Результаты опытов с куполами большей площади отрицательны.
Парашютная система с автоматическим изменением площадитормозного парашюта
Полюсная часть купола втянута внутрь и удерживается в этом положении центральной стропой (фиг. 11.29, а) с разрывным устройством. Длина центральной стропы обеспечивает образование заданной величины начальной площади тормозного порашюта у
17717712 Н. А. Лобанов
177
177
нижней кромки купола. Стропы изготовлены из эластичных материалов, которые могут обеспечить удлинение строп на 70—80%.При наполнении купола аэродинамическое сопротивление тор-нижней кромки купола. Стропы изготовлены из эластичных материалов, которые могут обеспечить удлинение строп на 70—80%.При наполнении купола аэродинамическое сопротивление тор-мозногомозногопарашюта растянет стропы и разорвет нити сшивки центральной стропы (фиг.. 1:1.29, б). В такомпарашюта растянет стропы и разорвет нити сшивки центральной стропы (фиг.. 1:1.29, б). В такомssЯ)Я)Фиг. 11.29.Фиг. 11.29.Схема действияСхема действияпарашютной системы с ав-томатическим изменениемплощади тормозного пара-шюта.парашютной системы с ав-томатическим изменениемплощади тормозного пара-шюта.исходной длине (см. фиг. веса системы.исходной длине (см. фиг. веса системы.положении система будет снижаться и гасить скорость до тех пор, пока аэродинамическое сопротивление тормозного парашюта не уменьшится до упругой силы строп. С этого момента стропы купола начнут сокращаться по длине и, подтягивая нижнюю кромку купола, будут увеличивать площадь торможения до полного наполнения купола (фиг. 11.29, в).Начальная площадь тормозного парашюта (см. фиг. Ы.29, а) должна обеспечить растяжение строп и разрыв строчек сшивки центральной стропы при минимально возможном для данной системы скоростном напоре. Кроме того, аэродинамическое сопротивление начальной площади тормозного парашюта должно быть больше веса системы в 2 раза или более, а упругая сила всех строп при их 11.29, а) должна быть равна или большеположении система будет снижаться и гасить скорость до тех пор, пока аэродинамическое сопротивление тормозного парашюта не уменьшится до упругой силы строп. С этого момента стропы купола начнут сокращаться по длине и, подтягивая нижнюю кромку купола, будут увеличивать площадь торможения до полного наполнения купола (фиг. 11.29, в).Начальная площадь тормозного парашюта (см. фиг. Ы.29, а) должна обеспечить растяжение строп и разрыв строчек сшивки центральной стропы при минимально возможном для данной системы скоростном напоре. Кроме того, аэродинамическое сопротивление начальной площади тормозного парашюта должно быть больше веса системы в 2 раза или более, а упругая сила всех строп при их 11.29, а) должна быть равна или больше
нижней кромки купола. Стропы изготовлены из эластичных материалов, которые могут обеспечить удлинение строп на 70—80%.
При наполнении купола аэродинамическое сопротивление тор-
нижней кромки купола. Стропы изготовлены из эластичных материалов, которые могут обеспечить удлинение строп на 70—80%.
При наполнении купола аэродинамическое сопротивление тор-
мозного
мозного
парашюта растянет стропы и разорвет нити сшивки центральной стропы (фиг.. 1:1.29, б). В таком
парашюта растянет стропы и разорвет нити сшивки центральной стропы (фиг.. 1:1.29, б). В таком
s
s
Я)
Я)
Фиг. 11.29.
Фиг. 11.29.
Схема действия
Схема действия
парашютной системы с ав-томатическим изменениемплощади тормозного пара-шюта.
парашютной системы с ав-томатическим изменениемплощади тормозного пара-шюта.
исходной длине (см. фиг. веса системы.
исходной длине (см. фиг. веса системы.
положении система будет снижаться и гасить скорость до тех пор, пока аэродинамическое сопротивление тормозного парашюта не уменьшится до упругой силы строп. С этого момента стропы купола начнут сокращаться по длине и, подтягивая нижнюю кромку купола, будут увеличивать площадь торможения до полного наполнения купола (фиг. 11.29, в).
Начальная площадь тормозного парашюта (см. фиг. Ы.29, а) должна обеспечить растяжение строп и разрыв строчек сшивки центральной стропы при минимально возможном для данной системы скоростном напоре. Кроме того, аэродинамическое сопротивление начальной площади тормозного парашюта должно быть больше веса системы в 2 раза или более, а упругая сила всех строп при их 11.29, а) должна быть равна или больше
положении система будет снижаться и гасить скорость до тех пор, пока аэродинамическое сопротивление тормозного парашюта не уменьшится до упругой силы строп. С этого момента стропы купола начнут сокращаться по длине и, подтягивая нижнюю кромку купола, будут увеличивать площадь торможения до полного наполнения купола (фиг. 11.29, в).
Начальная площадь тормозного парашюта (см. фиг. Ы.29, а) должна обеспечить растяжение строп и разрыв строчек сшивки центральной стропы при минимально возможном для данной системы скоростном напоре. Кроме того, аэродинамическое сопротивление начальной площади тормозного парашюта должно быть больше веса системы в 2 раза или более, а упругая сила всех строп при их 11.29, а) должна быть равна или больше
Парашютная система с тормозным парашютом,упругим звеном и куполом основного парашютас большим полюсным отверстием
В книге Г. Оберта [11] приведена схема купола парашюта с большим полюсным отверстием, к кромке которого прикреплены центральные стропы (фиг. 11.30). По мнению Г. Оберта такой парашют мог бы применяться для спуска на землю частей космических летательных аппаратов. Летные испытания подобного парашюта, проведенные в Советском Союзе в 1940—1942 гг., показали, что $упол, как и следовало ожидать, очень быстро наполняется воздухом, подвергается воздействию больших нагрузок и разрушается.
Чтобы увеличить время наполнения купола и уменьшить нагрузки, между центральными стропами и грузом было вмонтировано упругое звено (резиновый шнур). Предполагалось, что сопротивление полюсной части купола растянет упругое звено и купол примет форму, показанную на фиг. 11.31. Предполагалось также, что эта форма будет сохраняться до того момента, когда система достигнет такой скорости, при которой упругая сила растянутого звена превысит сопротивление частично наполненного купола, втянет кромку полюсного отверстия внутрь купола и купол наполнится.
17?'
Летными испытаниями было установлено, что упругое звено (упругая сила звена равнялась половине веса груза) не успевает растянуться и купол наполняется почти так же быстро, как и при отсутствии упругого звена. Поэтому, естественно, возникла необходимость обеспечить предварительное растяжение упругого звена до начала наполнения купола. На фиг. 11.32 [12] показана схема парашюта с приспособлением, -которое растягивает упругое звено
Фиг. 11.30. Схема купола парашюта с большим полюсным отверстием.Фиг. 11.30. Схема купола парашюта с большим полюсным отверстием.Фиг. 11.31. Схема купола парашюта с большим полюсным отверстием и упругим звеном на центральных стропах.Фиг. 11.31. Схема купола парашюта с большим полюсным отверстием и упругим звеном на центральных стропах.
Фиг. 11.30. Схема купола парашюта с большим полюсным отверстием.
Фиг. 11.30. Схема купола парашюта с большим полюсным отверстием.
Фиг. 11.31. Схема купола парашюта с большим полюсным отверстием и упругим звеном на центральных стропах.
Фиг. 11.31. Схема купола парашюта с большим полюсным отверстием и упругим звеном на центральных стропах.
и некоторое время удерживает его в растянутом положении. При укладке купола его нижнюю кромку связывают шнуром 1, пропущенным через кольца 2. Концы шнура закрепляются в кольце 3. Избыточная длина строп купола удерживается резиновыми кольцами 4 (фиг. 11.32, а).
При попадании в поток воздуха купол тормозного парашюта 5 вытягивает основной парашют на всю длину, растягивает упругое звено 6 на длину ограничителя 7 и обрывает шнур 1 (фиг. 11.32, б). В момент обрыва -шнура нижняя кромка купола освобождается, воздух свободно поступает в купол и вытекает через полюсное отверстие.
Пока сила аэродинамического сопротивления купола тормозного парашюта будет больше упругой силы звена, купол основного парашюта наполняться не будет. Но когда скорость системы по- гасится, упругое звено сократится, втянет кромку полюсного отверстия внутрь и купол выполнится полностью (фиг. 11.32, в).
!2* 179
Одним из недостатков парашюта приведенной схемы является большой вес звена и ограничителя, соединяющих тормозной парашют с грузом. Рывок при раскрывании тормозного парашюта и его сопротивление передаются грузу только звеном, а затем ограничителем. Поэтому эти части парашюта должны быть достаточно прочными, но из-за большой длины они имеют также большой вес.
В схеме парашюта, приведенной на фиг. 11.33, этот недостаток отсутствует. Здесь рывок наполнившегося купола тормозного парашюта сначала растягивает упругое звено (фиг. 11.33, б) и обрывает шнур 1. Затем сопротивление купола тормозного парашюта 2 передается грузу через купол и стропы основного парашюта. Когда скорость системы погасится и сопротивление купола 2 станет меньше упругой силы звена 3, то звено, сокращаясь, притянет купол тормозного парашюта к полюсному отверстию купола основного парашюта, что и обеспечит его полное наполнение (фиг. 11.33, в).
Усилие начального растяжения упругого звена должно быть равно или больше веса груза. Если усилие начального растяжения звена будет равно весу системы (весу груза с парашютом), то наполнение купола основного парашюта начнется при скорости системы, равной
у = 1.
Р V Р УгЛ- +cTFT)
Очевидно, эта парашютная система будет надежно срабатывать при начальной скорости системы, /большей ЕКр.
МЕТОДИКА РАСЧЕТА ПАРАШЮТНОЙ СИСТЕМЫ
Заданы:
GT — вес десантируемого груза в кг;
/г — площадь миделя груза в м2;
ст — коэффициент сопротивления груза;
Епр— вертикальная скорость снижения груза при приземлении в м!сек\
Есам— скорость самолета при десантировании груза в м!сек\hmax, Amin ■—максимальная и минимальная высоты возможногораскрывания парашютной системы в м;
п— допустимая перегрузка при торможении системы в процессе раскрывания парашютной системы.
Примерный порядок расчета
По графику =f(Vnp) фиг. 11.34 и заданному значению ' пр определяем примерный вес парашюта Gn.
Определяем площадь купола основного парашюта
Фиг. 11.34. Зависимость относительного ве- са парашютной системы у и веса купо-Фиг. 11.34. Зависимость относительного ве- са парашютной системы у и веса купо-ла "^ °т скорости приземления Vnp (постатистическим данным о парашютных сис-темах за 1932—1964 гг.).ла "^ °т скорости приземления Vnp (постатистическим данным о парашютных сис-темах за 1932—1964 гг.).р 16(Gr + Gn) сг г.
Фиг. 11.34. Зависимость относительного ве- са парашютной системы у и веса купо-
Фиг. 11.34. Зависимость относительного ве- са парашютной системы у и веса купо-
ла "^ °т скорости приземления Vnp (постатистическим данным о парашютных сис-темах за 1932—1964 гг.).
ла "^ °т скорости приземления Vnp (постатистическим данным о парашютных сис-темах за 1932—1964 гг.).
ГП —„/г
(после определения веса парашюта по чертежу площадь купола парашюта уточняется).
Определяем максимальную нагрузку У?птах, действующую на купол основного парашюта при его раскрывании и обеспечивающую перегрузку торможения в пределах заданного значения п.
Приняв, что в момент воздействия /?птах система движется вертикально вниз, получим
и ^СИСТ1
^сист откуда нагрузка на систему груз—парашют
НоНо“сист Р^н уп^п 2“сист Р^н уп^п 2ааRn max — Р^Л-Rn max — Р^Л-ТогдаТогдаRn max RcncTRn max RcncTп1 ПI сг/г2п1 ПI сг/г2ИЛИИЛИRchct ~ (^у Н- 1) ^сист-
Но
Но
“сист Р^н уп^п 2
“сист Р^н уп^п 2
а
а
Rn max — Р^Л-
Rn max — Р^Л-
Тогда
Тогда
Rn max RcncT
Rn max RcncT
п1 П
I сг/г
2
п1 П
I сг/г
2
ИЛИ
ИЛИ
^max^^+l)^-^^
По К max определяем Кдоп —Допустимую скорость груза в момент начала наполнения купола основного парашюта по формуле (4.16):
Vo допVo допККпр 61Г Ппр 61Г ПV FnК ■V FnК ■
Vo доп
Vo доп
К
К
пр 61Г П
пр 61Г П
V Fn
К ■
V Fn
К ■
Вычисляем изменение скорости системы от Кам до К за время раскрывания вытяжного устройства и вытягивания купола и строп основного парашюта на всю их длину, т. е. до. момента начала наполнения купола основного парашюта воздухом. Примерная методика вычисления приведена в гл. II.
Если скорость -К будет больше К доп, то необходимо применить тормозной парашют, чтобы погасить скорость груза от Кам дэ V(. VО доп.
Определяем' площадь купола тормозного парашюта. Примем, что критическая скорость груза на тормозном парашюте равна Кр = Коп. Тогда, подставляя в формулу для
^КистРлКрСт^КистРлКрСт
^Кист
РлКрСт
^Кист
РлКрСт
скорость Кдоп вместо Кр, получим
2С?систРА^Одоп^т2С?систРА^Одоп^т
2С?сист
РА^Одоп^т
2С?сист
РА^Одоп^т
где р/, — плотность воздуха на высоте раскрывания парашюта;
ст — коэффициент сопротивления тормозного парашюта;
К — минимальная площадь тормозного парашюта, обеспечивающая гашение скорости груза до Кдоп.
Определяем максимальную нагрузку, действующую на купол тормозного парашюта при его наполнении на скорости Кт ~ Кам-
Лттах о т о’
о
К + 2 VFT
где
у/2 =* басист .
пр’ТCTF т + Crfr
А — относительная плотность воздуха на высоте наполнения купола тормозного парашюта.
Если /?тша$ будет равна или несколько больше нагрузки К max, действующей на купол основного парашюта, то общий вес
ftftпарашютной системы будет минимальным*. Если же Кт так будет значительно отличаться от ^птах, то площадь купола тормозного парашюта целесообразно изменить до
ft
ft
р* р ^п max
т т р
Ат max
Увеличение площади купола тормозного парашюта приведет к уменьшению (Времени торможения скорости груза или к уменьше-
Изменение времени торможенияИзменение времени торможенияФиг. 11.35. системы доФиг. 11.35. системы доскорости Уодоп в зависимости, от площади тормозного парашюта, выраженной через Укр.скорости Уодоп в зависимости, от площади тормозного парашюта, выраженной через Укр.нию скорости снижения груза к моменту начала наполнения купола основного парашюта. В результате нагрузка на ку-
Изменение времени торможения
Изменение времени торможения
Фиг. 11.35. системы до
Фиг. 11.35. системы до
скорости Уодоп в зависимости, от площади тормозного парашюта, выраженной через Укр.
скорости Уодоп в зависимости, от площади тормозного парашюта, выраженной через Укр.
парашюта и меньшепарашюта и меньшепол основного будет меньше будет его вес.
парашюта и меньше
парашюта и меньше
Уменьшение
тормозного
При RT > Rn max
площади парашютапотребу-площади парашютапотребу-ет применения двух или нескольких тормозных парашютов. Сначала раскрывается тормозной па-
площади парашюта
потребу-
площади парашюта
потребу-
рашют малой ^ ~ Rn max) скорость груза определенного
площадии гаситв течение времени.площадии гаситв течение времени.затем раскрывается второй тормозной парашют
площадии гасит
в течение времени.
площадии гасит
в течение времени.
большей площади, при раскрывании которого Рт2 « Рптах и т. д. (см. стр. 190).
На фиг. 11.35 показано изменение времени торможения до скорости Vo доп при вертикальном снижении.
Разрабатываем чертежи куполов основного и тормозного парашютов, а также всех элементов парашютной системы; произ
водим ра.счет их на прочность и определяем вес.
По вычисленному весу парашютной системы, снижающейся с грузом, определяем точное значение площади купола основного
парашюта
Р 16Ссист Сг
Сп^пр . Сп
Пример. GT = 4000 кг; fr = 4 м2; ст = 0,8; VcaM =200 м,]сек; h = 800 лс .
Определить основные параметры парашютной системы, обеспечивающей Упр = 6 м)сек и /гу = 3, если сп = 0,8; К = 0,01 секЧм.
Определяем примерный вес парашютной системы. По заданной Vnp из фиг. 11.34 находим, что отношение Gn]GT = 0,1. Тогда
Gn = 0,16г = 0,1 -4000 = 400 кг.
Определяем примерную площадь купола основного парашюта
16(Gr + Gn) СГ Г
* п —7<
СПУ пр или
р = 16-4400 _ ^ = 2440 ^2
п 1 0,8-620,8
Определяем максимальную нагрузку Ритах, действующую на купол основного парашюта при его наполнении и обеспечивающую перегрузку торможения в пределах заданного значения «у:
ИЛИ о =(3+ 1)44002ШЛ2440_ = 17б00 кГ
''п max Vй • 4™и (2,0 8.2440 + 0,8-4)
/ 8-17 600 (о, 01+ 21/2440^,-—\0,9254 4//2440,Io мп = I/ — 2 = 122,6 м!сек.д уО.ОЬЗб-0,8-24400,01/ 8-17 600 (о, 01+ 21/2440^,-—\0,9254 4//2440,Io мп = I/ — 2 = 122,6 м!сек.д уО.ОЬЗб-0,8-24400,01По Кптах определяем допустимую скорость груза в момент начала наполнения купола основного парашюта по формуле (4.16)
/ 8-17 600 (о, 01+ 21/2440^,-—
\0,9254 4//2440,
Io мп = I/ — 2 = 122,6 м!сек.
д уО.ОЬЗб-0,8-24400,01
/ 8-17 600 (о, 01+ 21/2440^,-—
\0,9254 4//2440,
Io мп = I/ — 2 = 122,6 м!сек.
д уО.ОЬЗб-0,8-24400,01
или
Вычисляем изменение скорости системы от Усам до Vo- Результаты вычисления приведены на фиг. 11.36.
Определяем минимальную площадь купола тормозного парашюта
- — АСт- — АСт'._ 2(?СИСТ
- — АСт
- — АСт
т min9
илиилиР^Одоп^т
или
или
F , =^22 — — 4 2,32 м2.
т min 0,1156-122,6^0,80,8
7. Определяем максимальную пол тормозного парашюта при F^7. Определяем максимальную пол тормозного парашюта при F^нагрузку, действующую на ку- = 2,32 м2, по формуле (4.12)нагрузку, действующую на ку- = 2,32 м2, по формуле (4.12)0,01-2002 х /2,320,01-2002 х /2,320,010,01Фиг. 11.36. Изменение скорости системы по времени до начала наполнения купола парашюта воздухом при разной площадиФиг. 11.36. Изменение скорости системы по времени до начала наполнения купола парашюта воздухом при разной площади13 904„„+2/2,320,925413 904„„+2/2,320,9254тормозного парашюта I VKp =тормозного парашюта I VKp == 8343 кГ.= 8343 кГ.2бсист2бсистТакТакКак RT max значи-Как RT max значи-щадь купола тормозного парашютар' р Rn max т Т РАт maxщадь купола тормозного парашютар' р Rn max т Т РАт maxилиилительно меньше /?Птах, то це- 1лесообразно увеличить.пло- |тельно меньше /?Птах, то це- 1лесообразно увеличить.пло- |
7. Определяем максимальную пол тормозного парашюта при F^
7. Определяем максимальную пол тормозного парашюта при F^
нагрузку, действующую на ку- = 2,32 м2, по формуле (4.12)
нагрузку, действующую на ку- = 2,32 м2, по формуле (4.12)
0,01-2002 х /2,32
0,01-2002 х /2,32
0,01
0,01
Фиг. 11.36. Изменение скорости системы по времени до начала наполнения купола парашюта воздухом при разной площади
Фиг. 11.36. Изменение скорости системы по времени до начала наполнения купола парашюта воздухом при разной площади
13 904„
„+2/2,32
0,9254
13 904„
„+2/2,32
0,9254
тормозного парашюта I VKp =
тормозного парашюта I VKp =
= 8343 кГ.
= 8343 кГ.
2бсист
2бсист
Так
Так
Как RT max значи-
Как RT max значи-
щадь купола тормозного парашюта
р' р Rn max т Т Р
Ат max
щадь купола тормозного парашюта
р' р Rn max т Т Р
Ат max
или
или
тельно меньше /?Птах, то це- 1лесообразно увеличить.пло- |
тельно меньше /?Птах, то це- 1лесообразно увеличить.пло- |
р, 2 3211600 =4 д 2
т8 343
у 2 2(?систу 2 2(?систВ связи с увеличением площади купола тормозного парашюта ] нагрузка /?Ттах будет равна /?Птах = 17 600 кГ, а критическая ско- | рость груза, спускающегося на тормозном парашюте, уменьшится 1 Д° 1
у 2 2(?сист
у 2 2(?сист
или
2-44002-44000,1156(0,8-4,9 + 0,8-4)0,1156(0,8-4,9 + 0,8-4)104,0 м/сек.104,0 м/сек.
2-4400
2-4400
0,1156(0,8-4,9 + 0,8-4)
0,1156(0,8-4,9 + 0,8-4)
104,0 м/сек.
104,0 м/сек.
Поэтому время торможения ОТ скорости Усам = 200 м/сек до |
iiУодоп = 122,6 м/сек потребуется меньшее, чем это было нужно при ® 186
i
i
меньшей площади купола тормозного парашюта (см. фиг. 11.36).
Разрабатываем чертежи куполов основного и тормозного парашютов и определяем их вес.
Купол основного парашюта
Площадь парашюта Fn = 244Q м2; нагрузка Ритах = 17 600 кГ.
Ткань купола. Примем капроновую парашютную ткань с воздухопроницаемостью W ~ 800 л^м^сек (К = 0,01 ceK^jM). Вес 1 м1 ткани 0,06 кг]м2.
Коэффициент, учитывающий расход ткани на швы, соединяющие полотнища, на образование кромки и на усадку примем равным 1,18. Тогда вес ткани купола Отк = 0,06- 1,18-2440 = 172,74 кг.
Стропы купола. Количество строп п принимается равным отношению периметра купола по его нижней кромке к расстоянию между стропами, равному 0,1 м для тормозных куполов и до 1 м— для основных
п= nD—; D =0,1 + 1V тс
или, для нашего примера,
и = 2л К24^. ~ 220.
0,8-/л
Определяем прочность стропы на разрыв р _ mRn maxt п cos am'"
Примем m = 2; иг' = 0,66; cos а = 0,9. Тогда
Из альбома парашютных материалов выбираем капроновый шнур № Юк. Pi = 200 кГ. Вес одного погонного метра шнура равен 0,008 кг/м. Так как Pi < Р, то пропорционально увеличим количество строп
пг = п— = 220 — ^300.
Р.200
Определяем длину строп L.
Л = (0,8—1)£> = (0,8—1) 1/ 1^ = 44,6 — 55,7 м.V л
Примем L = 45 м (с учетом расхода шнура на присоединение строп к куполу ~0,14 м). Определяем вес строп
GCTP = 0,008-300.45 = 108 кг.
Тесьма, усиливающая купол парашюта. Расчет расхода тесьмы произведем для купола квадратной формы. В этом случае купол взаимно пересекают 150 тесемок, к концам которых подсоединяются 300 строп.
На образование петли для привязки строп с учетом усиливающих вкладок расходуется ~0,4 м или всего на купол 120 м. Для упрочнения нижней кромки купола расходуется «Л 80 м. Общий расход тесьмы будет равен (с учетом усадки)
1,03(150/2440 + 120 + 180) = 7941 м.
Вес тесьмы (тесьма ЛТК-25-200 равнопрочная стропе, вес 1 м = = 0,0063 кг]м,^
GTec = 0,0063-7941 = 50 кг.
Общий вес купола и строп основного парашюта равен
вес ткани = 172,74 кг
вес строп = 108,00 кг
вес тесьмы = 50,00 кг
330,74 кг (0,082 Gr).
К упо л тормозного парашюта
Площадь тормозного парашюта FT = 4,9 л2; 7?тшак = 7?Пшах = = 17 600 кГ.
Общий вес купола и строп тормозного парашюта равен
GTK = 0,33 кг
GCTP = 6,24 кг
GTec = 2,04 кг
GT = 8,61 кг.
Звено соединительное
Чтобы обеспечить удаление купола тормозного парашюта из аэродинамического следа груза, общую длину звена и строп купола тормозного парашюта примем равной 5Д Здесь d — диаметр приведенной площади миделя груза.
d = v/ — =226 м. 5d = 5-2,26 = 11,3 м.у л’’
Так как длина строп купола тормозного парашюта равна 2,43 м, то длина звена
/зв= 11,3-2,43^9 м.
Вес звена
G3B = 0,008.300-9 = 21,6 кг.
Общий вес парашютов (основного и тормозного)
Gn = 330,74 + 8,61 + 21,6 = 361 кг.
Для сравнения вычислим вес парашютной системы без применения тормозного парашюта. Задано: Gr = 400 кг; Vo = 200 м.(сек; Vnp = 6 м]сек; сп = 0,8; Л = 0,9254 (/г = 800 м); К = 0,01 секЧм; Fn = 2440 м; т] = 1.
Определяем максимальную нагрузку, действующую на купол парашюта при наполнении
R = J1 0,8-2440 0,01-200=+/2440 = зд ^ кГ
80,01 +2 / 2440
0,9254
Из расчета следует, что не применяя тормозной парашют, получаем увеличение нагрузки Rnmax в 2,25 раза (39 802 : 17 600 = 2,25), а следовательно, и перегрузки
Rn max (2Сп^п +уг/г) i
УF’
vcHCT^n-' П
или
n r= 39 802(2-0,8-2440 + 0,824)i = 8 (вместо заданной перегрузки 3). 4400-2.0,8-2440
МЕТОДИКА РАСЧЕТА ПАРАШЮТНОЙ СИСТЕМЫ С НЕСКОЛЬКИМИТОРМОЗНЫМИ ПАРАШЮТАМИ
По заданным перегрузке пу и скорости Vo к моменту начала наполнения первого тормозного парашюта определяем его площадь
Р^сист («у +1)P^VqР^сист («у +1)P^VqСг/г2стСг/г2ст(вертикальное движение).(вертикальное движение).
Р^сист («у +1)
P^Vq
Р^сист («у +1)
P^Vq
Сг/г2ст
Сг/г2ст
(вертикальное движение).
(вертикальное движение).
Строим график изменения скорости и высоты падения груза с первым тормозным парашютом по времени (фиг. 11.37).
Фиг. 11.37. Изменение по времени скорости и высоты падения груза с первым тормозным парашютом.Фиг. 11.37. Изменение по времени скорости и высоты падения груза с первым тормозным парашютом.Фиг. 11.38. Изменение по времени скорости и высоты падения груза на первом, а затем втором тормозных парашютах.Фиг. 11.38. Изменение по времени скорости и высоты падения груза на первом, а затем втором тормозных парашютах.
Фиг. 11.37. Изменение по времени скорости и высоты падения груза с первым тормозным парашютом.
Фиг. 11.37. Изменение по времени скорости и высоты падения груза с первым тормозным парашютом.
Фиг. 11.38. Изменение по времени скорости и высоты падения груза на первом, а затем втором тормозных парашютах.
Фиг. 11.38. Изменение по времени скорости и высоты падения груза на первом, а затем втором тормозных парашютах.
Так как минимальная скорость груза с первым тормозным парашютом больше Уодоп — допустимой скорости в начале наполнения купола основного парашюта, то применим второй тормозной парашют большей площади, чем первый.
Определяем площадь купола второго тормозного парашюта
р 2^СИСТ
гдегдеР^крСт
где
где
VKp < V» дОп.
Определяем скорость груза, при которой допустимо наполнение купола второго тормозного парашюта 190
(вертикальное падение).(вертикальное падение).
(вертикальное падение).
(вертикальное падение).
По Vo, и FT, вычисляем и строим график изменения скорости и высоты снижения груза на втором тормозном парашюте (фиг. 11.38). По фиг. 11.38 определяем потребное время снижения на первом и втором тормозных парашютах с учетом увеличения скорости груза с момента отделения первого тормозного парашюта до начала наполнения второго тормозного парашюта.
Дальнейший расчет аналогичен примерной методике, приведенной в разд. 4.
Изменение веса парашютной системы в зависимостиот площади купола тормозного парашюта
Пример. Задано: GT = 4000 кг; /г =■ 12 000 м; Vo = 200 м!сек; Fn = 2440 м; Vnp = 6 м,1сек; т] = 1; /( = 0,01 сек21м\ сГ = 0,8; fr = 4 лг2; ст = 0,8; сп = 0,8: А = 0,2535.
Фиг. 11.39. Зависимость RT и VKp ют площади тормозного парашюта FT .Фиг. 11.39. Зависимость RT и VKp ют площади тормозного парашюта FT .
Фиг. 11.39. Зависимость RT и VKp ют площади тормозного парашюта FT .
Фиг. 11.39. Зависимость RT и VKp ют площади тормозного парашюта FT .
отдельно, так как в зависимости от площади каждого купола изменяется расход ткани, тесьмы и строп. Вес основного купола вычисляется ТОЛЬКО ДЛЯ ОДНОЙ нагрузки Rnmax- Для других нагрузок,
парашюта Gn и тормозного парашюта Gt от площади тормозного парашюта FT.парашюта Gn и тормозного парашюта Gt от площади тормозного парашюта FT.мости веса парашютной системы Ссист, 'Нагрузок Rn и RT от площади тормозного парашюта FT.(Gr= 4000 кг; Fп — 2440 л2; Л = 12 000 м;Vo = 200 м/сек; crfr—3,2 л2).мости веса парашютной системы Ссист, 'Нагрузок Rn и RT от площади тормозного парашюта FT.(Gr= 4000 кг; Fп — 2440 л2; Л = 12 000 м;Vo = 200 м/сек; crfr—3,2 л2).
парашюта Gn и тормозного парашюта Gt от площади тормозного парашюта FT.
парашюта Gn и тормозного парашюта Gt от площади тормозного парашюта FT.
мости веса парашютной системы Ссист, 'Нагрузок Rn и RT от площади тормозного парашюта FT.
(Gr= 4000 кг; Fп — 2440 л2; Л = 12 000 м;
Vo = 200 м/сек; crfr—3,2 л2).
мости веса парашютной системы Ссист, 'Нагрузок Rn и RT от площади тормозного парашюта FT.
(Gr= 4000 кг; Fп — 2440 л2; Л = 12 000 м;
Vo = 200 м/сек; crfr—3,2 л2).
отличающихся от принятой в связи с изменением FT, вес купола основного парашюта определяется путем изменения веса тесьмы и строп пропорционально изменению Рптах. Результаты вычислений наносим на фиг. 11.41 и 11.42.
192
Из фиг. 11.42 следует, что минимальный общий вес тормозного и основного парашютов получаем при такой площади тормозного парашюта, при которой нагрузки RT и Rn примерно равны.
На фиг. 11.43 показано изменение общего веса тормозного и
основного парашютов для случая, когда парашютная система при
меняется при следующих условиях;
тормозной парашют раскрывается на высоте ^12 000 ju и груз снижается на тормозном парашюте до высоты ~800 м;
основной парашют раскрывается только на высоте ~800 ju.
Из фиг. 11.43 следует, что минимальный суммарный вес обоих парашютов будет при RT = Ru-
6. ЭНЕРГОЕМКИЕ АМОРТИЗАТОРЫ И ТОРМОЗИТЕЛИ
Десантирование с самолетов различных грузов на парашютах позволяет доставлять в труднодоступные для обычного транспорта районы строительные материалы, оборудование, машины, бульдозеры и пр. В военное время на парашютах можно десантировать самоходные пушки, тягачи и другое вооружение и транспортные средства. По сообщению журнала «Флайт» * английский самолет Беверли может
Фиг. 11.43. Сводный график зависимости бсист, RnviRT от площади тормозного парашюта FT при раскрывании тормозного парашюта на высоте 12 000 м, а основного — на высоте 800 лиФиг. 11.43. Сводный график зависимости бсист, RnviRT от площади тормозного парашюта FT при раскрывании тормозного парашюта на высоте 12 000 м, а основного — на высоте 800 литранспортировать грузы весомтранспортировать грузы весомдо 23 т, но отсутствие соответствующей парашютной системы ограничивает возможности самолета по десантированию. Так, в апре
Фиг. 11.43. Сводный график зависимости бсист, RnviRT от площади тормозного парашюта FT при раскрывании тормозного парашюта на высоте 12 000 м, а основного — на высоте 800 ли
Фиг. 11.43. Сводный график зависимости бсист, RnviRT от площади тормозного парашюта FT при раскрывании тормозного парашюта на высоте 12 000 м, а основного — на высоте 800 ли
транспортировать грузы весом
транспортировать грузы весом
ле 1957 г. было произведено парашютное десантирование груза весом в 13 т на восьмикупольной парашютной системе фирмы GQ(Fn = 2545 ju2). Это десантирование было объявлено как спуск
рекордного по весу груза.
В Советском Союзе в 1956 г. было произведено парашютное десантирование груза при полетном весе груза и парашютной системы 28 т.
Трудности, встречающиеся на пути создания парашютных систем для десантирования с самолетов грузов большого веса заключаются в том, что парашютную систему приемлемого для эксплуатации веса и объема создать невозможно, в особенности, когда необходимо обеспечить малую скорость приземления груза.
Так как при обеспечении вертикальной скорости приземления
~6 м/сек вес парашютной системы может составлять -~20% от веса груза, то понятно стремление конструкторских и научно-исследовательских организаций различных стран изыскать способы по уменьшению веса, объема и стоимости парашютных систем, предназначенных для парашютного десантирования тяжелых грузов. Известны два основных способа торможения: 1) при помощи энергоемких амортизаторов, 2) при помощи реактивных тормозителей. Назначением этих устройств является поглощение кинетической энергии груза в момент приземления.
Очевидно, чем больше энергии способен поглотить амортизатор или чем большую работу торможения способен совершить тормо- зитель перед приземлением груза, тем больше будет скорость снижения груза на парашюте, меньше площадь купола парашюта и ' тем меньше вес, объем и стоимость парашютной системы. Очевидно также, что для каждого типа тормозителя или амортизатора существует оптимальная величина площади парашюта, обеспечивающая получение оптимальной системы по весу, по объему или по стоимости .
Энергоемкие амортизаторы
К энергоемким относятся амортизаторы, которые в момент приземления способны поглотить большую часть кинетической энергии груза, спускающегося на парашюте.
Человек и некоторые грузы могут надежно приземляться с вертикальной скоростью порядка 5—7 м/сек. При этом для грузов весом до 4 т для обеспечения такой скорости приземления удается конструировать практически приемлемую парашютную систему с суммарной площадью куполов в пределах 3800—1900 м2. Но в практических условиях для десантирования грузов весом 8—20 т создать парашютную систему со скоростью приземления 5—7 м/сек чрезвычайно трудно.
Чтобы облегчить решение столь трудной задачи, нужно спускать груз на парашюте малой площади с большой скоростью, а в момент приземления часть кинетической энергии груза должна быть поглощена амортизатором при условии, чтобы конечная скорость приземления не превышала допустимой.
Рассмотрим принципиальную схему системы с амортизатором и выясним его разрешающую способность.
Пусть груз весом G приземлился с вертикальной скоростью УПр и деформировал грунт на глубину h. Работа, затраченная на деформацию грунта, равна
mV2
Ph = -^^^Gh. (11.1)
Отсюда сила ■ при его призе»
торможения (реакция грунта), действующая на груз л лении,
-^^- + 0.(11.2}
Перегрузка
i торможения [см. (6.2)]
— - 1, у G
или
mV2
(Ц.З)
у2GA
Из (11.3) с
:ледует, что
h_J^(Ц.4)
2Gny
или
h = -^. ^griv
Теперь раз сотой рабочей амортизатора
Энергия гр
местим между грузом и грунтом амортизатор с вы- части На. Скорость груза в момент соприкосновения с грунтом равна Исн(ИСн> Ипр).
уза, поглощенная амортизатором,
pafl =+ Gha.(Н.5)
Так как Ипр— допустимая для данного груза скорость приземления— известна, то из формулы (11.5) получим
У=н=|/ ^p+2g/Za^-l) .У=н=|/ ^p+2g/Za^-l) .(И.6)(И.6)
У=н=|/ ^p+2g/Za^-l) .
У=н=|/ ^p+2g/Za^-l) .
(И.6)
(И.6)
По условиям прочности Ра *^. Р по (11.2), тогда максимальная скорость снижения груза с амортизатором
Кн = /Й^+2§М .(Н.7)
Из выражения (11.7) следует, что потребная высота амортизатора, обеспечивающая заданную перегрузку торможения,
V2 — V2n
(Н.8)(Н.8)На = ^л 2пр2gny
(Н.8)
(Н.8)
Пример. Вес десантируемого груза 12 000 кг; допустимая скорость приземления Ипр = 3 м!сек; с^т = 6 м2; допустимая перегрузка торможения пу = 5; сн = 0.8.
13® ’ 195
Определить Ль VCh, ^п, Gn, Ga, ©СЛИ ^а — 1 -М.
Ра + 1)0 = (5+ 1) 12000 = 72000 кГ.
Ген = У Упр + 2ghany = /324-2.9,8! .1.5 = 10,35м)сек.
Q GCHCT У.,107,1 • 0 8 с ОС
о. —-— ~ —■— сп =— = 5,35 кг мЧ
Fn 1616
Вес амортизатора примем по статистическим данным Ga = 360 кг (уточняется по чертежу).
При Усн = 10,35/сек, отношение Gn/Gr = 0,07 (ом. фиг. 11.34). Тогда Gn = 0,07• 12 000 = 840 кг (уточняется по чертежу).
р _ *6(Gr + Gn + Ga) _ сг- г = 16 • 13 2006 _ 2460 М^ cnVg ■ сп г 0,8 • 10,3520,8
Для обеспечения УПр = 3 м[сек без амортизатора требуется площадь Fn = 33 325 л2.
Фиг. 11.44. Трактор на войлочном амортизаторе.
Известны различные конструкции амортизаторов, которые способны поглотить определенную кинетическую энергию груза. Наиболее простыми являются войлочные или другие прокладки, помещаемые между грузом и платформой. К более сложным относятся разламывающиеся клети, рессоры, гидравлические тормоза типа артиллерийских противооткатных тормозов, 1пневматичеакие устройства в виде мешков, наполненных воздухом и др.
Так, например, для трактора весом 9,5 т, десантируемого с самолета типа С-124 *, в качестве амортизатора .применялись войлочные прокладки, располагаемые между трактором и десантной платформой (фиг. 11.44).
Для смягчения удара при приземлении (1934 г.) гондола стратостата CGCP-1 была снабжена ломающимся амортизатором, представлявшим собой пустотелую клеть, сплетенную из лозы (фиг. 11.45). На старте клеть являлась опорой, не деформировалась при весе гондолы 2500 кг и ломалась при скорости вертикального приземления гондолы ~ 6—7 м!сек.
В США в качестве амортизационных материалов применялись пенопласт, гофрированная бумага, склеенная в виде пчелиных
сот, а иногда и пустые консервные банки (фиг. 11.46). Применение бумажного амортизатора из четырех слоев с общей высотой ~300 мм и соответствующая укладка десантируемых грузов позволили значительно уменьшить площадь парашюта и более чем в 3 раза снизить стоимость парашютной системы. Например, как видно из фиг. 11.47, для обеспечения устойчивого (без опрокидывания) приземления груз следует располагать на возможно большей площади, занимаемой амортизатором, при малой общей высоте. При допустимой без амортизаторов скорости приземления груза 7,6 м]сек с амортизатором груз снижался со скоростью ~21 м^сек.
Фиг. 11.45. Гондола стратостата СССР-1 на амортизаторе из лозы.Фиг. 11.45. Гондола стратостата СССР-1 на амортизаторе из лозы.Описанные амортизаторы увеличивают высоту груза, что являОписанные амортизаторы увеличивают высоту груза, что является их недостатком при десантировании тяжелых грузов с парашютом. Кроме того, жесткая конструкция амортизаторов затрудняет управление перегрузкой торможения в пределах допустимых гру
Фиг. 11.45. Гондола стратостата СССР-1 на амортизаторе из лозы.
Фиг. 11.45. Гондола стратостата СССР-1 на амортизаторе из лозы.
Описанные амортизаторы увеличивают высоту груза, что явля
Описанные амортизаторы увеличивают высоту груза, что явля
зом величин.
Значительным преимуществом обладают воздушные самонапол- няющиеся амортизаторы, предложенные в 1947 г. И. А. Петровым и Р. П. Гриншпаном [13].
Предложение авторов сводится -к следующему:
— Между двумя жесткими платформами помещают несколько цилиндрических, бочкообразных или другой формы мешков.
— Одна платформа прочно прикрепляется к основанию десантируемого груза, а вторая удерживается под ней при помощи разъемного соединения.
Фиг. L1.46. Разновидности амортизаторов:
Л 2 — пенопласт; 3, 4 — пустые консервные банки; 5, 6 — сотовый амортизатор из гофрированной бумаги.
Фиг. 14.47. Ларашютиая система с грузам без амортиэаго- ра (а); парашютная система с сотовым амортизатором (б).
— При раскрывании куполов основной парашютной -системы разъемное соединение расстегивается, вторая (нижняя) платформа отделяется от верхней и под действием инерционных сил -и собственного веса растягивает мешки, которые при этом наполняются воздухом, засасываемым через клапаны.
— В момент приземления груза воздух в мешках сжимается, в результате чего на пути обжатия мешков создается определенная гае
сила торможения (Р = рРаУ Постоянное давление р внутри мешков обеспечивается естественной или конструктивной воздухопроницаемостью ткани мешков или системой клапанов, оттарированных на определенное давление.
Фиг 11.48. Саманаполняющийся воздушный амортизатор с балансирами.
Главным недостатком самонаполняющихся и других амортизаторов, имеющих большую высоту (для обеспечения заданной перегрузки торможения необходима определенная высота или путь торможения), является их свойство опрокидывать груз в момент приземления. Опрокидывающий момент создается главным образом при горизонтальном перемещении груза относительно грунта со скоростью ветра.
Устранить опрокидывание груза .можно: автоматическим разворачиванием груза продольный осью по ветру (имеется в виду, что длина груза значительно больще его ширины); применением теле-
скопически выдвигающихся в стороны балансиров из труб, или применением дополнительных платформ, раскрывающихся в воздухе и закрепляющихся при помощи рычагов (фиг. 11.48), предложенных Б. Джонсоном в декабре 1956 г. , т. е. через 9 лет после работ, проведенных в Советском Союзе И. А. Петровым и др.
Колесные самолетные шасси с гидравлической амортизацией могли бы найти применение в качестве амортизаторов для тяжелых грузов, десантируемых с парашютами, при условии автоматического разворачивания груза для приземления колесами в направлении ветра.
Реактивные тормозители
Основной частью реактивного тормозителя является двигатель, в котором происходит сгорание топлива и из сопла которого истекают продукты сгорания с большой скоростью. Струя истекающих газов создает реактивную силу, которая и используется в качестве силы торможения снижающегося на парашюте груза.
Примерная схема парашютной системы с реактивным тормози- челем показана на фиг. 11.49 [14]. Здесь в момент касания кон- тактором земли включается двигатель с тягой R > G. С этого момента на пути торможения /гТОрМ реактивная сила (тяга) R будет гасить скорость системы от РСн до V ~ 0. В дальнейшем скорость падения груза будет увеличиваться. Так, если двигатель прекратит свою работу до момента касания грузом земли, то скорость приземления будет несколько больше нуля.
Существенное отличие реактивного тормозителя от различных амортизаторов заключается в том, что груз можно тормозить на большом пути /гТорм, тогда как амортизаторы с большим путем торможения неприменимы, так как при этом грузы в момент приземления опрокидываются, в особенности при ветре. Возможность торможения на большом пути позволяет обеспечить малые перегрузки торможения, что практически почти исключено при использовании амортизаторов.
Рассмотрим зависимость пути торможения реактивным тормо- зителем от силы тяги R, скорости снижения Рсн, перегрузки торможения пу и др.
На пути торможения /гторм реактивный тормозитель поглощает всю энергию груза, спускающегося на парашюте.
т (у2 — у2')
RhTOW =L + GAT0PM.(И.9)
Здесь R— тяга двигателя (здесь и далее принята постоянной на всем пути торможения).
Из условий обеспечения заданной перегрузки торможения пу тяга двигателя не должна превышать nyG:
R < пр.
Тогда
m(v2 — V2)
nphTOpM^+ ^^торм-
Отсюда
m(V2H-V2)
торм2G(ny —1)’
или
V2 — у2
Аторм-vf<1L10) 2g (яу — 1)
Длина лота с контактором (см. фиг. 11.49) будет равна сумме пути торможения и пути свободного падения груза, на котором ско-
Фиг. 11.49. Схема парашютной системы с реактивным тормозителем.Фиг. 11.49. Схема парашютной системы с реактивным тормозителем.
Фиг. 11.49. Схема парашютной системы с реактивным тормозителем.
Фиг. 11.49. Схема парашютной системы с реактивным тормозителем.
V2 — V2*ПРV2 — V2*ПР2g2g
V2 — V2
*ПР
V2 — V2
*ПР
2g
2g
рость груза будет увеличиваться от V до Vnp. Путь свободного па
дения груза
(П.П)
а длина лота
L ^торм "
(11-12)
Изменение скорости системы за время торможения получим из известного дифференциального уравнения вертикального движения системы
Си
Откуда
(здесь сопротивление парашюта не учитывается). Интегрируя, получим
R_ G
При / = О скорость V = Усн, следовательно, ci=-VCH. Тогда
У =
(11.13)
Время торможения (время работы двигателя) / (Усн V)
(11-14)
Отсюда следует, что импульс силы двигателя должен быть равен
Rt-m(ym-VHGt.
(11.15)
Вес топлива (заряда) двигателя можно определить из отношения потребного импульса к удельной тяге топлива Рта
G =т Руд '
Из отношения потребного импульса к импульсу известного реактивного снаряда можно получить потребное количество снарядов, а следовательно, и их вес.
Пример. Вес груза 12 000 кг; допустимая скорость приземления Упр=3 м/сек-, crfr = 6 м2, допустимая перегрузка торможения гау = 5.
Определить тягу двигателя R, импульс Rt, путь торможения ^торм, длину лота L, вес заряда, вес двигателя, площадь купола парашюта Fn и вес парашюта, если ИСН = ЗО м/ced, а V = 0.
R = n G= 5 • 12 000 = 60 000 кГ.
t - '"(^к-Ю =30= 0 765 cgK
(R \9,81(5-1)
Rt — 60 000 . 0,765 = 45 871 кГ-сек.
Сорока = -" == 254,8 кг,
loO
где Руд = 180 кГ-сек/кг для трубчатых порохов.
Составим двигатель из штатных реактивных снарядов (фиг. 11.50) с Rtc = 1915 кГ-сек и весом каждого снаряда 55 кг.
Фиг. 11.50. Схема порохового реактивного двигатели.
/ — воспламенитель; 2 — пороховые шашки; 3 — диафрагма; 4 — электропроводка; 5 — сопло; 6 — упоры; 7 — корпус; 8 — крышка.
Тогда количество снарядов в блоке двигателя будет
Вес снарядов с блоком двигателя
55 • 24 = 1320 кг.
6.
или
7.
V2 — h — сн
V2
ЗО2
11,47 м,
= 11,47 м
= 0,46 м.
торм 2g (пу-
^торм
h —
-1) ~ 2
Усн + У
2
V2 у пр
• 9,81 (5— 1)
t = JL 0,765
2’
V23»
2g
2g2.9,81
Длина лота L или расстояние груза от земли в момент включения двигателя
Лт0Рм + h = 11,47 4- 0,46= 11,93 м.
_^~^Сп==^_0)8 = 45кг/лЛ
Гп 1616
при этом Ус„ = 30 м/сек, а -^-=0,02 (см. фиг. 11.34).
Gn = 0,02 . Gr = 0,02 - 12 QpO = 240 кг.
Вес подвески двигателя (длина подвески /=10 м по длине пламени двигателя)
G =. = 60 000 Л.4. У0’09 ' 101 = 86,4 = 90 кг,
подв Рл2500
где т— коэффициент запаса прочности;
фл — вес погонного метра ленты;
Рл — прочность ленты.
Вес системы
Ссист = <?г + Сдв + Gn + Сподв = 12 000 + 1320 + 240 + 90 = 13 650 кг.
Площадь купола парашюта
с 16Осист сГ t 16 • 13 6506о
г„ =£_ f = — 296
ссп0,8 - 3020,8
ипксн
Из приведенного приближенного расчета следует, что вес парашютно-реактивной тормозной системы составляет 1650 кг или 13,5% от веса груза.
Если не применять ни амортизаторы, ни реактивный тормози- тель, то вес парашютной системы резко увеличится и будет равен ~3000 кг, что составляет ~25% от веса груза.
В этом случае площадь
16 • 15 0000.8.3216 • 15 0000.8.32— = 33 325 м2. 0,8— = 33 325 м2. 0,8
16 • 15 000
0.8.32
16 • 15 000
0.8.32
— = 33 325 м2. 0,8
— = 33 325 м2. 0,8
Для сравнения сведем результаты вычислений в таблицу. Примем Gr = 12 000 кг, пу = 5.
Тип системы торможения
mJ сек
Упр м/сек
мг
°п кг
^торм кг
GCHCT Сг 100
GT %
Парашютная
Парашютная с амортиза-
3
3
33 325
3000
—
25
тором
Парашютная с реактив-
9,35
3
3013
840
360
10
ным тормозителем . . . .
12,5
3
1 692
600
615
10
То же
30,0
3
296
240
1410
13,5
Результаты ориентировочных расчетов показывают, что вес
парашютно-реактивной тормозной системы может лежать в пределах 10—13,5% от веса груза при реальной площади купола парашютной системы.
Следует указать на некоторые особенности, которые проявляются при использовании реактивных тормозителей и которые необходимо учитывать при проектировании парашютно-реактивной тормозной системы.
204
Тяга и время работы порохового реактивного тормозителя изменяются в зависимости от температуры пороха, поэтому для обеспечения расчетных тяги и времени торможения необходимо предусматривать обогрев или хорошую теплоизоляцию блока двигателя в полете или же применение лота, изменяющегося по длине в зависимости от температуры пороха к моменту включения двигателя. В противном случае, например, при высокой температуре, порох сгорит быстрее и приземление может происходить со скоростью выше допустимой. При переохлаждении двигателя порох будет догорать на земле, скорость приземления будет выше допустимой; кроме того, работающий на земле двигатель может подбросить и опрокинуть груз (Д > G).
Из условий обеспечения абсолютной безопасности обращения с двигателем (реактивным тормозителем) на земле, безопасности в полете (до момента сбрасывания груза с самолета), а также и после приземления груза, вся энергосистема должна быть полностью обесточена.
МНОГОКУПОЛЬНЫЕ ПАРАШЮТНЫЕ СИСТЕМЫ ДЛЯДЕСАНТИРОВАНИЯ ТЯЖЕЛЫХ ГРУЗОВ
Известно, что для обеспечения тяжелому грузу малой скорости приземления нужен купол парашюта площадью в несколько сотен, а в отдельных случаях и в несколько тысях квадратных метров. При изготовлении куполов такой большой площади возникают значительные технологические трудности, так как просвет между корпусом швейной машины, на крторой сшивают полотнища купола, и столом мал, и сквозь него невозможно продвигать при сшивке полотнища площадью 300—400 м2. Кроме того, купол большой площади имеет такой вес, что для перемещения его под сшивающей частью машины требуется усилие, превышающее мускульную силу человека. Далее, для крепления строп к куполу нужны большие монтажные площадки. Так, например, чтобы создать нормальные условия для крепления строп к куполу площадью 2000 м2, необходима площадка длиной около 80 м. Для внутрицеховой межоперационной транспортировки купола большой площади нужны подъемные сооружения и др.
Куполы большой площади вызывают затруднения и в эксплуатации.
Отмеченные выше трудности устраняются при применении многосекционного купола или многокупольной парашютной системы (МКС).
Многосекционные куполы
Такие куполы составляются из отдельных секций малой площади. Примером многосекционного купола может служить купол парашюта для гондолы стратостата СССР-1, составленный из семи кольцевых секций (фиг. 11.51) [1^].
С 1940 г. в Советском Союзе применяются секционные куполы | ПК-4-11 (фиг. 11.52) [16], составленные из четырех отдельных ку- | полов (секций) прямоугольной формы. По кромкам этих куполов |
Фиг 11.51. Семисекционный купол гондолы стратостата СССР-1.Фиг 11.51. Семисекционный купол гондолы стратостата СССР-1.
Фиг 11.51. Семисекционный купол гондолы стратостата СССР-1.
Фиг 11.51. Семисекционный купол гондолы стратостата СССР-1.
Фиг. 11.52. Четырехсекциомный купол ПК-4-11.Фиг. 11.52. Четырехсекциомный купол ПК-4-11.
Фиг. 11.52. Четырехсекциомный купол ПК-4-11.
Фиг. 11.52. Четырехсекциомный купол ПК-4-11.
закреплены петли, связывая кото- ] рые, можно составить один купол из л четырех, девяти, шестнадцати j и т. д. куполов. Между кромками 1 отдельных куполов образуются ще- 1 ли, через которые вытекает часть | воздуха, в результате чего удли- | няется процесс наполнения купола, ] уменьшаются нагрузки и улучшает-' j ся устойчивость системы при сниже- I НИИ. I
Кроме прямоугольных куполов 1 у нас применяются и круглые пяти- 1 секционные куполы, характерной л особенностью которых является 1 симметричное наполнение воздухом j с образованием своеобразного вход-
ного отверстия по нижней кромке в процессе наполнения. Эти куполы так же, как и прямоугольные, наполняются постепенно и обеспечивают устойчивое снижение системы.
206
В 1956 г. в Англии по сообщению журнала «Флайт» парашютная компания GQ разработала четырехсекционный купол (фиг. 11.53). Секции связаны между собой только у нижней кромки и в полюсной части купола, что создает в куполе четыре щели, обеспечивающие устойчивое снижение без раскачивания — недостатка, присущего многим типам круглых куполов.
Вполне возможно, что это конструктивное решение осуществляется компанией GQ на основании опыта СССР в этой области
Фиг. 11.53. Щелевой четырехсекционный купол.
(советские секционные куполы грузовых парашютов широко применялись во второй мировой войне 1941—1945 гг. и были известны всем странам, участвующим в этой войне).
Многосекционные куполы просты в изготовлении; в условиях войскового подразделения поврежденную секцию можно заменить запасной, не отправляя весь парашют на завод для ремонта. Но ввиду большого веса окончательный монтаж такого купола и его эксплуатация затруднительны.
Многокупольные парашютные системы (МКС)
Многокупольные системы комплектуются из отдельных куполов (от 2 до 20) обычно одинаковой площади. Стропы каждого отдельного купола соединяются с грузом соединительными звеньями.
Обычно все куполы МКС при снижении в воздухе располагаются примерно на одном уровне, несколько отклоняясь в стороны от вертикали (см. фиг. 11.1). Прообразом современной МКС можно считать обычный учебно-тренировочный парашют, когда раскрыты оба его купола — основной и запасной.
Широкое применение многокупольные системы нашли в 1941 — 1945 гг. в связи с десантированием различных по весу воинских грузов, когда из штатных куполов одного размера, комплектовались многокупольные системы.
Положительным обстоятельством является то, что повреждение (разрыв) одного или нескольких куполов в МКС не нарушает действия системы и сопровождается только иногда незначительным увеличением скорости приземления груза. При разрыве же купола однокупольной системы, особенно в полюсной части, скорость приземления резко увеличивается, что приводит к разрушению груза при приземлении. •
При разрыве одного или нескольких куполов МКС скорость приземления груза
V = Vnpl/
У п — т
где Уцр —скорость приземления при всех нормально выполненных куполах МКС;
п — число куполов в МКС;
т — число ненаполненных куполов.
Изменение числа 1/ —-— в зависимости от п и т показано У п — т
на фиг. 11.54.
Укладку куполов МКС можно производить на малой площадке, что выгодно отличает эту систему от однокупольной. МКС можно укладывать в отдельные блоки (камеры) малого веса, что значительно упрощает монтаж и размещение системы на грузе.
В некоторых случаях вес многокупольной системы может быть меньше веса однокупольной системы (ОКС). Обычно груз на МКС снижается устойчиво.
К недостаткам МКС нужно отнести неодновременное наполнение всех куполов системы , если в конструкции не предусмотрено приспособление, обеспечивающее одновременное наполнение. При неодновременном наполнении на купол, наполнившийся первым, приходится большая нагрузка, чем на остальные. Кроме того, куполы, наполнившиеся раньше других, несколько гасят скорость груза, в результате чего могут ухудшиться условия наполнения для последнего купола.
14 Н. А. Лобанов
209
Одним из надежно действующих приспособлений, обеспечивающих одновременное наполнение куполов, является зачековка 1 нижней кромки каждого купола до момента натяжения купола со стропами на всю длину и так называемый поддерживающий купол 2, удерживающий вершины куполов через разрывающиеся связи 3 (фиг. 11.55). По схеме фиг. 11.55 можно скомплектовать МКС с любым количеством куполов. Эта схема работает нормально, если отношение общего веса камеры 4, связей 3 и поддерживающего купола 2 к площади этого купола меньше отношения веса груза и основных парашютов к площади куполов основных парашютов.
При этом поддерживающий купол и камера будут отставать от куполов основной парашютной системы и тем самым способствовать их нормальному функционированию.
Определение аэродинамических нагрузокна отдельные куполы МКС и на всю систему
1-й случай. Одновременное наполнение всех куполов МКС. При этом максимальная нагрузка на всю систему
^п max^п maxС8С8• KVq + / nFnсппгn
^п max
^п max
С8
С8
у2
A
Здесь n — число куполов в системе;
Fa — площадь поверхности отдельного купола в м2; с^ — коэффициент сопротивления системы;
Ко — скорость системы в начале наполнения куполов в м/сек;
X — относительная плотность воздуха на высоте наполнения куполов;
К — коэффициент системы в сек2/м;
Кпр = Е12сист м»]сек^ Сп^П 4“ Cpf г
^сист — суммарный вес груза и парашютной системы в кг; crfГ—характеристика груза в м2;
^1= 1 при V„<120 м/сек.
- Нагрузка на один отдельный купол парашютной системы
Ri =Ri =^п maxП^п maxП
Ri =
Ri =
^п max
П
^п max
П
2-й случай. Неодновременное наполнение всех куполов МКС. 210
Сначала наполняется один купол. В этом случае нагрузка на
КК^о + К рП1/2^о + К рП1/2отдельный купол
К
К
^о + К рП1
/2
^о + К рП1
/2
V2
Ri=-^cniFni
Сначала наполняются два купола. В этом случае нагрузка на отдельный купол
о =^kc-F Kv" + V^ .
1§ п п* у 2
Сначала наполняются три на отдельный купол
у2
Ri = ^cn,Fni"
к
купола. В этом случае нагрузка
^о + / 3Fni
у2
-^+2^3^
При наполнении п куполов нагрузка на один купол
Ri =Ri =КУ2+/пКп,
Ri =
Ri =
У2
*np„,
К-^+^/ nFnt
Пример. С самолета десантируется груз весом 12 000 кг с парашютной системой весом 1200 кг. Площадь куполов парашютной системы, обеспечивающая заданную скорость приземления, пРп1 = 3200 м2. Скорость системы в момент начала наполнения куполов парашютной системы Ко = 100 м/сек. Высота раскрывания парашютной системы 600 л; А = 0,94362. Характеристика груза crfr = 6 м2; с/ =='0,8; К. = 0,01 сек2/м\ ц = 1.
Определить рациональное количество куполов МКС и нагрузку на отдельный купол и на всю систему мри наполнении куполов парашютной системы.
Решение. Рассмотрим два случая.
й случай. Все куполы МКС наполняются одновременно *. При этом нагрузка на отдельный купол МКС
Рп max
П
В этом случае рациональным количеством куполов (из условий обеспечения простоты изготовления и применения) можно считать 8—10 куполов при площади отдельного купола РП1 = 400—320 м2.
Максимальная нагрузка, действующая на всю систему при одновременном наполнении всех куполов МКС, по формуле (4.12) равна
D - ^Р ' Р ^ + /^
Ra max—7 СПИГП< ,
8
К ~^~ + 2ч /nFni
ИЛИ
R. -^ 0,8 ■ 3200 О.М-ЮОЧ-/^.
8V2
°-w+2'/ 3200
Но скорость приземления
у 2 __ 16 (G2 + Qn) (^ п + с+)у 2 __ 16 (G2 + Qn) (^ п + с+)16(12 000+ 1200 coo, , , —1'- = 82,31 (мсек\2.
у 2 __ 16 (G2 + Qn) (^ п + с+)
у 2 __ 16 (G2 + Qn) (^ п + с+)
0,8 • 3200+6
ТОГДа Ra тят — 36 161 кв.
Нагрузка на отдельный купол МКС равна:
при и = 8 Rx = 5®251 = 4520 кг,
при п = 10 Rx = -^1 = 3616 кг,
возможность применения МКС из трех куполов по 1070 м2 или из двух куполов по 1600 м2 каждый. В этом случае нагрузка на отдельный купол будет 50 000 или 45 000 кГ соответственно.
Приведенные примеры значительной разницы в нагрузках, действующих на отдельные куполы МКС, наглядно показывают необходимость отработки приспособлений, обеспечивающих одновременное наполнение всех куполов МКС.
Если нужно разработать новую конструкцию МКС, а не скомплектовать из имеющихся куполов, то можно рекомендовать следующий способ, устраняющий преждевременное наполнение отдельного купола.
МКС комплектуют из куполов, изготовленных из ткани с большой воздухопроницаемостью, с уплотнением в полюсной части
каждого купола [17]. При раскрывании парашютной системы сначала наполняется только уплотненная часть всех куполов, а затем, когда общее сопротивление выполненных уплотненных частей погасит скорость системы до КОк, куполы будут наполняться полностью. Для нашего примера при восьмикупольной системе (8 X 400 = 3200 м2^ с площадью одного купола 400 м2 необходимо, чтобы площадь уплотнения не превышала 10 м2. При этом нагрузка на выполненную часть не будет превышать 4522 кГ, а на всю систему ■— 36 164 кГ.
Однако необходимо особо отметить, что такая система применима для раскрывания только на определенных высотах, так как с увеличением высоты скорость КОк увеличивается и куполы смогут наполняться при большей скорости (см. гл. VIII).
Пример.ХХ^аъ купол площадью РП1 = 800 м2 обеспечивает надежный спуск груза весом 3000 кг при Ёо = 100 м]сек, CrJT1 = 1 м2.
Определить возможность компоновки МКС из куполов указанной площади для десантирования груза весом 12 000 кг, если вес одного купола 300 кг, с /Г2 = 6 м2, А = 0,94362, К = 0,01 сек^м, Гц ~ 0,8 м. *
Определяем 7?Птах при спуске груза весом 3000 кг (Ga = = 300 кг),
т/216(3000 4-300) QOQ1 2/ я
Ипр = —^— = 82,31 м2 сек2,
0,8-800 4- 1’*
82,31 п о0,01.1002 4-/866„
R» шах= —— 0,8 • 800’————= 14 704 кГ.
оо2,31,
°,014-2/800
0,9436
Определяем 7?Птах при спуске груза весом 12 000 кг на одновременно наполняющейся четырехкупольной парашютной системе (Gn = 1200 кг):
V2 16(12 000 4- 1200),
V"" ~" ®2’3'
R,■ 3200 Л^21±/З^=36 161 кГ.
о,82,31
Нагрузка на один купол равна
^ = 36 161 = 904Q 25 кГ-
4
Гак как 9040,25 кГ < 14 704 кГ, то МКС можно скомпоновать из куполов, предназначенных для спуска груза весом 3000 кг, но с обязательным обеспечением одновременного наполнения всех четы- рых куполов.
Определяем Rn, при наполнении толького одного из четырех куполов парашютной системы при спуске груза весом 12 000 кг:
v, _ 16(1=000+1200) „3%94м,1св#
0,8-800 4-6*
R» = “л« 0,8 ■ 800= 55 920 кГ.
U'W+!/"
Так как 55 920 kT>i14 704 кГ, то купол, предназначенный для спуска груза весом 3000 кг, нельзя применять в МКС, не имеющей приспособления, обеспечивающего одновременное’ наполнение всех куполов.
СПУСК ГРУЗОВ с БОЛЬШОЙ ВЫСОТЫ ПРИ помощиПОРОХОВОГО РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ (ПРД)
В связи с успешными запусками первых искусственных спутников Земли (в СССР в 1957 г.) возникла задача обеспечения надежного спуска спутника на Землю.
214
Первой и значительной трудностью при решении этой задачи является необходимость преодоления больших температур торможения, разрушающе действующих на спутник, когда он с огромной скоростью входит в плотные слои атмосферы. При этом известно, что температура торможения зависит рт скорости падающего тела, формы тела и плотности воздуха, расположенного на пути движения тела [18].
Второй, не менее значительной трудностью, является необходимость преодолеть перегрузки торможения, отрицательно действующие на живые организмы, которые могут находиться в спутнике.
Фиг. 11.57. Изменение пе-Фиг. 11.58. Измнение ско-регрузки торможения, дей-рости падения шариков поствующей на стальные ша-высоте,рики.Фиг. 11.57. Изменение пе-Фиг. 11.58. Измнение ско-регрузки торможения, дей-рости падения шариков поствующей на стальные ша-высоте,рики.
Фиг. 11.57. Изменение пе-Фиг. 11.58. Измнение ско-
регрузки торможения, дей-рости падения шариков по
ствующей на стальные ша-высоте,
рики.
Фиг. 11.57. Изменение пе-Фиг. 11.58. Измнение ско-
регрузки торможения, дей-рости падения шариков по
ствующей на стальные ша-высоте,
рики.
В различных, работах, посвященных исследованию падения тел на Землю с большой высоты [12], приведены величины возможных перегрузок аэродинамического торможения, которые явно недопустимы для живых организмов [20]. На фиг. 11.57 и 11.58, заимствованных из работы [19], показано изменение скоростей и перегрузок торможения (ny = — /g) свободно падающих в воздухе стальных dt
шариков диаметром 0,305 м, вертикально входящих в атмосферу Земли со скоростями 3,05 (кривая Л), 6,1 (кривая В) и 9,15 км]сек (кривая С).
Таким образом, для обеспечения надежного спуска на Землю грузов, падающих с большой высоты и с большой скоростью, необходимо погасить скорость груза еще до достижения им плотных слоев атмосферы. Но при этом необходимо помнить, что эффективность торможения груза не должна вызывать перегрузок торможения, величина которых может быть опасной для живого организма.
Авторы ряда статей, посвященных этой проблеме, высказывают утверждение о возможности спуска космических кораблей на Землю при помощи реактивного двигателя, гасящего скорость груза при приближении к плотным слоям атмосферы, а также парашюта с последующим приземлением груза с малой скоростью.
Можно ли затормозить груз на большой высотепри помощи реактивного двигателя?
Вопрос этот ставится потому, что для работы реактивного двигателя любого типа необходимо горючее, вес которого вместе с весом двигателя может настолько увеличить общий вес груза, что осуществить запуск будет невозможно. Рассмотрим конкретный пример. Исходя из имеющихся реальных возможностей запуска, примем общий вес кабины, оборудования, человека, топлива и двигателя, а также парашюта, равным 2 т.
Допустим, что из общего веса всей системы на долю топлива ПРД приходится 1 т. Тогда при расчете начальными условиями будут:
V1—скорость системы в момент включения двигателя;
Gi = 2000 кг — вес системы в момент включения двигателя;
G2 = 1000 кг — вес системы в конце сгорания топлива;
V2 —скорость системы в конце сгорания топлива.
Обычно скорость V2 известна. Величина этой скорости определяется из условий обеспечения допустимых перегрузок аэродинамического торможения, действующих в системе при ее свободном падении в плотных слоях воздуха, или из условий, допускающих раскрывание парашюта.
Так, например, при опытах, проведенных в СССР в 1951— 1957 гг. по спуску на Землю собак в кабине, свободно падающей с высоты 100, 210 и 472 км, животные остались живы, при этом скорость падения кабины не превышала Р2^2800 м/сек. В этом случае необходимо было затормозить скорость кабины от Vi до V2 2800 м/сек.
Примем, что величина допустимой перегрузки торможения не должна быть больше 20g и попытаемся определить начальную скорость системы Vi, которую надлежит затормозить до V2.
Допустим, что к моменту включения ПРД его продольная ось совпадает с касательной к траектории падающей системы, а реактивная сила торможения направлена в сторону, противоположную движению системы. Здесь имеется в виду, что необходимая ориентация системы в пространстве обеспечивается известными способами.
Для упрощения расчета примем, что реактивная сила ПРД есть величина постоянная и из условий обеспечения заданной перегрузки торможения равна
R=G, (яу + 1),
или, для нашего случая (G2 = 1000 кг, /гу = 20),
R = 1000(20 + 1) = 21 000 кГ.
Примем в качестве топлива порох, а его удельную тягу равной 250 -кГ • сек]кг. Тогда для обеспечения тяги R = 21 000 кГ необходимо в одну секунду сжигать 84 кг пороха (21000 : 250 = = 84 кг/сек).
Зная общий вес пороха (1000 кг) и его расход в секунду, определим время работы ПРД:
110001 1 п
t == 11сек.
84
Теперь, пользуясь уравнением изменения количества движения системы, определим начальную скорость системы Рь За время работы ПРД изменение количества движения системы равно
(R-G=p)t = mcp(V1-V2).
Так как тСр = Gc^!g, получим
^ = —gt + Р2.
О ср
Для нашего примера средний вес
G р = А±2з. = 2000 + 1000 = 1500кг- ср 22
Т огда
„(21 000— 1500). 9,628- 11,9 ..
у, = 1- + 2800 = 4289 м сек.
11500
Здесь g = 9,628 м/сек2 — среднее значение на высоте от 80 до 40 км.
Путь падения системы за время торможения скорости от 4289 до 2800 м/сек равен:
h = VCJ = 4289 + 2800 j j g = 3g ?g2
а высота включения двигателя
H = 40 000 + 38 782 = 78 782 м.
Из приведенных данных следует, что при использовании ПРД можно в принципе осуществить торможение системы, падающей с большой высоты, если скорость системы в момент включения ПРД будет не выше Vy ^ 4300 м/сек, а живые организмы (пассажиры) смогут без ущерба для здоровья переносить 20-кратную перегрузку торможения в течение ~ 12 сек.
Учитывая, что человек без особого вреда может выдерживать только 10-кратные продолжительно действующие перегрузки торможения, очевидно, что скорость системы, допустимая для начала работы ПРД, и тяга двигателя должны быть меньше приведенных выше.
В самом деле, если например, перегрузка иу = 10, то реактивная сила двигателя будет Д = 1000(10 + 1) = П 000 кГ.
Секундный расход пороха равен
Время работы двигателя I 1000Лt == 22,9 сек.44Время работы двигателя I 1000Лt == 22,9 сек.4411 0 00 : 250 = 44 кг/сек.
Время работы двигателя I 1000Л
t == 22,9 сек.
44
Время работы двигателя I 1000Л
t == 22,9 сек.
44
Скорость
(11 000— 1500)9,6-22,9 .,
И, = —— -4- 2800 ^ 4192 м сек.
11500т
Путь падения системы за время торможения
,и /4192 —|— 2800 па л on ллл
а = Усрт =^22,9 ^ 80 000 м.
Высота включения двигателя
Н = 40 000 + 80 000 = 120 000 м.
Из этого примера следует, что при малых перегрузках торможения время торможения велико, а следовательно, система будет длительное время падать с большой скоростью и подвергаться нежелательному воздействию больших температур торможения.
Чтобы показать графическую зависимость изменения скорости (Vi — Уг) и времени торможения t от перегрузок торможения и веса системы, введем безразмерную величину
а = GjG^.
Тогда уравнения для
^Срможно представить в ином виде. Так какД= G2(ny + 1),до — — J^bl+IL(Осо
SAG = Gt—G2 = G2 (а — 1),n Gi + G2 ^(a-pl)cp ~2“2*
, SAG (a—1) t = — —— <0,
AG (ny + 1)
о (а—1)2 СОР(^ + 1)о (а—1)2 СОР(^ + 1)то можно записать, что
о (а—1)
2 СОР
(^ + 1)
о (а—1)
2 СОР
(^ + 1)
Г02 (иу + 1) — О2
а(а+ Dа(а+ Dи или, сокращая G^, получим
а(а+ D
а(а+ D
(а + 1) («у + 1)
Здесь пу — перегрузка торможения;
со — удельная тяга пороха в кГ • сек/кг-,
а = Gx/Gr,
Gi — вес системы в момент включения двигателя или стартовый вес системы;
Ga— вес системы в конце работы двигателя.
Время торможения
/ =/ =(а — 1)
/ =
/ =
— со.
(«у+П
Примем со = 250 кГ • сек/кг, gcp = 9,6 м/сек2 на высоте более 40 км. Тогда, задаваясь различными значениями а и пу, получим искомую зависимость (Vi — Рг) и t от а и пу.
Фиг. 11.59. Зависимость Ух— V2 от перегрузки торможения.Фиг. 11.59. Зависимость Ух— V2 от перегрузки торможения.Фиг. 11.60. Зависимость времени торможения от перегрузки.Фиг. 11.60. Зависимость времени торможения от перегрузки.
Фиг. 11.59. Зависимость Ух— V2 от перегрузки торможения.
Фиг. 11.59. Зависимость Ух— V2 от перегрузки торможения.
Фиг. 11.60. Зависимость времени торможения от перегрузки.
Фиг. 11.60. Зависимость времени торможения от перегрузки.
Если считать, что Gx = 2000 кг, а Сгтш ^ 400 кг, то а^ 5. Поэтому для а примем значения 2, 3, 4 и 5, а пу примем в пределах 5—50.
Результаты вычислений приведены на фиг. 11.59 и 11.60, из которых следует, что:
большие разности скоростей (Vi — V2) при малом времени торможения можно получить при высоких перегрузках торможения Пу, а следовательно, при.большой тяге ПРД R = Garriy + 1);
219
изменение скорости падающей системы (кабины), например, от Vi = 5,8 км!сек до V2 = 2,8 км] сек можно обеспечить при помощи ПРД, но вес системы Gi в момент включения двигателя будет при этом выше веса приземляющейся системы G2 более чем в 6 раз при пу = 25 и в 5 раз при Пу = 50. Время торможения в этом случае будет соответственно ~50 и 40 сек.
ЛИТЕРАТУРА
Газета «Советская авиация», № 261 (3431) за 5.XI—1959 г.
Журнал Millitary Review, December. 1954.
Авторское свидетельство № 7922.
Техническое описание парашюта ПГ-125-47.
Авторское свидетельство № 10533,
Авторское свидетельство № 4107.
Глушков И. Л. Спортивный парашют, журнал «Крылья Родины», 1956, №8.
Л и с о в И. И. и др., Воздушно-десантная подготовка, Воениздат, 1960.
Лобанов Н. А., К вопросу определения примерных параметров частично наполненного рифленого купола, Бюллетень № 4/133, 1963, инв. № 5747.
Заявка № 3968 от 22.8.1946 г.
Оберт Г., Пути осуществления космических полетов, Оборонгиз, 1948.
Авторское свидетельство № 6144.
Авторское свидетельство № 8979.
Техинформация БНТИ МАП СССР, № 1, 1947.
Лобанов Н. А., Парашюты, изд. ВВИА им. проф. Н. Е. Жуковского, 1953 г.
Авторское свидетельство № 5522.
Авторское свидетельство № 7029.
Статья Р. Мейеротта (перевод с английского), журнал «Вопросы ракетной техники», 1959, № 11.
Статья Проварта (перевод с английского), журнал «Вопросы ракетной техники», 1957, № 6/42.
Статья Аллена и Эггерса (перевод с английского), журнал «Вопросы ракетной техники», 1959, № 12.
Глава XII
СПАСАТЕЛЬНЫЕ ПАРАШЮТЫ
Летному составу различных летательных аппаратов при ава- риййом спасении приходится преодолевать ряд трудностей, возникающих большей частью из-за того, что способности человека противостоять воздействию внешней среды очень ограничены. Следует подчеркнуть, что при увеличении скорости и высоты полета эти трудности представляют собой уже серьезную проблему.
В настоящее время представляется возможным разделить условия и проблемы аварийного спасения на два больших раздела:
обеспечение аварийного покидания летательного аппарата и
обеспечение надежного спасения после того, как человек покинет летательный' аппарат.
На первый взгляд может возникнуть соображение, что раздел об обеспечении аварийного покидания относится целиком к компетенции конструкторов летательных аппаратов и не имеет прямого отношения как к спасательным парашютам, так и к вопросам обеспечения надежного спасения человека. В действительности же оба эти раздела взаимно связаны, и особенно в настоящее время, когда спасательный парашют в некоторых конструкциях органически связан с катапультным креслом летчика и является неотъемлемой частью кресла. Парашют способствует преодолению трудностей, возникающих в процессе покидания самолета и при падении человека с большой высоты.
Конструкция спасательного парашюта и его компоновка на человеке или на катапультном кресле должны быть столь совершенными, чтобы они ни в коей мере не усложняли для экипажа условия полета. В то же время они должны обеспечивать надежное покидание и спасение человека при аварии летательного аппарата, а при полетах в ракете — надежный спуск на Землю.
СПАСАТЕЛЬНЫЕ ПАРАШЮТЫ НА ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТАХБЕЗ КАТАПУЛЬТНЫХ КРЕСЕЛ
Основной тип спасательного парашюта, принятый на снабжение ВВС во многих странах мира, помещается в чашке сиденья (фиг. 12.1). Такое размещение парашюта имеет ряд преимуществ 221
перед нагрудными и наспинными парашютами. Так, например, парашют-сиденье не обременяет летчика весом и не мешает управлению самолетом. На летчика в полете действует только часть веса
Фиг. 12.1. Схема катапультного кресла со шторкой. Парашют помещен в чашке сиденья.Фиг. 12.1. Схема катапультного кресла со шторкой. Парашют помещен в чашке сиденья.подвесной системы, обычно не превышающего 3 кг. На верхней чаФги ранца парашюта компактно размещен индивидуальный кислородный прибор (фиг. 12.2), которым летчик пользуется после аварийного покидания самолета на высоте более 3—4 км.
Фиг. 12.1. Схема катапультного кресла со шторкой. Парашют помещен в чашке сиденья.
Фиг. 12.1. Схема катапультного кресла со шторкой. Парашют помещен в чашке сиденья.
Ранец с упакованным в него куполом парашюта со стропами не выступает за габариты летчика и поэтому не препятствует покиданию самолета при аварии.
Внутри ранца между его днищем и сложенным куполом парашюта помещена спасательная лодка, крайне необходимая при снижении летчика на парашюте на
водное пространство. В левой стороне ранца парашюта помещен полуавтоматический прибор, обеспечивающий введение парашюта в действие (раскрыва
ние клапанов ранца парашюта) при доние клапанов ранца парашюта) при достижении летчиком заданной высоты или спустя определенное
ние клапанов ранца парашюта) при до
ние клапанов ранца парашюта) при до
время после отделения летчика от летательного аппарата.
До 1945 г., когда только отдельные поршневые самолеты летали со скоростью 600— 700 км/час, а в основном скорость самолетов не превышала 500 км/час, летчик при аварии покидал самолет через верхний борт кабины или через люки, предусмотренные для этой цели в фюзеляже самолета.
Однако при эвакуации С само- Фиг- 12.2. Кислородный прибор летчика лета через верхний борт каби- Помещен на ранце парашюта, ны летчика возникали следующие затруднения: с одной стороны, скоростной напор воздуха порядка 1250—1750 кГ/м2 мешал летчику быстро выйти из самолета, с другой — инерционные или центробежные силы прижимали его к сиденью, и таким образом процесс эвакуации с самолета удлинялся. В результате самолет настолько за это время терял высоту, что при покидании самолета летчику уже не хватало высоты для безопасного спуска на парашюте. При аварии на малой высоте зафиксированы случаи, когда летчик вводил в действие парашют, находясь в самолете, парашют нормально раскрывался
и вытаскивал летчика из самолета, но при этом летчик получал увечья и в отдельных случаях со смертельным исходом от ударов о выступающие части самолета.
Таким образом, надежность спасения летчика очень часто зависела от его уменья покинуть самолет. С другой стороны, это определялось запасом высоты, надежностью действия парашюта, которая в свою очередь зависела от его конструкции и от истинной скорости летчика относительно воздуха в момент введения парашюта в действие.
СХЕМА ДЕЙСТВИЯ СПАСАТЕЛЬНОГО ПАРАШЮТА
В момент отделения от самолета принудительно включается полуавтоматический прибор, и летчик, если он не занимается парашютным спортом, обычно беспорядочно падает в воздухе и к моменту введения парашюта в действие может занимать произволь
ное положение относи
Фиг. 12.3. Свободное падение летчика.Фиг. 12.3. Свободное падение летчика.тельно земли (фиг. 12.3).
Фиг. 12.3. Свободное падение летчика.
Фиг. 12.3. Свободное падение летчика.
В зависимости от запаса высоты, от установки полуавтоматического прибора на срабатывание и от воли летчика время свободного падения летчика колеблется в больших пределах — от 1—3 до 100 сек и более.
Спасательный парашют вводится в действие
самим летчиком или полуавтоматическим прибором независимо. В момент введения парашюта в действие выдергивается трос со
Фиг. 12.4. Момент введения парашюта в действие.Фиг. 12.4. Момент введения парашюта в действие.шпильками, запирающими клапаны ранца парашюта (фиг. 12.4). Кольцо вытяжного троса находится на подвесной системе парашюта с левой стороны на уровне груди (фиг. 12.5), что позволяет летчику вводить парашют в действие как правой, так и левой рукой. Это очень важно при ранении одной из РУК.
Фиг. 12.4. Момент введения парашюта в действие.
Фиг. 12.4. Момент введения парашюта в действие.
Для большей надежности раскрывания парашюта при аварийном покидании самолета на малой
высоте или в случае длительного падения летчика с большой высоты с задержкой раскрывания парашюта парашют вводится в действие полуавтоматическим прибором, например, типа КАП-3. •
Прибор КАП-3 комбинированного действия (конструкции бр. Дорониных и Л. Саввичева), имеет два дистанционных механизма — часовой и анероидный. Часовой механизм устанавливается
Фиг. 12.5. Кольцо вытяжного троса находится с левойФиг. 12.5. Кольцо вытяжного троса находится с левойстороны на уровне груди.стороны на уровне груди.на срабатывание через 2—5 сек, а анероидный — на определенную высоту от 500 до 4000 м. Если аварийная эвакуация с самолета произошла на высоте, меньшей установленной на приборе, то прибор срабатывает спустя установленное время. Если же спасательный прыжок произведен на высоте, большей установленной на приборе, то прибор сработает в момент достижения летчиком заданной высоты и таким образом парашют будет введен в действие.
Фиг. 12.5. Кольцо вытяжного троса находится с левой
Фиг. 12.5. Кольцо вытяжного троса находится с левой
стороны на уровне груди.
стороны на уровне груди.
При выдергивании троса со шпильками из запирающего устройства ранцевые резинки или стальные пружины отбрасывают клапаны ранца в стороны и вытяжной парашют вводится в действие.
Вытяжной парашют отбрасывается от ранца пращей (фиг. 12.6) или пружинным механизмом, помещающимся в полюсной части купола вытяжного парашюта, или иным путем, и налол-
няется воздухом.
Время раскрывания вытяжного парашюта зависит от его конструкции, веса и площади, от
Фиг. 12.6. Наполнение купола вытяжного парашюта.Фиг. 12.6. Наполнение купола вытяжного парашюта.скорости.скорости.скорости падения летчика, высоты, на которой раскрывается парашют и др. На фиг. 12.7 показано изменение времени раскрыва-
Фиг. 12.6. Наполнение купола вытяжного парашюта.
Фиг. 12.6. Наполнение купола вытяжного парашюта.
скорости.
скорости.
ния (выброс из ранца и наполнение) вытяжного парашюта на высоте 300 м в зависимости от скорости (вытяжной парашют без пружинного механизма).
С увеличением скорости падения время раскрывания вытяжного парашюта уменьшается и для рассматриваемой конструкции при введении в действие спасательного парашюта на скорости 500 км/час равно 0,07 сек, а на скорости 100 км/час — 0,2 сек.
Наполненный воздухом вытяжной парашют, быстро теряя скорость, отстает от летчика и, будучи связан с вершиной купола спасательного парашюта или с вершиной чехла купола (если применяется), вытягивает купол со стропами на всю длину. Продолжительность вытягивания купола и строп и стягивания чехла с купола основного парашюта зависит от площади вытяжного парашюта, веса и длины купола и строп основного парашюта, скорости падения летчика в момент вытягивания, высоты и др.
Время с момента введения спасательного парашюта в действие (выдергивания троса со шпильками) и до вытягивания купола и строп на всю длину называется временем вытягивания tB.
Фиг. 12.8. Зависимость времени вытягивания спасательного парашюта от скоростного напора.
Опытные данные по изменению времени вытягивания спаса- тельного парашюта в зависимости от скоростного напора q = приведены на фиг. 12.8.
После вытягивания купола и строп на всю длину, начинается наполнение купола спасательного парашюта воздухом (фиг. 12.9). Купол и стропы вытянуты и расположены в направлении движения летчика, при этом купол имеет вид рукава с большим чис' лом продольных складок. В этот момент купол парашюта почти мгновенно приобретает скорость, равную скорости падения летчика Уо. Вследствие этого на куполе возникает кратковременная нагрузка, величина которой зависит от разности скоростей массы летчика и купола, а также упругих свойств системы. Эта нагрузка соизмерима с нагрузкой, действующей на купол парашюта при наполнении.
По мере движения в полюсной части купола накапливается все больше и больше воздуха (хотя часть воздуха и просачивается через поры ткани), площадь сопротивления увеличивается и аэродинамическое сопротивление купола парашюта интенсивно возрастает.
В период наполнения купола сопротивление воздуха возникает не только от мощной области,завихрения позади купола и трения 15 Н, А. Лобанов225
купола о воздух, но и вследствие того, что купол, наполняясь, захватывает и увлекает все увеличивающуюся массу воздуха.
Чаще всего скорость падения летчика в процессе наполнения купола за короткий промежуток времени сильно уменьшается, достигая к концу наполнения значения Ун—скорости к моменту полного наполнения купола.
В отдельных случаях, когда сила сопротивления наполняющегося купола меньше веса падающей системы, скорость падения сис-
Фиг. 12,9. Вытягивание купола и строп парашюта и начало наполнения купола.Фиг. 12,9. Вытягивание купола и строп парашюта и начало наполнения купола.Фиг. 12.10. Наполнение купола парашюта воздухом.Фиг. 12.10. Наполнение купола парашюта воздухом.
Фиг. 12,9. Вытягивание купола и строп парашюта и начало наполнения купола.
Фиг. 12,9. Вытягивание купола и строп парашюта и начало наполнения купола.
Фиг. 12.10. Наполнение купола парашюта воздухом.
Фиг. 12.10. Наполнение купола парашюта воздухом.
темы в процессе наполнения будет увеличиваться. Это может иметь место, когда купол наполняется на очень большой высоте или когда прыжок совершается из привязного аэростата.
Таким образом, только в процессе наполнения купола (фиг. 12.10) парашют оказывает тормозящее действие; при этом на купол парашюта действует максимальная нагрузка, величина которой может быть в несколько, а иногда и в десятки и тысячи раз больше веса системы (летчик—парашют, осветительный снаряд- парашют) .
226
Время наполнения купола парашюта воздухом /н зависит от скорости Vo падения системы к моменту начала наполнения, конструкции купола и его площади, природы и воздухопроницаемости ткани и др. Время наполнения купола при увеличении скорости Vo может увеличиваться при большой воздухопроницаемости ткани купола и, наоборот, уменьшаться при малой воздухопроницае
мости.
Изменение времени наполнения купола парашюта ПЛ-3 и ленточного купола в зависимости от скорости на высоте 300 м показано на фиг. 12.11.
В момент полного наполнения купола воздухом скорость системы VH может значительно отличаться от установившейся скоро
Фиг, 12.11. Зависимость времени наполнения ленточного купола и купола парашюта ПЛ-3 от скорости.Фиг, 12.11. Зависимость времени наполнения ленточного купола и купола парашюта ПЛ-3 от скорости.сти снижения летчика с наполненным куполом парашюта. Поэтому, если купол парашюта выполнился полностью в непосредственной близости от земли, благополучное приземление нельзя гарантировать, так как скорость Vn может в несколько раз превосходить установившуюся скорость вертикального снижения VCH- Необходимо, чтобы снижение на наполненном куполе продолжалось некоторое время, за которое скорость системы по- гасится до VCH-
Фиг, 12.11. Зависимость времени наполнения ленточного купола и купола парашюта ПЛ-3 от скорости.
Фиг, 12.11. Зависимость времени наполнения ленточного купола и купола парашюта ПЛ-3 от скорости.
Установившаяся скорость вертикального снижения постепенно уменьшается из-за увеличения плотности воздуха и перед приземлением достигает такой величины, которую обычно называют скоростью приземления. В реальных условиях в момент приземления скорость снижающейся системы относительно земли имеет, кроме вертикальной составляющей скорости Vnp, также и горизонтальную составляющую, равную примерно скорости ветра. Таким образом, скорость падения летчика относительно земли равна
V = V Vnp + Vветра
и ТОЛЬКО при штиле, когда VBeTpa = 0, скорость V = Vnp.
НЕДОСТАТКИ СПАСАТЕЛЬНОГО ПАРАШЮТА
Выше были описаны некоторые затруднения при аварийном покидании летательных аппаратов, снижающие возможность благополучного спасения при полетах на летательных аппаратах без катапультных кресел. Следует заметить, что иногда возможность надежного приземления уменьшается также из-за ненормальной 15е 227
работы спасательных парашютов и ограничений, свойственных многим конструкциям спасательных парашютов.
Рассмотрим типичные недостатки современных спасательных парашютов и некоторые конструктивные решения, направленные на их устранение.
Кроме целого ряда конструктивных недостатков спасательного парашюта, о которых будет сказано ниже, следует указать также на редко встречающиеся аварийные случаи выпадения летчика из подвесной системы с нагрудным замком . Основной причиной та-
Фиг. 12.12. Расположение крестовины спинки. Слева — правильное, справа — неправильное.Фиг. 12.12. Расположение крестовины спинки. Слева — правильное, справа — неправильное.
Фиг. 12.12. Расположение крестовины спинки. Слева — правильное, справа — неправильное.
Фиг. 12.12. Расположение крестовины спинки. Слева — правильное, справа — неправильное.
ких случаев, которые возможны при самых различных конструкциях подвесных систем, следует считать нарушение летчиками инструкции по подгонке по росту подвесной системы, а именно:
слабина наспинно-плечевых обхватов не устранена;
крестовина спинки не доведена до крайнего верхнего положения и не скреплена прочно с плечевыми обхватами подвесной системы;
подвесная система подогнана в стоячем положении, а не в сидячем.
На фиг. 12.15 приведены примеры правильного (слева) и неправильного (справа) расположения крестовины спинки [1], [2].
Вытяжной парашют цепляется за конечностиили снаряжение летчика. Как устранить этот недостаток
из ранца и при достаточнойиз ранца и при достаточнойФиг. 12.13. Пример несрабатывания основного парашюта при зацеплении вытяжного парашюта.Фиг. 12.13. Пример несрабатывания основного парашюта при зацеплении вытяжного парашюта.В связи с беспорядочным падением летчика после отделения от самолета возможны случаи, когда вытяжной парашют попадает под руку летчика или цепляется за его обувь, углы ранца и др. Это в зависимости от конструкции спасательного парашюта, запаса высоты и сообразительности летчика может привести к различным последствиям.
из ранца и при достаточной
из ранца и при достаточной
Фиг. 12.13. Пример несрабатывания основного парашюта при зацеплении вытяжного парашюта.
Фиг. 12.13. Пример несрабатывания основного парашюта при зацеплении вытяжного парашюта.
При зацеплении вытяжного парашюта купол основного парашюта выдувается потоком воздуха прочности шнура, соединяющего вытяжной парашют с куполом основного, располагается нижней кромкой по потоку, что делает невозможным наполнение его воздухом (фиг. 12.13).
Для устранения таких случаев вытяжной парашют присоединяют к полюсной части купола основного парашюта шнуром, прочностью не выше 100 кГ. При зацеплении вытяжного парашюта соединительный шнур из-за аэродинамического сопротивления беспорядочно выдуваемого из ранца купола основного парашюта обрывается и освобождает купол. Но когда спасательный парашют вводится в действие на скорости 90 м]сек и более, соединительный шнур часто обрывается еще до
вытягивания купола основного парашюта из ранца коробчатой формы . Это приводит к беспорядочному выдуванию купола основного парашюта из ранца, а в отдельных случаях — к неправильному раскрыванию спасательного парашюта. Таким образом попытка устранить один недостаток породила другой.
Задачу повышения надежности действия спасательного йара- шюта разрешают по-разному, в частности, применяя два последовательно вступающих в действие вытяжных парашюта или применяя чехол купола основного парашюта с длинным шнуром, соединяющим вытяжной парашют с вершиной чехла и др.
Схема двух последовательно вступающих в действие вытяжных парашютов сводится к следующему.
Фиг. 12.15. Аэродинамическое сопротивление купола основного парашюта 1Фиг. 12.15. Аэродинамическое сопротивление купола основного парашюта 1Фиг. 12.14. Схема укладки двух вытяжных парашютов:1 — полюсная часть основного парашюта; 2 — чехол; 3 — второй вытяжной парашют; 4 — первый вытяжной парашют.Фиг. 12.14. Схема укладки двух вытяжных парашютов:1 — полюсная часть основного парашюта; 2 — чехол; 3 — второй вытяжной парашют; 4 — первый вытяжной парашют.
Фиг. 12.15. Аэродинамическое сопротивление купола основного парашюта 1
Фиг. 12.15. Аэродинамическое сопротивление купола основного парашюта 1
Фиг. 12.14. Схема укладки двух вытяжных парашютов:
1 — полюсная часть основного парашюта; 2 — чехол; 3 — второй вытяжной парашют; 4 — первый вытяжной парашют.
Фиг. 12.14. Схема укладки двух вытяжных парашютов:
1 — полюсная часть основного парашюта; 2 — чехол; 3 — второй вытяжной парашют; 4 — первый вытяжной парашют.
Второй вытяжной парашют коушем строп прочно соединен с полюсной частью купола основного парашюта или с вершиной чехла. Перед укладкой в ранец на второй вытяжной парашют и на по-
чехол, кчехол, клюсную часть купола основного парашюта или на вершину чехла (если применяется) плотно натягивается рукавообразный
чехол, к
чехол, к
вершине которого присоединен первый вытяжной парашют (фиг. 12.14). В случае зацепления первого вытяжного парашюта летчик не успевает заметить, как под действием аэродинамического сопротивления купола основного парашюта вытягивается из рукавообразного чехла второй вытяжной парашют, что и обеспечивает нормальное раскрывание спасательного парашюта (фиг. 12.15). При обычном раскрывании спасательного парашюта, снабженного двумя вытяжными парашютами, первый вытяжной сдергивает рукавообразный чехол со второго вытяжного и спускается на землю. Второй вытяжной наполняется, отстает от летчика и обеспечивает нормальное раскрывание купола основного парашюта.
вытягивает второй вытяжной парашют 3 из чехла 2.
Схема чехла купола с длинным шнуром, соединяющим вытяжной парашют с вершиной чехла, сводится к следующему.
Купол основного парашюта помещен внутри чехла, в нижней части которого имеется клапан и два ряда ячеек сотов. В соты укладываются стропы, а клапан удерживает купол в чехле до полного вытягивания строп из сотов при раскрывании парашюта.
Вытяжной парашют 5 соединен с вершиной чехла 2 длинным шнуром 4 (фиг. 12.16), который помещен в отсеках 3 вершины чех- 230
ла. При таком размещении шнур не зацепляется при раскрывании парашюта. В случае зацепления вытяжного парашюта чехол с имеющимся в нем куполом основного парашюта / принимает сед
ловидную форму (фиг. 12.17), аэродинамическое сопротивление которой достаточно для вытягивания строп из сотов чехла, а самого
купола из чехла. При обычном раскрывании спасательного парашюта вытяжной парашют отстает от вершины чехла на длину соединительного шнура и, попав в чистый поток, обеспечивает надежное вытягивание, а следовательно, и раскрывание спасательного парашюта.
Свободные концы подвесной системы, которые идут к стропам купола основного парашюта, закреплены вдоль спинки подвес-
Фиг. 12.17. Аэродинамическое сопротивление чехлаФиг. 12.17. Аэродинамическое сопротивление чехлаФиг. 12.16. Схема монтажа вытяжного парашюта:/ — купол основного парашюта: 2 — чехол; 3 — отсек; 4 — шнур; 5 — вытяжной парашют.Фиг. 12.16. Схема монтажа вытяжного парашюта:/ — купол основного парашюта: 2 — чехол; 3 — отсек; 4 — шнур; 5 — вытяжной парашют.достаточно длявытягиваниястроп из сотови купола из че-хла.
Фиг. 12.17. Аэродинамическое сопротивление чехла
Фиг. 12.17. Аэродинамическое сопротивление чехла
Фиг. 12.16. Схема монтажа вытяжного парашюта:
/ — купол основного парашюта: 2 — чехол; 3 — отсек; 4 — шнур; 5 — вытяжной парашют.
Фиг. 12.16. Схема монтажа вытяжного парашюта:
/ — купол основного парашюта: 2 — чехол; 3 — отсек; 4 — шнур; 5 — вытяжной парашют.
ной системы, что устраняет зацепление свободных концов за самолет при прыжке летчика, а также случаи попадания в них вытяжного парашюта при раскрывании.
Купол спасательного парашютаперехлестывается стропами
В процессе раскрывания парашютов самых различных конструкций наблюдаются случаи, когда за время вытягивания всей системы и наполнения купола парашюта воздухом стропы перехлестывают поверхность наполняющегося купола или захлестывают чехол с находящимся в нем куполом.
Типичными примерами перехлестывания купола парашюта одной или несколькими стропами являются:
Перехлестывание купола стропой с последующим соскальзыванием. При этом ткань купола «и поверхность стропы ожигаются, а
в местах ожога ткань разрывается или оплавляется. Обычно перехлестывание бывает кратковременным, стропа соскальзывает и приземление парашютиста или груза проходит нормально. В зависимости от степени повреждения купол ремонтируется в условиях войсковой части или на парашютном заводе.
Куполы из. хлопчатобумажной ткани (перкаль, миткаль, ACT, АХКР и др.) при кратковременном перехлестывании получают незначительные повреждения. Куполы же из натуральной шелковой ткани, в особенности из перлона, найлона и капрона без противо- ожигаемой пропитки сильно ожигаются стропой, скользящей по поверхности купола под натяжением и с большой скоростью, и часто требуют заводского ремонта.
Перехлестывание купола стропой без соскальзывания. В этом случае поверхность купола стягивается стропой (стропами) и при-
Фиг. 12.18. Седловидная форма стянутой при перехлестывании стропой поверхности купола.Фиг. 12.18. Седловидная форма стянутой при перехлестывании стропой поверхности купола.нижней кромкой и тканьюнижней кромкой и тканьюнимает седловидную форму (фиг. 12.18). Мидель купола значительно уменьшается, а парашютист или груз снижаются с по« вышенной скоростью, часто опасной для благополучного приземления.
Фиг. 12.18. Седловидная форма стянутой при перехлестывании стропой поверхности купола.
Фиг. 12.18. Седловидная форма стянутой при перехлестывании стропой поверхности купола.
нижней кромкой и тканью
нижней кромкой и тканью
Перехлестывание купола стропами, скрутившимися с нижней кромкой купола. В этом случае поверхность купола стягивается, мидель уменьшается, снижение происходит с большой скоростью. Скручивание строп с настолько прочно, что освободить
стропы от купола можно только после приземления.
Перехлестывание купола стропами с вывертыванием его наизнанку. В процессе перехлестывания купол вывертывается наизнанку, но снижение происходит нормально и это явление обнаруживается только после приземления.
Перехлестывание стропами чехла с находящимся в нем куполом. Этот случай является аварийным, так как чехол не сходит с купола парашюта и парашютист падает со скоростью порядка 40—50 м)сек. Предотвратить катастрофу можно только раскрыванием запасного парашюта, который применяется обычно при тренировочных прыжках.
Следует особо указать на недопустимость перехлестывания стропами купола спасательного парашюта. При аварии самолета парашют является единственным средством спасения экипажа, поэтому парашют должен быть надежным и обеспечивать нормальное приземление при выполнении летчиком определенных правил инструкции.
232
Устранение перехлестывания купола парашюта
Перехлестывание купола стропами может происходить из-за несовершенства принципиальной схемы введения парашюта в действие, конструкции купола, способа крепления строп, а также схемы укладки купола и строп в парашютный ранец или камеру. Кроме того, перехлестывание зависит от скорости снижения парашютиста (груза) к моменту введения парашюта в действие и от воздухопроницаемости ткани купола. Для оценки значимости различных причин перехлестывания рассмотрим их отдельно.
Отсутствие вытяжного парашюта
Фиг. 12.19. Начало перехлестывания купола стропой.Фиг. 12.19. Начало перехлестывания купола стропой.Основной причиной перехлестывания купола запасного парашюта стропами при отсутствии вытяжного парашюта является то, что купол в виде кома сдувается потоком воздуха с поверхности дна ранца. Свободная часть нижней кромки купола, наполняясь воздухом, отстает от массы купола и, вытягивая одну или несколько строп из сотов ранца, набрасывает их на купол (фиг. 12.19).
Фиг. 12.19. Начало перехлестывания купола стропой.
Фиг. 12.19. Начало перехлестывания купола стропой.
многократных летных испытаний запасных парашютов (без вытяжных парашютов П3-41а с куполом «плос
кий круг в раскрое», изготовленным из натурального шелка с воздухопроницаемостью 100—300 л/м2сек и ПЗ-47 с куполом квадратной формы из натурального шелка с воздухопроницаемостью 600—800 л/м2сек) позволяют сделать следующие выводы .
Влияние формы купола на количество случаев перехлестывания не установлено.
Больший процент перехлестываний наблюдается у куполов из ткани с малой воздухопроницаемостью (11% у парашюта П3-41а и 7,5% у ПЗ-47).
С увеличением скорости падения груза к моменту введения парашюта в действие количество случаев перехлестывания увеличивается, но более интенсивно-—у куполов из ткани с малой воздухопроницаемостью.
У парашюта П3-41а при увеличении скорости с 180 до 225 км/час было 39% перехлестываний, а у ПЗ-47 при увеличении скорости до 300 км/час — 41,6% перехлестываний.
Перехлестывание стропами куполов при применениивытяжных устройств
Чтобы оценить, в какой степени применение вытяжного парашюта решает проблему по устранению перехлестывания купола стропами, рассмотрим результаты летных испытаний спасательных парашютов ПЛ-3, ПЛК-45 и МПЛК-45у, куполы которых идентичны куполу парашюта ПЗ-47, но имеют вытяжной парашют, а также результаты летных испытаний тренировочных парашютов ПД-6 и
Тренировочные парашюты ПД-6 и ПДТ-1 отличаются от спасательных не только конструкцией и формой куполов, но и способом вытягивания купола и строп из ранца. Эти обстоятельства
Фиг. 12.20. Зависимость количества перехлестываний купола стропами в % °т скорости и конструкции парашюта.
осложняют оценку результатов их летных испытаний, но все же позволяют выявить влияние способа вытягивания купола парашюта на количество перехлестываний.
Из фиг. 12.20 следует, что применение вытяжного парашюта заметно уменьшает число перехлестываний при раскрывании парашютов на малой скорости. Так, на скорости 180—200 км/час число перехлестываний уменьшилось в 2,6 раза (3,15% вместо 7,23%). Однако при раскрывании парашюта на скорости 300— 325 км/час процент перехлестываний снизился незначительно (35,6% вместо 41,6%). Это обстоятельство можно объяснить следующими причинами.
Мидель вытяжного парашюта соизмерим с миделем купола, сложенного на дне ранца, поэтому при раскрывании спасательного парашюта на скоростях 300—325 км/час и более вытяжной парашют может не успеть своевременно вытянуть купол и стропы. При этом купол сдувается потоком воздуха с поверхности дна ранца и стропы перехлестывают купол (фиг. 12.21).
При испытаниях на скоростях 180—250 км/час в качестве эффективного средства по уменьшению перехлестывания до 1,23— 234
5% применялось принудительное вытягивание купола и строп из ранца парашюта ПДТ-1.при помощи обрывной стропы, соединяющей полюсную часть купола с вытяжной веревкой, один конец которой закреплен на самолете. Однако такой способ раскрывания для спасательного парашюта оказался непригодным.
Фиг. 12.21. Купол парашюта сдувается потоком воздуха с дна ранца.
Применение вытяжного парашюта с чехлом купола
Результаты летных испытаний парашютов как с вытяжным парашютом, так и без него показывают, что при раскрывании парашюта на скорости более 250 км/час нужно изолировать нижнюю
Стропы купола
Фиг. 12.22. Схема размещения купола парашюта в чехле.
кромку купола. Это устранит попадание воздуха под нижнюю кромку купола до момента полного натяжения купола и строп, а следовательно, и уменьшит перехлестывание.
Применение чехла купола основного парашюта явилось одним из многих способов изоляции всего купола от воздушного потока. Чехол купола имеет форму рукава и свободно надевается на купол, сложенный по полотнищам (фиг. 12.22). Торцовая часть чехла заканчивается клапаном, при помощи которого находящийся внутри чехла купол запирается и изолируется от воздушного потока
в течение всего процесса вытягивания. На поверхности чехла вблизи его торцовой части расположены два ряда ячеек сотов, предназначенных для укладки строп, и предохранительный клапан, перекрывающий стропы (фиг. 12.23). При раскрывании ранца парашюта вследствие аэродинамического сопротивления воздуха вытяжной парашют и чехол с уложенным в него куполом отстают
от летчика, стропы вытя-
Фиг. 12.23. Схема укладки строп купола парашюта в ячейки сотов чехла.Фиг. 12.23. Схема укладки строп купола парашюта в ячейки сотов чехла.гиваются из сотов чехла, а затем — купол из чехла.
Фиг. 12.23. Схема укладки строп купола парашюта в ячейки сотов чехла.
Фиг. 12.23. Схема укладки строп купола парашюта в ячейки сотов чехла.
Чехол купола парашюта был впервые применен в России в 1917 г, аэронавтом Н. Д. Ано- щенко для купола спасательного парашюта, под
вешиваемого на привязном аэростате. В этом случае чехол предназначался для изоляции купола от ветра [3].
Фиг. 12.24. Ленточный купол.Фиг. 12.24. Ленточный купол.В 1936 г. А. Д. Осмоловский проводил опыты по применению чехла купола на спасательном парашюте ПЛ-1 для уменьшения числа случаев перехлестывания. Так как чехол был изготовлен из той же шелковой ткани, что и купол парашюта, то при выходе купола из чехла они взаимно ожигались. Ткань купола и чехла в местах ожогов разрывалась, поэтому опыты были прекращены. Впоследствии, в 1947 г. было установлено, что для устранения ожигаемости природа ткани чехла должна отличаться от природы ткани купола. Например, если купол из ткани натурального шелка, то чехол должен быть из хлопчатобумажной ткани или из вискозного шелка и т. д,
Фиг. 12.24. Ленточный купол.
Фиг. 12.24. Ленточный купол.
воздушного потока привоздушного потока приС 1939 г. чехол купола был применен на парашюте с переменной скоростью снижения (ПДПС-48) для изоляции купола основного парашюта от
воздушного потока при
воздушного потока при
длительном снижении с большой скоростью на стабилизирующем парашюте, а также для крепления стабилизирующего купола и обеспечения устойчивого снижения системы с большой скоростью.
С 1944 г. чехол купола применяется на немецком спасательном парашюте с ленточным куполом. Здесь чехол предохраняет, главным образом, конечности и снаряжение летчика от зацепления лентами купола, образующими при пересечении большое количество отверстий в куполе от его нижней кромки до полюсной части (фиг. 12. 24).
Применение чехлов купола на парашютах разных типов показало, что кроме уменьшения числа перехлестываний чехол купола:
— изолирует купол от потока воздуха, что препятствует его преждевременному наполнению и износу;
— изолирует купол от соприкосновения с. конечностями и снаряжением летчика;
— упорядочивает форму купола к моменту начала наполнения;
— повышает надежность действия парашюта, так как устраняются случаи отказа при зацеплении вытяжного парашюта;
Фиг. 12.25. Зависимость количества перехлестываний купола стропами в % от скорости, наличия чехла купола и конструкции парашюта.
— приводит к увеличению времени вытягивания, а следовательно, к уменьшению скорости Vo и максимальной нагрузки 7?Пшах, если в процессе вытягивания парашюта скорость падения летчика уменьшается;
— приводит к увеличению скорости Уо и максимальной нагрузки 7?пшах, если в процессе вытягивания парашюта скорость падения летчика увеличивается (прыжок из аэростата);
— способствует разворачиванию летчика в таком направлении, что при наполнении купола нагрузки торможения действуют на него в желательном направлении (голова — ноги) под действием силы, потребной для вытягивания строп купола из сотов чехла.
На основании большого количества летных испытаний с манекенами парашютов различных конструкций с куполами, уложенными в чехол, построим сравнительный график фиг. 12.25 и попытаемся оценить влияние чехла с вытяжным парашютом на перехлестывание купола стропами.*
Из результатов нескольких сотен летных испытаний парашютов, вводимых в действие в непосредственной близости от самолета, с применением чехла купола и вытяжного парашюта, видно, что число 'случаев перехлестывания купола стропами при применении чехла значительно уменьшается . Так, например, у парашютов МПЛК-45у серии 2 и МПЛК-49 после применения чехла купола число перехлестываний уменьшилось с 35,6% при раскрывании на скорости 325 км/час до 6,5% при раскрывании на скорости 380— 400 км/час.
Однако при введении в действие парашютов с чехлами куполов на скорости 550—600 км/час количество перехлестываний резко возрастает до 23—25%. Таким образом, проблема устранения перехлестывания путем применения чехла купола решается только для скорости порядка 400 км/час, т. е. до скорости, которой достигает летчик через 5—6 сек после эвакуации из пикирующего самолета на индикаторной скорости до 900 км/час на высоте 4000 м и ниже. Но за 5—6 сек падения с задержкой раскрывания парашюта летчик теряет высоту, что увеличивает .минимальную безопасную высоту надежного спасения.
Резкое увеличение количества перехлестываний купола при введении парашюта в действие на скорости 550—600 км/час даже при применении чехла купола можно объяснить следующим. При раскрывании на большой скорости аэродинамическое сопротивление вытяжного парашюта и чехла резко уменьшает скорость движения чехла, а размещенный внутри него купол и стропы, уложенные в соты на поверхности чехла, продолжают двигаться с прежней скоростью. В результате купол проваливается в нижнюю часть чехла и давит на клапан, замыкающий чехол, а стропы вырываются из сотов. Как только стропы выйдут из сотов, замыкающих клапан чехла, купол выбрасывается из чехла комом и, соприкасаясь со стропами, перехлестывается ими (фиг. 12.26, б и 12.27, в).
Обеспечив достаточную прочность съемных сотов, удерживающих клапан чехла и, таким Образом, купол в чехле до полного выхода строп из сотов чехла, можно устранить преждевременное выбрасывание купола из чехла (см. фиг. 12.27), но перехлестывания, иллюстрируемые фиг. 12.26, не устраняются.
Для устранения проваливания купола в нижнюю часть чехла, а следовательно, и Перехлестывания купола стропами, логично на первый взгляд купол в чехле подвесить, т. е. соединить полюсную часть купола с вершиной чехла шнуром, который должен обрываться как только стропы купола натянутся на всю длину. Однако такое решение вызывает ряд затруднений. Дело в том, что при раскрывании парашюта на скорости 600 км/час (166 м/сек) купол можно удержать в чехле, если прочность шнура, соединяющего купол, будет 200—250 кГ. Но спасательный парашют можно ввести в действие и при скорости падения летчика порядка 60 м/сек (ско-
Фиг. 12.26. Схема перехлестывания купола стропами, когда он проваливается в нижнюю часть чехла при обрыве сотов, замыкающих клапан чехла.
Фиг. 12.27. Схема перехлестывания купола стропами при обрыве сотов, замыкающих клапан чехла.
рость падения летчика на высоте 400—800 м при длительном падении с задержкой раскрывания парашюта), когда сопротивление вытяжного парашюта и карманов чехла может быть недостаточно, чтобы оборвать соединительный шнур. Кроме того, в 'Случае, если вытяжной парашют зацепится за конечности или снаряжение летчика, купол, будучи связан с вершиной чехла, не сможет выйти из чехла.
Из приведенных положений следует, что введение парашюта в действие на скорости более ПО м/сек с применением чехла купола не будет сопровождаться большим количеством перехлестываний, если
упрочнить соты, замыкающие клапан чехла (что устранит выход купола из чехла до того, как стропы вытянутся на всю длину);
устранить преждевременное выпадение строп из сотов чехла; обеспечить изоляцию нижней кромки купола от воздушного потока до момента полного натяжения строп.
Изоляция нижней кромки купола
На оберточном полотнище купола (фиг. 12.28) [4] пришиты:
клапан 1, две радиальные тесемки с ячейками для сотов 2, одна
Фиг. 12.28. Детали для изоляции нижней кромки купола.1 — клапан; 2 — ячейки для сотов;3 — тесьма; 4 — накладка.Фиг. 12.28. Детали для изоляции нижней кромки купола.1 — клапан; 2 — ячейки для сотов;3 — тесьма; 4 — накладка.Фиг. 12.29. Схема изоляции нижней кромки купола.Фиг. 12.29. Схема изоляции нижней кромки купола.
Фиг. 12.28. Детали для изоляции нижней кромки купола.
1 — клапан; 2 — ячейки для сотов;
3 — тесьма; 4 — накладка.
Фиг. 12.28. Детали для изоляции нижней кромки купола.
1 — клапан; 2 — ячейки для сотов;
3 — тесьма; 4 — накладка.
Фиг. 12.29. Схема изоляции нижней кромки купола.
Фиг. 12.29. Схема изоляции нижней кромки купола.
тесемка с двумя петлями 3 и накладка 4 с отверстием и усиливающими тесемками.
Нижнюю кромку купола закрывают клапаном, который замыкается пучком строп. Сложенный по полотнищам купол стягивают поясом, концевые петли которого пропускают в окно накладки и замыкают пучком строп (фиг. 12. 29). В оставшиеся две пары ячеек сотов укладываются стропы.
К полюсной части купола прикрепляют вытяжной парашют, после чего на сложенный купол надевают чехол, клапан которого замыкает купол. Оставшимся пучком строп замыкают соты клапана чехла купола.
240
К вершине чехла присоединяют второй вытяжной парашют при помощи длинного шнура (фиг. 12.30). При раскрывании спасательного парашюта вытяжной парашют вытягивает стропы из сотов чехла, в результате чего клапан размыкается и из чехла выбрасывается купол, но с замкнутой нижней кромкой (см. фиг. 12.29). Когда вытяжной парашют купола выйдет из чехла и наполнится
Фиг. 12.31. Эскиз контейнера.Фиг. 12.31. Эскиз контейнера.1 — окна; 2 — ячейки сотов; 3 — отверстия.1 — окна; 2 — ячейки сотов; 3 — отверстия.Фиг. 12.32. Пояс, укрепленный на куполе.Фиг. 12.32. Пояс, укрепленный на куполе.Фиг. 12.30. Вытяжной парашют при-соединен к чехлу длинным шнуром.Фиг. 12.30. Вытяжной парашют при-соединен к чехлу длинным шнуром.
Фиг. 12.31. Эскиз контейнера.
Фиг. 12.31. Эскиз контейнера.
1 — окна; 2 — ячейки сотов; 3 — отверстия.
1 — окна; 2 — ячейки сотов; 3 — отверстия.
Фиг. 12.32. Пояс, укрепленный на куполе.
Фиг. 12.32. Пояс, укрепленный на куполе.
Фиг. 12.30. Вытяжной парашют при-соединен к чехлу длинным шнуром.
Фиг. 12.30. Вытяжной парашют при-соединен к чехлу длинным шнуром.
воздухом, стропы вытянутся из ячеек сотов купола, из концевых петель пояса и из сотов клапана, замыкающего нижнюю кромку купола. С этого момента воздух начинает поступать в купол, но стропы уже вытянуты на всю длину и возможность перехлестывания значительно уменьшается.
Другой разновидностью изоляции нижней кромки купола является применение съемного контейнера, который надевают на нижнюю кромку купола, сложенного по полотнищам.
241241Эскиз контейнера, применяющегося на спасательных парашютах ВВС США приведен на фиг. 12.31. В окна 1 пропускаются петли пояса, прочно закрепленного на куполе, как показано на
241
241
16 н. А. Лобанов
фит. 12.32. Пояс удерживает контейнер на куполе, пока стропы вытягиваются из ячеек сотов 2 контейнера и из петель пояса купола. Отверстия 3 контейнера служат для крепления нитью кромки нижнего основания контейнера к его верхнему основанию после того, как контейнер будет надет на купол.
На фиг. 12.33 показан контейнер, смонтированный на куполе парашюта.
При раскрывании парашюта сопротивление вытяжного парашюта, закрепленного в полюсной части купола, обеспечивает вытягивание строп из ячеек сотов контейнера и из петель пояса.
Фиг. 12.33. Контейнер смонтированный на куполе парашюта.Фиг. 12.33. Контейнер смонтированный на куполе парашюта.Фиг. 12.34. Сбрасывание контейнера с нижней части купола.Фиг. 12.34. Сбрасывание контейнера с нижней части купола.
Фиг. 12.33. Контейнер смонтированный на куполе парашюта.
Фиг. 12.33. Контейнер смонтированный на куполе парашюта.
Фиг. 12.34. Сбрасывание контейнера с нижней части купола.
Фиг. 12.34. Сбрасывание контейнера с нижней части купола.
Сбрасывание контейнера с нижней части купола обеспечивается распрямлением перегиба купола (фиг. 12.34). Контейнер показан пунктиром.
Стягивание нижней кромки купола [5]
Для уменьшения количества случаев перехлестывания купола стропами из-за так называемого подныривания применяются накладки из тесьмы, стягивающие нижнюю кромку купола и закреп-
^верстия купола с накладками,Фиг. 12.35. Накладка стягивает Г, стягивающими нижнюю кром- нижнюю кромку купола.ку.^верстия купола с накладками,Фиг. 12.35. Накладка стягивает Г, стягивающими нижнюю кром- нижнюю кромку купола.ку.
^верстия купола с накладками,
Фиг. 12.35. Накладка стягивает Г, стягивающими нижнюю кром- нижнюю кромку купола.ку.
^верстия купола с накладками,
Фиг. 12.35. Накладка стягивает Г, стягивающими нижнюю кром- нижнюю кромку купола.ку.
ляемые на ней (фиг. 12.35). Накладки связывают между собой полотнища купола и препятствуют их подныриванию под стропы, расположенные близко от полотнищ. Однако накладки увеличивают площадь начального входного отверстия по -нижней кромке купола, что вызывает более интенсивное наполнение купола и, как следствие, увеличение нагрузок. Разница в величине площади входного отверстия купола показана на фиг. 12.36, где для сравнения в виде снизу приведены два полотнища наполняющегося купола с накладками и без них. Площадь сектора входного отверстия для наглядности заштрихована. Длина каждой накладки 100 лл при длине нижней кромки купола под накладкой, равной 200—300 л.и.
ОГРАНИЧЕНИЯ, НАКЛАДЫВАЕМЫЕ НА КОНСТРУКЦИИСПАСАТЕЛЬНЫХ ПАРАШЮТОВ
Ограничения по перегрузке
Экспериментально установлено, что человек способен переносить только определенные по величине и направлению перегрузки торможения и в течение короткого промежутка времени.
Фиг. 12.37. Зависимость предельных для человеческого организма перегрузок от их направления и времени воздействия.Фиг. 12.37. Зависимость предельных для человеческого организма перегрузок от их направления и времени воздействия.
Фиг. 12.37. Зависимость предельных для человеческого организма перегрузок от их направления и времени воздействия.
Фиг. 12.37. Зависимость предельных для человеческого организма перегрузок от их направления и времени воздействия.
На фиг. 12.37 приведены для примера экспериментальные данные о пределах выносливости человеческого организма к перегрузкам, действующим в направлении спина—грудь (кривая /), голова—ноги (кривая 3) и предельная перегрузка для человека при катапультировании с самолета (кривая 2) .
16*16*Перегрузки торможения пропорциональны нагрузкам, действующим на купол парашюта при наполнении воздухом. Но макси-
16*
16*
мальные нагрузки, действующие на парашют и на летчика в процессе раскрывания парашюта зависят от скорости Vo падения летчика в момент начала наполнения купола, воздухопроницаемости купола, высоты раскрывания парашюта, площади купола парашюта и веса системы летчик—парашют и определяются по формуле (4.12):
DKVUV Fn
8—-
^-^ + 2Т)]/ДП
Для парашютов, при которых максимальная нагрузка действует в течение 0,1—1 сек, допустимая перегрузка торможения п соответственно равна 20—10.
При горизонтальном движении системы
Rn max ,
~ G ’ откуда
Rn max ^ ^G,
или, для спасательного парашюта
Rn max = (Ю-20) G.
Обычно вес летчика с парашютом G = 100—120 кг. Тогда допустимая организмом нагрузка, действующая на парашют при наполнении, равна 1200—2400 кГ при времени воздействия соответственно не более 1—0,1 сек.
Ограничения по скорости Vo
Для современных спасательных парашютов принимается Rnmax = 1600 кГ. Тогда для данного парашюта можно определить скорость Vo, допустимую к моменту начала наполнения спасательного парашюта, по формуле (4.17):
Определим для примера величину V0Aon для спасательных парашютов различных конструкций при раскрывании на разной высоте.
Пусть VnP = 36 м2]сек2; cnFB = 52 м2; УР^З м; ц = 1; Кд = 0,01 сек2[м; Ri = 0,006 сек21м; Rnmax = 1600 кГ.
Требуется определить Vo Доп У Земли и на высоте 16 кж 244
После подстановки заданных величин при К = 0,01 сек2!м получим
УОдоп = |/ 2^+10140,1 , .
а при К = 0,006 сек2/м
Уодоп = |/ ^^ + 16900,285.
Подставляя в приведенные выше формулы значения относительной плотности А для разной высоты, получим значения Vo доп. допустимые на разной высоте для купола парашюта с Кл = =■ 0,01 сек2/м и Кг = 0,006 сек2/м.
Результаты вычислений нанесены на фиг. 12.38. Из графика видно, что начало наполнения купола с коэффициентом К\ =
Фиг. 12.38. Зависимость Уодоп от высоты и воздухопроницаемости купола парашюта, выраженной через коэффициент К.
= 0,01 сек2/м допустимо при Родоп не более 402—109,4 м/сек на высоте соответственно 0—16 км, а с коэффициентом Кг = = 0,006 сек2/м при Родоп не более 131—136,9 м/сек на высоте соответственно 0—16 км. На фиг. 112.38 нанесена также кривая изменения критической скорости РКр свободно падающего летчика с большой высоты.
Из графика следует, что при длительной задержке раскрывания парашюта, скорость свободно падающего летчика может быть больше скорости, допустимой для раскрывания парашюта. Так, например, парашют с коэффициентом Л1 = 0,01 сек2/м при свободном падении с большой высоты, можно раскрывать только на высоте менее 7,5 км, а парашют -с коэффициентом Кг = 0,006 сек2/м — на высоте менее 11,5 км.
Учитывая, что за время свободного падения летчика и за время вытягивания парашюта скорость летчика уменьшается, допустимая скорость летчика к моменту введения парашюта в действие будет несколько больше Vo доп- Так, парашют с Кд = 0,01 секУм можно вводить в действие при истинной скорости падения летчика VHct = ИО м/сек (400 км/часу а парашют с Кз = 0,006 сек2/м— при скорости 166 м/сек (600 км/часу
В связи с указанными ограничениями по скорости, накладываемыми на многие конструкции спасательных парашютов, высказываются предложения изъять ручное раскрывание парашюта или установить блокировку устройства, раскрывающего ранец парашюта. Цель блокировки — воспрепятствовать естественному стремлению летчика после отделения от самолета ввести парашют в действие вручную, не ожидая срабатывания полуавтоматического прибора, который раскроет парашют на допустимой высоте.
Дело в том, что летчик может покинуть бомбардировщик через люк фюзеляжа на индикаторной скорости ~ 550 км/час, например, на высоте 12 000 м, Истинная скорость летчика относительно воздуха будет равна ~ 1100 км/час или ~ 300 м/сек, что в несколько раз больше скорости, которая допускается для введения в действие самого лучшего современного спасательного парашюта. Если летчик введет парашют в действие при указанной скорости, то парашют разрушится, а если представить себе, что парашют можно сделать достаточно прочным, то нагрузка в 6500 кГ, действующая на парашют (Кг = 0,006 сек2/м) при его раскрывании, убьет летчика.
Чтобы предупредить возможную катастрофу из-за преждевременного введения парашюта в действие, в инструкциях по эксплуатации спасательных парашютов рекомендуется необходимое время падения с задержкой раскрывания парашюта, а также установка полуавтоматического прибора на срабатывание на допустимой высоте. Так, например, при пользовании спасательным парашютом типа С-3 при общем весе человека с парашютом, кислородным прибором, прибором КАП-3 и спасательной лодкой не более 100 кг, надежная работа парашюта обусловливается обязательным выполнением следующих рекомендаций:
парашют разрешается немедленно вводить в действие после отделения от горизонтально летящего самолета на истинной скорости до 600 км/час на высоте 100—12 000 м\
при аварийном покидании самолета на индикаторной скорости до 600 км/час парашют разрешается вводить в действие только после задержки раскрывания, указанной в нижеследующей таблице, но не ниже 500 м от рельефа местности.
Высота полета при совершении прыжка(от уровня моря) В М
Задержка раскрывания парашюта в сек
От 100 до 1000
От 1000 до 7000
От 7000 до 12 000
Более 12 000
Без задержки
Не менее 4
Не менее 15
Парашют раскрывать на высотениже 9000 я
Очевидно, что свойства парашютов, ограничивающие раскрывание при различных условиях аварийного спасения, хотя и оговорены различными инструкциями .и рекомендациями, ' все же определенно уменьшают возможности надежного спасения.
5. УСТРАНЕНИЕ ОГРАНИЧЕНИЙ ПО РАСКРЫВАНИЮСПАСАТЕЛЬНЫХ ПАРАШЮТОВ
Покажем, как можно устранить ограничения, указанные в разд. 4. Так как организм человека выдерживает кратковременные перегрузки порядка 20 £, то при весе летчика с парашютом и снаряжением, равном 100 кг, максимальная нагрузка, действующая на парашют, не должна превышать 2000 кГ при воздействии в течение не более 0,1 сек.
Величина максимальной нагрузки для парашюта с заданной площадью купола зависит от двух величин: 1) К—коэффициента, характеризующего конструкцию купола парашюта, воздухопроницаемости ткани и пр., 2) Vo — скорости летчика к моменту начала наполнения купола.
Эта
зависимость описы
вается формулой (4.12)
Rn шах
Фиг. 12.39. Зависимость Лптах от воздухопроницаемости купола, выраженной через коэффициент К, и от скорости IV
1/2
8 п 1
п
V2г—
Д
и фиг. 12.39 и 12.40, построенными для условий: Vnp = 6 м!сек, с^Рп = 44,44 м2, Рп = 64 м2, т) = 1, А = 1. Из этих графиков следует, что для обеспечения 7?пшах< 2000 кГ необходимо
а) или погасить скорость падения летчика Vo, например, до 125 м/сек при К = 0,01 сек2!м,
б) или создать конструкцию купола (с К = 0,0016 сек2/м), обеспечивающую заданную нагрузку при Vo = 300 м/сек (скорость летчика на высоте 12 км при покидании самолета на индикатор* ной скорости 550 км/час).
Погасить скорость падения летчик может при длительном падении с задержкой раскрывания парашюта и при условии, что парашют будет введен в действие анероидным прибором на высоте, допустимой для данного парашюта. Но при отсутствии опыта до
Фиг. 12.40. Зависимость ^пшах от скорости падения и воздухопроницаемости ткани купола парашюта, выраженной через коэффициент К.
введения парашюта в действие летчик обычно падает, беспорядочно вращаясь в воздухе. Это может вызвать рвоту, что недопустимо при наличии кислородной маски или гермошлема. Поэтому для обеспечения относительно устойчивого положения летчика в воздухе, необходимо снабдить его стабилизирующим устройством, но которое не мешало бы нормальному раскрыванию спасательного парашюта.
Кроме того, при падении с задержкой раскрывания парашюта устройство ручного введения парашюта в действие должно быть заблокировано, чтобы устранить опасное преждевременное раскрывание парашюта.
Для обеспечения гарантийного времени задержки раскрывания 248
парашюта на высоте, равной или меньшей установленной на анероидной части прибора, прибор должен иметь часовой механизм. Так, например, прибор КАП-3 обеспечивает задержку срабатывания 2—5 сек, а следовательно, и задержку раскрывания парашюта независимо от высоты. Пока не сработает часовой механизм, анероидная часть прибора выключена. Но гарантийная задержка раскрывания парашюта увеличивает минимально безопасную высо-
через ткань купола от природы волокна ткани, ее плотности и перепада давления Др.
ту надежного спасения. Так, например, при задержке срабатывания прибора 5 сек безопасная высота аварийного покидания самолета увеличивается до 200 м при горизонталыном полете и до 700 м — при отвесном пикировании со скоростью ~ 550 км/час.
Ткань с большой воздухопроницаемостью
Для обеспечения относительно небольших нагрузок, действующих на парашют при наполнении, а следовательно, возможности открывать парашют при больших скоростях, для купола или оболочки купола применяется ткань с большой воздухопроницаемостью. В этом случае используется замечательное свойство ткани — способность изменять воздухопроницаемость в зависимости от перепада давления (фиг. 12.41). Скорость протекания воздуха через ткань Vt связана с перепадом давления Ар известным «соотношением:
Ар = aVz + 6К? [6].
Таким образом для каждой ткани можно показать перепад давления, а следовательно, и скорость, при которых количество 249
Фиг. 12.42. Изменение по времени скорости и пути h вертикального падения летчика с ненаполняющимся куполом на малой высоте.Фиг. 12.42. Изменение по времени скорости и пути h вертикального падения летчика с ненаполняющимся куполом на малой высоте.воздуха, протекающего через поры ткани, может быть равно количеству воздуха, поступающему в купол через входное отверстие, ограниченное кромкой купола. Короче говоря, для каждой ткани существует своя критическая скорость КОк, при которой или большей скорости купол наполняться не будет. Но по мере падения с ненаполняющимся куполом скорость летчика будет тормозиться за счет сопротивления летчика и ненаполняющегося купола, следовательно, будет уменьшаться и перепад давления Ар. Вследствие свойств ткани количество протекающего через ткань воздуха будет уменьшаться и купол начнет наполняться.
Фиг. 12.42. Изменение по времени скорости и пути h вертикального падения летчика с ненаполняющимся куполом на малой высоте.
Фиг. 12.42. Изменение по времени скорости и пути h вертикального падения летчика с ненаполняющимся куполом на малой высоте.
На фиг. 12.42 показано изменение по времени скорости и пути h вертикального падения летчика с ненаполняющимся куполом вблизи земли.
Зная скорость V0K для заданной ткани, можно определить время падения и потерю высоты до того момента, когда летчик достигнет скорости Vqk, при которой купол способен наполняться.
Однако в практических условиях применение ткани с высокой воздухо
проницаемостью крайне ограничено. Увеличение воздухопроницаемости уменьшает коэффициент сопротивления купола, а поэтому (чтобы обеспечить заданную скорость приземления) ведет к неизбежному увеличению площади купола. Это, в свою очередь, приводит к увеличению длины строп, веса и объема парашюта. Но с другой .стороны, при увеличении воздухопроницаемости купол парашюта при определенных условиях не наполняется. Дело в том, что увеличение воздухопроницаемости, например, шелковой ткани с 800 до 1500 л/м2сек уменьшает V0K с 215 до 25 м/сек (см. гл. VIII). Следовательно, чтобы купол из ткани с уОк = 25 м/сек мог наполниться, необходимо, чтобы скорость летчика, падающего с ненаполняющимся куполом, достигла величины, равной или меньшей V0K (меньшей 25 м/сек). Но, как видно из фиг. 12.42, даже к концу 10 сек, когда потеряно более 900 м высоты, скорость падения летчика больше 62 м/сек, т. е. в несколько раз больше скорости, обеспечивающей наполнение купола.
Уплотнение в полюсной части купола [7]
Чтобы обеспечить наполняемость куполов из ткани с большой воздухопроницаемостью (более 1500 л/м2сек) в полюсной части купола помещают уплотнение — второй слой ткани или каркас из взаимно пересекающихся тесемок.
250
Уплотненная часть купола с относительно малой воздухопроницаемостью быстро наполняется и частично наполненный купол может погасить скорость летчика до Уок, что обеспечит полную наполняемость купола. Однако это конструктивное решение не всегда справедливо. Дело в том, что из-за ограничений, свойственных человеческому организму, имеется предельная скорость падения летчика Vo, на которой или меньшей может начаться наполнение купола. Даже если ввести в действие не наполняющийся купол парашюта, то и в этом случае существует вполне определенная скорость Уо, при которой 'Сопротивление летчика и не наполняющегося купола равно сопротивлению предельно допускаемому организмом человека. Кроме того, с увеличением высоты увеличивается Уок, что приводит к значительному увеличению 7?Пшах— нагрузки на купол парашюта в процессе наполнения.
Таким образом, площадь уплотнения в полюсной части нужно определять из условий обеспечения:
— допустимых человеческим организмом нагрузок торможения как на малой, так и на большой высоте;
— наполняемости купола.
Crfr2Crfr2Пусть Супл^упл — характеристика частично выполненного купола, а сг/г — характеристика летчика. Тогда условие обеспечения допустимых нагрузок при частичном наполнении купола до площади Дупл будет удовлетворяться при или при
Crfr2
Crfr2
Р F " — ^оП ^упл1 упл — Р^О доп
Условие обеспечения допустимой /?ПтаХ на большой высоте будет удовлетворяться при наполнении уплотненной части купола при Vo доп.
Условие наполняемости купола на малой высоте удовлетвори-
ется при VKp<
; Vok. Известно, что
ру2
м —2 \°упл2 упл I иг1гЬ
откуда
Р 2Gс
^уШГ упл„Сг[ г.
Тогда
Р^Кр
^допcTfr2G
Р^О доп2 Р^кр
откуда можно записать, что
Фиг. 12.44. Зависимость У0доп и безопасной высоты h для надежного срабатывания парашюта от VKp.Фиг. 12.44. Зависимость У0доп и безопасной высоты h для надежного срабатывания парашюта от VKp.
Фиг. 12.44. Зависимость У0доп и безопасной высоты h для надежного срабатывания парашюта от VKp.
Фиг. 12.44. Зависимость У0доп и безопасной высоты h для надежного срабатывания парашюта от VKp.
Графическое выражение этой зависимости приведено на фиг. 12.43. График построен для G = 100 кг, /?лоп = 2000 кГ, сг/у = 0,4 р = 0,12 кгс • сек?!м\
Из приведенных выше зависимостей можно сделать интересные
для практического применения выводы.
Заданные нагрузки 7?д0П при введении купола парашюта в действие на большой скорости Го доп можно обеспечить только прн высокой критической скорости ГКР, что может быть достигнуто при падении, например, с- не наполняющимся куполом или при малой площади уплотненной части купола. Но паде-
полом (см. фиг. 12.42) приводит к большой потере высоты, которая необходима для торможения скорости от Гнач до ГОк > Гкр.
Уменьшение безопасной высоты для надежного срабатывания спасательного парашюта приводит к неизбежному уменьшению ГоДоп (фиг. 12.44), хотя в этом (Случае применяется ткань с большой воздухопроницаемостью и с уплотнением в полюсной части.
Куполы,. предназначенные для применения только на большой высоте и при больших значениях Го, могут обеспечивать допустимые нагрузки 7?Доп только при высокой воздухопроницаемости. 252
В этом -случае скорость Укр становится меньше УОк начиная только с определенной высоты, на которой (или выше) купол может выполниться полностью. На меньших высотах, когда УКр>Уок, купол не наполняется.
Фиг. 12.45. Зависимость Рок от высоты раскрывания парашюта с куполом из ткани АХКР и АЗ-1.
Из фиг. 12.45 видно, что купол, например, из ткани АЗ-1 на высоте ниже 9500 л не наполнится, если он не имеет уплотнения в полюсной части.
Конструктивная воздухопроницаемость купола парашюта
Допустимые для человека перегрузки, возникающие при наполнении купола парашюта можно обеспечить различными конструктивными решениями, сводящимися в основном к увеличению времени наполнения купола — времени торможения. Одним из таких решений является увеличение воздухопроницаемости ткани купола.
Как уже указывалось, -с увеличением воздухопроницаемости ткани уменьшается коэффициент сопротивления купола и увеличивается скорость приземления. Вместе с тем, чтобы сохранить скорость приземления, приходится увеличивать площадь купола, длину строп и расход тесемок, усиливающих купол.
Для. иллюстрации приведенных положений приводим -сравнительные данные спасательных парашютов, куполы которых изготовлены из ткани с различной.воздухопроницаемостью:
Тип парашюта
Вес купола со стропами кг
Площадь - купола л2
Воздухопроницаемость (средняя) л!масек
Истинная скорость, допустимая при раскрывании км!час
ПЛ-2
4,8
38,5
150
275
ПЛ-3 и МПЛК-49
5,0
42,5
Не более 950
400
С-1
7,2
60 0
1600
600
За последние годы в связи с тем, что на ранце спасательного парашюта помещают индивидуальный (автономный) кислородный прибор летчика, а внутри ранца — парашютный полуавтомат, спасательную лодку и купол парашюта со стропами, высота упакованного парашюта с подушкой стала достигать 250—270 мм. Это привело к тому, что при росте более 170 см летчики истребительных самолетов упираются головой в фонарь кабины. Понятно поэтому требование, предъявляемое к спасательному парашюту — занимать малый объем, что возможно только при малом весе купола парашюта. Стремление уменьшить объем парашюта при условии сохранения аэродинамических характеристик привело к созданию конструктивной воздухопроницаемости купола парашюта. Примерно в 1932 г. парашютная фирма Робур {8] увеличила воздухопроницаемость купола из плотной ткани, чтобы, не увеличивая площади, обеспечить малые нагрузки при раскрывании купола на большой скорости и допустимую скорость приземления. Конструктивное решение сводилось к следующему. В куполе было вырезано около 48 отверстий диаметром 200 мм каждое. По кромке отверстий были прикреплены цилиндрические насадки с резиновыми кольцами, вшитыми в кромку каждого насадка. Давление воздуха на насадок должно растянуть резиновое кольцо и выпустить из купола часть воздуха через отверстия в процессе наполнения. После наполнения купола парашюта воздухом резиновые кольца должны сократиться в размерах и, препятствуя утечке воздуха из купола, обеспечить должную силу сопротивления купола.
Этот парашют был широко разрекламирован фирмой, как парашют, который можно вводить в действие на большой скорости, но данных о том, что парашют принят на снабжение в авиации не имеется. Можно предположить, что причинами, скомпрометировавшими правильную идею, была малая площадь отверстий и, что более вероятно, применение цилиндрических насадков с резиновыми кольцами. В процессе наполнения купола кольца не успевают растянуться и, следовательно, не выполняют своего назначения.
Конструктивную воздухопроницаемость купола можно осуществить увеличением полюсного отверстия. Из экспериментальных работ Ф. С. Чурикова (1936 г.) и теоретической работы В. С. Еремина [9] известно, что купол парашюта не наполняется, если скорость системы больше Кок, а диаметр полюсного отверстия больше или равен $DK. В зависимости от воздухопроницаемости ткани опреде- 254
ленной скорости Vok соответствует определенное значение параметра р, находящееся в пределах 0—0,28 (см. гл. VIII). Таким образом, зная воздухопроницаемость ткани купола и пользуясь теоретической зависимостью VoK от р, можно вычислить скорость Vok и определить площадь полюсного отверстия, которая обеспечит ненапол- няемость купола на большой скорости, и полную наполняемость— на малой. Но для спасательного парашюта условие наполняемости купола с большим полюсным отверстием удовлетворить не удается (Vkp<Vok). Дело в том, что скорость падения летчика с ненаполня- ющимся куполом больше VoK. Так, например, по расчету купол из шелка «К» с диаметром полюсного отверстия 0,27Z)K способен выполниться только при Уок^9,4 м/сек, а минимальная скорость падения летчика с ненаполняющимся куполом равна — 50 м/сек. Уменьшив площадь полюсного отверстия, можно обеспечить наполнение купола при скорости 50 м/сек, но при наполнении купола вблизи кромки полюсного отверстия возникают недопустимые напряжения, разрушающие купол .
В 1956 г. инж. Ф. Д. Ткачев предложил теоретическую зависимость от скорости общей площади отверстий, расположенных по куполу. При этом купол можно изготавливать из ткани с милой воздухопроницаемостью, что позволяет обеспечить заданную скорость приземления при увеличении площади купола не более как на 15% (компенсация площади вырезанных отверстий).
Отличительной особенностью этого метода является то, что осуществляя большую воздухопроницаемость конструктивным путем, удается обеспечить ненаполняемость купола на большой скорости и нужное торможение при последующей полной наполняемости. Дело в том, что между большим числом отверстий (общая площадь которых значительно больше площади полюсного отверстия) расположены перемычки из ткани купола, общая площадь которых способна обеспечить частичную и постепенную наполняемость полюсной части купола. Но мидель частично наполненного купола больше площади перемычек и поэтому может погасить скорость падения летчика до величины, меньшей Vo к, чем и обеспечивается дальнейшая полная наполняемость купола.
Испытания в аэродинамической трубе показывают, что наполняемость купола, например, при Vok ^ 60 м/сек обеспечивается, если общая площадь всех отверстий не превышает 15% от площади купола, на которой они размещены.
Методика определения скорости VoK
1. Определяем коэффициенты а и b по опытной кривой зависимости V, от Кр для заданной ткани купола и по аналитическому выражению этой зависимости Кр = aVt +6 V?:
2. Определяем 2ft:2. Определяем 2ft:3. Определяем у:3. Определяем у:а = ^ Vin ^Рпа = ^ Vin ^РпbVt ,bVt ,ДР1ДР1Чк = — — ьЧк = — — ь2Х у = — 1 D2Х у = — 1 D
2. Определяем 2ft:
2. Определяем 2ft:
3. Определяем у:
3. Определяем у:
а = ^ Vin ^Рп
а = ^ Vin ^Рп
bVt ,
bVt ,
ДР1
ДР1
Чк = — — ь
Чк = — — ь
2Х у = — 1 D
2Х у = — 1 D
Определяем X:
2
п (2п — л2)
или, по фиг. 12.46 X = Х(п).
Определяем рШаХ:
pmax= 1.414Х.
Определяем 2г0ШаХ:
^Л) max Ртах^’
Определяем р по принятому г0-.
D
Определяем А:
I л V
? + —X (Х2-0,5Р2)
Д =.
2Х2(1 + ?)2- (т + ^х)2 Р2
Определяем коэффициент давления п0 по экспериментальному графику фиг. 12.47 [10] зависимости По от воздухопроницаемости ткани V.
Определяем со:
п0
ш = р —г 6 *
где р — массовая плотность воздуха на минимальной и максимальной высотах возможного введения парашюта в действие.
Определяем скорость
2йД
Фиг. 12.46. Зависимость X от числа строп купола п.Фиг. 12.46. Зависимость X от числа строп купола п.Фиг. 12.47. Зависимость коэффициента давления п» от воздухопроницаемости ткани.Фиг. 12.47. Зависимость коэффициента давления п» от воздухопроницаемости ткани.
Фиг. 12.46. Зависимость X от числа строп купола п.
Фиг. 12.46. Зависимость X от числа строп купола п.
Фиг. 12.47. Зависимость коэффициента давления п» от воздухопроницаемости ткани.
Фиг. 12.47. Зависимость коэффициента давления п» от воздухопроницаемости ткани.
Если (й > Л2, то купол способен выполниться полностью при скорости ^ Vo к- Если же о) С Л2, то купол будет наполняться полностью при любой скорости.
В табл. 12.1 указаны значения расчетных параметров а, Ь, п0,
разным диаметром полюсного отверстия, изготовленных из различных тканей.
На основании приведенной методики расчета в табл. 12.2 и 12.3 указаны примерные значения скорости Vo к на высоте h = 0 и h = 12 км соответственно.
Из приведенных в табл. 12.2 и 12.3 значений ЕОк можно сделать следующие выводы.
Для куполов из ткани с малой воздухопроницаемостью и при большом числе строп трудно обеспечить постепенное наполнение, хотя у них полюсное отверстие имеет большую площадь. Так, купол из ткани ACT-100 при р = 0,25 (/0 = 0,0625 Fn) наполняется при скорости V0k^92,5 м1сек, а при р = 0,27 (f0 = 0,0729 Fn) купол не наполняется даже при скорости > 2,7 м]сек.
Таблица 12.1
-у = 2; X = 0,1 и 0,2; h = 0 и 12 км; 3 = 0—0,27
Ткань
а
ь
п®
Ш/1=0
"А—1 2 км
АХКР
13,4
0,619
0,6
0,1211
0,0307
Перкаль «Б»
12,38
0,957
0,76
0,09927
0,0251
Эксцельсиор . . .
2,69
0,63
0,4
0,08
0,0201
Перкаль «А» . /
24,18
1,64
0,78
0,05945
0,01507
Шелк «К»
13,3
1,8
0,7
0,0486
0,01232
ACT-100
41,5
3,13
0,8
0,03194
0,007997
Шелк «Г»
44,0
7,91
0,8
0,01264
0,0032
17 Н. А, Лобанов
257
Скорость Vок на высоте А = О при у = 2Скорость Vок на высоте А = О при у = 2Скорость Уок на высоте Л = 12 км при у = 2Скорость Уок на высоте Л = 12 км при у = 2^0 доп —^0 доп —
Скорость Vок на высоте А = О при у = 2
Скорость Vок на высоте А = О при у = 2
Скорость Уок на высоте Л = 12 км при у = 2
Скорость Уок на высоте Л = 12 км при у = 2
^0 доп —
^0 доп —
Ткань
X
(3■ ,
0
0,04
0,08
0,10
0,12
0,14
1 0, 15
0,2
0,25
0,27
Скорость VQK м/сек
АХКР
0,1
103,0
[ 90,0
52,3
41,5
23,1
Не наполняется
0,2
197,5
187,4
167,0
149,1
127,4
109,0
100,4
59,6
24,6
10,5
Перкаль «Б»
0,1
102,9
84,9
42,3
32,3
17,5
Не наполняется
0,2
359,0
311,8
222,1
190,1
143,4
112,8
99,2
49,8
18,5
7,7
Эксцельсиор
0,1
83,2
57,85
20,55
15,0
7,38
Не наполняется
0,2
+
+
+
+
217,56
103,14
77,16
25,33
7,9
3,2
Перкаль «А»
0,1
+
+
142,1
88,0
36,8
Не наполняется
0,2
+
+
+
+
+
+
+
208,1
39,8
15,1
Шелк «К»
0,1
+
+
151,36
70,21
24,1
1,5
Не наполняется
0,2
+
+
+
+
+
+
+
380,0
26.3
9,4
ACT-100
0,1
+
+
4-
140,55
81,94
4,2
Не наполняется
0,2
+
+
+
+
+
+
■ +
+
92,5
2,7
Шелк «Г»
3,1
+
+
+
+
+
4,44
Не наполняется
0,2)
+
+
+
+
+
+
+1
+1
+ |
3,4
Таблица 12.2
Знак «+» показывает, что купол наполняется при любой большой скорости.
Ткань
X
0,12
0,14
0,15
0,2
0,25
0,27
Скорость VQK м/сек .
АХКР
0,1
143.3
7,1
Не наполняется
0,2
+
+
+
+
162,7
45,4
Перкаль «Б»
0,1
126,3
51,75
Не наполняется
0,2
+
+
+
+
149,1
34,1
Эксцельсиор
0,1
72,34
2,14
Не наполняется
0,2
+
+
+
+
93,94
14,6
Перкаль «А»
0,1
959,6
98,5
Не наполняется
0,2
+
+
+
+
379,6
72,0
Шелк «К»
0,1
+
6,0
Не наполняется
0,2
+
+
+
+
+
47,1
ACT-100
0,1
+
16,8
Не наполняется
0,2
+
+
+
+
+
16,23
Шелк «Г»
0,1
+
17,4
Не наполняется
0,2
+
+
+
+
Таблица 12. 3
Знак «+» показывает, что купол наполняется при любой большой скорости.
Пример. Уо = 150 м/сек; А = 0,38046 (А = 9000 .и); G = 100 кг; Fn = 49 м; У^ = 6 м/сек; К = 0,01 сек2/м; сп = 0,907; ^пшах = = 1600 кГ; Кдоп = 2000 kF. Купол изготовлен из шелка «К».
Порядок расчета
Здесь А — относительная плотность воздуха на максимальной высоте раскрывания парашюта. Тогда
I/ 8-1600/ 62. 2 У 49) У 49,
Уолоп= I/ I=106,1 мсек,
доп62-0,907-49 \0,380460,01 /0,01
При раскрывании парашюта у земли Vo доп = 103,86 м/сек.
Сравним Уодоп с заданным значением Уо. Если Vo доп Vo, то при раскрывании парашюта нагрузка будет меньше ^птах- Если Уодоп< Vo, то для обеспечения заданных нагрузок в куполе необходимо осуществить конструктивную воздухопроницаемость.
В рассматриваемом примере У0доц< Vo.
Определяем площадь перемычек, расположенных между отверстиями конструктивной воздухопроницаемости купола.
Площадь перемычек /Пер определяется из условий обеспечения аэродинамического сопротивления ^ДОп, допустимого организмом человека:
^доЛ=—(^пер + СЛ).
откуда
f */ 2/?доп г
/пер —,Q сг/г
cf4\ PV0
Здесь р —массовая плотность воздуха на минимальной высоте раскрывания парашюта;
с — коэффициент сопротивления частично выполненного купола.
Тогда для нашего примера при ро = — кгс • сек2м\ с^ =0,4, с^т = 0,4 л<2, &д = 2, Vo = 150 м/сек и /?доп = 2000 кГ
_ 0,4)= 1,278 м?._ 0,4)= 1,278 м?., — 1 / 2 ' 2000 ‘ 8
_ 0,4)= 1,278 м?.
_ 0,4)= 1,278 м?.
'пер—0,4-2^150®
Графическая зависимость fnep от Vo приведена на фиг. 12.48.
Определяем общую площадь /0 всех отверстий купола
Для нашего примера, когда -у = 1,7, а % = 0,08, из графика зависимости V0K от ₽ (фиг. 12.49) при Vqk = 50 м/сек (VoK>VKp), Р = 0,077, Fn = 49 м2, получим
f0= 0,005929-49 = 0,29 м2.
Определяем общую площадь поверхности частично выполненной части купола
ff f
I в.ч‘ пер 1 • О*
А для нашего примера
/вч = 1,278’+0,29 = 1,568 ьи2.
Определяем критическую скорость падения летчика с частично выполненным куполом
^кр= V1
V P^ffBM+crfr)
ОТ Р приОТ Р приФиг. 12.49. Зависимость Уок для куполов из шелка «К» у = 1,7 и X = 0,08.Фиг. 12.49. Зависимость Уок для куполов из шелка «К» у = 1,7 и X = 0,08.
ОТ Р при
ОТ Р при
Фиг. 12.49. Зависимость Уок для куполов из шелка «К» у = 1,7 и X = 0,08.
Фиг. 12.49. Зависимость Уок для куполов из шелка «К» у = 1,7 и X = 0,08.
Тогда для нашего примера при G = 100 кг, с^ = 0,4, ^.ч = = 1,568 м2, сГ/Г = 0,4 м2 и ро = -^-кгс- сек2/м*,
v /2-100-8..
Укв = 1 / = 39,4 м сек.
р V 0,4-1,568 + 0,4
Определяем время гашения скорости от Уо до Уок- При вертикальном падении
__ ^кр |п (Укр+ HokII+p—Уц)2g (УКр—Уок)+кр+Ур)
Для нашего примера при УОк = 50 м/сек, 1/0 = 150 м/сек и Укр = 39,4 м/сек
, _ ЗМ 1П (39,4 + 50)(39,4^150) _ 3 18 2-9,81(39,4 —50) (39,4+ 150)
Максимальное время торможения будет больше расчетного, если полюсная часть полностью не выполнится и торможение будет осуществляться только перемычками (fnep = 1,278 м2). Поэто-
му действительное время торможения определяется опытным путем.
разрыв (ткань и усиливающие тесемки) по сечению А— Б фиг. 12.50 должнаразрыв (ткань и усиливающие тесемки) по сечению А— Б фиг. 12.50 должнабыть:быть:Фиг. 12.50. . Полюсная часть купола с конструктивной воздухопроницаемостью.Фиг. 12.50. . Полюсная часть купола с конструктивной воздухопроницаемостью.О <О <Расчет купола на прочность (в полюсной части). Удельная прочность оболочки на разрыв (ткань и усиливающие тесемки)
разрыв (ткань и усиливающие тесемки) по сечению А— Б фиг. 12.50 должна
разрыв (ткань и усиливающие тесемки) по сечению А— Б фиг. 12.50 должна
быть:
быть:
Фиг. 12.50. . Полюсная часть купола с конструктивной воздухопроницаемостью.
Фиг. 12.50. . Полюсная часть купола с конструктивной воздухопроницаемостью.
О <
О <
max
~ 2d
Здесь m— коэффициент запаса прочности.
В начале наполнения воздухом на полюсную часть купола кратковременно бу, дет действовать нагрузка:
pl7? ,Rn max =с/в.ч2-
Для нашего примера при Ко = = 150 м/сек, ро = -^"Кес • сек^/м4, cj = 0,4
и /в, ч — 1,568 м^
Rn шахRn шах1502-0,4.1,568.2.„„.„
Rn шах
Rn шах
— 1764 кГ.
Если принять диаметр отверстия 0,1 м, то d = dB4 — 0 2
Но’
Тогда d = 1,41 —0,2 = 1,21 м.
Примем т = 2,5. Тогда
о = 2’-5" -64- = 1822,3 кГ/м.
2-1,21
Следовательно, прочность на разрыв ткани купола и усилительных тесемок по сечению А— Б фиг. 12.50 должна быть равна 1822,3X1,21 = 2205 кГ.
Размещение купола тормозного парашюта в полюсной части куполаосновного парашюта *
Опытами Ф., С. Чурикова по исследованию куполов парашюта с полюсным отверстием большой площади, проведенными в 1936 г. в аэродинамической лаборатории МГУ, установлено, что если наполнить воздухом купол парашюта с большим полюсным отверстием, площадь которого равна 0,25 площади всего купола
(Р = ^0Д)к = 0,5), to такой купол сохранит выполненную форму при скорости менее 10 м/сек (Уок = Ю м/сек).
Естественно возникает вопрос, каким путем можно обеспечить наполняемость такого купола, если он вводится в действие на большой скорости?
Рассмотрим один из возможных способов, направленных на обеспечение наполняемости купола и нагрузок торможения в пределах, допускаемых человеческим организмом.
В куполе основного парашюта вырежем полюсное отверстие, равное по площади fo = 0,0625 Еп, что соответствует р = 0,25.
Фиг. 12.51. Монтажная схема купола.Фиг. 12.51. Монтажная схема купола.1 — кольцевой клапан; 2 — шпильки; 3 — пружинный амортизатор; 4 — ограничители; 5 — купол тормозного парашюта; 6 — контровочная нить; 7 — петля.1 — кольцевой клапан; 2 — шпильки; 3 — пружинный амортизатор; 4 — ограничители; 5 — купол тормозного парашюта; 6 — контровочная нить; 7 — петля.Фиг. 12.52. Полюсная часть купола развернулась.
Фиг. 12.51. Монтажная схема купола.
Фиг. 12.51. Монтажная схема купола.
1 — кольцевой клапан; 2 — шпильки; 3 — пружинный амортизатор; 4 — ограничители; 5 — купол тормозного парашюта; 6 — контровочная нить; 7 — петля.
1 — кольцевой клапан; 2 — шпильки; 3 — пружинный амортизатор; 4 — ограничители; 5 — купол тормозного парашюта; 6 — контровочная нить; 7 — петля.
Втянем полюсную часть внутрь купола ( фиг. 12.51), перекроем кромку полюсного отверстия кольцевым клапаном 1, закрепим его шпильками 2 через петли 7 и законтрим нитью 6. На перегибе купола закрепим пружинные амортизаторы 3 с ограничителями 4, к концам которых присоединим купол тормозного парашюта 5.
Для увеличения периметра купола тормозного парашюта вырежем в нем отверстия с общей площадью, обеспечивающей наполняемость купола тормозного парашюта, например, при Уок = = 140 м/сек (f0 = 0,1 Ет).
Схема действия такого парашюта сводится к следующему.
После вытягивания купола и строп основного парашюта на всю длину купол тормозного парашюта наполняется воздухом при VOk< Vo.
Сопротивление купола тормозного парашюта растягивает пружинные амортизаторы (связи) на длину ограничителей и рас- контривает пояс, перекрывающий кромку полюсного отверстия.
Фиг. 12.53. Купол основного парашюта выполнился полностью.Фиг. 12.53. Купол основного парашюта выполнился полностью.При этом втянутая внутрь купола
Фиг. 12.53. Купол основного парашюта выполнился полностью.
Фиг. 12.53. Купол основного парашюта выполнился полностью.
полюсная часть развертывается (фиг. 12.52).
полностью (фиг. 12.53).Площадь купола тормозного па-полностью (фиг. 12.53).Площадь купола тормозного па-—• Сопротивление купола тормозного парашюта погасит скорость падения летчика до V, при которой это сопротивление становится равным весу системы летчик — парашют. Тогда пружинные амортизаторы сократятся, подтянут купол тормозного парашюта к полюсному отверстию купола и перекроют Им отверстие. Вследствие этого купол основного парашюта выполнится
полностью (фиг. 12.53).
Площадь купола тормозного па-
полностью (фиг. 12.53).
Площадь купола тормозного па-
«VkT ПЛ0ЩаДеЙ Пер™ычек » отверстий Площадь ВИЙ обХчеТия Т°РМ03Н0Г0 парашюта определяется из усло-
pl/2
^доп = -^- (^д</пер + Сг/Г),
откуда
:/ 2^? доп
пер ';
сп^Д \ Р^о
С; = 0,7,С; = 0,7,Примем для примера: ро = ^- кгс-сек2/м4, ^д = 2, crfr = 0,4 м2, Ндоп = 2000 кГ, Vc = 150 м]сек. Тогда
С; = 0,7,
С; = 0,7,
r 1/ 2 • 8 ■ 2000„ Л1
fnen = 0,4 = 0,73 л<2.
Площадь парашюта /тПлощадь парашюта /т,пер 0,7-2\150е/
Площадь парашюта /т
Площадь парашюта /т
всех отверстий /о на площади купола тормозного ного парашюта РаМ°И ’ ^ Д3 площаДь кУпола тормоз
илиили/т /пер 4" /о — /пер 4" 0,1/т
или
или
0,90,9
/о = 0,1^ = 0,1 • 0,81 = 0,081 м2.
Зная площадь купола тормозного парашюта, определим скорость снижения летчика V, при которой сопротивление тормозного парашюта будет равно или меньше упругой силы Р пружин- • ных амортизаторов.
Сопротивление перемычек тормозного парашюта
Q =
2 л' пер» отсюда скорость
V =
V PcJnep
Если ро =-^-кгс • сек2/м4, Р = Q = 100 кГ, с^ = 0,7, а /пер = = 0,73 м2, то।
V —/ 8 • 2 • 100,
г — 1/ = 56 м сек.
У 0,7-0,73
Купол парашюта рассмотренной конструкции несколько сложнее и имеет больший вес, чем купол парашюта с большим числом отверстий, но может обеспечить более надежное срабатывание как на малой, так и на большой высоте.
Из расчета следует, что такой парашют можно вводить в действие, например, на высоте 12 км при Уо^ 280 м]сек, так как нагрузка на купол тормозного парашюта зависит только от скоростного напора. Купол же основного парашюта выполнится при У= 112 м(сек, что также обеспечит /?Птах, допускаемую организмом человека.
Защемление нижней кромки купола
Такое защемление является конструктивной разновидностью увеличения времеци торможения при кратковременном ненапол- нении купола спасательного парашюта, введенного в действие на большой скорости. Защемление позволяет при небольших дополнительных затратах использовать на большой скорости полета ранее выпущенные промышленностью спасательные парашюты, предназначенные для скоростей 250—300 км)час.
Защемление нижней кромки купола гребенкаминемецкой фирмы Шадэ
Все стропы купола спасательного парашюта пропускаются через отверстия четырех металлических гребенок, связанных между собой шнурами. По краям гребенок прикреплены стропы тормозного парашюта, который должен удерживать гребенки у нижней кромки купола и таким образом препятствовать наполнению купола.
При уменьшении 'скорости падения летчика сопротивление тормозного парашюта уменьшается. В результате этого, а также под действием сил частично наполненного купола, гребенки будут скользить по стропам, удаляясь от нижней кромки купола. Но по мере удаления гребенок купол начинает интенсивнее наполняться воздухом (фиг. 12.54). К моменту полного наполнения купола гребенки смещаются к свободным концам подвесной системы.
Для того чтобы гребенки не могли преждевременно сдвинуть
ся с нижней кромки купола в процессе вытягивания строп и купола на всю длину, тормозной парашют и гребенки присоеди-
Фиг. 12.54. Гребенки фирмы Шадэ на стропах купола.Фиг. 12.54. Гребенки фирмы Шадэ на стропах купола.няются нитью определенной прочности к опорным утолщениям на стропах основного купола. Эти утолщения, помещенные на небольшом расстоянии от нижней кромки купола, препятствуют продвижению гребенок вплотную к нижней кромке купола и таким образом обеспечивают начальное частичное наполнение купола. Парашюты с гребенками фирмы Шадэ применялись ВВС Германии в годы второй мировой войны, но надо полагать не полностью удовлетворяли требованиям, так как в последний год войны (1944—1945 гг.) ВВС Германии начали применять парашюты новой конструкции с ленточными куполами конструкции Вальтера Косталецкого (WaCo).
Фиг. 12.54. Гребенки фирмы Шадэ на стропах купола.
Фиг. 12.54. Гребенки фирмы Шадэ на стропах купола.
Значительным недостатком купола с гребенками на стропах является то,
что в случае перекручивания всей группы строп он не наполняется. При этом гребенки упираются в перекрученные стропы, не удаляются от нижней кромки купола и
препятствуют наполнению.
Площадь купола тормозного парашюта /т в зависимости от Vo и Qnon определяется по формуле:
Принимая /?доп = 2000 кГ, Р = " кгс-сек^м4, сп = 0,6, сг/г = = 0,4 .м2, получим
0,40,4, — 1 / 2 ' 8 ' 2000 _
0,4
0,4
''г~2-0,6 у2
С увеличением высоты, а следовательно, с уменьшением скоростного напора (при Уист = const) тормозной парашют не способен удерживать гребенки вблизи нижней кромки купола и поэтому -купол, наполняясь на большой скорости, создает нагрузки, недопустимые для организма человека.
Следовательно, использование гребенок с тормозным парашютом не устраняет условий, ограничивающих применение спасательного парашюта на большой высоте, хотя и позволяет пользоваться гребенками на малой высоте при большой скорости.
Карманы на нижней кромке,регулирующие наполняемость купола
Начиная с 1952 г. в американской печати широко рекламируется купол парашюта со стабилизирующими карманами.
Основное отличие этого купола от существующих заключается в том, что на его нижней кромке и на стропах прикреплены
карманакарманаФиг. 12.55. Купол со стабилизирующими карманами.Фиг. 12.55. Купол со стабилизирующими карманами.карманы, количество которых равно половине количества строп купола (фиг. 12.55). При введении в действие купола парашюта со стабилизирующими карманами на большой скорости карманы вжимаются внутрь потоком воздуха и перекрывают входное отверстие по нижней кромке купола. В результате этого процесс наполнения купола значительно удлиняется, вследствие чего уменьшаются нагрузки,' дейст-
кармана
кармана
Фиг. 12.55. Купол со стабилизирующими карманами.
Фиг. 12.55. Купол со стабилизирующими карманами.
вующие на купол и на летчика.
Кроме того, по мнению автора конструкции X. Г. Гейнриха (США, Дейтон, Огайо), наполненный купол со стабилизирующими карманами обеспечивает меньшую скорость снижения и высокую устойчивость при снижении (без раскачивания).
Из сообщений участников 27-й ежегодной конференции Ассоциации авиационной медицины (Чикаго, апрель 1956 г.) следует, что введение в действие купола со стабилизирующими карманами можно производить на большой скорости и на любой высоте. Однако утверждение о допустимости раскрывания парашюта «на любой высоте» при большой скорости теоретически не подтверждается и справедливо только для малой высоты. Дело в том, что входное отверстие купола может быть в зажатом положении
только -при определенном скоростном напоре. А это значит, что купол выполнится на большой высоте при истинной скорости
значительно большей, чем у земли! Ул = Ум I/ что, в свою
\ г Д /
очередь, приведет к недопустимому увеличению нагрузок.
На изготовление стабилизирующих карманов расходуется 11 —12 м? парашютной ткани, что увеличивает вес, объем и стоимость спасательного парашюта.
6. СПАСАТЕЛЬНЫЕ ПАРАШЮТЫ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВС КАТАПУЛЬТНЫМИ КРЕСЛАМИ
В течение 1945—11950 гг. совершился переход от поршневых к турбореактивным двигателям, что позволило увеличить скорость полета самолетов от 700 до flilOO км!час. Это обстоятельство выдвинуло новые требования к средствам спасения летного состава. Возникли новые проблемы по обеспечению надежного аварийного покидания самолетов и по спасению летного состава.
Применение катапультных кресел, выбрасывающихся вместе с летчиком из самолета на индикаторной скорости до 900 км!час, явилось успешным решением проблемы аварийного покидания самолета. Но минимально безопасная высота, на которой обеспечивается надежное спасение, повысилась.
Статистика результатов катапультирований (934 катапультирования), совершенных из самолетов военно-морской авиации и военно-воздушных -сил США в 1949—1956 гг., показывает, что только 24% катапультирований, выполненных на высоте 0—300 м, закончились успешно.
Если при покидании самолета без катапультного кресла лет^ чик терял время, а значит, и высоту на преодоление различных причин, препятствующих быстрому покиданию самолета, то с применением катапультного кресла летчик быстро отделяется от самолета (за доли секунды), но теряет от 3 до 12 сек на отделение от кресла. При этом имеется в виду, что спасательный парашют помещен в чашке сиденья кресла и может вводиться в действие только после отделения летчика от кресла.
Расчеты показывают, что за время отделения от кресла (3—- 12 сек), летчик теряет от 40 до 500 м высоты, катапультируясь при горизонтальном полете, и от 500 до 1500 м— при отвесном пикировании самолета.
Основные условия успешного спасения
Удачно выполненное катапультирование и своевременное отделение летчика от кресла недостаточны для надежного спасения. Нужны еще и безупречное срабатывание парашюта или определенные условия, при которых можно ввести спасательный парашют в действие (высота, допустимая скорость падения летчика и др-). 268
Таким образом, успешное спасение при аварийном покидании самолета на разных высоте и скорости определяется двумя основными условиями: а) надежным покиданием самолета, б) надежным срабатыванием спасательного парашюта.
Возможность надежной эвакуации с самолета летчика и других членов экипажа зависит от того, насколько успешно разрешены следующие проблемы.
Обеспечение перегрузок торможения в пределах значений и времени действия, допускаемых организмом человека.
Преодоление разброса конечностей под воздействием встречного потока воздуха и угловых ускорений при вращении кресла.
Защита лица и тела от прямого воздействия потока воздуха.
Преодоление вращения кресла с летчиком, которое вызывает недопустимые угловые ускорения с момента катапультирования до отделения летчика от кресла.
Обеспечение своевременного отделения летчика от кресла.
Устранение возможности столкновения с креслом после того, как летчик отделился от кресла, и парашют раскрылся.
Возможность надежного срабатывания парашюта зависит от четырех основных условий.
Парашют и парашютную систему можно ввести в действие в пределах определенного скоростного напора, а следовательно, при разной истинной скорости на малой и большой высотах.
В момент введения в действие парашют находится на высоте, необходимой для наполнения купола и гашения скорости снижения до скорости приземления, допускаемой организмом человека.
Скорость падения летчика в момент введения парашюта в действие равна или меньше УоДОп.
Парашютная система обеспечивает устойчивое падение летчика с большой высоты, на которой он эвакуировался с самолета, до минимальной высоты, на которой допускается раскрывание спасательного парашюта.
Рассмотрим возможные пути выполнения перечисленных выше условий, обеспечивающих успешное спасение летчика.
Обеспечение перегрузок торможения в пределах значений и времени действия, допускаемых организмом человека
Перегрузка торможения при катапультировании из горизонтально летящего самолета равна отношению аэродинамического сопротивления к весу системы, катапультированной в воздушный поток.
При катапультировании из отвесно пикирующего самолета
Q 1Р172 t
п= — — 1; Q=-—crfr.у G2
Очевидно, минимальную величину перегрузки при заданном скоростном напоре можно обеспечить при максимальном весе кресла с летчиком и при минимальной величине характеристики кресла сг/г. Последнее условие, как известно, может быть выполнено, если после отделения от самолета кресло с летчиком будет повернуто в воздухе так, чтобы его продольная ось совпадала с направлением движения самолета, а заголовник был расположен сзади (фиг. 12.56).
Фиг. >12.56. Продольная ось кресла совпадает с 'направлением движения самолета.
Разворачивание кресла по потоку обычно обеспечивается жесткими стабилизирующими устройствами, помещаемыми на кресле. Но удерживание кресла в повернутом положении в некоторых случаях обеспечивается стабилизирующим парашютом, соединительное звено которого закреплено в замке у заголовника кресла. Опыты показывают, что стабилизирующий парашют может -успешно выполнить свое назначение, если он выстреливается в момент катапультирования и удаляется от кресла снарядом (пулей) стреляющего устройства., При этом, конечно, скорость снаряда должна быть больше скорости кресла.
Чтобы обеспечить заданные перегрузки торможения площадь стабилизирующего парашюта обычно принимается небольшой (0,1—0,8 л«2) в зависимости от скорости полета в момент катапультирования, веса и характеристики кресла с летчиком.
Длину соединительного звена выбирают из условий обеспечения расположения купола стабилизирующего парашюта за зоной аэродинамической тени кресла.
Максимальная перегрузка торможения при входе кресла во встречный поток остается практически постоянной при заданной 270
индикаторной скорости полета в момент катапультирования независимо от высоты, но время действия перегрузки с высотой увеличивается. Дело в том, что при постоянной индикаторной скорости полета кинетическая энергия кресла на высоте возрастает пропорционально квадрату истинной скорости (воздушной скорости) , на погашение которой требуется более длительное время.
Скоростной напор, допустимый при катапультировании, с увеличением высоты уменьшается в связи с повышением коэффициента сопротивления кресла из-за увеличения истинной скорости или числа М.
qh = qo—•
Схп
Если принять схо = 1 при М = 1, то при М = 2 сХк = 1,33 , а при М = 3 коэффициент с xh = 1,41 *. Тогда при истинной скорости
на высоте, соответствующей числу М = 2
qn = О,75до, а при скорости, соответствующей числу М = 3
qn = о,79о.
Численное значение скоростного напора д0, допускаемого организмом человека, исходя из условий обеспечения допустимых перегрузок торможения, можно определить из следующих соображений. В случае катапультиро-
Фиг. 12.57. Зависимость допустимых для человеческого организма перегрузок от времени воздействия.Фиг. 12.57. Зависимость допустимых для человеческого организма перегрузок от времени воздействия.вания при горизонтальном полете
Фиг. 12.57. Зависимость допустимых для человеческого организма перегрузок от времени воздействия.
Фиг. 12.57. Зависимость допустимых для человеческого организма перегрузок от времени воздействия.
G — G ’
g0 =g0 =Cx,f ‘Cx,f ‘отсюда
g0 =
g0 =
Cx,f ‘
Cx,f ‘
Специалисты фирмы «Стенли Эйвиэйшн», занимающиеся разработкой установок для аварийного спасения летчика на сверхзвуковой скорости, считают допустимыми перегрузки, указанные на фиг. 12.57.
Если принять пх = 30, сх0 =1 и f = 0,7 м2, то скоростной напор д0 = 43 G. Тогда допустимый скоростной напор (только по перегрузке торможения) при весе кресла с летчиком G = 145 кг будет равен 6235 кПм\ а при G = 200 кг будет 8600 кГ/м2.
Но для установления действительного скоростного напора, допустимого при катапультировании, следует рассматривать его влияние на разброс конечностей человека и многое другое.
Устранение разброса конечностей
При прыжках из нижних люков фюзеляжа самолета без катапультных устройств было установлено, что при q0 ^ 1750 к.Г1м? конечности человека разбрасываются с силой, превышающей его мускульную силу, и это вызывает вывих ног.
В случае катапультирования при q0 ^ 3173 кГ1м? нефиксированные на кресле голова и конечности человека разбрасываются с силой, превышающей мускульную силу.
Отдельные случаи катапультирования при q0 = 6000 кГ]м2 [11] показывают, что при надежной фиксации тела и конечностей на кресле надежное спасение обеспечено. Имеется в виду, что перед моментом катапультирования плечевые ремни должны плотно притягивать летчика к спинке кресла, а гибкие связи — ноги летчика плотно к креслу; боковые ограничители, установленные на кресле, должны препятствовать разбросу ног, рук и смещению головы.
Защита лица и тела от прямого воздействияпотока воздуха
При обдуве кресла с летчиком в аэродинамической трубе установлено, что летчик в компенсационном костюме с гермошлемом и с фиксацией туловища и конечностей тела на кресле, выдерживает скоростной напор qQ < 10 000 кГ/м2.
Кроме защиты лица летчика от прямого воздействия потока воздуха при катапультировании, гермошлем значительно облегчает длительное падение с задержкой раскрывания парашюта с большой высоты. «В гермошлеме прыгать удобнее, чем в кислородной маске, дышать легче, он надежнее защищает лицо от холодного потока воздуха. Последнее обстоятельство было особенно важным, так как нам предстояло прыгать с такой высоты, с которой свободное падение по расчету должно было продолжаться около 4 мин» [12].
Прыжок был совершен ночью на высоте 14 382 м, свободное падение продолжалось около 4 мин. За это время парашютисты преодолели высоту в 13 543 м.
В качестве примера на фиг. 12.58 приведены расчетные кривые изменения перегрузок торможения кресла с летчиком, катапультированного из отвесно пикирующего самолета на высоте 1000 м при q = 9072 кГ)м2 (V = 400 м/сек), G = 200 кг, f = 0,7 м2;
при этом коэффициент сх изменился от 1,1 до 0,86; а также на высоте 12 000 м при <7 = 7764 кГ/м? (V = 700 м/сек^, где сх изменился от 1,385 до 1,155.
Устранение вращения кресла с летчиком
Для существующих конструкций катапультных кресел считается установленным, что скорость их вращательного движения пропорциональна истинной воздушной скорости полета в момент катапультирования. Установлено также, что при катапультировании на индикаторной скорости >800 км/час, необходимо стабилизировать положение кресла в воздухе, чтобы устранить отри
цательное влияние угловых ускорений, которое выражается в снижении допустимой человеческим организмом перегрузки.
При вращении лежащего на левом боку на платформе человека вокруг оси, проходящей через область сердца, бессознательное состояние наступало при 160 об/мин через 10 сек.
Устранение вращения кресла необходимо также для предотвращения тошноты, рвоты и потери ориентации при свободном падении с большой высоты с задер;к-
Фиг. 12.58. Изменение перегрузок торможения. кресла, катапультированного из отвесно пикирующего самолета на высоте 1000 и 12 000 м.Фиг. 12.58. Изменение перегрузок торможения. кресла, катапультированного из отвесно пикирующего самолета на высоте 1000 и 12 000 м.кой раскрывания парашюта.
Фиг. 12.58. Изменение перегрузок торможения. кресла, катапультированного из отвесно пикирующего самолета на высоте 1000 и 12 000 м.
Фиг. 12.58. Изменение перегрузок торможения. кресла, катапультированного из отвесно пикирующего самолета на высоте 1000 и 12 000 м.
Все эти явления наблюдались
при падении с высоты 13760 м спри падении с высоты 13760 м свращением 90 об/мин [1]. При прыжках опытных парашютистов, умеющих управлять своим телом при падении с длительной задержкой раскрывания парашюта, таких явлений не наблюдалось [12],
при падении с высоты 13760 м с
при падении с высоты 13760 м с
Из изложенного следует, что необходимы два типа стабилиза
ции:
— стабилизация кресла с момента катапультирования при большом скоростном напоре и
—стабилизация кресла с летчиком или одного летчика после отделения от кресла при малом скоростном напоре.
Стабилизация кресла с момента катапультирования обеспечивается жесткими телескопически (или иным путем) раздвигающимися стабилизирующими устройствами или применением направленной тяги, например, стабилизирующего парашюта или реактивного движка, сохраняющего положение кресла, достигнутое 18 Н-. А. Лобанов 273
за доли секунды после катапультирования за счет жестких стабилизирующих устройств (фиг. 12.59).
Ввиду малой площади стабилизирующего парашюта его сопротивление эффективно только в течение короткого времени, за которое происходит торможение кресла. При уменьшении скорости стабилизирующий парашют уже теряет свое значение и становится ненужным. Поэтому первый стабилизирующий парашют отделяется от кресла через 1,5—2 сек после катапультирования
Фиг. 12.59. Катапультное кресло с жесткими стабилизирующими устройствами.
и используется затем в качестве вытяжного парашюта для введения в действие второго стабилизирующего парашюта большей площади. Второй парашют при катапультировании на малой высоте играет роль тормозного парашюта, который гасит скорость падения кресла с летчиком или одного летчика до величины, допустимой для введения в действие основного спасательного парашюта.
При катапультировании на большой высоте второй парашют стабилизирует кресло с летчиком или одного летчика до высоты, на которой парашютный полуавтомат вводит в действие основной спасательный парашют.
Обеспечение своевременного отделения летчикаот кресла
Своевременное отделение летчика от кресла после успешного катапультирования из самолета обеспечивается несколькими путями.
274
Отделение от кресла, санкционированное летчиком
После катапультирования летчик удерживается в кресле привязными ремнями, замок которых расстегивается полуавтоматическим прибором через 1,5—2 сек после катапультирования или вручную самим летчиком. После того как привязные ремни расстегнуты, летчик отталкивает от себя кресло, упираясь в него руками или ногами. Однако такой способ не гарантирует определенного и минимального времени на отделение от кресла, что крайне необходимо при аварийном катапультировании на малой высоте. Задержка летчика в кресле до 12 сек может закончиться катастрофой, хотя катапультирование и было выполнено успешно. Дело в том, что задерживаясь в кресле, в чашке которого помещен спасательный парашют, летчик лишает себя возможности ввести парашют в действие.
Автоматическое отделение летчика от кресла
Для обеспечения автоматического отделения летчика от кресла спустя определенное время после катапультирования применяются пневматические устройства, которые отбрасывают кресло от
летчика как только прибор расстегнет замок привязных ремней или замки привязной системы. Прибор, расстегивающий замок привязных ремней, взводится в момент катапультирования и срабатывает через определенное время, установленное на шкале. Нужно отметить, что в случае отделения летчика от кресла при q
^ 1750 кГ^и1 ранец парашюта может оторваться от подвесной системы и это вызовет преждевременное раскрывание парашюта. Расчеты показывают (фиг. 12.60) что через 1,8 сек с момен
Фиг. 12.60. Изменение по времени истинной скорости падения кресла с летчиком при катапультировании на одной индикаторной скорости на высоте 1000 и 12 000 м.Фиг. 12.60. Изменение по времени истинной скорости падения кресла с летчиком при катапультировании на одной индикаторной скорости на высоте 1000 и 12 000 м.та катапультирования из отвесно пикирующего самолета при q = = 9100 кГ)м?, скорость падения кресла с летчиком (G = 200 кг) погасится до 182 м]сек, что будет соответствовать q = 3900 кГ1м?. Поэтому проч-
Фиг. 12.60. Изменение по времени истинной скорости падения кресла с летчиком при катапультировании на одной индикаторной скорости на высоте 1000 и 12 000 м.
Фиг. 12.60. Изменение по времени истинной скорости падения кресла с летчиком при катапультировании на одной индикаторной скорости на высоте 1000 и 12 000 м.
ность крепления ранца к подвесной си
стеме должна быть проверена в летных условиях. В противном
случае для уменьшения скорости падения кресла время с момента катапультирования до отделения летчика от кресла должно быть увеличено (>1,8 секу
В некоторых конструкциях кресел, где для автоматического от- деления кресла от летчика используются стабилизирующие пара-
18*18*275
18*
18*
плоты, они (первый или второй), отделяясь от замка кресла, натягивают фартук, находящийся в кресле под парашютом, и таким образом выбрасывают летчика из кресла (фиг. 12.61).
Устранение необходимостиотделения летчика от креслаперед введением парашюта вдействие
Существующие в настоящее время катапультные кресла со спасательным парашютом в чашке сиденья являются в сущности старой конструкцией, но приспособленной к новым условиям.
Условия аварийного покидания самолета значительно изменились. Если раньше при свободном покидании самолета введению парашюта в действие ничто не препятствовало, то в новых условиях, прежде чем ввести парашют в действие, летчику необходимо обязательно отделиться от кресла. Совершенно очевидно, что в новых условиях надежность спасения снизилась. В самом деле, при отказе замка или прибора привязного устройства отделиться от кресла нельзя, а, следовательно, невозможно и раскрыть парашют. В американских журналах * сообщалось, что из 78 неудачных катапультирований 41 случай произошел из-за того, что привязные ремни не разомкнулись и летчики остались в кресле.
С другой стороны, совсем небезопасно отделяться от кресла при <7 >1750 kiIm2. Поэтому усилия конструкторов направлены на то, чтобы создать катапультное кресло, которое обеспечивало бы надежное введение спасательного парашюта в действие до отделения летчика от кресла или совсем без отделения от кресла.
В настоящее время применяются в основном кресла, у которых парашютная система находится в спинке или в заголовнике. Схема действия парашютной системы таких кресел сводится к следующему.
В момент катапультирования взводятся все приборы, установленные на кресле, а от кресла отстреливается первый стаби-
,, * «American Aviation, 1955, April 14, р. 32; «Aviation Week», 1955, April 25, pp. 35—36.
лизирующий парашют, назначение которого — сохранить ориентированное положение кресла с летчиком относительно воздушного потока в течение 1,5—2 сек;
спустя 1,5—2 сек с момента катапультирования временной прибор размыкает замок, удерживающий первый стабилизирующий парашют на кресле. В результате этого первый стабилизирующий парашют отделяется от кресла и вводит в действие второй стабилизирующий парашют. За 1,5—2 сек падения с первым стабилизирующим парашютом скорость кресла значительно уменьшается, поэтому площадь второго стабилизирующего парашюта обычно в несколько раз больше площади первого.
Назначение второго стабилизирующего парашюта — погасить скорость падения кресла с летчиком до величины, допустимой для раскрывания основного спасательного парашюта при катапультировании на малой высоте, и обеспечить стабилизированное падение летчика с креслом с большой высоты.
Через 2,5—3 сек с момента катапультирования на малой высоте второй стабилизирующий парашют отделяется от кресла и вводит в действие основной спасательный парашют. В момент отделения от кресла второго стабилизирующего парашюта размыкаются замки привязной системы, удерживающей летчика в кресле.
Сопротивление наполняющегося купола спасательного парашюта вполне достаточно, чтобы затормозить падение летчика, в результате чего ничем не удерживаемое кресло отделится от летчика и уйдет вперед, чем устранится возможность столкновения летчика с креслом. Если замки привязной системы не сработают, то на наполненном куполе спасательного парашюта летчик спустится вместе с креслом. При наполнении купола основного спасательного парашюта, если кресло не отделится, нагрузка /?Птах увеличится пропорционально весу всей системы (кресло—летчик—парашют).
При катапультировании на большой высоте через 2,5—3 сек с момента катапультирования сработает временная установка прибора, но прибор не сработает до тех пор, пока кресло с летчиком на втором стабилизирующем парашюте не достигнет определенной заранее заданной высоты. При достижении этой высоты анероидная часть прибора сработает, замок разомкнется, отделит от кресла второй стабилизирующий парашют и таким образом введет купол спасательного парашюта в действие.
На случай отказа или неотделения первого стабилизирующего парашюта предусмотрено дублирующее устройство, обеспечивающее или принудительное введение в действие второго стабилизирующего парашюта с одновременным автоматическим отключением связей, идущих от первого стабилизирующего парашюта ко второму, или автономное отделение летчика от кресла с последующим раскрыванием основного парашюта. Примерная схема автоматического отключения связей парашютной системы показана на фиг. 12.62.
Схема действия системы следующая. Снаряд 1 вводит в действие первый стабилизирующий парашют 2, соединительное звено которого закреплено в замке 3. Заданное, время кресло движется
Фиг. 12.62. Монтажная схема автоматического отключения связей парашютной системы.Фиг. 12.62. Монтажная схема автоматического отключения связей парашютной системы.1 — снаряд; 2 — первый стабилизирующий парашют; 3 — замок; 4 — строчка; 5 — снаряд; 6 — узел; 7 — узел; 8 — второй стабилизирующий парашют; 9 — звено; 10 — связь; 11 — связь;12 — связь.Примечание. На фиг. 12.62—12.65 номера позиций одни и те же.1 — снаряд; 2 — первый стабилизирующий парашют; 3 — замок; 4 — строчка; 5 — снаряд; 6 — узел; 7 — узел; 8 — второй стабилизирующий парашют; 9 — звено; 10 — связь; 11 — связь;12 — связь.Примечание. На фиг. 12.62—12.65 номера позиций одни и те же.
Фиг. 12.62. Монтажная схема автоматического отключения связей парашютной системы.
Фиг. 12.62. Монтажная схема автоматического отключения связей парашютной системы.
1 — снаряд; 2 — первый стабилизирующий парашют; 3 — замок; 4 — строчка; 5 — снаряд; 6 — узел; 7 — узел; 8 — второй стабилизирующий парашют; 9 — звено; 10 — связь; 11 — связь;
12 — связь.
Примечание. На фиг. 12.62—12.65 номера позиций одни и те же.
1 — снаряд; 2 — первый стабилизирующий парашют; 3 — замок; 4 — строчка; 5 — снаряд; 6 — узел; 7 — узел; 8 — второй стабилизирующий парашют; 9 — звено; 10 — связь; 11 — связь;
12 — связь.
Примечание. На фиг. 12.62—12.65 номера позиций одни и те же.
22Фиг. 12.63. К описанию схемы действия парашютной системы.Фиг. 12.63. К описанию схемы действия парашютной системы.
2
2
Фиг. 12.63. К описанию схемы действия парашютной системы.
Фиг. 12.63. К описанию схемы действия парашютной системы.
размыкания замкаразмыкания замкана первом стабилизирующем парашюте (фиг. 12.63). Затем после (фиг. 1’2.64) первый стабилизирующий парашют отделяется от кресла, автоматически размыкает узел 6, после чего звено 9 вытягивает второй стабилизирующий парашют 8 и попутно, разрывая строчку 4, автоматически отсоединяет второй стабилизирующий парашют от системы дублирующего введения парашюта в действие (снаряд 5 и связь /0). При натяжении второго парашюта связь 11 отключает прибор второй пушки снаряда.
размыкания замка
размыкания замка
После отделения от кресла второй стабилизирующий парашют при помощи связи 12 вводит в действие купол основного спасательного парашюта.
Если отказывает первая пушка (снаряд /), не размыкается замок или не отделяется от кресла первый стабилизирующий парашют, срабатывает вторая пушка (фиг.
12.65). В этом случае снаряд 5 размыкает узел 7, после чего связь 10 вытягивает второй стабилизирующий парашют и, попутно разрывая строчку, автоматически отсоединяет второй парашют от звена 9.
Кроме автоматических устройств, на кресле обычно имеется рукоятка, управляя которой (левой или правой рукой), летчик независимо от автоматических устройств может сам отделить 278
что на кресле, "отделяться от раскрывания парашюта, прощечто на кресле, "отделяться от раскрывания парашюта, прощеФиг. 12.64. К описанию схемы действия парашютной системы.Фиг. 12.64. К описанию схемы действия парашютной системы.второй стабилизирующий парашют от кресла и ввести купол основного спасательного парашюта в действие. От рукоятки также идут гибкие связи к замкам привязной системы, удерживающей летчика в кресле, поэтому летчик может отделить от себя кресло после раскрывания основного спасательного парашюта, если прибор, размыкающий эти замки, не сработал.
что на кресле, "отделяться от раскрывания парашюта, проще
что на кресле, "отделяться от раскрывания парашюта, проще
Фиг. 12.64. К описанию схемы действия парашютной системы.
Фиг. 12.64. К описанию схемы действия парашютной системы.
Кроме того, следует отметить, которого летчику не требуется до разместить кислородную и другую аппаратуру, обеспечивающую жизненно необходимые условия для человека при катапультировании на большой высоте и при спуске па водную или необитаемую поверхность. Для таких случаев в чашке сиденья помещается аварийный запас летчика (продукты питания, медикаменты, сигнальные и другие средства связи), а также надувная спасательная лодка, подсоединенные к подвесной системе летчика.
Для надежной и быстрой эвакуации летчика с самолета при вынужденной посадке на воду в конструкции подвесной системы парашюта предусмотрены замки, отделяющие подвесную систему летчика от свободных концов, соединяющих стропы купола основного парашюта с подвесной системой летчика. Процесс отделения производится в два приема:
до посадки на воду летчик размыкает замки, отделяющие его подвесную систему от парашютной системы; 2) после посадки летчик рукояткой размыкает все замки своей привязной системы на кресле. Затем, имея на себе подвесную систему, к которой прикреплен контейнер с аварийным запасом и надувной лодкой, летчик покидает самолет.
Если очевидно, что самолет быстро утонет, летчик катапультируется, после чего при помощи рукоятки расстегивает замки привязной системы и отделяется от кресла.
По сообщению журнала «Aviation Week) (см. [14]) из самолета 4D-1 было совершено успешное катапультирование с глубины 22 м. «Из-за отказа тормоза при посадке на борт авиаматки «Эссекс» самолет упал через борт, разорвав тормозную сетку,
279
укрепленную на борту. Во время своего 17-метрового падения самолет несколько раз перевертывался в воздухе., При ударе о воду фонарь кабины сдвинулся, вода стала проникать в кабину. Летчик откинул фонарь, затем, сделав неудачную попытку выбраться из кабины, натянул шторку, в результате чего катапультировался и, отделившись от кресла, успешно приводнился».
Для упрощения системы спасения применяется, например, кресло только с одним первым стабилизирующим парашютом. Второй стабилизирующий парашют прикрепляется не к креслу, а к под-
Фиг. 12.65. Схема действия парашютной системы при несрабатывании первой пушки или замка, отделяющего первый стабилизирующий парашют.
весной системе летчика, в результате чего количество замков на кресле уменьшается.
Схема действия такой парашютной системы сводится к следующему.
В момент катапультирования кресла с летчиком выстреливается первый стабилизирующий парашют;
Спустя 1,5—2 сек первый стабилизирующий парашют отделяется от кресла и вводит в действие второй стабилизирующий парашют, свободные концы которого прикреплены к подвесной системе летчика.
Одновременно с отделением первого стабилизирующего парашюта размыкаются замки привязной системы, удерживающей летчика в кресле, поэтому в момент наполнения купола второго стабилизирующего парашюта кресло уходит впереди летчика и 280
включает прибор, который раскрывает ранец основного спасательного парашюта, помещенного под сиденьем летчика.
При катапультировании на малой высоте парашютный прибор вводит в действие основной спасательный парашют через 2— 3 сек после отделения от кресла или спустя 3,5—5 сек после катапультирования.
При катапультировании на большой высоте после отделения от кресла летчик спускается на втором стабилизирующем парашюте до малой высоты, на которой срабатывает анероидная часть парашютного прибора, вводящего в действие спасательный парашют при неотделенном от подвесной системы летчика куполе второго стабилизирующего парашюта. Размещение на подвесной системе летчика замков для отделения второго стабилизирующего парашюта значительно усложняет конструкцию парашюта и в некоторых случаях неоправдано.
Количественные изменения, произведенные в конструкции кресла, обеспечивающего автоматическое отделение летчика, вызвали качественные изменения всей системы спасения по сравнению с креслом, от которого летчик может отделиться только сам. Минимально безопасная высота для надежного спасения увеличилась из-за того, что на выход и наполнение вытяжного парашюта, на неинтенсивное вытягивание купола и строп основного парашюта (площадь вытяжного парашюта меньше площади купола второго стабилизирующего парашюта, который является вытяжным в системе кресла первого типа) и на свободное падение летчика после отделения от кресла требуется дополнительная высота.
Кроме того, возможны случаи ненормального срабатывания основного парашюта (см. разд. 3 гл. XII), когда его части могут зацепиться за купол второго стабилизирующего парашюта.
Следует также учитывать, что неотделенный от подвесной системы наполненный купол второго стабилизирующего парашюта отрицательно влияет на наполняемость купола основного спасательного парашюта.
Можно найти такие форму и размеры второго стабилизирующего парашюта и так разместить его между летчиком и вытянутым куполом основного парашюта, что обтекание воздухом купола второго стабилизирующего парашюта не будет ухудшать наполняемости купола основного парашюта. Улучшение наполняемости купола основного парашюта можно обеспечить приспособлениями увеличивающими скорость Кок-
Устранение столкновения летчика с креслом
Практика аварийного и учебного катапультирования показывает, что после отделения и раскрывания основного спасательного парашюта возможно столкновение летчика с креслом, если траектории летчика и кресла в воздухе совмещаются или пересекаются.
Вес и аэродинамические характеристики летчика и кресла
281
различны, поэтому различны и их скорости после отделения. Так, например, если — — летчика больше ——— кресла, то после сг/гск/к
отделения кресло будет отставать и летчик уйдет вперед. Но когда основной спасательный парашют раскроется, скорость падения летчика резко уменьшится, в результате чего кресло догонит летчика и при ветре траектории кресла и летчика могут совместиться или пересечься и произойдет столкновение.
При применении описанных выше кресел первого или второго типа столкновение летчика с креслом исключается. Кресло уходит вперед, а летчик, скорость падения которого быстро уменьшается в связи с наполнением купола основного спасательного парашюта (в случае кресла первого типа) или второго стабилизирующего парашюта (в случае кресла второго типа), отстает от кресла, что и устраняет столкновение.
Типовая трехкаскадная парашютная система
В современных самолетах на катапультных креслах летчика применяется типовая парашютная система, которая состоит из трех основных частей, срабатывающих в определенной последовательности. В новой парашютной системе учтены рекомендации и устранены недостатки обычных парашютных систем.
При катапультировании кресла с летчиком на скорости до 1100 км/час вводится в действие первый стабилизирующий парашют площадью 0,15—0,2 м?, который должен развернуть кресло по полету и препятствовать его вращению.
Спустя некоторое время, за которое скорость падения кресла уменьшится до индикаторной скорости 600 км/час, полуавтоматический прибор, следящий за скоростью падения кресла, отключает первый стабилизирующий парашют от кресла, который принудительно вводит в действие второй стабилизирующий парашют площадью 2 jw2. Этот второй парашют должен затормозить скорость падения кресла до величины, допустимой для раскрывания основного парашюта, и обеспечить стабилизированный спуск кресла с летчиком с большой высоты.
Когда кресло с летчиком достигнет заданной высоты, полуавтоматический прибор отсоединяет от кресла второй стабилизирующий парашют, который принудительно вводит в действие основной парашют на скорости ^100 м/сек. Связь второго стабилизирующего парашюта с основным осуществляется замком «Не разъем— Разъем». При нормальном срабатывании элементов парашютной системы по штатной схеме замок под натяжением второго стабилизирующего парашюта запирается («Не разъем») и, отделяясь от кресла, обеспечивает связь второго стабилизирующего парашюта с основным.
Если летчик самостоятельно отделяется от кресла в случае отказа стреляющего механизма или несрабатывания первого или 282
второго стабилизирующего парашюта, закрепленный на кресле замок размыкается («Разъем») под усилием летчика и отделяет основной парашют от несработавшего второго стабилизирующего парашюта. После самостоятельного отделения летчика от кресла основной парашют вводится в действие полуавтоматическим прибором, находящимся в ранце парашюта, или самим летчиком, который выдергивает вытяжное кольцо с тросом, размыкающим ранец основного парашюта.
Сочетание штатной схемы действия трехкаскадной парашютной системы с возможностью самостоятельного отделения летчика от кресла позволяет отказаться от второй пушки, дублирующей ввод в действие второго стабилизирующего парашюта (см. стр. 278).
Кабины и капсулы как средство спасения при полетахна сверхзвуковых скоростях
Основное назначение отделяемой от самолета кабины или капсулы сводится к снижению перегрузок торможения (за счет большого веса кабины) и к защите летчика от прямого воздействия потока воздуха и отрицательных явлений, связанных с катапультированием на высоте > 15 км.
Казалось бы, такая кабина может явиться идеальным решением задачи. Однако проблема спасения на малой высоте в отделяемой кабине еще не разрешена, а усложняется. Дело в том, что из-за большого веса кабины ~ 500 кг требуется дополнительный путь (дополнительная высота), чтобы погасить скорость падения кабины до величины, допустимой для введения н действие ее парашютной системы. Кроме того, как известно из опыта применения отделяемой кабины самолета Ве11-Х2, кабина этого самолета не имела катапультного кресла. Поэтому при испытательном полете 27 сентября 1956 г., летчик, преодолев значительные трудности, сумел отделить кабину от самолета и расстегнуть привязные ремни, но покинуть свободно падающую кабину не смог и погиб [13].
Фирма Стенли Эйвиэйшн [14] создала отделяемую капсулу «Денвер» с парашютной системой для всей капсулы. Руль высоты устанавливает капсулу под углом набора высоты 20°, что должно, значительно снизить минимальную высоту спасения при благоприятных условиях.
ПАРАШЮТ ДЛЯ СПУСКА ЧЕЛОВЕКА НА ЗЕМЛЮ ПРИ ПОЛЕТАХВ РАКЕТЕ
Работы по обеспечению подъема, выживаемости животных в полете и спуска их на землю проводились в 1950—1958 гг. применительно к условиям ракет, поднимающихся на высоту 100, 200 и 472 км. За эти годы был, в .частности, осуществлен надежный
спуск животных (собак) с высоты 472 км при различных условиях и путях обеспечения спуска [15, 16]. -
В одном случае животные были помещены в герметичной кабине головной части ракеты, представляющей собой образец отделяемой кабины. Спуск на землю обеспечивался парашютной системой всей головки ракеты. Головка автоматически отделялась от корпуса ракеты на высоте 100, 200, 472 кля и свободно падала. В плотных слоях атмосферы скорость головки тормозилась укрепленными на ней металлическими щитками. На высоте ~ 4 км включалась в действие парашютная система головки, которая обеспечивала торможение в пределах допустимых перегрузок и приземление с малой скоростью (до 7 м/сек).
В другом случае, когда животные, снабженные скафандрами, были помещены в негерметичной кабине, спуск их на землю обеспечивался индивидуальными парашютами, действующими независимо от парашютной системы головки ракеты. На высоте ~85 км из свободно падающей головки выстреливалась (катапультировалась) первая тележка с собакой в скафандре, парашютом, аппаратурой и приборами. Через 3 сек после катапультирования парашютный автомат вводил в действие парашют тележки. При этих опытах собака в скафандре с тележкой и различными приборами спускалась на раскрытом парашюте с высоты ~ 82 км.
Вторая тележка с собакой выстреливалась на высоте 35—50 км. В этом случае после катапультирования тележка с собакой свободно падала до высоты ~ 4 /сл», на которой анероидный парашютный полуавтомат КАП-3 вводил в действие парашют.
Свободно падающая головка, как и в других опытах, приземлялась на своем парашюте.
Полет человека на большую высоту реален
Надежная работа парашютных систем спуска животных на землю в столь разных и сложных условиях свидетельствует о высокой эффективности разработанных конструкций ракеты, скафандра, парашютных систем, катапультных устройств, автоматических устройств по обеспечению жизненно необходимых для животных условий и др., и указывает на реальную возможность полета человека в ракете на большую высоту.
При полетах на самолете парашют является средством спасения, которое используется только при аварии самолета, при полетах же в ракете, не оборудованной посадочными средствами, применение парашюта обязательно. Здесь парашют является уже средством, которое обеспечивает спуск и приземление.
При свободном падении головка ракеты приземляется с вертикальной скоростью порядка 150—200 м/сек, при которой, естественно, разобьется и головка ракеты и человек. Безопасна для приземления скорость не более 7 м/сек, поэтому головка ракеты 284
должнаиметь дополнительное тормозное устройство, обеспечивающее торможение скорости головки до 7 м/сек.
Одним из известных тормозных устройств является парашют. Парашют обладает особым, присущим только ему, свойством — его можно укладывать в компактную упаковку относительно малого объема и он может развертываться в купол с большой площадью поверхности, сопротивление которого обеспечивает скорость приземления, допускаемую конструкцией головки ракеты и организмом человека. В случае аварии человек пользуется катапультным креслом с индивидуальным спасательным парашютом, который является обязательной принадлежностью в полете.
Таким образом, в отличие от полета на самолете, где безопасная посадка на землю в обычных условиях обеспечена без применения парашюта, при полете в ракете безопасное возвращение человека на землю целиком зависит от надежности действия одного из двух парашютов — парашюта головки ракеты или спасательного.
Чтобы оценить условия, при которых обеспечивается безопасный спуск на землю, рассмотрим полет в головной части ракеты.
Расчеты показывают, что наибольшие трудности для спасения человека возникают не при подъеме, а при спуске ракеты на землю с большой высоты. Помимо причин аэродинамического характера, это объясняется еще и тем, что при спуске ракеты не имеется того резерва времени, который есть при взлете. Рассмотрим условия, обеспечивающие безопасный спуск человека на землю в ракете с максимальной высоты. Пусть ракета достигла высоты, например, 100 км. Здесь головка отделяется от корпуса ракеты, взводит анероидные приборы и свободно падает до высоты ~ 4 км, на которой взведенный анероидный прибор включает парашютную систему, которая приземляет головку со скоростью, допускаемой организмом человека. В этом случае человек будет находиться внутри головки в течение 6,5 мин, начиная от взлета до момента раскрывания парашютной системы на высоте ~ 4 км.
Следует отметить, что до раскрывания парашютной системы головка в течение ~ 3 мин может падать беспорядочно (в особенности с большой высоты, на которой аэродинамические стабилизирующие устройства головки не эффективны), поэтому человек должен быть прикреплен к креслу так же надежно, как это делается при полетах в обычных самолетах и, особенно, в самолетах с отделяемыми кабинами.
С высоты 100 до 35 км из-за малой плотности воздуха головка будет падать ускоренно и путь в 65 км пройдет за 116 сек. Затем, на высоте 28—115 км в плотных слоях атмосферы скорость головки быстро уменьшится. В результате резкого торможения на находящегося внутри головки человека будут в течение 10—12 сек воздействовать перегрузки порядка 4,4—5,3g. Для уменьшения величины перегрузок и обеспечения их воздействия в заранее заданном
направлении целесообразно на большой высоте ввести в действие стабилизирующий парашют. Этот парашют, кроме стабилизации падения головки, будет препятствовать увеличению скорости падения головки, что и приведет к уменьшению величины перегрузки торможения.
Организм человека выдерживает разные по величине перегрузки в зависимости от их направления и времени действия. Поэтому при соответствующем расположении кресла в головке ракеты или такой стабилизации головки, чтобы возникающие при торможении перегрузки действовали в направлении спина—грудь, можно обеспечить безопасность полета в ракете и спуск человека на землю.
Человек подвергается воздействию перегрузок не только при спуске, но и при взлете ракеты. При этом на него будет воздействовать шестикратная перегрузка, создаваемая при работе двигателя.
Из приведенных положений следует, что при полете в ракете на высоту 100 км перегрузки, воздействующие на человека как при взлете ракеты, так и при свободном падении головки, не опасны для организма человека при условии обеспечения соответствующего расположения кресла с человеком в головке и должной ее стабилизации. На высоте 5—3 км, на которой скорость головки затормозится до 200—250 км/сек , можно ввести в действие парашютную систему головки. Перегрузки, действующие в процессе раскрывания парашютной системы на малой высоте, а также при приземлении с раскрытым парашютом, малы и кратковременны, а поэтому опасности для человека не представляют.
Для повышения надежности полета имеется катапультное кресло с индивидуальной парашютной системой спасения, которым можно воспользоваться в случае аварии ракеты при взлете, не- отделения головки от корпуса ракеты или несрабатывания парашютной системы головки.
Рассмотрим условия, при которых можно пользоваться спасательным парашютом.
Совершенно очевидно, что до ввода спасательного парашюта в действие необходимо обеспечить надежное покидание свободно падающей головки на высоте < 4 км в случае отказа парашютной системы головки или свободно падающей ракеты (случай неотде- ления головки от корпуса ракеты или аварии при взлете).
При отказе парашютной системы головки у человека есть всего только 10—15 сек времени, в течение которого должно произойти катапультирование кресла, его торможение и раскрывание спасательной парашютной системы. Поэтому в такой аварийной обстановке катапультирование кресла с человеком из головки ракеты должно производиться автоматически по команде второго анеро-
идного прибора, настроенного на срабатывание, например, на высоте 2000 м (первый прибор введения в действие парашютной системы всей головки устанавливается на срабатывание на высоте ~ 4000 .и).
При нормальном срабатывании парашютной системы головки должно быть обеспечено автоматическое отключение прибора, подающего команду на катапультирование.
Если головка не отделится от корпуса ракеты или если произойдет авария при взлете, катапультирование кресла с человеком должно обеспечиваться также и по радиокоманде с земли. В самом деле, если головка не отделится, то анероидный прибор катапульты кресла взведен не будет и, следовательно, автоматическое катапультирование кресла с человеком не произойдет. Сам- же человек, лишенный возможности оценить действительную обстановку полета, например, при взлете, может не успеть принять решение для катапультирования вручную.
Отсюда ясно, что катапультирование кресла с человеком при разных, хотя и редких, аварийных ситуациях должно быть обеспечено очень надежно. Но возможность покидания ракеты как и любого другого летательного аппарата ограничивается величиной допустимого воздушного скоростного напора. Так, например, из. современного реактивного самолета безопасное катапультирование кресла с летчиком возможно при индикаторной скорости полета до 900 км!час, что соответствует воздушному скоростному напору 4000 кГ(м2.
Из расчетов видной что при-свободном падении головки ракеты с высоты 100 км максимальный скоростной напор не превышает 2600 кПм2 (на высоте 21 /си); следовательно, из свободно падающей головки можно катапультироваться на любой высоте от 100 и до 2 км.
Но при свободном падении ракеты с неотделенной головкой возможности аварийного катапультирования несколько ограничи ваются. Дело в том, что при свободном падении ракеты с высоты 100 км скоростной напор на высоте 9,5 км достигнет 11500 кГ/м2, что почти в 3 раза выше напора в 4000 кГ/м2, принятого нами за допустимый, и соответствует случаю полета самолета у земли со скоростью 1500 км] час.
Согласно расчету при принятом скоростном напоре 4000 кГ/л/2 из свободно падающей ракеты с неотделенной головкой можно катапультироваться только на высоте более > 20 км или < 3 км. С высоты 100 до 20 км ракета с неотделенной головкой будет падать около 130 сек, в течение которых можно успеть подать радиокоманду с земли на катапультное устройство. За это же время по аварийному сигналу, показывающему, что головка не отделилась, человек может успеть катапультироваться самостоя тельно.
Применение защитных устройств (надежного крепления туло-. виша и конечностей к креслу,* скафандра, гермошлема и др.)
позволяет катапультироваться при скоростном напоре до 7000— 10 000 кГ/м2 и, следовательно, несколько расширяет возможности аварийного покидания свободно падающей ракеты. В этом случае можно катапультироваться на высоте 100—15,5 или <5 км.
Для того чтобы имеющейся на кресле рукояткой не ввести в действие основной спасательный парашют преждевременно, т. е. раньше чем кресло с летчиком достигнет высоты, на которой (или ниже) спасательный парашют раскрывается анероидным прибором, рассмотрим ограничения, которые необходимо учитывать при пользовании спасательным парашютом.
На большой высоте, где плотность воздуха стремится к нулю, купол спасательного парашюта может не выполниться, а без специальных устройств — совсем не сработать.
При раскрывании спасательного парашюта на большой высоте нагрузки, действующие на наполняющийся купол, а следовательно, и на человека, могут быть выше нагрузок, допускаемых организмом человека.
Сопротивление купола парашюта, выполнившегося на большой высоте, может при вхождении купола в плотные слои атмосферы с большой скоростью вызвать перегрузки торможения, недопустимые для организма человека.
Ткань к!упола парашюта может сгореть от воздействия температуры торможения.
Снижение на раскрытом парашюте с большой высоты может происходить со значительным раскачиванием и вращением, что недопустимо для организма человека.
Возможность раскрывания парашюта на малой высоте после длительного и беспорядочного падения человека с большой высоты (с задержкой раскрывания парашюта) ограничивается пределом выносливости человека.
Рассмотрим, на какой высоте человек может сам раскрыть спасательный парашют, учитывая приведенные выше ограничения.
Купол парашюта наполняется воздухом, если купол и стропы вытянуты на -всю длину и система груз—парашют движется в воздухе со скоростью, которая создает скоростной напор, необходимый для наполнения купола.
Укажем для примера, что купол спасательного парашюта летчика (вес купола парашюта со стропами 5—8 кг), вытянутый на всю длину, может начать наполняться при скоростном напоре порядка 0,1—0,5 кГ/м2. Чтобы обеспечить такой скоростной напор, например, на высоте 90 км, скорость снижения системы на этой высоте должна быть равна соответственно 710—1500 м/сек.
Расчеты и успешно проведенные в Советском Союзе опыты по спасению животных показывают, что при немедленном введении спасательного парашюта в действие после катапультирования крес-
ла из головки, свободно падающей с высоты 100 км, наполняемость купола обеспечивается начиная с высоты 85 км и ниже.
Следовательно, исходя только из условий наполняемости, спасательный парашют можно вводить в действие на высоте <85 км немедленно или через несколько секунд после катапультирования из головки ракеты, свободно падающей с высоты 100 км.
Рассмотрим, какие ограничения внесут нагрузки, действующие на купол парашюта, а следовательно, и на человека в процессе раскрывания парашюта.
Известно, что нагрузка порядка 1600—1800 кГ, кратковременно действующая на купол спасательного парашюта в процессе наполнения воздухом, допустима для человека. Из расчетов следует, что эта нагрузка не будет превышена, если купол парашюта начнет наполняться немедленно после отделения от головки ракеты на высоте более 55 км или менее 3 км.
В диапазоне высот 55 — 3 км спасательный парашют раскрывать нельзя из-за огромных нагрузок, которые воздействуют на купол парашюта при наполнении на этих высотах. Так, например, на высоте 48 км на наполняющийся купол будет действовать нагрузка в 4000 кГ, что приведет к обрыву строп и оболочки неупроч- ненного дополнительно купола. Если купол упрочнить, то на высоте 24 км на него будет действовать нагрузка в 70 000 кГ.
При раскрывании спасательного парашюта на высоте от 85 до 58 км скорость снижения кресла с человеком на раскрытом парашюте будет не выше 900 м/сек.
Опыты, проведенные в Советском Союзе по раскрыванию купола парашюта на высоте 85 км и при скорости снижения до 980 м/сек, показывают, что применяемые в настоящее время парашютные ткани выдерживают температуру торможения, соответствующую этой скорости, в течение 25—30 сек. Поэтому разрушающее действие температур торможения не опасно, если раскрывать спасательный парашют на. высоте 85—58 км.
Таким образом, учитывая приведенные выше ограничения, спасательный парашют можно вводить в действие только в диапазоне высот 85—58 км или ниже 3 км.
Так как после катапультирования человек не может определить, на какой высоте он находится, а следовательно, не может оценить возможность введения парашюта в действие, необходимо соблюдать выдержку и не касаться рукоятки введения парашюта в действие вручную.
.При длительной задержке раскрывания парашюта (человек в кресле после катапультирования падает свободно) введение спасательного парашюта в действие допускается производить на высоте <6,5 км. Дело в том, что на высоте >6,5 км скорость падения кресла с человеком еще велика и недопустима для безопасного раскрывания парашюта.
При задержке раскрывания парашюта человек падает в воздухе беспорядочно (в особенности на большой высоте), что может вы- 19 Н. А. Лобанов 289
звать морскую болезнь. Поэтому для обеспечения относительно устойчивого падения можно применять стабилизирующий парашют площадью 1,5—2 м2. Стабилизирующий парашют можно вводить в действие на любой высоте, на которой допускается безопасное катапультирование, т. е. в диапазоне 100—20 км или ниже 3 км при падении ракеты с неотделенной головкой, или на любой высоте от 100 до 2 км при катапультировании из свободно падающей головки.
Целесообразность длительного свободного падения человека в кресле с большой высоты (в аварийных случаях) с задержкой раскрывания основногд парашюта до высоты, например, 4 км подтверждается многими соображениями.
Во-первых, свободное падение человека с креслом удобно тем, что в кресле можно поместить и закрепить баллоны с необходимым запасом кислорода, а также приборы и различное устройство, поддерживающие жизненно необходимые для человека условия при падении с большой высоты.
Далее, катапультируясь из головки ракеты, например, на высоте 85 км человек будет падать до высоты 4 /cjh, не раскрывая спасательный парашют всего только^ течение 197—200 сек, тогда как на ■раскрытом спасательном парашюте, он будет падать до этой же высоты 1755 сек, в том числе ~500 сек со значительным вращением и раскачиванием. Осуществимость свободного падения в течение ~200 сек подтверждается опытами, проведенными как советскими, так и зарубежными парашютистами.
Так, например, 25 сентября 1945 г. Василий Романюк свободно падал в течение 167 сек, не раскрывая парашюта. 21 марта 1957 г. три чехословацких парашютиста Густав Коубек, Ярослав Егличка и Зденек Каплан свободно падали с высоты 12 082 м в течение 198 сек, не раскрывая парашюта. 20 августа 1957 г. Николай Никитин совершил прыжок с парашютом на высоте 15383 м, раскрыв его только на высоте 763 м от земли.
В 1958 г. ночью был совершен групповой прыжок советских парашютистов с высоты 14 382 м с задержкой раскрывания парашютов в течение ~240 сек [12].
Газета «Трибуна Люду» сообщила, что 16 ноября 1959 г. американский парашютист Киттингер совершил прыжок из гондолы стратостата на высоте 22 920 м и спускался на стабилизирующем парашюте с большой скоростью до высоты 3600 м, на которой основной парашют был введен в действие прибором.
1 ноября 1962 г. Е. Н. Андреев совершил прыжок с высоты 25 458 м и свободно падал, не раскрывая парашюта, в течение 270 сек .
При вертикальном падении с высоты, например 85 км, не раскрывая парашюта до высоты.4 дм, человек находится в зоне низких температур, кислородной недостаточности и малых парциальных давлений всего только в течение 200 сек. На этот отрезок вре-
мени требуется запас кислорода в восемь раз меньший, чем при снижении на раскрытом спасательном парашюте. На высоте же 4 км спасательный парашют надежно раскрывается анероидным прибором, например типа КАП-3, или человеком.
В дополнение к приведенным положениям о свободном падении с большой высоты с задержкой раскрывания парашюта следует отметить интересный факт, кажущийся на первый взгляд парадоксальным. Оказывается, что время свободного падения человека с креслом до 4 км практически одинаково как при катапультировании из вертикально падающей головки ракеты на высоте 85 км, так и. при катапультировании летчика из горизонтально летящего самолета на высоте 35 км. Это объясняется тем, что в момент катапультирования на высоте 85 км начальная вертикальная скорость падения кресла с человеком равна 700 м/сек. Ввиду малой плотности, воздуха, падая с этой высоты, кресло с человеком достигнет высоты 35 км при вертикальной скорости падения ~890 м/сек, тогда как при катапультировании из самолета на высоте 35 для начальная вертикальная скорость падения кресла с летчиком равна нулю.
Приведенные выше данные, а также результаты успешного приземления животных на парашютах с высоты 100, 200 и 472 км позволяют сделать следующие выводы.
. Безопасный спуск человека на землю при полете в ракете на высоту 100 км можно обеспечить при помощи парашютной системы головной части ракеты и индивидуального спасательного парашюта.
. Безопасный полет и спуск человека на землю с высоты 100 км можно обеспечить при следующем примерном порядке полета и спуска:
человек в скафандре находится в катапультном кресле, помещенном в головной части ракеты;
при нормальном полете на максимальной высоте головка автоматически отделяется от корпуса ракеты, взводит автоматические устройства своей парашютной системы и катапультного кресла и подает сигнал;
на высоте 85 км раскрывается стабилизирующий парашют головки (площадью ~ 15 м2у который обеспечивает относительно устойчивое падение головки до высоты 5—3 км, на которой анероидный прибор включает в действие парашютную систему головки. В момент раскрывания парашюта головки выключаются автоматические устройства катапультирования кресла;
на раскрытом парашюте головка с человеком приземляется со скоростью 5—7 м/сек;
при отказе стабилизирующего парашюта головки человек катапультируется по возникающему при этом аварийному сигналу на высоте от 85 до 20 км (время для принятия решения о катапультировании ~ 130 секу После катапультирования человек в кресле
снижается на стабилизирующем парашюте кресла площадью 1,5— 2 м2 до высоты 4 км, где анероидный прибор автоматически вводит в действие спасательный парашют.
Раскрывание спасательного парашюта вручную можно производить на высотах 6,5—1 км.
При аварии на взлете или в случае неотделения головки от корпуса ракеты катапультирование кресла с человеком производится по радиокоманде с земли: при взлете — на любой высоте без ограничения, при падении со 100 км — на высоте от 100 до 20 км или ниже 3 км.
На протяжении пути с высоты 100 до 4 км, когда человеку необходимо кислородное питание, время падения равно:
— при падении в головке 208сек
— при падении с креслом (катапультирование иа высоте 85 км) . . .258 сек
— при снижении на спасательном парашюте, раскрытом на высоте 85 км 1855 сек
ЛИТЕРАТУРА
Journal of Aviation Medicine, 1957.
Flying Safety, 1954.
1-й сборник трудов аэростатного отдела «Летучей лаборатории», 1918.
Техническое описание парашюта ПНЛ-58.
Brown В. D., Parachutes, London, 1951.
Попов С. Г., П о л а з о в С. П., Об определении воздухопроницаемости тканей, журнал «Измерительная техника», 1941, № 5.
Авторское свидетельство № 7029.
Le parachute Robur, Revue des Aeriennes, 1932, No. 32.
Еремин В. С., Исследование процесса наполнения куполов парашютов, изготовленных из тканей с большой воздухопроницаемостью. Кандидатская диссертация, 1952.
Е р е м и н В. С., Россомахин Б. С., Отчет № 233-52-НИО, 1952.
И. Flight, No. 2435, р. 836, Sept., 1955.
Романюк В. Г., Савкин А., Групповые прыжки из стратосферы, журнал «Крылья Родины», 1958, № 6.
Aviation Revue, 1956, Novemb., р. 523—525.
Aviation Week, 1957, May 27.
Благонравов А. А., Исследование верхних слоев атмосферы при помощи высотных ракет. «Вестник АН СССР», 1957, № 6.
Лобанов Н. А., Парашют — средство возвращения человека на Землю из космического полета. «Вестник Воздушного флота», 1958, № 7.
Глава XIII
ПАРАШЮТЫ ЗАПАСНЫЕ
Обычно запасные парашюты являются обязательной принадлежностью людских учебно-тренировочных и спортивных парашютов, однако используются по своему прямому назначению редко.
Назначение запасного парашюта хорошо определяется его названием. Этими парашютами «про запас» пользуются главным образом при аварийной обстановке, когда основной парашют раскрылся ненормально или не раскрылся совсем.
Статистика нескольких сотен тысяч прыжков, совершенных из самолета на разной скорости полета и с парашютами разных конструкций показывает, например, по зарубежным данным [1], что отказ основного парашюта, когда приходится пользоваться запасным парашютом, случается 1 раз на 5000 прыжков.
Из американских данных, основанных на анализе прыжков с парашютом, выполненных в школе парашютистов «Форт Брэгг», следует, что одна катастрофа приходится примерно на 30 000 прыжков [2].
Относительно малое число случаев отказа основных парашютов показывает их надежность, однако до сего времени ведутся работы над созданием такой конструкции запасного парашюта, которая исключала бы и отдельные случаи катастроф и аварий при учебно- тренировочных и спортивных прыжках с парашютом.
ОТКАЗ ИЛИ НЕНОРМАЛЬНОЕ РАСКРЫВАНИЕОСНОВНОГО ПАРАШЮТА
Основной парашют может не ввестись в действие из-за неисправности парашютного полуавтомата, раскрывающего ранец основного парашюта, или по вине парашютиста. Например, парашютист не зацепил крюк вытяжной веревки на самолете или не выдернул вытяжное кольцо с тросом раскрывающего устройства при выполнении прыжка с преднамеренной задержкой раскрывания основного парашюта.
В таких случаях купол основного парашюта остается в ранце, а запасной парашют раскрывается при свободном падении парашю-
293
Фиг. 13.1. Зацепление вытяжного парашюта за ногу парашютиста и возможное несрабатывание запасного парашюта.Фиг. 13.1. Зацепление вытяжного парашюта за ногу парашютиста и возможное несрабатывание запасного парашюта.тиста и выполняет роль обычного спасательного, но-в более сложных условиях, которые вызываются тем, что запасной парашют обычно не имеет вытяжного парашюта.
Фиг. 13.1. Зацепление вытяжного парашюта за ногу парашютиста и возможное несрабатывание запасного парашюта.
Фиг. 13.1. Зацепление вытяжного парашюта за ногу парашютиста и возможное несрабатывание запасного парашюта.
Вытяжной парашют основного парашюта зацепился за снаряжение или конечности парашютиста, что в некоторых случаях приводит к отказу основного парашюта (фиг. 13.1). При этом раскрывание запасного парашюта осложняется тем, что купол может попасть в «дужку», образованную отказавшим основным парашютом, и не наполнится.
Купол основного парашюта выполнился неполностью (разрыв купола, обрыв нескольких строп, перехлестывание купола одной или несколькими стропами, закручивание строп купола в один общий жгут и пр.). При этом парашютист снижается с повышенной скоростью порядка 8—12 м]сек, а если купол разорвался во многих местах и, в особенности, в районе полюсной части — со скоростью 25—50 м!сек. Помимо увеличения скорости, вся система парашютист— парашют может снижаться с вращением относительно вертикали.
Купол основного парашюта сложился при столкновении двух или нескольких парашютистов, снижающихся на выполненных куполах. Столкновение может произойти из-за: перемещения парашютов в горизонтальной плоскости вместе с воздушными течениями разной скорости и разного направления; разного веса парашютистов (парашютист большего веса обгоняет парашютиста меньшего веса); перемещения куполов в воздухе под действием реактивной силы, возникающей при вытекании воздуха из килевого устройства купола (киля, щели, отверстия и пр.).
Складывание куполов при столкновении наблюдается в разных странах независимо от формы купола и его конструкции. В статье о вооружении и снаряжении парашютистов-десантников [3] специально указывается: «нужно следить за тем, чтобы избежать столкновения с другими парашютистами при снижении на раскрытых парашютах, так как при этом один или несколько куполов могут сложиться».
При учебном катапультировании основной парашют может не ввестись в действие из-за того, что парашютист не отделился от катапультного кресла, в чашке которого находится основной парашют. В этом случае запасной парашют вводится в действие при большой скорости снижения парашютиста с креслом и при их об- 294
щем большом весе, который иногда может превышать вес парашютиста в 2 и более раза.
Кроме приведенных случаев отказа или ненормального раскрывания основного парашюта, запасной парашют иногда вводят в действие и в момент, совпадающий с раскрыванием основного парашюта. Примером этого могут служить случаи раскрывания запасного парашюта парашютистом в момент отделения его от самолета или при свободном падении парашютиста с задержкой раскрывания основного парашюта, когда парашютист открывает запасной парашют в момент раскрывания основного парашюта дистанционным прибором.
НЕКОТОРЫЕ ОСОБЕННОСТИ ПРИМЕНЕНИЯЗАПАСНОГО ПАРАШЮТА
Характерные особенности применения запасного парашюта определяются его конструкцией. Если запасной парашют.представляет собой точную копию основного спасательного и вводится в действие только после того, как парашютист отцепит несработавший основной парашют, то в этом случае применение запасного парашюта никакими особенностями не отличается. Здесь просто происходит последовательное с некоторым интервалом введение в действие двух одинаковых парашютов, если первый парашют не выполнил своей функции. Но в конструкции подвесной системы тренировочного или спортивного парашюта должно быть компактное, прочное и надежное устройство для отделения отказавшего парашюта от подвесной системы.
Если на подвесной системе такое устройство не предусмотрено, то раскрывание запасного парашюта при ненормально раскрытом основном парашюте будет происходить в более сложных условиях, отличающихся от условий раскрывания основного парашюта.
Обычно два одинаковых или однотипных парашюта применяются только испытателями-парашютистами.
При всем многообразии конструкций все известные за последние 30 лет тренировочные и спортивные парашюты снабжены запасным парашютом, который значительно отличается от основного и должен раскрываться при всех возможных случаях несрабатывания основного.
Приведем примеры характерных особенностей запасного парашюта.
Запасной парашют должен раскрываться одинаково надежно как при малой (12 м/сек), так и при большой скорости падения парашютиста, равной скорости полета самолета (случай раскрывания запасного парашюта при отделении от самолета). Но, чтобы хорошо наполняться при малой скорости купол запасного парашюта должен иметь малую площадь, минимально возможный вес и минимальную воздухопроницаемость. Таким образом, необходимость раскрывания запасного парашюта при большой скорости и боль-
* 295
шом общем весе системы (общий вес десантника с парашютами и снаряжением 140 кг, а парашютиста с неотделившимся креслом-- 250 кг) является диаметрально противоположным требованием.
В самом деле, при раскрывании купола малой площади и с малой воздухопроницаемостью имеют место большие аэродинамические нагрузки торможения, которые может выдержать только достаточно прочный купол. Увеличение же прочности влечет за собой неизбежное увеличение веса купола и ухудшение его наполняемости при малой скорости, т. е. при частичном отказе основного парашюта. Кроме того, скорость падения парашютиста на куполе запасного парашюта малой площади может быть опасной для приземления. Поэтому, например, с 1935 г. начали применять куполы
Фиг. 13.2. Размещение запасного парашюта на подвесной системе основного парашюта.
запасного парашюта площадью 40—50 jh2 вместо применяемых ранее площадью 30—35 jh2.
Использование известных способов уменьшения нагрузок, действующих на купол при наполнении на большой скорости (увеличение воздухопроницаемости и др.) приводит к ухудшению наполняемости купола запасного парашюта при частичном отказе основного.
Приведенными соображениями можно объяснить то обстоятельство, что известные куполы запасных парашютов допускают (по прочности) надежное одноразовое применение при общем весе ~ 140 кг на скорости не более 250—300 км/час, а при весе ~250 кг — на скорости не более 180—230 км/час, хотя прыжки совершаются при значительно большей скорости.
Запасные парашюты не имеют вытяжного — обязательной принадлежности основного парашюта. Дело в том, что при ненормально раскрытом основном парашюте вытяжной, проходя вдоль основного, вполне может запутаться в стропах или куполе частично рас- 296
крытого основного парашюта и не даст возможности раскрыться куполу запасного парашюта. В некоторых конструкциях роль вытяжного парашюта выполняют карманы, помещаемые в полюсной части купола запасного парашюта [4].
Обычно запасной парашют [5] помещается на уровне груди или живота парашютиста (фиг. 13.2), поэтому парашютист может, отбросив купол запасного парашюта в сторону или как либо иначе, способствовать раскрыванию купола запасного парашюта, компенсируя таким образом отсутствие вытяжного парашюта.
Следует заметить, что при отсутствии вытяжного парашюта купол запасного парашюта часто перехлестывается своими стропами
Фиг. 13.3. Куполы основного и запасного парашютов находятся на разных уровнях.
при раскрывании на скорости 180—300 км/час, что сопровождается ожогом и разрывами ткани купола.
Кроме того, из-за отсутствия вытяжного парашюта купол запасного 'парашюта иногда не выходит из раскрытого ранца, что случается, когда основной парашют не введен в действие и парашютист падает спиной вниз. При этом запасной парашют, располагаясь в аэродинамической тени парашютиста, не может раскрыться до тех пор, пока парашютист не повернется или не выбросит купол из ранца руками.
Для того чтобы уменьшить возможность соприкосновения купола запасного парашюта при его раскрывании с ненормально раскрытым основным парашютом, длину строп куполов запасных парашютов делают значительно меньшей длины строп основного парашюта. Поэтому при нормальном раскрывании нижние кромки куполов основного и запасного парашютов находятся на разных
297
уровнях (фиг. 13.3). Но такое расположение куполов может привести к складыванию, например, ленточного купола основного парашюта после наполнения запасного. Так, при прыжках с ленточным куполом на скорости приземления выше 7,5 м]сек, раскрывание запасного парашюта может привести к складыванию ленточного купола основного парашюта. Но, если длина строп купола запасного парашюта будет увеличена настолько, чтобы куполы парашютов были на одном уровне, то ленточный купол основного парашюта складываться не будет.
Следует иметь в виду, что в связи с малой скоростью снижения нормально раскрытого купола основного парашюта раскрывание купола запасного парашюта может произойти только при участии самого парашютиста. Поэтому усилие, удерживающее стропы купола запасного парашюта в сотах ранца, должно быть минимальным и должно надежно преодолеваться при раскрывании купола запасного парашюта на малой скорости. Однако это обстоятельство увеличивает вероятность того, что купол запасного парашюта будет перехлестываться своими стропами в случае раскрывания на большой скорости.
ПРИСПОСОБЛЕНИЯ, УСТРАНЯЮЩИЕ ПЕРЕХЛЕСТЫВАНИЕ КУПОЛАЗАПАСНОГО ПАРАШЮТА СВОИМИ СТРОПАМИ
Известно, что количество случаев перехлестывания купола запасного парашюта своими стропами заметно уменьшается, если к началу наполнения купола его стропы удерживаются в виде сплошного жгута или если купол у нижней кромки перехвачен поясом или как либо иначе.
Конечно, для обеспечения последующего надежного наполнения купола все приспособления должны автоматически отключаться в момент вытягивания купола и строп на всю длину.
Рассмотрим два вида приспособлений.
Упругие резиновые кольцана стропах^купола
Перед укладкой купола запасного парашюта в ранец все его стропы, за исключением одной (стропа № 1 на фиг. 13.4), охватываются упругими кольцами [6] и образуют «аппендикс» длиной -~300 мм. В результате стропа № 1 окажется длиннее остальных строп на 600 мм. Затем оставшуюся длину строп охватывают упругими кольцами, петли которых зачековывают стропой № 1 (фиг. 13.5); кольца располагают на расстоянии ~400 мм одно от другого.
Последнюю пару упругих колец располагают так, как показано в узле Б фиг. 13.5.
Укладка строп купола в соты ранца показана на фиг. 13.6.
Схема действия парашюта с кольцами на стропах заключается в следующем. Во время вытягивания купола и строп на длину, указанную на фиг. 13.5, упругие кольца удерживают стропы в форме 298
сплошного жгута и таким образом устраняют перехлестывание. При дальнейшем вытягивании системы стропа № 1 натягивается и начи-
Фиг. 13.4. Схема сборки избыточной длины строп.
нает последовательно расчековывать кольца, начиная с кольца, расположенного у аппендикса. По мере расчековки колец длина аппендикса уменьшается, а при расчековке двух последних колец (фиг. 13.5, узел Б) все стропы натягиваются одновременно и купол свободно наполняется.
Фиг. 13.5. Схема размещения резиновых колец на стропах купола.
Усилие, потребное на расчековку упругих колец не должно быть более 3 кГ, в противном случае при снижении на основном парашюте с нормально выполненным куполом, когда VCH ~ 6—8 м]сек, раскрывание запасного парашюта будет затруднено.
Фиг. 13.6. Схема укладки в соты ранца строп купола с закрепленными на них резиновыми кольцами.
Фиг. 13.7. Схема крепления разъемного пояса у нижней кромки купола. / — стропа; 2 — пояс; 3 — лента; V — тесемка: 5 — пряжка.
Разъемный пояс для стягивания куполау нижней кромки
Примерное расположение пояса 2, стягивающего купол, запасного парашюта у нижней кромки, показано на фиг. 13.7. Назначение пояса — удерживать купол в затянутом виде до момента натяжения всех его строп на полную длину и таким образом предотвращать перехлестывание купола стропами. Когда стропы купола вытянутся на всю длину, стропа 1 оторвет ленту 3 от пояса в направлении к нижней кромке и, разделив пояс на две половины," освободит купол для наполнения. После раскрывания купола запасного парашюта обе половины пояса остаются на куполе, а лента — на стропе 1.
Монтаж пояса на купол производится примерно в следующем порядке: стропу 1 пропускают в петлю ленты. Затем пояс пропускают в петлю, образованную стропой, и затягивают петлю этой стропы на ленте «удавкой». Свободные концы пояса с тесемками 4 пропускают под пряжку 5, закрепленную на куполе. Затем поясом 2 и тесемками 4 стягивают купол, после чего концы тесемок связывают между собой, а затем привязывают к петле, закрепленной на стороне купола, противоположной пряжке.
После монтажа пояса на куполе стропа 1 укорачивается на величину, равную удвоенному расстоянию от кромки купола до петли ленты 3, поэтому избыточную длину остальных строп связывают упругими кольцами в общий жгут в виде аппендикса и укладывают на дно ранца парашюта (см. фиг. 13.4, узел 5).
ЛЕТНЫЕ ИСПЫТАНИЯ ОПЫТНЫХ ОБРАЗЦОВ ЗАПАСНЫХПАРАШЮТОВ
Летные испытания опытных образцов запасных парашютов проводятся главным образом с манекенами, по форме и весу подобными человеку, в условиях искусственно созданного отказа или ненормального раскрывания основного парашюта.
Искусственное имитирование при испытаниях различного вида отказов объясняется тем, что отказы основных парашютов довольно редки и установить эти редко встречающиеся случаи не представляется возможным. При испытаниях искусственно создаются такие условия ненормальной работы основного парашюта, которые были зафиксированы на протяжении многолетней практики прыжков с учебно-тренировочными, десантными, спасательными и" другими парашютами.
При летных испытаниях испытываемый парашют вводится в действие дистанционным прибором или вытяжной веревкой, закреплен-
ной на самолете, или звеном, присоединенным к стропам основного парашюта. В последнем случае вытягивающийся основной парашют вводит в действие испытываемый.
Оценка запасного парашюта новой конструкции при этих испытаниях производится только на основании* сравнения с результатами испытаний парашютов, находящихся на снабжении.
Следует особо отметить, что при испытаниях запасного парашюта с манекеном в связи с отсутствием парашютиста, который мог бы облегчить срабатывание парашюта, наблюдается много случаев отказа или* ненормального раскрывания испытываемого парашюта.
Испытатели-парашютисты совершают прыжки с раскрыванием опытного образца запасного парашюта только после проведения испытаний парашюта с манекеном и выявления преимуществ этого парашюта перед запасными парашютами, находящимися на снабжении.
При испытаниях проверяется прочность, надежность раскрывания и наполняемость купола запасного парашюта при различных условиях введения в действие.
Испытание опытного образца парашюта на прочность производится двумя путями:
запасной парашют вводят в действие вытяжной веревкой в момент отделения манекена от самолета. Полет горизонтальный, скорость самолета в момент сбрасывания манекена — максимально допустимая по расчету для данного парашюта;
запасной парашют вводится в действие дистанционным прибором при свободном падении* манекена или кресла с неотделенным манекеном в течение 12—15 сек с момента отделения от самолета..
Испытания проходят 4—6 парашютов. Испытания проводят до тех пор, пока на куполе не появятся разрывы, приводящие к,увеличению скорости приземления манекена.
Прочность опытных образцов парашютов признается удовлетворительной, если при двух раскрываниях одного и того же парашюта повреждения купола (если* они зафиксированы при испытаниях) не приводят к увеличению скорости приземления манекена. 1
Нагрузки, действующие на парашют при1 раскрывании, измеряются динамометром, фиксирующим максимальную нагрузку, или перегрузочным прибором. Процесс раскрывания купола при всех испытаниях фотографируется киноаппаратом для оценки по кинопленке качества раскрывания и установления причин возможных случаев ненормального раскрывания.
Испытания на надежность раскрывания опытных образцов парашютов проводятся при следующих искусственно созданных условиях.
Запасной парашют вводится в действие одновременно с основным парашютом вытяжной веревкой, закрепленной на самолете, или звеном, закрепленным на пряжке, присоединяющей стропы основного парашюта к подвесной системе. При пользовании вытяж- 302
ной веревкой ранцы основного и запасного парашютов раскрываются одновременно. При пользовании звеном ранец запасного парашюта раскрывается в момент натяжения строп основного парашюта. Испытания проходят два парашюта. Скорость падения манекена в момент раскрывания ранца запасного парашюта — максимально допустимая для данного парашюта. Количество испытаний — два на каждый парашют.
Запасной парашют вводится в действие дистанционным прибором через 10—15 сек после раскрывания ранца основного парашюта. При этом манекен падает с искусственно разорванным (в полюсной части) и ненаполняющимся куполом основного парашюта. Эти испытания проходят 4—6 опытных образцов запасных парашютов, испытанных ранее на прочность. Количество испытаний'— 10.
Запасной парашют вводится в действие дистанционным прибором через 10—15 сек после раскрывания ранца основного парашюта. При этом манекен падает с большой скоростью, так как чехол не сходит с купола основного парашюта. Клапан чехла купола основного парашюта умышленно привязан к сотам чехла. При этих испытаниях используются опытные образцы запасных парашютов, испытанные ранее и, в случае необходимости, отремонтированные. Количество испытаний — шесть.
Запасной парашют вводится в действие дистанционным прибором через 10—15 сек после раскрывания ранца основного парашюта. При этом манекен снижается на искусственно перехлестнутом стропами куполе основного парашюта со скоростью 10— 15 м/сек. Количество испытаний—10.
Запасной парашют вводится в действие вытягивающимся куполом основного парашюта, у которого перед укладкой в ранец стропы искусственно закручены на 10—12 оборотов. Количество испытаний — 10.
Запасной парашют вводится в действие дистанционным прибором через 5—7 сек после раскрывания ранца основного парашюта. Манекен снижается с большой скоростью, так как вытяжной парашют умышленно привязан к манекену, в результате чего чехол не сходит с купола. Количество испытаний — 10.
Результаты испытаний на надежное раскрывание купола опытных образцов запасных парашютов при различных искусственно созданных условиях ненормального срабатывания или отказа основных парашютов сравниваются затем с результатами аналогичных испытаний серийных запасных парашютов.
Испытания на наполняемость куполов опытных образцов запасных парашютов производятся при прыжках парашютистов-испытателей с парашютом. На эти испытания выделяются вновь изготовленные запасные парашюты. Снижаясь на нормально выполненном куполе основного парашюта, парашютист-испытатель раскрывает ранец запасного парашюта и не помогает куполу запасного парашюта раскрываться.
Количество прыжков — от 5 до 10 при скорости полета, допустимой для случайного раскрывания запасного парашюта у самолета. При прыжках определяется степень удобства пользования запасным парашютом новой конструкции. Если конструкция ранца не изменена, то определяется только характер раскрывания купола запасного парашюта и как он влияет на сохранение выполненной формы купола основного парашюта.
Оценка наполняемости купола запасного парашюта без помощи парашютиста при снижении на выполненном куполе основного парашюта является факультативной, так как раскрывание запасного парашюта при нормальном снижении на основном парашюте не обязательно.
ЛИТЕРАТУРА
Brown В. D., Parachutes, London, 1961.
Military Service Publishing Company «Paratrooper» (США), 1954.
«Popular Science», 1952, April, p. 114.
Авторское свидетельство № 22499.
Техническое описание запасных парашютов ПЗ—41а, З-Ш, 3—2.
Авторское свидетельство № 16382.
Глава XIV
ТОРМОЗНЫЕ ПОСАДОЧНЫЕ ПАРАШЮТЫ (ТПП)
НАЗНАЧЕНИЕ И СВОЙСТВА
Тормозные посадочные парашюты предназначены для Сокращения длины пробега самолета после посадки и применяются в дополнение к другим имеющимся на -самолете тормозным устройствам.
Высокая стоимость строительства взлетно-посадочных полос (ВПП) и относительно большой путь пробега реактивного самолета после посадки заставляют изыскивать различные способы эффективного сокращения пути пробега. Для примера укажем, что путь пробега истребителя весом 6—7 т равен ~2500 м, а бомбардировщика весом 50 т — 3500 м. Очевидно, для тяжелого бомбардировщика весом 100—150 т потребуется посадочная полоса длиной 4—6 км.
Применение тормозов колес дает в практических условиях хорошие результаты. В этом случае длина пробега после посадки составляет 0,5—0,6 длины пробега без тормозов, но и при этом путь пробега реактивного истребителя достигает 1200—1300 м, а бомбардировщика— 1800—2300 м. Следует указать, что существенными недостатками торможения колес являются зависимость силы трения от состояния взлетно-посадочной полосы (лед, сухой или мокрый бетон), а также то, что при большой посадочной скорости тормозить колеса невозможно (разрушаются покрышки колес).
Уменьшения длины пробега самолета можно достигнуть также при помощи тормозного посадочного парашюта. В данном случае используется то замечательное свойство парашюта, что при упаковке он занимает относительно малый объем и при необходимости может развертываться в большую площадь сопротивления. Преимущество ТПП в том, что его тормозящее действие не зависит от состояния поверхности посадочной полосы. Весит парашют обычно немного, вводится в действие просто и легко размещается в хвостовой части фюзеляжа самолета.
Основным аэродинамическим недостатком ТПП является зависимость его тормозящего действия от скорбети полета самолета.
30530520 Н. А. Лобанов
305
305
но все же применение ТПП дополнительно сокращает длину пробега самолета после посадки на 30—40%.
Ниже приведена сравнительная таблица пробега самолетов после посадки при разных способах торможения (торможение реверсивной тягой двигателей самолета здесь не рассматривается).
Вес в кгВес в кгОбщий путь пробега послепосадки в м
Вес в кг
Вес в кг
Тип самолетаТип самолетас торможе-ниемколесс торможе-ниемколесс торможе-нием колеси парашютомс торможе-нием колеси парашютом
Тип самолета
Тип самолета
с торможе-ниемколес
с торможе-ниемколес
с торможе-нием колеси парашютом
с торможе-нием колеси парашютом
ИстребительБомбардировщикТяжелый бомбардировщикИстребительБомбардировщикТяжелый бомбардировщик6 500500001000006 500500001000007,0 50,0 140,07,0 50,0 140,02500350045002500350045001200—1300176023001200—130017602300700—80013601500—1800700—80013601500—1800222222
Истребитель
Бомбардировщик
Тяжелый бомбардировщик
Истребитель
Бомбардировщик
Тяжелый бомбардировщик
6 500
50000
100000
6 500
50000
100000
7,0 50,0 140,0
7,0 50,0 140,0
2500
3500
4500
2500
3500
4500
1200—1300
1760
2300
1200—1300
1760
2300
700—80013601500—1800
700—80013601500—1800
2
2
2
2
2
2
Кроме сокращения длины пробега самолета после посадки, применение ТПП в 2 раза увеличивает срок службы покрышек колес, шасси и тормозных устройств на колесах. Так, на американском самолете «Боинг-52» весом 136 т в связи с применением ТПП кратность использования покрышек колес увеличилась с 25 до 50.
На учебном аэродроме, где применялись реактивные истребители МиГ-19, из-за частых посадок быстро изнашивались тормозные колодки колес; использование ТПП позволило производить посадку ^без торможения колес. На самолете «М» применение трехкупольной тормозной парашютной системы позволило снять совсем тормозные устройства с передней группы колес, что облегчило посад- ку. При эксплуатации самолета МиГ-19 выяснилось, что ТПП можно применять и в качестве противоштопорного парашюта. Однажды самолет не вышел из штопора и тогда летчик ввел в действие тормозной посадочный парашют. Парашют раскрылся и, рванув самолет, вывел его из штопора, выполнив таким образом роль противоштопорного парашюта.
Встречный ветер улучшает условия торможения при помощи парашюта. Посадка с тормозным парашютом допускается и при боковом ветре до 15 м/сек (угол до 60°).
В зависимости от места расположения на самолете ТПП можно пользоваться от 10 до 75 раз [1]. Экономическая эффективность ТПП определяется стоимостью одной посадки, которая равна отношению стоимости парашюта к количеству применений, допускаемых данным типом ТПП при своевременно выполняемых войсковых ремонтах.
Тормозные посадочные парашюты применяются при посадочных скоростях 200—350 км/час.
306
СХЕМА ДЕЙСТВИЯ
Раскрывание ТПП после приземления самолета
Самолет коснулся взлетно-посадочной полосы двумя колесами шасси и, пробежав некоторое расстояние, коснулся полосы передним колесом. В этот момент летчик вводит ТПП в действие и начинает тормозить колеса шасси, постепенно повышая давление в системе торможения.
Введение ТПП в действие начинается открыванием створок люка парашютного контейнера. При этом первым в воздушный поток попадает вытяжной парашют, купол которого, наполнившись воздухом, теряет скорость и поэтому отстает от самолета. Будучи связан с основным, вытяжной парашют вытягивает его купол и стропы на всю длину, а при применении чехла купола — стягивает его с купола основного парашюта. Во время вытягивания ТПП подготавливает купол основного парашюта для наполнения и потому не оказывает тормозящего действия на самолет. Только наполняясь воздухом, купол ТПП оказывает тормозящее действие на самолет.
В момент полного наполнения купола ТПП самолет испытывает кратковременный рывок (/?Птах = 9п^д), который в кд раз больше лобового сопротивления парашюта Qn. Величина кд зависит от воздухопроницаемости оболочки купола и скоростного напора q и колеблется в пределах 1,1—2. После рывка, продолжающегося десятые доли секунды, сопротивление купола ТПП становится равным его лобовому сопротивлению (Qn = qcnFn), которое по мере уменьшения скорости самолета уменьшается пропорционально квадрату скорости. Таким образом, при раскрывании ТПП после посадки самолета, при включении колесных тормозов в момент выпуска ТПП общий путь пробега самолета равен сумме трех следующих отрезков пути пробега.
От момента соприкосновения колес с посадочной полосой до открывания створок люка парашютного контейнера. Длина Li этого отрезка пути колеблется в пределах 50—200 м и зависит от летчика: от того, насколько быстро после соприкосновения с полосой двух колес летчик заставит самолет коснуться полосы передним колесом и введет ТПП в действие, а также от скорости пробега самолета при посадке.
От момента открывания створок люка парашютного контейнера до полного наполнения купола парашюта.
Длина U этого отрезка пути колеблется в пределах 100—150 м и зависит от размеров вытяжного и тормозного парашютов и от воздухопроницаемости купола тормозного парашюта.
От момента полного наполнения купола ТПП до остановки самолета или до достижения им такой скорости, при которой обеспечивается рулежка самолета до стоянки.
Длина Ln этого отрезка пути зависит от характеристики парашюта cnFn и веса самолета, а при данных весе и характеристике 20* 307
парашюта — от посадочной скорости самолета, эффективности тормозных устройств колес и интенсивности торможения летчиком.
Первые два отрезка пути (150—350 ж) самолет пробегает без ТПП и этот путь является добавочным к тому пути, который самолет пробегает при торможении парашютом.
При рулежке летчик нажимает на кнопку «Сброс парашюта», в результате чего замок раскрывается и отделяет ТПП от самолета.
Раскрывание ТПП в воздухе
Чтобы обеспечить наиболее короткий путь пробега самолета при посадке, на некоторых типах самолетов ТПП раскрывают в воздухе. О посадке реактивного истребителя с парашютом, раскрытым в воздухе, один летчик рассказал примерно следующее: «Когда самог лет находился на расстоянии 1 м от земли я открыл створки люка парашютного контейнера. Рывок раскрывшегося парашюта вызвал пикирующий момент, который был парирован управлением самолета. Самолет коснулся колесами посадочной полосы при полностью выполненном куполе тормозного парашюта. Доведя постепенно давление в тормозной системе колес до 8—10 ата, я остановил самолет на расстоянии ~480 м от точки соприкосновения колес с посадочной полосой».
Таким образом, при раскрывании в воздухе ТПП уменьшает скорость самолета перед соприкосновением с посадочной полосой; сразу же с момента приземления полностью тормозит движение самолета и позволяет раньше включить колесные тормоза. При этом исключаются первые два отрезка пути (150—350 м), необходимые при раскрывании парашюта на пробеге. Уменьшение посадочной - скорости позволяет в случае необходимости интенсивнее использовать колесные тормоза.
Хотя раскрывание ТПП в воздухе на некоторых типах самолетов требует определенной тренировки летного состава для обеспечения хорошей посадки самолета с раскрытым парашютом, но преимущества и примеры успешного применения такой посадки на практике позволяют рекомендовать этот способ для изучения на различных типах самолетов, для которых предусмотрена посадка на взлетно-посадочные полосы малой длины. Следует также заметить, что раскрывание парашюта в воздухе создает и более крутую траекторию планирования самолета на посадку. Например, из иностранных источников известно, что на самолете В-48 установлен парашют площадью -~20 м2, который раскрывается при планировании при заходе самолета на посадку. Этот парашют называется парашютом «подхода». Создаваемое парашютом дополнительное лобовое сопротивление делает траекторию снижения самолета более крутой. Посадка реактивного самолета Рене Редьюк 021 также совершается с парашютом, раскрытым в воздухе [2].
В работе (3] сообщается, что для сокращения длины посадки самолета В-47 в последнее время стали использовать дополнительный тормозной парашют площадью ~20 м2— парашют «подхода», который раскрывается в воздухе, и основной тормозной посадочный
Фиг. 14.1. Раскрывание парашюта в воздухе.
Сверху — дополнительный тормозной парашют раскрывается в воздухе; снизу— основной парашют раскрывается после приземления самолета.
парашют площадью 88 м2, который раскрывается после приземления самолета при работающем дополнительном парашюте (фиг. 14.1).
ТЕХНИКА БЕЗОПАСНОСТИ
Для того чтобы устранить раскрывание ТПП при взлете в случае произвольного открывания створок люка контейнера, на некоторых типах самолетов предусмотрена предохранительная блокировка. Замок крепления троса парашюта к самолету остается разомкнутым до момента подачи летчиком импульса на введение парашюта в действие. При подаче импульса замок крепления троса парашюта запирается и только после этого створки люка контейнера открываются и парашют вводится в действие. Если створки люка откроются произвольно, то, будучи не соединен с самолетом, парашют выпадет из контейнера и не окажет влияния на полет самолета [4].
Более простым средством, предохраняющим самолет от повреждения при раскрывании парашюта на недопустимо большой скорости, является установка тарированного на заданную нагрузку соединительного звена между парашютом и замком самолета. При ло-
309
бовом сопротивлении парашюта, равном прочности тарированного звена, звено разрывается и отделяет парашют от самолета.
Для предохранения от вредного воздействия горячей газовой струи двигателя звено изготовляют из стального троса или капронового канатика, заключенного в шланг из стекловолокна. Длина звена 3—5 лг.
Чтобы устранить в полете вредное воздействие на парашют высокой температуры стенок контейнера, если он помещен вблизи стенок сопла двигателя, помимо применения различной теплоизоляции контейнера, для изготовления парашюта применяют материалы, стойкие против длительного воздействия высоких температур. Известно, что капроновые, найлоновые и другие материалы не теряют прочностных свойств при длительном (в течение нескольких часов) пребывании в среде с температурой 70—80° С, но при кратковременном воздействии температуры 120° С и выше прочность этих материалов резко снижается. Наличие кислорода в парашютном отсеке способствует более интенсивному распаду капрона и найлона при высокой температуре. Хлопчатобумажные материалы, наоборот, хорошо выдерживают кратковременную (в течение нескольких секунд) высокую температуру до 300—400° Сине выдерживают длительного воздействия температуры 50—70° С.
Поэтому для предохранения капроновых строп ТПП от повреждения газовой струей двигателя, например, при уходе самолета с взлетно-посадочной полосы с раскрытым парашютом, на стропах парашюта на длине 2—3 м от коуша применяются предохранительные чехлы не только из стеклоткани, но и из обычной хлопчатобумажной ткани или из ткани, обработанной пламестойкой пропит- * кой.
Изыскание жаропрочных материалов для изготовления ТПП привело к полиэфирному дакрону, который хотя и обладает несколько меньшей прочностью, но в среде с высокой температурой теряет прочность в незначительной степени. Если прочность капрона и найлона понижается на ~60%, то прочность дакрона в тех же условиях понижается только на 8%. Однако при изготовлении ТПП просто заменить капроновые и найлоновые материалы дакроном невозможно. Дело в том, что дакроновая ткань при температуре порядка 177° С дает усадку примерно на 20 %. А так как усадка ткани и строп купола может происходить неравномерно (участки парашюта, близко расположенные к стенке контейнера с высокой температурой будут иметь значительно большую усадку, чем другие), то, конечно, применять дакрон без дополнительной обработки нельзя. Усадка отдельных участков купола искажает его форму и уменьшает воздухопроницаемость ткани, что, в свою очередь, вызывает местные перенапряжения материала при раскрывании парашюта. С другой стороны, значительное сокращение площади сопротивления уменьшает тормозные качества парашюта. Для устранения усадки дакрона были предприняты попытки повысить прочность и устранить остаточную деформацию вытягиванием пряжи в горячем состоянии. 310
Во время вытягивания дакроновой пряжи при температуре 177° С молекулярная структура пряжи изменялась таким образом, что остаточная деформация больше уже не наблюдалась. Для устранения усадки, которая достигала при этом 12%, пряжу релаксировали под нагревом [1].
ОСОБЕННОСТИ ТПП
Тормозной посадочный парашют в момент полного наполнения купола испытывает кратковременный рывок, который в 1,1—2 раза больше его лобового сопротивления. Поэтому прочность замка для крепления парашюта к самолету необходимо рассчитывать не на максимальную силу торможения Qn, а на рывок, действие которого аналогично действию статической нагрузки /?Птах = (1,1—2) Qu.
Фиг. 14.2. Испытание на автомобиле устройства, предназначенного для втягивания тормозного посадочного парашюта в трубу.
По мере уменьшения скорости полета самолета лобовое сопротивление парашюта уменьшается пропорционально квадрату этой скорости.
При применении ТПП эксплуатация самолета усложняется. Для уборки парашютов, отделившихся от самолета после посадки, пере- укладки этих парашютов и размещения их на самолете требуется дополнительный обслуживающий персонал. Английская парашютная компания GQ сочла возможным сделать на самолете устройство для втягивания лебедкой парашюта в трубу, что устраняет необходимость подбирать, укладывать и размещать парашют на самолете [5] (фиг. 14.2). Однако о применении этого приспособления на самолетах данных пока нет.
Парашюты необходимо сушить, если при посадке они намокли; производить осмотр и своевременное выполнение войскового ремонта парашютов.
В зависимости от места расположения ТПП на самолете и от принятой схемы введения в действие, парашют может быстро выходить из строя, а в отдельных случаях и разрушаться. С этой точки зрения, существующую на многих типах самолетов схему введения ТПП в действие нельзя признать лучшей. После раскрывания створок люка парашютного контейнера весь парашют под действием силы тяжести падает на посадочную полосу, вытяжной парашют не успевает вытянуть парашютную систему на всю длину, в результате чего стропы, чехол купола и купол ТПП, протаскиваясь по бетонной полосе, истираются, получают ожог и разрушаются. Совершенно очевидно, что чем тяжелее самолет, тем больше вес ТПП и тем быстрее он будет выходить из строя. Так, например, на самолете «М» куполы парашютной системы в отдельных неблагоприят-
Фнг. 14.3. Высокое расположение замка крепления ТПП устраняет соприкосновение купола с посадочной полосой.
ных случаях выходят из строя после 4—5, а иногда после 1—6 применений, тогда как при схеме введения парашюта в действие, в которой устранено соприкосновение ТПП с посадочной полосой, количество надежных применений ТПП увеличивается до 40. Можно добиться большого количества применений ТПП, если парашютную систему разместить в трубе, продольная ось которой расположена на самолете параллельно земле, и обеспечить втягивание сначала купола, а затем строп.
Применение ТПП требует обеспечения хорошей теплоизоляции парашютного контейнера, если он находится близко от сильно нагретых двигателей.
ТПП быстро выходят из строя при малом клиренсе хвостовой части самолета, если не удается поднять место расположения замка крепления парашюта к самолету (фиг. 14.3) или применить многокупольную тормозную систему (см. фиг. 14.9) [6].
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СВОЙСТВА КУПОЛА
Аэродинамическими свойствами куполов ТПП, так же как и куполов других парашютов являются: коэффициент лобового сопротивления купола, динамический коэффициент, устойчивость купола, 312
время вытягивания и время наполнения купола (т. е. скорость раскрывания) . Многие из этих свойств рассмотрены ранее, поэтому здесь мы осветим только свойства, характерные для куполов ТПП, и их взаимное влияние.
Известно, что лобовое сопротивление купола ТПП
-Qn = fie-cnFn.(14.1)
ИЛИ
Qn=—cnF„.
Из этого равенства следует, что при данной скорости движения самолета можно получить наибольшее лобовое сопротивление купола, если коэффициент лобового сопротивления купола сп будет максимальным. В этом случае потребное сопротивление можно получить при малой площади купола Тп, что на первый взгляд наиболее целесообразно с экономической точки зрения. При этом предполагается, что купол с малой площадью поверхности Тп будет иметь минимальные вес и объем, а также минимальную стоимость. Но в действительности при конструировании куполов ТПП не всегда удается выбрать купол с максимальным коэффициентом сп. Дело в том, что коэффициент сп зависит от многих факторов, которые, в свою очередь, отрицательно влияют на устойчивость купола, динамический коэффициент и скорость раскрывания.
Одним из основных свойств купола ТПП, определяющих его качества, является продольная устойчивость при посадке самолета. Рысканье неустойчивого купола усложняет посадку .самолета. Но. к сожалению, за исключением вращающихся и конусных куполов, все находящиеся в эксплуатации куполы с высоким коэффициентом сп неустойчивы.
Устойчивость купола обеспечивается главным образом воздухопроницаемостью его поверхности. Чем больше воздухопроницаемость, тем больше устойчивость. Но с увеличением воздухопроницаемости поверхности купола уменьшается коэффициент сп и увеличивается время наполнения. При продувках моделей куполов в аэродинамической трубе установлено, что сп продольно устойчивых куполов, изготовленных из концентрически расположенных лент при длине строп L = 0,8 DK, изменяется пропорционально коэффициенту заполнения &зап купола
Сп = ^зап.(14.2)
Здесь а — коэффициент пропорциональности. Для куполов из концентрически расположенных лент а зависит от природы ткани лент. Например, если ленты из хлопка, то а = 0,56, если из натурального шелка и капрона, то а = 0,605 при V = 30—70 м]сек.;
&зап — коэффициент заполнения поверхности купола тканью; ^зап равен отношению площади, заполненной тканью (лентами), к площади поверхности купола и принимается в пределах 0,825—0,95.
Итак, в зависимости от йзап коэффициент сп куполов с концентрически расположенными лентами равен 0,46—0,575 и не зависит от ширины лент. При выборе коэффициента лобового- сопротивления для купола ТПП следует иметь в виду, что коэффициент &зап значительно влияет на раскрываемость парашюта и на динамический коэффициент кд.
Для ТПП, которые раскрываются после приземления самолета для уменьшения пути пробега самолета за время наполнения купола целесообразно применять куполы с йзап = 0,9—0,95, а для ТПП, которые раскрываются в воздухе — с &аап = 0,825—0,9. Дело в том, что от величины йзап зависит критическая скорость наполняемости купола УОк (подробнее см. гл. VIII, разд. 3). Чем больше коэффициент заполнения купола йзап, тем при большей скорости самолета купол парашюта способен выполниться полностью. Поэтому для ТПП, которые вводятся в действие после приземления самолета, применяют куполы с высоким коэффициентом йзап, чтобы обеспечить наполняемость при большей скорости пробега самолета за короткое время.
Для ТПП, вводимых в действие в воздухе, применяются куполы с малым коэффициентом &зап, чтобы удлинить процесс наполнения и обеспечить полное наполнение купола при сниженной посадочной скорости.
Ниже для примера показана известная зависимость скорости Уок от коэффициента &зап для ленточных и конусных куполов. Площадь поверхности купола 15—16 м2.
Купол
^зап
0,77
0,825
0,85
0,9
0,94
Материал
С концентрически расположенными лентами
''ок
<15
<20
—
—
>65
Ленты хлопчатобумажные
—
<70
—
—
>65
Ленты из натурального шелка
—
30-65
—
—
>65
Ленты капроновые
Конусный
V
* ок
—
—
50
>60
—
Ткань капроновая
Динамический коэффициент кд зависит не только от &3ап, но и от скорости. Так, например, для указанных ленточных куполов при продувках в аэродинамической трубе были получены следующие данные:
314
при скорости потока в трубе V = 56 м/сек коэффициент йзап = = 0,825—0,98, йд = 1,1—1,42;
при скорости потока в трубе V = 30 м/сек коэффициент й3ап = = 0,825—0.98, йд = 1,1—1,77.
Увеличение коэффициента ка при малых скоростях и больших значениях кзт — 0,98 указывает, что критическая скорость наполнения этих куполов значительно больше 30 м/сек.
Из показанных аэродинамических свойств куполов ТПП следует, что для обеспечения меньших нагрузок, действующих на парашют и замок крепления парашюта к самолету, целесообразно применять куполы с кзап ^ 0,85. При этом площадь купола увеличивается на 12% по сравнению с куполом, у которого &зап = 0,95, но нагрузки на парашют будут на 30—60% меньше. В результате ТПП с куполами, для которых ^зап = 0,85, не будут отличаться по весу и объему от ТПП с куполами, для которых йзап = 0,95, но будут испытывать меньшие нагрузки. Для ТПП многоразового применения с куполами из концентрически расположенных хлопчатобумажных лент, рекомендуется принимать &зап = 0,94. При таком значении /?зап стабильная наполняемость куполов сохраняется и при остаточном удлинении лент (в результате многоразового применения парашюта). При малом значении &зап куполы из хлопчатобумажных лент из-за остаточного удлинения при повторном применении нормально не наполняются.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПЛОЩАДИ КУПОЛА
Перед тем как приступить к определению собственно площади купола сначала рассчитывают характеристику парашюта cnFn, обеспечивающую заданную длину пробега самолета £Пр от момента пол-
А?
mj Тmj ТS T^fG-Y)S T^fG-Y)пп
mj Т
mj Т
S T^fG-Y)
S T^fG-Y)
п
п
Фиг. 14.4. Схема сил, действующих на самолет при торможении.
ного наполнения купола (куполов) парашюта до остановки самолета или до достижения самолетом такой скорости пробега, при которой обеспечивается рулежка самолета до стоянки. Затем по вычисленной характеристике cnFn и выбранному значению коэффициента сп определяют площадь купола Fn.
Рассмотрим систему самолет—парашют, на которую действуют силы, показанные на фиг. 14.4. Здесь Т ■—сила тяги двигателя; G —
вес самолета; У— подъемная сила самолета при пробеге; X— лобовое сопротивление самолета при пробеге; Qn— лобовое сопротивление парашюта; p(G—У)—сила трения; 1/н — скорость самолета в момент полного наполнения купола парашюта.
Для данного самолета заданы также cxS и CyS при пробеге. Известно, что уравнение движения системы имеет вид
(14.3)(14.3)m^ = -X-Qn + wY-p.G+T.
(14.3)
(14.3)
Так как при р0 = —
^у-2. у = ^_¥й- О = 16’16^у-2. у = ^_¥й- О = 16’16Сп^пСп^п1616V2, а т = — gV2, а т = — g
^у-2. у = ^_¥й- О = 16’16
^у-2. у = ^_¥й- О = 16’16
Сп^п
Сп^п
16
16
V2, а т = — g
V2, а т = — g
то уравнение движения можно переписать в виде
dV dtdV dt^Цсх8-16G^Цсх8-16G(14.4)(14.4)
dV dt
dV dt
^Цсх8-16G
^Цсх8-16G
(14.4)
(14.4)
Поло-Поло-Для упрощения расчета примем несколько допущений.
Поло-
Поло-
жим, что коэффициент трения ц не зависит от скорости, а коэффициенты подъемной силы су и лобового сопротивления сж во время пробега остаются постоянными [7].
Введем в уравнение (14.4)
/Т)I; а ——— (cS — uc^S + cnFn 16G1 yn 'ТогдаdVdt-b — aV1.Но так какdV_ dVdl у dVdtdldtdl *то1= dl— b — aV1.Отсюдаdl —VdVb 4- aV2/Т)I; а ——— (cS — uc^S + cnFn 16G1 yn 'ТогдаdVdt-b — aV1.Но так какdV_ dVdl у dVdtdldtdl *то1= dl— b — aV1.Отсюдаdl —VdVb 4- aV2Интегрируя (14.5), получимИнтегрируя (14.5), получим(14.5)(14.5)
/Т)
I; а —
—— (cS — uc^S + cnFn 16G1 yn '
Тогда
dV
dt
-b — aV1.
Но так как
dV
_ dV
dl у dV
dt
dl
dtdl *
то
1
= dl
— b — aV1.
Отсюда
dl —
VdV
b 4- aV2
/Т)
I; а —
—— (cS — uc^S + cnFn 16G1 yn '
Тогда
dV
dt
-b — aV1.
Но так как
dV
_ dV
dl у dV
dt
dl
dtdl *
то
1
= dl
— b — aV1.
Отсюда
dl —
VdV
b 4- aV2
Интегрируя (14.5), получим
Интегрируя (14.5), получим
(14.5)
(14.5)
(14.6)(14.6)-±1п(г, + аИ2) = £пр + С1,
(14.6)
(14.6)
Постоянная Ci определяется из начального условия, что при V = VH, длина пробега Ьщ, = 0. Таким образом,
С1 = _±1п(Ь + аУн).2а
Тогда выражение (14.6) можно записать в виде
^пр —^пр —±,п(н^2.2а (6 + аУ2) ’±,п(н^2.2а (6 + аУ2) ’(14-7)(14-7)
^пр —
^пр —
±,п(н^2.
2а (6 + аУ2) ’
±,п(н^2.
2а (6 + аУ2) ’
(14-7)
(14-7)
где Ln„ — искомый путь пробега самолета с парашютом;
— скорость самолета в момент полного наполнения купола парашюта;
V— скорость пробега самолета в конце пути Lnpi ь
а = <cxS — pcyS + c^J'.
Примерный порядок определения площади купола
Определяем путь пробега самолета Ьщ,;
7-пр = 7-общ — (^i + Т2),(14.8)
где Тобщ — общий путь пробега самолета в м;
Ly — путь пробега от момента соприкосновения колес самолета с посадочной полосой и до открывания створки люка парашютного контейнера в м;
Lg — путь пробега самолета за время 'вытягивания парашюта и наполнения купола в м;
Lnp — путь пробега самолета при полностью выполненном куполе парашюта в м.
При раскрывании парашюта в воздухе Li + L2 = 0.
Определяем скорость пробега самолета к моменту наполнения купола. От момента приземления самолета до наполнения купола самолет пробежит путь, равный Lx + L2, а скорость самолета изменится от Vnoc до VH. Не учитывая сопротивление парашюта за время наполнения купола, определим скорость VH из формулы (14.7) после ее преобразования [8]. Так как
г 11 6+aiV2oc
L = — Ш
2oi b + а^
^1 +aiV2oc a^g2atL^1 +aiV2oc a^g2atLто
^1 +aiV2oc a^g2atL
^1 +aiV2oc a^g2atL
(14.9)
ЗдесьЗдесьL = L\ + L2.
Здесь
Здесь
Qi = -^— (c,S — p.cvS),160 x y b
(
T \ ^noc /
Задаемся минимальным значением а. Из статистических данных следует, что amtn = 0,0002.
Вычисляем характеристику cnFn по а при а = 0,0002 до a = = 0,001 по формуле
'^„ = ^-^5 + ^5.(14.10)
Результаты вычислений нужно свести в таблицу (см. ниже).
а
0,0002
0,0003
0,0004
0,0005
И т. д.
0,001
СпГп
Определяем величину Ь;
b = gU-—V\/
Вычисляем Lnp по а по формуле (14.7):
Здесь V—скорость самолета к концу Lnp обычно бывает задана.Результаты вычислений Lnp по а и спРп по а вносим в таблицу и строим график фиг. 14.5.Здесь V—скорость самолета к концу Lnp обычно бывает задана.Результаты вычислений Lnp по а и спРп по а вносим в таблицу и строим график фиг. 14.5.аа0,00020,00020,000 3 0,00040,000 3 0,0004и т. д.и т. д.0,0010,001п пп п■пр■прИз фиг. 14.5, где Lnp = = <p(a), а cHFn = <p(a), по заданному Lnp определяем характеристику cnFn. График позволяет проанализировать, как будет изменяться Гдр при изменении сиРц,Из фиг. 14.5, где Lnp = = <p(a), а cHFn = <p(a), по заданному Lnp определяем характеристику cnFn. График позволяет проанализировать, как будет изменяться Гдр при изменении сиРц,Фиг. 14.5. График зависимости а от Lnp и СпРп.Фиг. 14.5. График зависимости а от Lnp и СпРп.которое имеет место в расчетах из-за ограничений максимальной нагрузки Rnmax или по другим причинам.7. Определяем площадь купола парашюта Р'п .р» СуРпкоторое имеет место в расчетах из-за ограничений максимальной нагрузки Rnmax или по другим причинам.7. Определяем площадь купола парашюта Р'п .р» СуРп
Здесь V—скорость самолета к концу Lnp обычно бывает задана.
Результаты вычислений Lnp по а и спРп по а вносим в таблицу и строим график фиг. 14.5.
Здесь V—скорость самолета к концу Lnp обычно бывает задана.
Результаты вычислений Lnp по а и спРп по а вносим в таблицу и строим график фиг. 14.5.
а
а
0,0002
0,0002
0,000 3 0,0004
0,000 3 0,0004
и т. д.
и т. д.
0,001
0,001
п п
п п
■пр
■пр
Из фиг. 14.5, где Lnp = = <p(a), а cHFn = <p(a), по заданному Lnp определяем характеристику cnFn. График позволяет проанализировать, как будет изменяться Гдр при изменении сиРц,
Из фиг. 14.5, где Lnp = = <p(a), а cHFn = <p(a), по заданному Lnp определяем характеристику cnFn. График позволяет проанализировать, как будет изменяться Гдр при изменении сиРц,
Фиг. 14.5. График зависимости а от Lnp и СпРп.
Фиг. 14.5. График зависимости а от Lnp и СпРп.
которое имеет место в расчетах из-за ограничений максимальной нагрузки Rnmax или по другим причинам.
7. Определяем площадь купола парашюта Р'п .
р» СуРп
которое имеет место в расчетах из-за ограничений максимальной нагрузки Rnmax или по другим причинам.
7. Определяем площадь купола парашюта Р'п .
р» СуРп
Здесь с^—коэффициент сопротивления для выбранной конструкции купола тормозного посадочного парашюта.
Для ленточных куполов с концентрически расположенными хлопчатобумажными лентами в зависимости от величины йзап коэффициент сп равен 0,46—0,575. Для конусных куполов коэффициент сп = 0,7—0,8 в зависимости от воздухопроницаемости купола. Здесь сп относят к площади верхнего основания купола без учета сопротивления поверхности конуса.
Учитывая клиренс самолета при пробеге, останавливаемся на одно-, двух- или трехкупольной парашютной системе с равным расстоянием всех куполов системы от самолета.
Определяем максимальную нагрузку /?Птах на тормозной посадочный парашют в момент наполнения купола (или куполов)
Rnmax = "ГТ CnFnkR.(14.11)
10
Здесь кд — коэффициент динамичности, зависящий от воздухопроницаемости поверхности купола и скорости, и равный 1,1—2,0.
Для одного купола многокупольной системы л Rn max Ап max, —•
1 П
где п — число куполов.
Если Дптах превышает нагрузку, допускаемую прочностью конструкции самолета, то вычисляем новое значение cnFn по формуле р 16/?п max доп
и внеся вычисленное значение cnFn в график зависимости Lnp = = ф(а) и Сц/7п = ф(а), определяем £пр, который, естественно, будет несколько больше требуемого (см. фиг. 14.5).
Если путь пробега £цр увеличивать нельзя, то для уменьшения Rnmax увеличивают воздухопроницаемость поверхности купола или, что все равно, уменьшают коэффициент &зап. В этом случае в связи с изменением сп изменяются Fn, УОк и кд.
1. РАСЧЕТ ТПП НА ПРОЧНОСТЬ
Расчет купола, строп и соединительного звена ТПП производится по методике, применяемой для расчета парашютов и парашютных систем разных типов (см. гл. X), однако при выборе коэффициента запаса прочности для ТПП следует иметь в виду следующее.
При раскрывании парашюта после приземления самолета и при возможном соприкосновении парашюта с посадочной полосой коэффициент запаса прочности jn принимают:
для строп купола tn = 3—4;
для радиальных тесемок купола (продолжение строп) т = = 3—4;
для экваториальных тесемок купола т = 2.
При раскрывании парашюта в воздухе или когда парашют не соприкасается с посадочной полосой во время раскрывания или пробега коэффициент запаса прочности т = 2.
Для парашютов, находящихся в парашютном контейнере в условиях высокой температуры, коэффициент запаса прочности увеличивают пропорционально потере прочности парашютных материалов из-за отрицательного действия температуры.
Нижнюю кромку купола парашюта изготовляют равнопрочной стропе.
ПРИМЕРНЫЙ РАСЧЕТ ПЛОЩАДИ КУПОЛА
Пример 1. Заданы: вес самолета при посадке G = 9500 кг; 5 = 30 м2, су = 1,0; сж = 0,26; тяга двигателя при посадке Т = = 257 кГ; коэффициент трения ц = 0,2 (с торможением колес при
^овщ
Фиг. 14.6. Общий путь пробега самолета по взлетно-посадочной полосе.
пробеге); посадочная скорость самолета 77 м/сек; потребный путь пробега самолета при посадке 70бЩ = 900 м.
Нужно определить:
площадь куполов тормозных посадочных парашютов, обеспечивающую заданную длину пробега самолета при посадке для случая Т = 0 (двигатель выключен при пробеге) и 7 = 257 кГ при V = 0;
максимальные нагрузки, действующие на парашюты при наполнении.
Общий путь пробега самолета при посадке (фиг. 14.6) в случае введения парашюта в действие при пробеге
■^общ = -^1 + -^2 + ^пр *
Здесь 7Т — путь пробега от момента соприкосновения колес самолета с посадочной полосой до открывания створок люка парашютного контейнера в м;
L^ — путь пробега самолета за время вытягивания парашюта и наполнения купола в м;
^пр — путь пробега самолета при полностью выполненном куполе в м.
Расчет площади купола ТПП производим из условий обеспечения пути пробега по формуле (14.8):
^-пр = 70бщ — (^-i + 2\
При раскрывании парашюта в воздухе 7пр=70бЩ, так как Lx + Li = 0.
Определяем путь пробега Lnp. Из статистических данных для самолетов весом 7—10 т путь Ly = 50 м, Li — 150 ж. По условиям задачи 70бщ = 900 м.
Тогда
Lnp = 900 — (50 + 150) = 700 м.
Определяем скорость полета VH к моменту наполнения купола ТПП по формуле (14.9):
у _ 1 ^ Ь (1—^“"^-ТщРпос
н V
где
(cS —ucS) = -^-(0,26-30-0,2-1-30) = 0,00011617;
1167*16-9500
L = Ly 4- L„ = 50 + 150 = 200 м; Vnoc = 5929; оЛс = 0,6896,
ь2. \ = 9,81-0,2 = 1 962(7 = 0);
V G )
Ь = 9 81= 1 696(7 = 257); e2a*L =046468 = 1,04 7 5 6.
’’9500/
Тогда
=<^2(1-1,047564 + 0.6896 = ?()= Q)
н у 0,00011617.1,04756
V ='^(l-1.04756) л- 0.6896 = ?() ?3 ^cgK (? = 257).
н у 0,00011617-1,04756
Примем для расчета Ун = 70 м!сек.
Определяем характеристику ТПП спРп. Путь пробега Lnp связан с спРп согласно формуле (14.7) зависимостью
1 , 6+ «Ун
гдегдепр~ 2а 5 + aV^’
где
где
a = (cxS — p.cvS + cnFn);
b =gЦ—— -
V — скорость самолета в*конце пути Lnp.
21 Н. А. Лобанов
Задача решается этапами.
формуле (14.10) при16Ga „ е , е — cxS -г рсу5.формуле (14.10) при16Ga „ е , е — cxS -г рсу5.а = 0,0005;а = 0,0005;Задаемся минимальным значением а. На основании статистических данных для истребителей весом 7—10 т amm ?« 0,0005.
формуле (14.10) при
16Ga „ е , е — cxS -г рсу5.
формуле (14.10) при
16Ga „ е , е — cxS -г рсу5.
а = 0,0005;
а = 0,0005;
Вычисляем cnFn по
0,0006 и т. д.
Для нашего примера с F = ЦЭбОО.а 26 32 t 3
9.81
Результаты вычислений сведем в таблицу:
а
0,0005
0,0006
0,0007
0,0008
0,0009
0,001
crF я
5,95
7,49
9,05
10,58
12,14
13,69
3) Определяем величину Ь:
Т и. r G
По условиям задачи ц = 0,2, Т = 0, Т = 257 кГ, G = 9500 кг. Тогда
при Г = 0 b = 9,81 -0,2= 1,962;
при Т = 257 кГ 6 = 9,81 /0,2—1,696.
Вычисляем путь пробега Lnp по а по формуле (14.7):
£пр.А1П^
р 2а b + aV2
По условиям задачи Рн = 70 м]сек, V = 0.
Тогда при 7" = 0
,_ 11,9б2+а-702
пр - 2а 1,31,962
а при Т = 257 кГ
= ,Л LWw
р 2а 1,696
Результаты вычислений внесем в таблицу и построим график фиг. 14.7 (см. сл. стр.).
Из фиг. 14.7 следует, что Для обеспечения заданной длины пробега Lnp = 700 л необходимы следующие значения характеристик ТПП;
при Т = 0 cnFn = 9,925 м2,
при Т = 257 кГ cttFn = 12,65 м2.
а
0,0005
0,0006
0,0007
0,0008
0,0009
0.001
cnFn
5,95
7,49
9,05
10,58
12,14
13,69
ТПр при
Т = 0
810,3
762,9
722,0
686,0
654,3
626,0
Т = 257 кГ
893,8
837,9
789,9
750,1
711,6
680,4
Определяем площадь куполов F' . Для ленточных куполов с концентрически расположенными капроновыми лентами примем йзап = 0,85. Тогда сп = 0,6 • &3ап или сп = 0,6 • 0,85 = 0,510.
При Т = О F' = -^ = ^^ = 19,46 At2;
с' 0,51
при Т = 257 кГ F' = ^^ = 24,8 м2.
1п 0,51
В зависимости от клиренса самолета принимаем одно-, двух- или трехкупольную систему с общей площадью куполов F^ (фиг. 14.8). Многокупольная система обеспечивает надежную работу при малом клиренсе самолета и меньший рывок при раскрывании куполов за счет их неодновременного наполнения.
21* Н. А. Лобанов 323
Определяем максимальную нагрузку 7?птах, действующую на парашюты в момент наполнения куполов.
Заданы: Ин = 70 м]сек- cnFn = 9,925 ж2 при Т = 0 и cnFn = = 12,65 л:2 при Т = 257 кГ, кк = 1,2 при &3ап = 0,85.
Фиг. 14.8. Системы куполов.
Максимальную нагрузку определяем по формуле
V2^. max = сп^п^д-
При 7 = 0 Rn max =9,925 • 1,2 = 3647 кГ;
16
при Т = 257 кГ Rn max =. 12,65 . 1,2 = 4648,6 кГ.
В многокупольной системе ТПП нагрузку на один купол принимают равной Rnmax/п., где п— число куполов.
Пример 2.Для самолета, приведенного в Примере 1, определить площадь парашюта 7' , путь пробега Ьщ, и общий пробег при условии обеспечения 7Птах < 2573 кГ при Т = 0.
Определяем характеристику
max доп
Lnz п;.
Подставляя заданные величины, получим
Определяем площадь
Fn = -^l =—— = 13,7 л7.
< °-51
Определяем путь пробега £рп. Из фиг. 14.7 при сп7п = 7 ж2 путь пробега L^ = 776 м.
Определяем общий путь пробега
^"общ 50 -|- 150 4- 776 = 976 м.
ЭЛЕМЕНТЫ ТПП
Парашютный контейнер
Для укладки ТПП применяется съемный парашютный контейнер, что позволяет заблаговременно уложить в него парашют и относительно быстро поместить контейнер на самолет. На парашютном контейнере имеются клапаны, удерживающие парашют в упакованном виде при помощи колец и шомпола с красным флажком. После того как контейнер будет помещен на самолет и створки люка будут закрыты, шомпол вытаскивают, клапаны расстегиваются и парашют опирается на створки люка. Открывание створок люка сопровождается введением парашюта в действие.
Парашютный контейнер помещается в таком месте хвостовой части самолета, где поток воздуха обеспечивает интенсивное отставание Вытяжного парашюта от самолета, а следовательно, и раскрывание ТПП. Кромка парашютного контейнера, по которой протаскивается парашют, и два смежных угла должны быть закруглены, чтобы устранить повреждение и заклинивание парашюта при вытягивании из контейнера.
Створки люка парашютного контейнера не должны ।иметь выступающих частей, чтобы вытяжной или основной парашют не могли за них зацепиться. Соприкасающиеся с двигателем стенки контейнера должны иметь изолирующую прослойку, которая обеспечивала бы на внутренней стенке контейнера температуру, допускаемую парашютными материалами. Стенки парашютного контейнера должны быть с положительной конусностью для устранения заклинивания парашюта при вытягивании.
Поверхность внутренних стенок контейнера должна быть гладкой, а заклепочные соединения (если имеются) —выполнены впотай.
Применяющиеся для изготовления парашютного контейнера материалы должны иметь стойкое антикоррозионное покрытие или не подвергаться ржавлению, особенно в местах соприкосновения с парашютом.
Стенки контейнера должны быть достаточно жесткими, чтобы не деформироваться при транспортировке и других случаях. Возможные вмятины не должны заклинивать парашют в контейнере.
Упаковка ТПП
Первым в парашютный контейнер укладывают соединительное звено (соединяющее ТПП с замком самолета), поверх звена —зигзагообразно стропы, а затем купол. При применении чехла купола на звено помещают нижнюю часть чехла купола, но так, чтобы при раскрывании купола с взлетно-посадочной полосой соприкасалась гладкая часть чехла, а соты чехла с уложенными в них стропами купола должны быть при этом расположены сверху. При таком 21** 325
положении чехол купола быстро изнашивается, но зато предохраняются стропы.
Последним в парашютный контейнер укладывают вытяжной парашют, который при введении парашюта в действие должен выходить из контейнера первым.
МОНТАЖНАЯ СХЕМА
Тормозной посадочный парашют монтируют на самолет так, чтобы после раскрывания все части парашюта следовали за самолетом. Из опыта применения ТПП известно, что нарушение этого правила приводило в отдельных случаях к авариям, так как отделившиеся от купола ТПП чехол и вытяжной парашют всасыва-
Фиг. 14.9. Многокупольная система без соединительного звена.
лись воздухозаборником двигателя соседнего приземлившегося самолета, что выводило воздухозаборник из строя.
Обычно ТПП монтируется по следующей схеме: металлическая серьга (для крепления парашюта к замку самолета) закреплена на соединительном звене, которое, в свою очередь, через разъемный переходник соединено с коушем строп купола парашюта. Если ТПП находится далеко от газовой струи двигателя, то соединительное звено не применяется (фиг. 14.9) и коуш строп присоединен непосредственно к металлической серьге,, но при этом длина строп должна обеспечивать положение купола парашюта за аэродинамической тенью самолета. Для крепления многокупольной системы серьга имеет вильчатую форму с количеством проушин, равным количеству коушей строп куполов парашютной системы.
К полюсной части купола ТПП вытяжной парашют с чехлом купола присоединен прочным звеном, выдерживающим рывок вытяжного парашюта в момент вытягивания парашютной системы на всю длину.
326
ОБЕСПЕЧЕНИЕ ЗАДАННЫХ НАГРУЗОК
При наполнении купола ТПП на замок самолета действует рывок, равный ^птах = РпАд, а затем сопротивление парашюта Qn. Очевидно, что при заданных VnOc, Fn и кд уменьшить нагрузку можно только в пределах от Яп max до Qn.
Одним из путей уменьшения нагрузки в этом пределе является применение для ТПП многокупольной системы. Куполы многокупольной системы наполняются неодновременно, поэтому рывок на замок от каждого парашюта приходится в разное время.
Общее сопротивление парашютной системы к концу наполнения последнего купола, например, при трехкупольной системе можно записать в виде
^п max = Ql + Q2 + Qb^ = Qn (2 + Ад), вместо
Я. max = 3QnAA-
Неодновременное наполнение всех куполов многокупольной системы происходит из-за их взаимного аэродинамического влияния друг на друга и из-за неодинаковой воздухопроницаемости ткани отдельных куполов.
Уменьшить нагрузки можно также увеличением воздухопроницаемости купола или куполов ТПП. При увеличении воздухопроницаемости купола скорость V0K уменьшается, таким образом купол или куполы будут полностью наполняться при меньшей скорости, что и уменьшит нагрузки. Но путь пробега самолета при этом удлинится, если соответственно не увеличить площадь купола.
ЛИТЕРАТУРА
«American Textile Reporter», 1957, August, p. 9, 10, 32.
«Aeroplane», 1955, No. 2292, June 24, p. 841.
«Flying Safety», 1955, August, p. 25.
«American Aviation», 1953, May 11, p. 21 (самолеты F—92c и F—94c).
«The Aeroplane», 1954, May 28.
«Interavia», No. 12, 1954.
Сухоцкий E. И. Торможение самолета винтом в полете и при посадке, изд. Бюро новой техники Министерства авиационной промышленности СССР, 1947, № 14.
Зонштайн С. И., «Аэродинамика и конструкция самолета», Оборонгиз,
Горленко Г. Е., Тормозной посадочный парашют, Воениздат, 1962.
Глава XV
ПАРАШЮТЫ ЛЮДСКИЕ ДЕСАНТНЫЕ
ОСОБЕННОСТИ ПРИМЕНЕНИЯ
Высадка из самолетов большой группы десантников на небольшую площадку приземления и за короткий промежуток времени является основной отличительной особенностью применения людских десантных парашютов. Эта особенность накладывает определенные ограничения не только на процесс десантирования, но и на конструкцию людского десантного парашюта. Так, чтобы обеспечить приземление большой группы десантников на малую площадку, необходимо производить десантирование на малой высоте при малой скорости полета самолета и малых интервалах времени между моментами последовательного отделения десантников от самолета. Десантирование же на малой высоте требует принудительного введения в действие парашюта каждого десантника после того, как он отделится от самолета. Это в свою очередь обязывает закреплять на самолете раскрывающие устройства (карабины с вытяжными веревками) в таком месте, где их не могли бы задевать десантники, когда они подходят к люку для прыжка с самолета и в момент самого прыжка. Конструкция парашюта должна обеспечивать одинаковое время раскрывания каждого парашюта. Несоблюдение этого условия, в особенности при малом интервале времени между последовательно отделяющимися от самолета десантниками и при разном весе десантников, может привести к столкновению людей при неодновременном раскрывании парашютов. Увеличение же интервала времени между прыжками неизбежно приводит к увеличению длины посадочной площадки и рассредоточению десантников. Так, например, при интервале в 1 сек и скорости полета самолета 100 м]сек длина посадочной площадки при высадке 30 десантников будет равна 3000 м.
При одновременном покидании самолета из разных мест, например из переднего и заднего люков, столкновение десантников при применении парашютов одинаковой конструкции неизбежно. Но этого можно избежать, если через последний люк будут прыгать десантники с задержкой раскрывания парашюта 4—5 сек, а через 328
задний люк — десантники, парашюты которых будут открываться принудительно вблизи самолета. Принудительное раскрывание парашюта приводит к тому, что купол, раскрываясь в возмущенном потоке воздуха, закручивается, поэтому к людскому десантному парашюту предъявляется также требование обеспечивать надежное раскрывание и при скручивании строп купола на несколько оборотов (до 10 оборотов).
Фиг. 15.1. При прыжке в положении «солдатиком» купол и стропы парашюта протаскиваются по ногам парашютиста.Фиг. 15.1. При прыжке в положении «солдатиком» купол и стропы парашюта протаскиваются по ногам парашютиста.Скручивание всех строп купола в один жгут происходит также в результате вращения десантника после отделения от самолета, или при наполнении купола, не соосном с положением десантника
Фиг. 15.1. При прыжке в положении «солдатиком» купол и стропы парашюта протаскиваются по ногам парашютиста.
Фиг. 15.1. При прыжке в положении «солдатиком» купол и стропы парашюта протаскиваются по ногам парашютиста.
Фиг. 15.2. При прыжке подобно ныряющему в воду пловцу купол и стропы вытягиваются вдоль головы.
в воздухе (продольная ось десантника расположена под углом к оси наполняющегося купола).
Положение десантника при отделении от самолета влияет на надежность действия парашюта. Так, например, прыжок из хвостового люка самолета в положении «солдатиком» (фиг. 15.1) приводит обычно к тому, что воздушный поток поворачивает человека головой в направлении полета. Поворачиванию способствует и рывок веревки, раскрывающей ранец парашюта. При этом вытяжной парашют и вытягивающийся из ранца чехол с куполом и стропами соприкасаются с ногами десантника, что иногда может привести к зацеплению вытяжного парашюта и его ненормальному раскрыванию. Кроме того, сопротивление наполняющегося купола энергично разворачивает десантника ногами по полету, вызывая окружные ускорение и перегрузки. Но если десантник отделяется от самолета подобно пловцу, ныряющему в воду (фиг. 15.2), то к моменту раскрывания ранца десантник располагается ногами по полету и вытягивание чехла с куполом и стропами происходит вдоль головы. Такое положение десантника значительно улучшает условия раскрывания парашюта и обеспечивает действие аэродинамических перегрузок торможеция в направлении голова —ноги.
РАЗМЕЩЕНИЕ СНАРЯЖЕНИЯ И ВООРУЖЕНИЯ
Размещение и крепление снаряжения и вооружения на десантнике производится при условии выполнения следующих основных требований.
Снаряжение и вооружение должно позволять десантнику удобно сидеть в самолете до момента Десантирования.
Позволять подойти к люку для прыжка за установленное минимальное время.
Не зацепляться за обрезы люков и дверей самолета при десантировании; при этом части парашюта (вытяжной парашют,
Фиг. 15.3. Мешок со снаряжением закрепляется на ноге парашютиста.Фиг. 15.3. Мешок со снаряжением закрепляется на ноге парашютиста.Фиг. 15.4. Размещение контейнера со снаряжением под ранцем основного парашюта.Фиг. 15.4. Размещение контейнера со снаряжением под ранцем основного парашюта.
Фиг. 15.3. Мешок со снаряжением закрепляется на ноге парашютиста.
Фиг. 15.3. Мешок со снаряжением закрепляется на ноге парашютиста.
Фиг. 15.4. Размещение контейнера со снаряжением под ранцем основного парашюта.
Фиг. 15.4. Размещение контейнера со снаряжением под ранцем основного парашюта.
чехол купола, стропы купола основного и запасного парашютов и др.) также не должны задевать за снаряжение десантника.
Крепление снаряжения и вооружения должно быть прочным и выдерживать перегрузки торможения, действующие в процессе наполнения купола парашюта, а также аэродинамическое сопротивление воздуха в момент эвакуации с самолета.
Размещение снаряжения должно обеспечивать десантнику свободный доступ к устройствам, раскрывающим основной и запасной парашюты в случае, если не сработает парашютный полуавтомат или принудительное раскрывающее устройство (не зацеплен крюк вытяжной веревки за трос самолета, обрыв вытяжной веревки из-за нарушения условий хранения и применения и пр.).
Позволять за возможно короткое время гасить парашют после приземления (особенно при сильном ветре) и освобождаться от снаряжения, вооружения и подвесной системы парашюта.
330
Позволять пользоваться оружием в случае необходимости и в момент снижения в воздухе на парашюте.
Ремень подВес- тй системы контейнера.Ремень подВес- тй системы контейнера.Обычно вооружение и снаряжение размещают и закрепляют на десантнике после того, как подвесная система парашюта подогнана и плотно охватывает тело десантника. В результате этого после приземления десантник должен затрачивать определенное время, чтобы снять с себя вооружение, часть снаряжения и только в последнюю очередь подвесную систему. Несовершенство такого размещения очевидно, если учесть, что в боевой обстановке у десант- Ника может совсем не быть времени для этого. Кроме того, размещение всего снаряжения и вооружения на десантнике увеличивает общий вес системы, снижающейся на парашюте, и скорость приземления.
Ремень подВес- тй системы контейнера.
Ремень подВес- тй системы контейнера.
Соединительная бередкаСоединительная бередкаКонтейнерКонтейнерФиг. 15.5. Отделение контейнера от парашютиста.Фиг. 15.5. Отделение контейнера от парашютиста.Для уменьшения веса, а следовательно, и скорости приземления, практикуется упаковка снаряжения в отдельный мешок, который прикрепляется к ноге парашютиста (фиг. 15.3) и подвешивается к плечевым пряжкам подвесной системы. При раскрывании парашюта на наполняющийся купол действует аэродинамическая нагрузка, величина которой пропорциональна общему весу системы. На высоте 30 м от земли десантник освобождается от мешка со снаряжением, который спускается на веревке, и, приземляясь первым, уменьшает вес системы [1, 2]. Десантник же приземляется спустя 1—1,5 сек с меньшей скоростью из-за уменьшения веса.
Соединительная бередка
Соединительная бередка
Контейнер
Контейнер
Фиг. 15.5. Отделение контейнера от парашютиста.
Фиг. 15.5. Отделение контейнера от парашютиста.
На фиг. 15.4 показано размещение контейнера СО снаряжением ниже ранца основного парашюта с последующим спуском контейнера (фиг. 15.5) на соединительной веревке. Для отделения контейнера от подвесной системы достаточно расстегнуть ремень подвесной системы контейнера [3].
Такое и подобное размещение снаряжения позволяет десантнику быстро освободиться от подвесной системы парашюта и приступить к выполнению своих основных обязанностей.
ОСОБЕННОСТИ СНИЖЕНИЯ ДЕСАНТНИКА В ВОЗДУХЕ
Десантирование за короткий промежуток времени на определенную площадку возможно большего количества десантников, осуществляемое одновременной выброской десанта из многих самолетов с разной высоты, приводит к тому, что отдельные десантники с большим весом садятся на купол десантников, спускающихся ниже их. Кроме того, из-за разных воздушных течений куполы парашютов перемещаются в воздухе, что приводит к столкновению и затем складыванию одного или нескольких куполов. Установлено, что при столкновении куполов или при расположении их один над другим на разной высоте, чаще складываются куполы, выполненные из ткани с большой воздухопроницаемостью. Так, например, при расположении куполов один за другим и при горизонтальной буксировке их за автомашиной, оборудованной специальной установкой, было зафиксировано (опыты Л. А. Елистратова и В. А. Уханова) [4], что купол, расположенный позади, складывался, если его нижняя кромка находилась на заданном или меньшем расстоянии от нижней кромки переднего купола. При расположении кромки на расстоянии 10 м и менее складывались куполы парашютов ПД-6 и ПД-47 (воздухопроницаемость ткани 600—800 л!м?сек^, а при расстоянии в 15 м и менее складывался купол парашюта Д-1 (воздухопроницаемость ткани 800— 1100 л]м2сек). Результаты этих опытов с куполами натурных размеров подтвердили полученную ранее Ереминым В. С. аналогичную картину складывания моделей куполов при продувке в вертикальной аэродинамической трубе [5].
Поэтому для повышения надежности десантирования при массовых выбросках десанта предпочитают применять людские десантные парашюты без приспособлений, автоматически перемещающих куполы в горизонтальной плоскости (куполы с «килем», со щелью и др.), а также парашюты с отделяющимся от купола чехлом. Дело в том, что прикрепленный к полюсной части купола привязной стропой /=-4—5 м чехол в отдельных случаях массовой выброски десанта захлестывается за соединительную стропу чехла снижающегося рядом десантника и нарушает нормальное действие его парашюта. Кроме того, расчеты показывают, что привязывать чехол к куполу нецелесообразно и по экономическим соображениям. Оказывается, что при раскрывании парашюта привязной чехол получает повреждения от привязной стропы [6], поэтому привязных чехлов выходит из строя в несколько раз больше, чем можно потерять непривязных чехлов, спускающихся отдельно от купола.
ПРИЗЕМЛЕНИЕ ДЕСАНТНИКА
Конструкция современных людских десантных парашютов обеспечивает надежное приземление, если предварительно была тщательно отработана техника приземления на наземных тренаже- 332
pax, а при снижении с парашютом десантники выполняют элементарные правила приземления.
Однако статистика травм, полученных десантниками американских воздушных дивизий и парашютистами в школе Форт Брэг, показывает, что общий процент травм высок и достигает 0,58%, что составляет один случай на 172 приземления [7]. -Характерно, что половина всех травм была получена из-за нарушения десантниками элементарных правил приземления. Так, например, в 82-й американской воздушно-десантной дивизии за определенный отрезок времени были зафиксированы 140 травм при приземлении.
Анализ причин показал, что травмы были получены из-за неправильного приземления:
на спину — 29
на одну ногу — 27'
с сильно поднятыми коленями или на вытянутые ноги—14
70
Остальные 70 случаев травм произошли по следующим причинам:
столкновение парашютистов в воздухе с нарушением скорости 'приземления —14 неправильное отделение от самолета — 9 сильное раскручивание системы купол— парашютист перед приземлением—14
жесткое приземление—16
сильный ветер— 4
не сработал запасной парашют при частичном отказе основного— 8
неправильная пригонка снаряжения — 5
70
Из приведенных статистических данных следует, что 14 травм (из общего числа 140) были получены из-за несовершенства конструкции купола американского парашюта типа «х», не обеспечивающего устойчивое без раскачиваний снижение десантника к моменту приземления [7]. В 1955—1958 гг. в американских воздушно-десантных войсках для уменьшения скорости снижения и процента травм при приземлении стали применять куполы парашютов площадью 90 .и2 вместо применявшихся ранее 60 .и2 [8].
Кроме того, применяются также куполы из ткани с повышенной воздухопроницаемостью или щелевые, чтобы обеспечить устойчивое без раскачиваний снижение к моменту приземления. Так, например, известная американская парашютная фирма Ирвинг в феврале 1958 г. провела сравнительные испытания парашюта новой конструкции, купол которого имеет площадь 75 .и2 и изготовлен из ткани двух типов с разной воздухопроницаемостью [9].
22 Н. А. Лобанов 333
Фиг. 15.6. Десантник американской армии с пневматическими амортизаторами.Фиг. 15.6. Десантник американской армии с пневматическими амортизаторами.
Фиг. 15.6. Десантник американской армии с пневматическими амортизаторами.
Фиг. 15.6. Десантник американской армии с пневматическими амортизаторами.
Следует учитывать, что щелевые куполы так же, как и килевые, в отличие от куполов, изготовленных из ткани с большой воздухопроницаемостью, позволяют десантнику, управляя куполом, избегать столкновения в воздухе с другими десантниками. Однако, если десантники не обучены управлению куполом или не управляют им при снижении, то реактивный эффект, создаваемый щелью или «килем», приведет к беспорядочному перемещению куполов в горизонтальной плоскости и к увеличению числа столкновений в воздухе.
Приземление в гористой местности
Приземление десантников в гористой местности сильно осложняется двумя основными обстоятельствами: приземление осуществляется при малой плотности воздуха и на каменистую пересе
ченную местность.
Может возникнуть необходимость высадки десанта в гористой местности, высота которой достигает 3—4 км над уровнем моря. В этих условиях скорость призем-
ления увеличится из-за уменьшения плотности воздуха в 1,16 раза на высоте 3 км и в 1,22 — на высоте 4 км, что вызовет значительное увеличение числа травм.
Очевидно, что при десантировании в гористой местности вес десантника к моменту приземления должен быть минимальным , а площадь купола — максимальной. При этом целесообразно обязательное раскрывание и купола запасного парашюта, что, помимо увеличения общей площади сопротивления, улучшит устойчивость снижения к моменту приземления. Для того чтобы десантника не тащило по каменистой местности наполненным куполом при ветре, целесообразно также включать в конструкцию парашюта устройство, отделяющее купол от подвесной системы
в момент приземления.
Из многолетнего опыта парашютистов Иванова Г. М., Пятери- кова Б. С. и других известно, что условия приземления значительно облегчаются, если парашютист отделяется от парашюта в мо-
мент приземления. Поэтому можно ожидать, что и в горах приземление будет легче, если десантник будет иметь возможность отделять купол парашюта в момент приземления.
Могут также оказаться полезными пневматические амортизаторы, наполняющиеся во время снижения из баллона со сжатым газом, подобные приведенным на фиг. 15.6 [10].
НЕДОСТАТКИ ДЕСАНТНЫХ ПАРАШЮТОВ И ИХ УСТРАНЕНИЕ
К недостаткам современных людских десантных парашютов,
проявляющимся в процессе раскрывания, относятся отдельные случаи (один на 4000 прыжков) ненормального срабатывания пара
Фиг. 15.7. Вытяжной парашют шаровой формы.Фиг. 15.7. Вытяжной парашют шаровой формы.шюта главным образом из-за того, что вытяжной парашют зацепляется за снаряжение или попадает в стропы основного парашюта или между свободны-
Фиг. 15.7. Вытяжной парашют шаровой формы.
Фиг. 15.7. Вытяжной парашют шаровой формы.
Фиг. 15.8. Последовательность укладки строп.Фиг. 15.8. Последовательность укладки строп.ми концами подвесной системы парашюта, к пряжкам которых прикреплены стропы купола основного парашюта. Во всех этих случаях своевременное раскрывание запасного парашюта обеспечивало благополучное приземление (согласно статистике прыжков с парашютом ПД-47 за 1953, 1954 и 1955 гг.). Случаи перехлестывания купола парашюта стропами, относящиеся также и к недостаткам современных людских десантных парашютов, подробно рассмотрены в гл. XII.
Фиг. 15.8. Последовательность укладки строп.
Фиг. 15.8. Последовательность укладки строп.
Для устранения случаев зацепления применяются вытяжной парашют шаровой формы [11] или сдвоенные вытяжные парашюты (фиг. 15.7 и 12.15). Когда зацепляется один вытяжной парашют, то второй извлекается из чехла силой аэродинамического сопротивления чехла с куполом основного парашюта и обеспечивает нормальное раскрывание парашюта. Чтобы устранить по,падание вытяжного парашюта в стропы купола основного, стропы в виде монолитного пучка (жгута) удерживаются на дне ранца парашю-
22*22*335
22*
22*
та резиновой петлей в течение всего времени вытягивания купола и строп парашюта на всю длину (фиг. 15.8). При этом вытяжной парашют не попадает в свободные концы подвесной системы, так как они пристегнуты шлевками к дну ранца, а слабина убрана под резинки, находящиеся на наружной стороне дна ранца.
Для повышения надежности действия людских десантных парашютов при десантировании на большой скорости полета применяются стабилизирующие парашюты. В момент отделения десантника от самолета принудительно вводится в действие стабилизирующий парашют площадью 1,5 Л12. Сопротивление купола стабилизирующего парашюта разворачивает десантника ногами по полету, гасит скорость падения десантника и обеспечивает раскрывание основного парашюта при малой скорости падения [12].
ЛИТЕРАТУРА
«Popular Science», 1952, April, р. 114.
«Flight», 1956, No. 2464, p. 431.
Техническое описание грузового контейнера ГК-30
Отчет № 840-55-НИАЛ.
Отчет № 275—50.
Акт № 1/33 от 18/1—1955.
•L 4ilitarY Service Publishing Company «Paratrooper» (США) 1954
«Aeroplane», 1955, August 5, p. 201.
«Flight», 1958, February 28, p. 268.
«Flying», 1950, July, p. 19.
Авторское свидетельство № 20306.
Технические описания парашютов ПД-47, Д-1, ПД-47-5, Д-1-5, Д-З,
Глава XVI
ПАРАШЮТНЫЕ СИСТЕМЫ ОСВЕТИТЕЛЬНЫХ АВИАБОМБ
НАЗНАЧЕНИЕ
Парашютные системы осветительных авиабомб предназначены для: обеспечения устойчивого падения бомбы на траектории с большой скоростью; торможения скорости осветительной звездки к моменту введения в действие основного парашюта; обеспечения устойчивого без раскачивания снижения с малой скоростью горящей осветительной звездки после выбрасывания из корпуса авиабомбы на расчетной высоте.
ПРИМЕРНАЯ СХЕМА ДЕЙСТВИЯ
Обычно осветительные авиабомбы сбрасывают с самолетов на большой высоте. Чтобы обеспечить попадание бомбы в заданный район при помощи прицельных устройств самолета, необходимо, чтобы бомба двигалась по траектории с большой скоростью и устойчивостью. В отличие от фугасных и других авиабомб устойчивое падение осветительной авиабомбы обеспечивается стабилизирующим парашютом, находящимся в ее хвостовой части.
После отделения бомбы от самолета включается дистанционное устройство раскрывания стабилизирующего парашюта и дистанционная трубка введения осветительной бомбы в действие. Через несколько секунд после отделения авиабомбы от самолета дистанционное устройство срабатывает и стабилизирующий парашют вводится в действие. На стабилизирующем парашюте авиабомба движется по траектории до заданной высоты. Обычно площадь стабилизирующего парашюта небольшая (G/KCT = 1000 кг!м^, поэтому для повышения коэффициента сопротивления парашюта тросы строп купола закрепляют по кромке крышки корпуса авиабомбы (см. фи- ГУРУ) •
Когда бомба достигает заданной высоты, срабатывает временное или анероидное дистанционное устройство, в результате чего воспламеняется вышибной заряд, давление газов которого выбрасывает осветительную звездку вместе с основным парашютом из кор- 337
пуса бомбы. Пороховые газы вышибного заряда поджигают осветительный состав звездки.
Так как к моменту выброса звездки с парашютом бомба имеет скорость 200—300 м/сек, то первым раскрывается тормозной парашют, назначение которого погасить скорость звездки до Vo — скорости, допустимой для начала наполнения купола основного парашюта. Время торможения зависит от скорости движения бомбы, веса звездки, площади тормозного парашюта и скорости Vo .
Во время торможения звездки тормозным парашютом купол основного парашюта удерживается в парашютной камере дистанционным устройством, которое включается в момент раскрывания тормозного парашюта или при выбросе звездки с основным парашютом из корпуса авиабомбы.
По истечении заданного времени торможения вводится в действие и наполняется воздухом купол основного парашюта, на котором звездка спускается с малой скоростью и долго освещает местность. При выбрасывании из корпуса авиабомбы пороховые газы вышиб
ного заряда давят на торец звездки и на днище корпуса бомбы. Через звездку и основной парашют давление передается на крышку бомбы, в результате чего срезаются шпильки крепления и крышка, отделившись от корпуса, снижается на стабилизирующем парашюте. В момент отделения крышки корпус бомбы под давлением газов вышибного заряда движется ускоренно и уходит вперед от отстающих от него звездки и парашюта.
Если парашютная система присоединена к боковой, а не к торцовой части звездки, то в момент раскрывания тормозного парашюта звездка, получив боковой рывок, движется с вращением, что может привести к скручиванию строп и несрабатыванию основного парашюта. Для обеспечения надежности действия основного парашюта при таком креплении парашютной системы к звездке между парашютной системой и подвеской звездки ставят вертлюг.
ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ПАРАШЮТНОЙ СИСТЕМЫ ОСВЕТИТЕЛЬНОЙ АВИАБОМБЫ
При конструировании авиабомб стремятся максимально использовать объем корпуса авиабомб для размещения в нем осветительной звездки, поэтому для парашютной системы выделяется минимальный объем. Однако в малый объем парашютная система поместиться не может, если необходимо удовлетворить определенным 338
требованиям, предъявляемым к парашютной системе. Дело в том, что для обеспечения прицельного бомбометания скорость движения бомбы по траектории должна быть Возможно большей, следовательно, парашютная система неизбежно вводится в действие при значительной скорости звездки. Но раскрывание парашюта на большой скорости приводит к большим нагрузкам на парашют и, следовательно, к большому объему парашюта. Кроме того, для обеспечения малой скорости снижения звездки 4—5 м(сек нужно, чтобы купол основного парашюта был большой площади, а для его размещения требуется не малый объем. Указанные обстоятельства вызывают необходимость проектировать оптимальную по весу и объему парашютную систему.
Методика отработки парашютной системы минимального веса, а следовательно, и минимального объема, изложена в гл. XI настоящей книги. Вкратце эта методика сводится к следующему.
Определяется площадь купола основного парашюта по заданным весу звездки и скорости ее снижения на парашюте.
Определяется максимальная нагрузка Яптах, допустимая для купола основного парашюта по заданной минимальной перегрузке (см. стр. 190).
Определяется Кодов— допустимая скорость звездки в момент начала наполнения купола основного парашюта [по формуле (4.16)].
Определяется площадь купола тормозного парашюта, обеспечивающая торможение звездки от скорости бомбы в момент выброса парашютной системы до Кодов- При этом критическую скорость звездки на тормозном парашюте принимают несколько меньшей Кодов, имея в виду, что чем меньше разница между Ккр.т и Кодов, тем дольше торможение скорости и меньше площадь купола тормозного парашюта.
Определяется максимальная нагрузка, действующая на купол тормозного парашюта при наполнении на скорости, равной скорости движения бомбы.
Разрабатываются конструктивные чертежи куполов основного и тормозного парашютов; конструкция устройства, задерживающего раскрывание купола основного парашюта в течение времени торможения скорости звездки до Кодов; конструкция парашютной ка- I меры и соединительных звеньев, соединяющих парашютную систему I со звездкой; конструкция вытяжного устройства и др. по одной из ^ возможных принципиальных схем парашютной системы (см., напри- I мер, разд. 4, гл. XI).
|Производится расчет на прочность всех частей парашютной си-
v стемы и определение их веса.
Г7. По вычисленному весу парашюта, снижающегося со звездкой,
рассчитываются площадь купола основного парашюта, его вес и объем всей парашютной системы.,
Объем парашютной системы в зависимости от природы материалов и степени запрессовки системы определяется по формуле *и 5= абп.с (л),
. где G„.c — вес парашютной системы в кг;
а — опытный коэффициент в л/кг; для капрона а = 1,5—2; для шелка а = 2—2,5; для хлопчатобумажных материалов а = 2,5—3.
ВЫБОР РАСЧЕТНОГО СЛУЧАЯ
Расчет показывает, что если купол основного парашюта будет раскрываться на определенной высоте, то вполне возможно создать парашютную систему минимального веса и объема. При этом полагают, что купол основного парашюта будет иметь конструктивную воздухопроницаемость , обеспечивающую малое значение У?п max при большой скорости 1/0 доп. Последнее условие позволяет применять тормозной парашют малой площади.
Если парашютная система предназначена для введения в действие на разной высоте с раскрыванием основного' парашюта как на малой, так и на большой высоте, то расчетным случаем для купола основного парашюта будет раскрывание на максимальной высоте. Площадь купола тормозного парашюта определяется также из условий раскрывания на максимальной высоте (в этом случае площадь купола тормозного парашюта будет наибольшей), но расчет купола тормозного парашюта на прочность нужно производить при этом из условий раскрывания на минимальной высоте, где при наполнении тормозного купола на него будет действовать наибольшая нагрузка.
ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ПАРАШЮТНОЙ СИСТЕМЫ
ДЛЯ ОСВЕТИТЕЛЬНЫХ АВИАБОМБ С НАРУЖНОЙ ПОДВЕСКОЙ
При наружной подвеске авиабомб под самолетом и при продолжительных полетах самолета на сверхзвуковых скоростях парашютная система может получить повреждение от нагрева корпуса авиабомбы. В этих условиях предохранить парашютную систему можно прокладкой теплоизоляционного слоя между корпусом бомбы и парашютной системой, а также применением жаропрочных материалов для изготовления парашютной системы.
Известно, что на материалы из таких искусственных волокон, как капрон, найлон, дакрон и др. температура окружающей среды 70—80° С не оказывает заметного отрицательного влияния, поэтому если при помощи изоляционных материалов можно обеспечить внутреннюю температуру в корпусе бомбы не более указанной, то создание парашютной системы вполне реально (см. стр. 310). При этом необходимо проверить отсутствие отрицательного влияния на парашютные материалы паров химических компонентов, входящих в осветительный состав звездки, учитывая, что парашют со звездкой могут храниться в корпусе авиабомбы в течение многих лет.
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНАЯ ОТРАБОТКА ПАРАШЮТНОЙ СИСТЕМЫ
Экономически целесообразно экспериментальные испытания парашютной системы производить в следующей примерной последовательности.
Стабилизирующий парашют
Прочность стабилизирующего парашюта целесообразно проверять в воздушном потоке открытой аэродинамической трубы, питающейся от баллонов со сжатым воздухом. Учитывая малую площадь купола стабилизирующего парашюта, можно в открытой трубе обеспечить скорость потока, близкую к натурным условиям для этого парашюта.
Стабилизирующие качества парашюта и расстояние, на которое он должен удаляться от авиабомбы, можно определить в аэродинамической трубе при продувке парашюта вместе с корпусом авиабомбы.
При натурном бомбометании макетов бомб проверяют и стабилизирующие качества парашюта и характеристическое время 6 падения бомбы.
Тормозной парашют
Прочность купола тормозного парашюта проверяют на грузе, выстреливаемом пневматической пушкой или сбрасываемом с самолета на режиме, обеспечивающем воздействие максимальной нагрузки на парашют.
Основной парашют
Прочность купола основного парашюта и скорость снижения системы проверяют путем сбрасывания груза с парашютом с самолета, обеспечивая условия для начала наполнения купола при расчетной скорости Уодоп или несколько большей. Вес груза при этих испытаниях должен быть равен весу звездки.
Проверка схемы действия парашютной системы
Парашютную систему собирают с натурным образцом авиабомбы, но с инертно снаряженной звездкой.
Воспламенением вышибного заряда в наземных условиях проверяется надежность выбрасывания звездки и парашютной системы из корпуса авиабомбы. При этом усилие, срезывающее шпильки, крепящие крышку к корпусу, должно быть в 2 раза больше возможного максимального аэродинамического сопротивления, действующего на стабилизирующий парашют при раскрывании.
При отсутствии* повреждений парашютные системы собирают вновь с натурными образцами авиабомб. Собранные с парашютны- 22** 341
ми системами авиабомбы сбрасывают с самолета, обеспечив введение парашютной системы в действие на малой высоте.
Для проверки схемы действия парашютную систему и детали авиабомбы можно использовать по несколько раз.
Комплексные испытания
На комплексные испытания подаются заново изготовленные парашютные системы и части авиабомбы со звездкой, снаряженной боевым осветительным составом.
Сбрасывание бомб с самолета и введение парашютных систем в действие при комплексных испытаниях производятся в условиях, обеспечивающих раскрывание парашютных систем на расчетном режиме (для тормозного парашюта на малой высоте, для основного— на большой высоте возможного применения авиабомбы).
Глава XVII
ПАРАШЮТЫ АРТИЛЛЕРИЙСКИХ ОСВЕТИТЕЛЬНЫХИ ДРУГИХ СНАРЯДОВ
НАЗНАЧЕНИЕ
Парашюты артиллерийских снарядов применяются для того, чтобы тормозить движение осветительной звездки и обеспечить малую скорость снижения в воздухе звездки или всего корпуса снаряда.
ОСОБЕННОСТИ ПАРАШЮТОВ АРТИЛЛЕРИЙСКИХ СНАРЯДОВ
Отличительной особенностью парашютов артиллерийских снарядов разного назначения является то, что эти парашюты можно вводить в действие при вращении всей системы с огромным числом оборотов, достигающим иногда 15000 об]мин, а также при сверхзвуковых скоростях 400—600 м]сек.
Обычно парашюты артиллерийских снарядов вводятся в действие на малой высоте 1—2 км, поэтому парашют раскрывается при скоростном напоре 10—20 Т1м2. В связи с этим, хотя площадь парашюта и не превышает 10 м2, нагрузки при раскрывании купола в указанных условиях могут достигать нескольких десятков тонн.
Большую часть внутреннего объема корпуса артиллерийского снаряда занимает осветительная звездка, для размещения же парашюта остается меньшая часть объема. Проблема размещения парашюта в малом объеме корпуса снаряда решается путем применения парашюта ступенчатого действия и соответствующей запрессовкой его в отведенный объем.
СХЕМА ДЕЙСТВИЯ ПАРАШЮТОВ АРТИЛЛЕРИЙСКИХ СНАРЯДОВ
В заданной точке траектории снаряда срабатывают дистанционная трубка, находящаяся в головной части снаряда. Форс огня трубки воспламеняет порох вышибного заряда. Высокая температура пороховых газов вышибного заряда воспламеняет в свою очередь осветительный состав звездки, а возрастающее давление газов, дей-
343
После отделения чинает вытягиваться воздухом. Вертлюг,После отделения чинает вытягиваться воздухом. Вертлюг,ствуя одновременно на корпус снаряда и на торцовую часть звезд- ки, срезает крепление днища снаряда и выбрасывает парашют со звездкой через донное отверстие. Корпус снаряда в этот момент движется ускоренно, поэтому звездка с парашютом отстают от корпуса снаряда. Центробежные силы вращающейся системы отбрасывают в сторону днище снаряда и стальные полуцилиндры, являющиеся одновременно и камерой для размещения парашюта и опорой между днищем снаряда и торцом звездки.
После отделения чинает вытягиваться воздухом. Вертлюг,
После отделения чинает вытягиваться воздухом. Вертлюг,
полуцилиндров парашют, попав в воздух, на- по касательной к траектории и наполняться находящийся между тросами —стропами парашюта и звездкой, не позво
ляет скручиваться стропам наполняющегося купола.
Сначала выполняется только первая ступень купола. Площадь первой выполненной ступени купола воспринимает аэродинамическую нагрузку, величина которой допускается прочностью деталей, соединяющих тросы парашюта с корпусом звездки. Приняв величину допустимой нагрузки 1500— 2000 кГ, и, учитывая, что первая фаза наполнения происходит при скорости звездки, близ
кой к скорости снаряда, например, 500 м,сек, получим площадь первой выполненной ступени купола ~0,07 м2.
Общее сопротивление корпуса звездки и выполненной части первой ступени купола гасят скорость звездки до величины, допустимой для наполнения всей площади купола парашюта (вторая ступень) .
На фигуре показана типичная схема парашюта двухступенчатого действия с центральным тросом, применявшаяся в годы второй мировой войны многими странами. Один конец центрального троса заканчивается опорным фланцем, помещенным в зоне горения осветительного состава звездки, а другой — фланцем, помещенным’в вертлюге, закрепленном в полюсной части купола. Опорные вертлюги, закрепленные в куполе парашюта и в торцовой части звездки, устраняют скручивание строп парашюта после выброса из корпуса снаряда.
Длину центрального троса выбирают из условий обеспечения заданной площади сопротивления при выполнении первой ступени купола (см. фигуру слева). В таком положении система движется
определенное время, необходимое для торможения скорости системы. Потребное время движения на наполненной первой ступени обеспечивается, временем выплавления конца центрального троса из опорного фланца, помещенного в зоне горения осветительного состава звездки. В момент выплавления конец троса выскальзывает из опорного фланца, вследствие чего освобождается полюсная часть купола и купол парашюта выполняется полностью (см. фигуру справа).
Если применяется купол с конструктивной воздухопроницаемостью, обеспечивающей частичное наполнение купола на большой скорости и полное наполнение при скорости УОк, допускаемой прочностью системы, то конструкция такого парашюта проще, чем показанная на фигуре.
ИСПЫТАНИЯ ПАРАШЮТОВ АРТИЛЛЕРИЙСКИХ СНАРЯДОВ
Испытания парашютов артиллерийских снарядов проводятся в четыре этапа.
Наземные испытания
Наземными испытаниями проверяется возможность запрессовки парашюта в корпус снаряда и отсутствие повреждений в парашюте при отстреле из снаряда вышибным зарядом в наземных условиях.
Определение прочности и раскрываемости парашюта на второй ступени наполнения
Парашют с центральным тросом. Перед испытаниями полюсную часть втягивают внутрь купола и конец центрального троса слегка закрепляют в макете звездки. В момент наполнения первой ступени купола конец троса должен отделиться от макета звездки, имитируя натурные условия раскрывания парашюта.
Парашют вводится в действие 2—3 раза на расчетной скорости Vo- При этих испытаниях проверяют прочность парашюта, оценивают характер снижения звездки с парашютом и измеряют скорость приземления.
При испытаниях макет звездки с парашютом сбрасывается с самолета или выстреливается из пневмопушки.
■ Парашют с куполом из ткани с большой воздухопроницаемостью или с конструктивной воздухопроницаемостью оболочки купо- ш. Парашют вводится в действие на скорости, заведомо большей Ио; при этом купол должен наполняться только частично — до расчетной площади первой выполненной ступени. Когда скорость груза уменьшится до Vo, купол должен выполниться полностью. Если купол выполняется полностью на скорости, значительно большей Ио, то воздухопроницаемость оболочки купола увеличивают и, наобо-
рот, уменьшают, если купол не выполняется полностью при скорости Vo.
При этих испытаниях применяют груз, критическая (установившаяся) скорость которого с частично наполненным куполом равна Vo. Груз с парашютом сбрасывают с самолета на скорости, значительно большей Vo, или отстреливают из пневмопушки.
Для некоторого приближения испытаний к условиям, близким к натурным, в момент достижения грузом скорости Vo, от него отделяется макет звездки и парашют наполняется в расчетных условиях.
Сохранность груза для повторного применения обеспечивается спасательным парашютом, который вводится в действие в момент отделения звездки от груза.
Описанные испытания по отработке наполняемости только первой ступени.при скорости, большей Vo, и второй ступени только при скорости, меньшей или равной Vo, более качественно можно проводить в аэродинамической трубе с последующим испытанием на самолете или пневмопушке для определения характера устойчивости и скорости приземления звездки с парашютом.
Оценка прочности парашюта к деталей, соединяющих парашют с макетом звездки
Парашют вводится в действие на максимальной расчетной скорости с учетом выполнения только первой ступени (центральный трос должен быть прочно закреплен в звездке).
Эти испытания проводятся в аэродинамической трубе кратковременного действия, работающей на сжатом воздухе , или путем отстрела звездки с парашютом из пневмопушки, или на рельсовой реактивной установке.
Натурные экспериментальные испытанияпарашютов
Такие испытания парашютов проводятся в два этапа:
испытания на прочность при выполнении первой ступени,
испытания по полной схеме
и выполняются путем отстрела вышибным зарядом звездки с парашютом из корпуса снаряда.
Испытания парашютов на прочность при выполнении первой ступени раскрывания купола парашюта прэизводят с инертно снаряженными звездками и с приспособлением, предотвращающим вторую ступень наполнения купола. Для этого у парашютов с центральным тросом конец троса намертво закрепляется в звездке. У других парашютов по нижней кромке купола ставят ограничительное кольцо, позволяющее куполу наполняться только до площади первой ступени.
При этих испытаниях отстрел звездки с парашютом производится при максимальной скорости снаряда, по которой производился расчет парашюта на прочность.
В случае разрыва парашюта последующие испытания после его упрочнения производятся с меньшей площадью первой ступени наполнения.
После получения положительных результатов испытаний первой ступени наполнения при максимальной скорости приступают к испытаниям по полной схеме.
Испытания парашютов по полной схеме выполняются с боевой осветительной звездкой. Отстрел звездки с парашютом производится при максимальной скорости снаряда.
В случае разрыва парашюта (при второй ступени наполнения) последующие испытания после его упрочнения производят с увеличением времени выплавления троса из звездки (парашют с центральным тросом) или с увеличением воздухопроницаемости оболочек купола (парашют с конструктивной воздухопроницаемостью купола).
При натурных испытаниях парашюта по полной схеме наряду с определением прочности парашюта проверяют прочность звездки и надежность ее действия, оценивают характер снижения с парашютом горящей звездки и измеряют скорость снижения.
После получения положительных результатов экспериментальные испытания заканчивают и партии снарядов с парашютами передают на контрольные испытания.
Глава XVI11
ПАРАШЮТЫ РАЗНЫЕ
СТАБИЛИЗИРУЮЩИЕ ПАРАШЮТЫ
Парашюты для различного авиационноговооружения
Стабилизированное (устойчивое) снижение авиационного вооружения обычно обеспечивается жесткими стабилизаторами, применение которых приводит, к сожалению, к неизбежному увеличению габаритов изделия. Так, например, ширина хвостового оперения обычной авиабомбы в 1,5 раза больше ее диаметра, а длина хвостового оперения увеличивает общий размер бомбы на два и более диаметра.
Иногда для рационального использования существующих бомбовых отсеков самолета и в том случае, когда увеличивать длину изделия (бомбы, мины, торпеды и др.) невозможно, в качестве стабилизирующего устройства используется купол парашюта, который можно упаковывать в относительно небольшой объем при малом удлинении изделия. Следует отметить, что наряду с замечательным свойством парашюта — возможностью упаковки его в малый объем— основным недостатком парашюта является большое лобовое сопротивление, значительно увеличивающее характеристическое время 0 падения изделия. Так, все авиационные осветительные бомбы, снабженные стабилизирующими парашютами, обеспечивают удовлетворительную устойчивость бомбы на траектории, но увеличивают характеристическое время от 21—23 до 26 сек и более.
Прочность стабилизирующих парашютов позволяет вводить их в действие на скоростях современных самолетов.
При некоторых изделиях парашют, выполнив роль стабилизирующего устройства, отделяется на заданной высоте от изделия и выполняет роль вытяжного, вводящего в действие основной парашют, назначение которого затормозить изделие перед приземлением или приводнением.
Парашюты для катапультных кресел летногосостава
Под действием аэродинамического сопротивления кресло с летчиком приобретает вращательное движение вскоре после катапультирования из летательного аппарата. Вращательное движение, в особенности при большой скорости падения кресла, оказывает отрицательное влияние на организм человека, поэтому для обеспечения стабилизированного движения кресла применяются различные средства. Одним из таких средств является стабилизирующий парашют. Обеспечивая относительно устойчивое движение кресла, стабилизирующий парашют в то же время является и тормозным, аэродинамическое сопротивление которого дополняет сопротивление кресла. Кроме того, после отделения от кресла на заданной высоте или спустя некоторое время после катапультирования, стабилизирующий (он же тормозной) парашют играет роль вытяжного устройства, вводящего в действие основную парашютную систему.
Надежное введение в действие стабилизирующего парашюта в условиях вращательного движения кресла обеспечивается выстреливанием его из упаковки пороховой или пневматической пушкой, а также применением соединительного звена, длина которого обеспечивает раскрывание парашюта вне аэродинамической тени кресла.
Парашюты топливного шлангасамолета-заправщика
Самолет-заправщик выпускает шланг длиной в несколько метров, на конце которого закреплена деталь, соединяющая его с приемником самолета, заправляемого в полете топливом. Под действием силы тяжести и аэродинамического сопротивления шланг сильно раскачивается в воздухе; возникает явление «хлыста», вызывающее обрыв шланга. Но если шланг не обрывается, то и в этом случае из-за раскачивания практически невозможно произвести сочленение шланга с заправляемым самолетом. Для придания шлангу устойчивого положения применяются различные устройства, в частности, стабилизирующие парашюты, которые помимо основной задачи— стабилизировать шланг в воздухе —выполняют роль вытяжного устройства. В начале выпуска шланга аэродинамическое сопротивление наполненного купола стабилизирующего парашюта обеспечивает вытягивание шланга из самолета-заправщика на всю длину. В дальнейшем стабилизирующий парашют предотвращает рысканье конца шланга в воздухе и таким образом облегчает сочленение его с приемником заправляемого самолета.
После перекачки топлива шланг отсоединяется от приемника и втягивается в самолет-заправщик. В процессе втягивания шланга стабилизирующий парашют выполняет положительную роль стабилизирует шланг, и отрицательную —препятствует втягиванию шланга в самолет-заправщик. В некоторых случаях после отсоеди- 23 н. А. Лобанов 349
нения из шланга вытекает сильная струя оставшегося топлива, которая ударяет в купол парашюта. Чтобы предотвратить разрыв купола от удара струей топлива, в полюсной части купола предусмотрено полюсное отверстие, а поверхность купола усилена концентрически расположенными лентами. Ленты присоединяются к куполу зигзагообразной строчкой, которая сохраняет прочность при больших деформациях купола в момент наполнения воздухом, в конце вытягивания шланга, а также при ударе струей топлива.
Форма, конструктивные особенности и свойствакуполов
Наиболее распространенными формами куполов стабилизирующих парашютов являются усеченный конус с большим основанием у вершины [1] и вращающиеся куполы формы «сдвинутый круг» [2]
Фиг. 18.1. Спектр обтекания купола плоской формы (а) и купола конусной формы (б).Фиг. 18.1. Спектр обтекания купола плоской формы (а) и купола конусной формы (б).или многоло'пастной формы [3]. На фиг. 18.1, б показан спектр обтекания парами четыреххлористого титана усеченного конуса в сравнении с обтеканием купола плоской формы, показанного на фиг. 18.1, а.
Фиг. 18.1. Спектр обтекания купола плоской формы (а) и купола конусной формы (б).
Фиг. 18.1. Спектр обтекания купола плоской формы (а) и купола конусной формы (б).
Такие формы куполов обеспечивают достаточную для практики устойчивость движения (бомбы, кресла, шланга и др.). Устойчивость купол^ конусной формы улучшается\при увеличении воздухопроницаемости ткани купола или оболочки. Помимо улучшения у\ тойчивости увеличение возду-
хопроницаемости приводит к уменьшению коэффициента динамичности Ад, что желательно при всех видах применения стабилизирующих парашютов. Однако следует особо отметить, что принятая для данного типа парашюта воздухопроницаемость должна быть с малой неравномерностью. Дело в том, что при изменении воздухопро-
ницаемости изменяется критическая скорость наполнения купола Уок, что недопустимо для стабилизирующих парашютов. Так, например, увеличение с 800 до 1000 л1м?сек воздухопроницаемости ткани купола типа К-1177, предназначенного для стабилизации
шланга самолета-заправщика, приводит к ненаполняемости купола на заданном режиме полета на минимальной высоте. Обладая высо-
кими стабилизирующими свойствами, купол конусной формы имеет малый коэффициент лобового сопротивления, уменьшающийся с увеличением скорости, и поэтому менее экономичен. На фиг. 18.2 показан купол конусной формы
при статических испытаниях песком.
Вращающиеся стабилизирующие куполы (фиг. 18.3) обладают исключительно высоким коэффициентом сопротивления (в 2 и более раз превышающим коэффициент сопротивления не- вращающихся парашютов), нс требуют особо тщательного изготовления (выдерживание малых допусков, обеспечение симметрии и др.). При вращающемся парашюте обязательно применение вертлюга, который является соединительным зве-
Фиг. 18.2. Статические испытания купола песком.Фиг. 18.2. Статические испытания купола песком.Фиг. 18.3. Вращающийся стабилизирующий парашют формы «сдвинутый круг».Фиг. 18.3. Вращающийся стабилизирующий парашют формы «сдвинутый круг».ном между парашютом и стабилизируемым изделием, а также устройств, парирующих вращение изделия относительно его продольной оси (вращающийся парашют увлекает изделие во вращательное
Фиг. 18.2. Статические испытания купола песком.
Фиг. 18.2. Статические испытания купола песком.
Фиг. 18.3. Вращающийся стабилизирующий парашют формы «сдвинутый круг».
Фиг. 18.3. Вращающийся стабилизирующий парашют формы «сдвинутый круг».
движение). Для вращающегося купола парашюта желательно применять ткань только с малой воздухопроницаемостью, так как в противном случае коэффициент сопротивления купола резко уменьшится.
351351Кроме того, вращающийся купол парашюта обладает еще одним замечательным свойством. В момент наполнения купол парашюта не вращается, и коэффициент его сопротивления в этот момент в 2 и более раз меньше чем коэффициент вращающегося, поэтому сила рывка при' наполнении не превышает сопротивления
351
351
23*
вращающегося купола при той же скорости, тогда как у обычных куполов сила рывка может в 2 раза превышать сопротивление купола (7?пшах = Ои^д, где кд = 1,1—2).:
ПАРАШЮТЫ ДЛЯ ТЕРМОЯДЕРНЫХ АВИАБОМБJ
Эти парашюты применяются обычно для спуска сброшенной с самолета термоядерной авиабомбы для увеличения времени ее / падения [4]. Дело в том, что взрыв термоядерной авиабомбы сопровождается комплексными разрушительными последствиями взрыв- ) ной волны теплового и радиоактивного излучения, распространяю- : щегося на десятки километров. И если самолет с момента сбрасы- 3 вания бомбы до взрыва не успеет уйти на безопасную дальность L2,1
Ц, то гибель экипажа самолета-носителя неизбежна. Очевидно, чтоX
чем с меньшей высоты будет сброшена бомба, тем меньше будет наклонная дальность Li (фиг. 18.4), и тем дольше должна снижаться бомба, чтобы обеспечить безопасность экипажа.\
Фиг. 18.4. Наклонная дальность самолета до взрыва бомбы.
Отдельные примеры сбрасывания водородной авиабомбы с са- | молета в США дают представление о величине безопасной наклон- 1 ной дальности... «При сбрасывании водородной бомбы с высоты 1 15 200 м, взорвавшейся на высоте 3000 м, самолет В-52 ушел от ме- ] ста взрыва за время падения бомбы на расстояние до 24 км» [5].*
«21 мая 1956 г. с самолета В-52 была сброшена водородная бомба ( (Атолл Бикини). К моменту взрыва самолет уже находился от эпи- ; центра взрыва на расстоянии около 32 км» [5].
Представление о времени падения бомбы можно получить из :; следующих очень приближенных вычислений. Пусть путь самолета Vt равен наклонной дальности L = 24 000 м, скорость самолета V = = 200 м]сек. Тогда время падения бомбы
, L 24 000 t = — = = 120 сек.
V 200
3)52
Теперь, зная высоту сбрасывания Н = 15 '200 м и время падения бомбы, можно определить среднюю скорость ее падения.
Пусть первые 500 м высоты (бомбометание при горизонтальном полете) бомба пройдет за Ы сек и выйдет на вертикаль. Тогда оставшийся до взрыва путь 11 700 м бомба пройдет за 109 сек со средней скоростью „11 700
VCD == 107,3 м сек.
ср 109’
На высоте 14 700 м величинаНа высоте 14 700 м величина= 2,4577, а на высоте 3000м= 2,4577, а на высоте 3000мвеличинавеличина= 1,1609, тогда скорость приземления бомбы= 1,1609, тогда скорость приземления бомбыV = ' прV = ' пр2-107,31,164-2,45772-107,31,164-2,457760,4 м/сек.60,4 м/сек.
На высоте 14 700 м величина
На высоте 14 700 м величина
= 2,4577, а на высоте 3000м
= 2,4577, а на высоте 3000м
величина
величина
= 1,1609, тогда скорость приземления бомбы
= 1,1609, тогда скорость приземления бомбы
V = ' пр
V = ' пр
2-107,3
1,164-2,4577
2-107,3
1,164-2,4577
60,4 м/сек.
60,4 м/сек.
Теперь, зная Ипр и задаваясь весом бомбы и ее характеристикой, можно определить площадь купола парашюта по формуле
сп^р с"
Пусть 6= 10 000 кг, c6f6 = 2 м2, а сп = 0,8. Тогда
F _ 16 х 10 000,L = 51 7 JH2.
°0,8 X 60,420,8
При наполнении такого парашюта на высоте 15 200 м, где А = = 0,153, допуская, что Л = 0,01 сек2/м, т] = 1, с^ =0,8 и Уо = = 200 м/сек, получим нагрузку на купол парашюта ^Пшах> определяемую по формуле (4.12):__
Дп шах о п 9
8
/(-^4-27! V FnД
После подстановки известных величин получим
=0,8-51,7 A"L2»1±ZEL = 3O366 кГ.
8®£+2175Г7
’0,153
Нагрузку Rnmax можно определить и по формуле
Rn max = “° спРпкд= А0^:2002 0,8 • 51,7 • 2 = 31 599 кГ,
где коэффициент динамичности £д принят равным 2.
Действительное значение &д можно определить по следующей формуле:
_ 2/?п max _ 2 • 30 366 j Q2
д Рл^с^п ~ 0.0191.2002.0,8.51,7 “'
ТОРМОЗНЫЕ ПАРАШЮТЫ ДЛЯ СНИЖЕНИЯ САМОЛЕТА ПРИ РАЗГЕРМЕТИЗАЦИИ
^об-оы-^об-оы-При разгерметизации самолета на большой высоте полета н ходимо за малое время опуститься на высоту 3—4 км. Однако
^об-оы-
^об-оы-
УУФиг. 18.5. Схема сил, действующих на самолет.Фиг. 18.5. Схема сил, действующих на самолет.стрый спуск самолета с большой высоты (пикирование) сопровождается увеличением скорости самолета до величины, недопускаемой прочностью самолета. Поэтому, чтобы обеспечить снижение самолета на скорости, не выходящей за пределы допустимых величин, применяется тормозной парашют, общее сопротивление которого и сопротивление самолета обеспечивают заданную скорость снижения при определенном угле пикирования. Из схемы сил,
У
У
Фиг. 18.5. Схема сил, действующих на самолет.
Фиг. 18.5. Схема сил, действующих на самолет.
действующих на пикирующий самолет с парашютом (фиг. 18.5), можно записать, что
Т + G sin а = Qx + Qn, откуда
Qn = ^ + G sin а — Qx.
Но Qn = ^cnFm a Qx = ^cxS.
Тогда
сп^п = ~^— (^ + Q sin a) — c S.
Здесь T — тяга двигательной установки самолета;
G — вес самолета;
cxS— характеристика самолета;
V — скорость полета;
рн — массовая плотность воздуха на высоте; спГп — характеристика парашюта;
a — угол пикирования к горизонту.
Если площадь поверхности выполненной части купола не изменяется по скорости, то самолет с парашютом будет пикировать в ус- рУ2
ловиях постояного скоростного напора q • 1огда
cnFn = у (Т + G sin а) — cxS.
Пример. Самолет весом G = 86.000 кг пикирует под углом а= =- 30° при cxS = 17 м?.
Определить площадь купола парашюта для обеспечения пикирования при q = 1000 кГ]м2, если Т = 8000 кГ, а сп = 0,8.
с р — 80004-86 000-0,517=34 ^2.
п п1000
F = — = 42,5 №.п 0,8
Определить нагрузку, действующую на купол парашюта при наполнении:
^П .пах = ^ПЕЛ = 1000-34- 268 000 кЛ
ЛИТЕРАТУРА
Отчет инж. Трусова по аэродинамическим исследованиям конусных куполов, МГУ им. М. В. Ломоносова, 1934.
Авторское свидетельство № 6066.
Авторское свидетельство № 16389.
Боровик Г., Оружие долой. Журнал «Огонек», 1959, № 46.
Пономарев А. Н., Современная авиация, Воениздат, 1959, стр. 164 и 116.
Глава XIX
АВТООТЦЕПКА
НАЗНАЧЕНИЕ И ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ
Автоотцепка помещается между грузом и парашютом и предназначена для соединения груза с парашютом до приземления и для автоматического отцепления парашюта от груза при приземлении. Автоматическое отцепление парашюта устраняет протаскивание груза по земле наполненным куполом парашюта при ветре.
Автоотцепка должна обеспечивать надежное соединение груза с парашютом в процессе раскрывания купола и снижения груза на раскрытом парашюте, а также надежное отцепление парашюта от груза в момент приземления при ветре до 10—20 м]сек.
Все применяемые автоотцепки — контактного действия. Они срабатывают и отделяют купол парашюта от груза в момент соприкосновения с землей груза или командного механизма автоотцепки, выступающего за габариты груза (лот, щуп и др.).
Исполнительные механизмы автоотцепок, отделяющие парашют от груза, срабатывают под действием упругой силы пружины в результате давления газов порохового заряда или взрыва бризантных веществ.
При транспортировке груза с парашютом, их подвеске под самолет, наполнении купола парашюта и снижении груза на раскрытом парашюте до момента приземления исполнительный механизм автоотцепки должен быть выключен.
СХЕМА ДЕЙСТВИЯ
Автоотцепка рычажная
На фиг. 19.1, а и б показана схема рычажной автоотцепки контактного действия. Коуш строп парашюта 1 закрепляется в автоотцепке рычагом 2, длинный конец которого удерживается консолью качалки 3. Вторая консоль качалки удерживается в определенном положении тросом 4 и пружиной 5. Трос в натянутом состоя- 356
нии закреплен в контактной опоре 6, которая изготавливается из хрупкого (керамика, стекло и др.) или легко деформируемого материала.. В момент приземления опора разрушается или сминается,
Фиг. 19.1. Схема рычажной автоотцепки контактно- го действия без (временного замедлителя.
а — автоотцепка в замкнутом состоянии; б — автоотцепка разомкнулась.
/ — коуш; 2 — рычаг; 3 — качалка; 4 — трос; 5 — пружина; 6 — опора.
пружина, проворачивая качалку, освобождает рычаг и отцепляет коуш строп парашюта от автоотцепки, а следовательно, и от груза (см. фиг. 19.1, б).
Автоотцепка пальцевая
Схема пальцевой автоотцепки приведена на фиг. 19,2 а и б. Коуш строп парашюта 1 соединен с корпусом автоотцепки 2 болтом 3 Коуш подвески груза через пряжку 4 замыкается в корпусе автоот- цепки пальцем 5, который закрепляется чекой 6. Чека удерживает автоотцепку в замкнутом состоянии, препятствуя упругой силе сжатой пружины 7 выбросить палец из корпуса автоотцепки при транспортировке и раскрывании парашюта.
Чека извлекается из пальца только спустя определенное время после полного наполнения купола парашюта, когда сила трения между пальцем, пряжкой и корпусом автоотцепки значительно превышает силу пружины (см. фиг. 19.2, б).
Извлекать чеку раньше установленного для данного парашюта времени нельзя, так как парашют отцепится в воздухе. В процессе раскрывания парашюта действуют переменные по величине аэродинамические и упругие силы, минимальная величина которых стремится к нулю (фиг. 19.3), и если в это время палец не будет зачеко- ван, то пружина выбросит его из корпуса и парашют отделится от груза.
Фиг. 19.2. Схема пальцевой автоотцепки.Фиг. 19.2. Схема пальцевой автоотцепки.
Фиг. 19.2. Схема пальцевой автоотцепки.
Фиг. 19.2. Схема пальцевой автоотцепки.
а — автоотцепка в замкнутом состоянии; б — автоотцепкаперед приземлением груза.
/ — коуш; 2 — корпус автоотцепки; 3 — болт; 4 — пряжка;
5 — палец; 6 — чека; 7 — пружина.
времени в процессе раскрывания парашюта ПД-6при V=225 кл/час (по данным испытаний 1948 г.).
Опыт показывает, что с момента введения парашюта в действие до извлечения чеки должно пройти время, не меньшее удвоенного времени раскрывания парашюта. При этом условии гарантируется, что парашют не отделится от груза в воздухе.
Чека извлекается временным прибором, установленным на оп- реленное время срабатывания. На фиг. 19.4 показана схема авто-
Коуш тормозного парашюта
Фиг. 19.5. Примерная схема монтажа автоотцепки АД-47 на грузовую парашютную систему.
отцепки АД-47 с дистанционной трубкой ТМ-24Б, которую можно устанавливать на время от 6 до 60 сек. По истечении установленного времени трубка срабатывает, давление пороховых газов срезает контровку, выталкивает чеку и освобождает палец автоотцепки. Наружный цилиндр с заплечиками предотвращает потерю пальца и пружины после срабатывания автоотцепки.
Примерная схема монтажа автоотцепки АД-47 на грузовую парашютную систему показана на фиг. 19.5.
Автоотцепка пиротехническая
Описанная выше пальцевая автоотцепка, срабатывающая в момент приземления груза при достаточно слабом натяжении системы, обладает существенным недостатком — она не успевает сработать
Фиг 19.6. Пиротехническая ав-тоотцепка контактного дейст-вия без временного замедли-теля.
/ — электрозапал; 2 — порох;3 — палец; 4 — улавливательпальца.
при сильном ветре. Дело в том, что в момент соприкосновения груза с землей парашют продолжает двигаться по воздуху со скоростью ветра, вследствие чего натяжение системы ослабевает только до силы трения груза о землю, при которой автоотцепка не срабатывает.
Пиротехнические автоотцепки, так же как и рычажные, лишены этого недостатка (фиг. 19.6). В момент соприкосновения с землей контактное устройство замыкает электрическую цепь и электрозапал 1 поджигает порох вышибного заряда 2, находящегося внутри пальца 3 автоотцепки. Давление пороховых газов создает силу, достаточную для того, чтобы срезать две нитки резьбы и вытолкнуть палец из корпуса автоотцепки при любом натяжении купола парашюта. Из условий техники безопасности после выталкивания палец задерживается улавливателем 4.
Стр.Стр.ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр.
Стр.
Предисловие - 3
Введение ...........................................5
Глава I. Принципы действия парашюта -................9
Атмосфера Земли - 9
Сопротивление воздуха движущимся телам 14
Схема действия свасательного парашюта ..-.-....„.-.„............. 21
Глава II. Движение тела после отделения от летательного аппарата 26
Вертикальное падение .................„ 26
Падение тела с горизонтально летящего самолета- 35
Определение времени вытягивания парашюта 52
Определение пути и времени наполнения купола 56
Определение времени и пройденного пути до достижения системой установившейся скорости снижения -- 59
Г лава III. Размеры купола парашюта 62
Определение размеров купола парашюта, обеспечивающих заданную скорость снижения или приземления, или заданную силу сопротивления -- 62
Определение коэффициентов сопротивления сг, сп и сСист 65
Зависимость коэффициента сопротивления купола сп от Дрк и q 67
Зависимость коэффициента сопротивления парашюта сп от разных факторов ......- 69
Г лава IV. Нагрузки, действующие на купол парашюта- 85
Нагрузки на купол парашюта при установившемся движении 85
Нагрузки на купол парашюта при наполнении воздухом 85
Порядок определения максимальной нагрузки на купол парашюта при наполнении 90
Определение скорости Vo по заданной максимальной нагрузке на купол парашюта - 91
Определение скорости VH 92
Ограничения при применении формул (4.12) и (4.17) 93
Расчетная максимальная нагрузка на купол парашюта 94
Глава V. Зависимость максимальной нагрузки на купол парашюта при иаполнеиии от различных факторов„ 95
Зависимость Rn max от скорости Ро 95
Ошибки при определении Rn max по скорости самолета 98
Зависимость Rn max ОТ ВЫСОТЫ И СКОРОСТИ Ро 99
Зависимость Rn max от площади купола Гп 103
Зависимость Rn max 'от площади купола парашюта и веса системы G 106
Зависимость Rn max от площади купола Гп и высоты 106
361
Стр.
Причины увеличения нагрузок на купол спасательного парашюта на большой высоте 107
Нагрузки на купол парашюта на большой высоте 109
Влияние температуры торможения на прочность ткани купола парашюта . 111
Глава VI. Перегрузки, действующие иа парашютиста 113
Перегрузка при свободном -падении в воздухе «... ИЗ
Перегрузка при наполнении купола парашюта воздухом 114
Глава VII. Способы уменьшения нагрузок на купол парашюта в процессе наполнения ..... 116
Обеспечение минимально возможной скорости падения системы к началу наполнения ..» 116
Конструктивные особенности купола парашюта, снижающие нагрузки 122
Глава VIII. Критическая скорость наполнения и ее зависимость от- различных факторов Л.......; 124
Формула критической скорости наполненият 124
Предел применимости формулы (8.1) 125
Анализ зависимости скорости КОк от различных факторов ...... 126
Глава IX. Условия наполняемости купола парашюта .......% 131
Определение условия наполняемости купола .- 131
Проверка условия наполняемости купола 133
Способы улучшения наполняемости купола 134
Глава X. Расчет купола парашюта на прочность 139,
Определениенапряжениявтканикупола 139
Определениеопасногосечениявкуполе 140
Распределение напряжения в ткани наполняющегося купола по вертикальному сечению 144
Расчет стропкупола 145
Определение напряжения в оболочке купола и стропах парашюта при раскрывании на разной высоте 146
Выбор ткани купола 149
Выбор коэффициента запаса прочности ткани и строп купола парашюта 150
Глава XI. Парашютные системы для десантирования различных грузов 153
Обш,ие сведения 153
Пути получения парашютной системы малоговеса 155
Типовые схемы парашютных систем с тормозными парашютами 155,,
Методика расчета парашютной системы 181
Методика расчета парашютной системы с несколькими тормозными парашютами . 190
Энергоемкие амортизаторы и тормозители 193
Многокупольные парашютные системы для десантирования тяжелых грузов 205
Спуск грузов с большой высоты при помощи порохового реактивного двигателя (ПРД) 214
Глава XII. Спасательныепарашюты 221
Спасательные парашюты на летательных аппаратах без катапультных кресел 221
Схема действия спасательного парашюта 223
Недостатки спасательного парашюта 227
Ограничения, накладываемые на конструкции спасательных парашютов 243
Устранение ограничений по раскрыванию спасательных парашютов 247
\Стрг.
Спасательные парашюты летательных аппаратов с катапультными креслами 268
Парашют для спуска человека на землю при полетах в ракете 283
Глава XIII. Парашюты запасные . „.„ 293
Отказ или ненормальное раскрывание основного парашюта 293
Некоторые особенности применения запасного парашюта 295
Приспособления, устраняющие перехлестывание купола запасного парашюта своими стропами 298
Летные испытания опытных образцов запасных парашютов 301
Глава XIV. Тормозные посадочные парашюты (ТПП) 305
Назначение и свойства 305
Схема действия 307
Техника безопасности 309
Особенности ТПП 311
о. Аэродинамические свойства купола 312.
Определение площади купола 315.
Расчет ТПП на прочность 319
Примерный расчет площади купола ^ 320!
Элементы ТПП 325(
Монтажная схема - 326
Обеспечение заданных нагрузок 327^
Глава XV. Парашюты людские десантные .~.328
Особенности применения 328
Размещение снаряжения и вооружения 330
Особенности снижения десантника в воздухе 332
Приземление десантника 332
Недостатки десантных парашютов и их устранение 335
Глава XVI. Парашютные системы осветительных авиабомб 337
Назначение ,. 337
Примерная схема действия 337
Особенности проектирования парашютной системы осветительной авиабомбы 338
Выбор расчетного случая 340
Особенности проектирования парашютной системы для осветительных авиабомб с наружной подвеской 340
Экспериментальная отработка парашютной системы 341
Глава XVII. Парашюты артиллерийских осветительных и других снарядов 343
Назначение 343
Особенности парашютов артиллерийских снарядов 343
• 3. Схема действия парашютов артиллерийских снарядов 343
4. Испытания парашютов артиллерийских снарядов 345
Глава XVIII. Парашюты разные 348
Стабилизирующие парашюты 348
Парашюты для термоядерных авиабомб 352
Тормозные парашюты для снижения самолета при разгерметизации .. 354
Глава XIX. Автоотцепка 356
Назначение и принцип действия 356
Схема действия 356
г, г.г,г.г.г, г.г,г.г.
г, г.
г,
г.
г.
г, г.
г,
г.
г.
Замеченные опечатки
Стр.
Строка
Напечатано
Должно быть
■
—
17
7 сверху
Из фиг. 1.3 следует что’
Например,
32
2 снизу
значение скоростей и пройденный путь получаются завышенными
величины скоростей получаются завышенными
37
72
10 сверху
14 снизу
кгс. сек^/м~4
кг. сек2/м*
132
Второй вид —
Второй вид [1] —
11 снизу
иаправляемость
наполняемость
213
328
333
2 снизу
2 снизу
cfr, = последний
сг2 fr. = передний
23 снизу
раскручивание
раскачивание
Заказ 1101/5727
Николай Александрович Лобанов
ОСНОВЫ РАСЧЕТА И КОНСТРУИРОВАНИЯ ПАРАШЮТОВ
Редактор Н. А. Агейчева Технический редактор В. И. Орешкина Г—27188 Подписано в печать 7/VIII 1965 г. Учетно-изд. л. 20,37 Формат бумаги 60 X 901/i6= 11,38 бум. л. — 22,75 печ. л. Заказ 1101/5727
Экспериментальная типография ВНИИПП Государственного комитета Совета Министров СССР по печати Москва, И-51, Цветной бульвар, 30.
V2 V2
In22—
25И2р-И2
Здесь I —время изменения скорости от Унач до У; в сек;
Vt—скорость к концу t секунд падения в м!сек;
ht — путь, пройденный телом за время t, в м;
hvt — путь изменения скорости от Унач до Vt, в м.
Формулы табл. 2.1 получены путем интегрирования уравнения движения тела при допущении, что на расчетном участке вертикального падения плотность воздуха постоянна. В действительности падающее тело проходит слои воздуха со все увеличивающейся плотностью, поэтому задача решается следующим приближенным приемом. Весь путь падающего тела разбивают на отдельные участки, причем на каждом из этих участков критическая скорость считается постоянной; таким образом, для каждого участка можно применять формулы табл. 2.1. Естественно, что чем меньше длина каждого участка пути, тем с большей точностью определяются элементы движения падающего тела.
Порядок определения элементов движения телапри вертикальном падении ,
1. Строим кривую изменения критических скоростей тела по высоте. Вычисление критических скоростей по высоте производим для падающего тела по формуле (1.3):
принимая с# = с* = 0,5 сп = 0,5-0,8 = 0,4.
£ ^п max
1. Определяем изменение Дт в зависимости от площади купола тормозного парашюта и строим график фиг. 11.39. На график нанесем также изменение критической скорости груза в зависимости от FT. В дальнейшем кривая изменения скорости (VKpft с = Vkp(Ft) потребуется для определения Vo.
т. е. значительно меньше веса груза.
Однако, если один из куполов МКС выполнится первым до начала наполнения остальных, то нагрузка на него будет значительно больше и может превышать /?Птах-
2-й случай. При раскрывании парашютной системы один купол выполнился полностью до начала наполнения остальных куполов.
3. Величина X оказывает сильное влияние на Уок, поэтому при расчете куполов новой конструкции необходимо уточнить значение Хшах = 0,2, указанное В. С. Ереминым.
Примерная методика расчета купола с конструктивной воздухопроницаемостью Заданы: Уо, р, A, G, Еп, Упр, ^п, К. Требуется обеспечить нагрузку ^. ^птах- 258
1. Определяем допустимую скорость
ЯР f V2 F \ V F
V2 с F \ д К / К
Пр П ■ х'
Н. А. ЛОБАНОВ
Экз. №.
00045
ОСНОВЫ РАСЧЕТАИ КОНСТРУИРОВАНИЯПАРАШЮТОВ
ИЗДАТЕЛЬСТВО«МАШИНОСТРОЕНИЕ»
Мо сква 1965
В книге изложены основы теории и расчета парашютов и парашютных систем различного назначения. Рассмотрены основные параметры и характеристики парашютов, связь этих параметров со скоростью наполнения купола и падения тел; перегрузки и методы расчета парашютов на прочность. Описаны конструкпии современных спасательных, грузовых, тормозных и стабилизирующих парашютов, особенности их применения и расчета.
Книга рассчитана на широкий круг инженеров-конструкторов, летный и технический персонал ВВС СА и ВДВ. Книга может быть также полезной для студентов авиационных вузов и техникумов.
Редактор О. Н. Буракова