VIII Международный конкурс научно-исследовательских и творческих работ учащихся
Старт в науке
Создание модели многофункционального летательного аппарата
Автор работы награжден дипломом победителя I степени
Полная версия работы доступна во вкладке "Файлы работы" в формате PDF
ВВЕДЕНИЕ
Многих с детства интересует вопрос, на который, в этом возрасте, сложно найти ответ: «Как такой огромный и мощный агрегат как самолет может подняться в небо, лететь, не падать и при этом перевозить определенный груз?». С возрастом, изучая физику в школе, приходит понимание этого процесса. Именно тогда может возникнуть желание применить на практике теоретические знания, полученные на уроках физики. Так началась и наша история по созданию модели самолета. С древности люди мечтали подняться в небо подобно птицам. Свой первый полет человек совершил еще в конце 18 века на воздушном шаре и только в начале 20 века братья Райт создали первый в истории человечества управляемый самолет. Все гениальное природа придумала уже давно методом эволюции и естественного отбора, надо только научиться замечать эту гениальность в природе и использовать во благо человечества. Первые изобретатели взяли за основу конструкции самолета строение крыла птицы. При проектировании нашей модели самолёта в программе «Компас-3D», мы также использовали этот принцип. Одновременно с этим были проведены и определенные расчеты, по которым был собран фюзеляж модели и проведены первые лётные испытания. Реальные испытания позволили сделать вывод о том, что самолёт может летать, но возникает вопрос, «для чего?». Какую полезную работу он будет выполнять? Как можно для этого увеличить взлетную силу крыла? Может ли подъемная сила зависеть от профиля крыла? Таким образом, было принято решение опытным путем определить взлетную силу крыла при различном его профиле, а также оборудовать самолет различным радиоуправляемым оборудование и попробовать провести испытания этого оборудования при различных полетных условиях. Может возникнуть вопрос: почему именно радиосигнал мы решили использовать для связи с самолетом? Есть мнение, что радиосвязь умирающая технология, на самом деле, это мнение ошибочно. Радиосвязь по-прежнему остается доступным средством связи, так как позволяет: быстро обмениваться информацией разного вида без использования физических цепей связи, кроме того, эта связь проверена временем. Первые аналоговые устройства передачи информации использовались для гражданской авиации еще в 1933 году, а для военных целей их начали применять еще раньше. Актуальность работы заключается в следующем: ученые и инженеры во всем мире постоянно работают над созданием универсальной формы крыла и иных характеристик самолета, способных увеличить аэродинамические качества самолета, а исследование способов беспроводной передачи информации на расстояние в век цифровых технологий является как никогда актуальным для решения задач в различных сферах деятельности человека. Практическая значимость нашей работы заключается в опытном испытании созданной модели, а также в экспериментальном исследовании дальности радиосигнала на разной высоте полета, при разной скорости и разных погодных условиях. Объектом исследования является: конструкция многофункционального летательного аппарата. Предмет исследований: аэродинамические качества модели многофункционального летательного аппарата. Эти исследования определяют гипотезу - конструкция профиля крыла является определяющим фактором, влияющим на аэродинамические качества летательного аппарата, от которого зависят лётные характеристики модели. Теория без практики мертва, а практика без теории не имеет смысла, не знаю, кто автор этого высказывания, но я его услышал от своего учителя физики. Поэтому я начал свою работу с изучения литературных источников. Изучить аэродинамические качества крыла самолета, рассчитать взлетную силу крыла и многое другое мне помогли книги А. Васильева «Аэродинамика крыла летающей модели», В.В.Колотилова «Техническое моделирование и конструирование», также В.Л. Готтесмана «Профили для летающих моделей» и еще много другой полезной литературы, которая указана в конце работы.
Цель и задачи работы
Целью данной работы является: разработка и изготовление действующей модели самолёта с системой радиоуправления способного нести определённую дополнительную нагрузку в качестве приборов видеонаблюдения.
Поставленная цель работы, предполагала решение следующих задач:
- знакомство с литературными и интернет – источниками по вопросам конструирования моделей самолётов, принципам аэродинамики, конструкционным особенностям и характеристикам винтомоторной группы, оптимальным характеристикам аэродинамического профиля крыла;
- на основе изученных теоретических данных, рассчитать и разработать, используя программный комплекс 3D – моделирования, теоретическую модель будущего самолёта;
- используя теоретические расчёты и разработанную 3D – модель, изготовить опытный экземпляр модели многофункционального летательного аппарата;
- разработать и изготовить систему радиоуправления двигательной установки модели и управляющими полётными элементами модели;
- провести лётные испытания изготовленной модели, с целью определения: лётных характеристик модели, возможностей управления моделью, определить оптимальные расстояния устойчивого сигнала радиоуправления, управляющими элементами самолёта.
ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКАЯ ЧАСТЬ
1. Теоретическое обоснование и расчеты характеристик будущей модели самолета
1.1. Аэродинамика полёта
Подъемная сила создается движением частиц воздуха над и под крылом. Ее можно получить или в случае, когда крыло самолета движется относительно воздуха с некоторой скоростью, или если струю воздуха пустить мимо неподвижного крыла. Общая форма профиля крыла показана на рисунках приложения (Лист I, рис. 1-2): верхняя сторона более выпуклая, чем нижняя. Однако у различных типов самолетов крылья делаются разной формы, в соответствии с тем, для какой цели строится самолет. Подъемная сила зависит от скорости частиц воздуха, обтекающих крыло. Малейшее увеличение их скорости вызывает более быстрое увеличение, как подъемной силы, так и лобового сопротивления. При обтекании твердого тела воздушный поток подвергается деформации, что приводит к изменению скорости, давления, температуры и плотности в струйках потока. Таким образом, около поверхности обтекаемого тела создается область переменных скоростей и давлений воздуха. Наличие различных по величине давлений у поверхности твердого тела приводит к возникновению аэродинамических сил и моментов. Распределение этих сил зависит от характера обтекания тела, его положения в потоке, конфигурации тела. Для изучения физической картины обтекания твердых тел применяются различные способы показа видимой картины обтекания тела. Видимую картину обтекания тел воздушным потоком принято называть аэродинамическим спектром. Для получения аэродинамических спектров применяют такие приборы, как дымканалы, используют шелковинки, оптические меры исследования (для сверхзвуковых потоков). Кроме сил давления, на поверхность крыла по касательной к ней действуют силы трения, которые обусловлены вязкостью воздуха и целиком определяются процессами, происходящими в пограничном слое. Суммируя распределенные по поверхности крыла силы давления и трения, получим равнодействующую силу, которая называется полной аэродинамической силой. Точка приложения полной аэродинамической силы на хорде профиля крыла называется центром давления (Приложение лист II, рис. 3).
1.2. Аэродинамические характеристики крыла
Аэродинамическое совершенство крыла оценивается на основе его аэродинамических качеств. Аэродинамическое качество крыла – это отношение подъемной силы к силе лобового сопротивления при данном угле атаки. Теория возникновения подъемной силы крыла была разработана русским ученым Н.Е. Жуковским в 1905-1912 годах. При обтекании профиля крыла воздушным потоком происходит перераспределение давления. Над крылом циркуляция воздуха ускоряет его движение, а под крылом замедляет. По принципу Бернулли, который гласит, что давление больше там, где скорость меньше мы приходим к выводу, что давление над крылом ниже, чем под крылом. Таким образом, разность давлений над и под крылом является основным фактором появления аэродинамических сил. Равнодействующая сила давления и трения являются полной аэродинамической силой. Она направлена вверх и немного назад от движения самолета. Составляющая аэродинамической силы перпендикулярная к потоку воздуха является подъемной силой, составляющая в направлении потока является силой лобового сопротивления и третья составляющая боковая сила. Чем больше скорость набегающего потока воздуха на крыло, тем больше подъемная сила и сила лобового сопротивления. Все эти силы зависят от формы профиля крыла, от угла атаки под которым поток набегает на крыло и от плотности набегающего потока. Подъёмная сила является «полезным» качеством аэродинамической силы, которое поддерживает летательный аппарат в воздухе, в отличии от лобового сопротивления, которое, напротив, приводит к дополнительному расходу энергии летательного аппарата и является «вредной» составляющей.
Таким образом, соотношение данных качеств позволяет характеризовать летательный аппарат. Большему аэродинамическому качеству соответствует большая подъёмная сила и меньшее сопротивление движению. Для обеспечения высоких летных характеристик тяжелого самолета, а тем более его планирования, необходимо разработать высокую несущую способность крыльев. Для этого проведён анализ возможных профилей крыла.
1. Выпуклый в верхней части профиль крыла: Встречный воздух обдувает верхнюю часть крыла больше, как бы собирая воздух в кучу, и прогоняя его по большему пути за то же самое время. То есть скорость движения воздуха в верхней части крыла больше, чем в нижней, что образует большее давление в нижней части крыла, а, следовательно, подъемную силу. Помимо разницы давлений крыло имеет минимальный установочный угол, который образует угол атаки воздушного потока, направляя его вниз, что тоже образует подъемную силу (Приложение лист III, рис. 4).
2. Вогнуто-выгнутый профиль крыла: В этом случае сила давления под крылом значительно возрастает за счет того, что воздух в нижней части крыла не просто двигается по кратчайшему пути и имеет меньшую скорость обтекания, а имеет возможность как бы расшириться за счет воздушного кармана, что еще больше его останавливает и создает большее давление под крылом (Приложение лист III, рис. 5).
3. Выпуклый в верхней части профиль крыла с щелевым закрылком (Приложение лист III, рис. 6). В данном случае к рассмотренным выше силам добавляется:
- возможность еще большего останова воздушного потока в нижней части крыла, за счет дополнительного сопротивления выпущенного закрылка, что увеличивает давление под крылом;
- подъемная сила за счет выпущенного закрылка, а соответственно увеличение угла атаки крыла, что смещает верхнюю за счет подсоса разряженного воздуха сверху. Данный вариант помогает еще больше обдуть верхнюю часть крыла, останавливая воздух под крылом;
- увеличение пути воздушного потока сверху крыла, и соответственно уменьшению его пути в воздушный поток вниз, создавая как бы большую опору на него для подъема;
- возможность встречному воздуху переходить через щель закрылка с нижней части крыла, в
нижней части за то же самое время. Данный эффект создается за счет выпущенных закрылков, что создает еще большую разницу в скорости воздушного потока, а, следовательно, подъемную силу;
4. Выпуклый в верхней части профиль крыла с щелевыми закрылками и предкрылком (приложение лист III, рис. 7). В случае увеличения количества щелевых закрылков, можно добиться еще большего угла атаки крыла при их выпуске. Но количество воздуха в верхней части крыла не сможет обдуть такой длинный путь, что приведет к срыву воздушного потока. Для еще большего собирания встречного воздуха в верхнюю часть крыла используется щелевой предкрылок, который выдвигается немного выше закрылков, не нарушая угла атаки крыла. В таком варианте помимо дополнительного сбора воздуха предкрылком, воздушный поток в нижней части крыла также подсасывается через щель разряженным сверху воздухом, тем самым еще более ускоряя его сверху и останавливая снизу крыла. В таком случае, воздуха в верхней части крыла, хватает на обдув закрылков.
5. Выпукло-вогнутый профиль крыла с щелевыми закрылками и предкрылком (приложение лист III, рис. 8). Рассмотренные выше варианты как бы объединяются в данном случае, увеличивая подъемную силу.
1.3. Моделирование и расчёт профиля крыла
Исходя из возможностей изготовления и управления крылом, нами был выбран наиболее простой (классический) профиль крыла – выпуклый в верхней части. На первом этапе нами создана 3D - модель профиля крыла самолета в программе Компас 3D. Для этого требовалось произвести ряд расчетов. Все расчеты проводились на основании справочных данных, используемых в литературе по авиамоделированию. Полученные результаты сравнивались со справочными данными реальных моделей самолетов. По заданным координатам был рассчитан и построен графический профиль крыла (Приложение лист IV, таблица 1, рис. 9). Для дальнейшего понимания процесса конструирования профиля крыла рассмотрим основные его характеристики: хорда профиля, относительная толщина и относительная кривизна. Хорда профиля – это отрезок, соединяющий наиболее удаленные точки профиля. Относительная толщина профиля – это отношение максимальной толщины профиля к хорде, выраженное в процентах. У современных самолетов относительная толщина профиля составляет 4-16%. У нашего самолета, относительная толщина профиля, построенного по указанным в таблице (Приложение лист IV, таблица 1) координатам, составила 10,06%. Относительная кривизна профиля — это отношение максимальной кривизны профиля к хорде, выраженное в процентах. Расчёт подъёмной силы крыла проводили согласно формулам, приведённым в литературе [5]. Прежде всего, найдём силу сопротивления воздуха для нашей модели по формуле:
X=Cxm*S*q*V2/2,
где V–скорость, q – плотность воздуха, S – площадь лобовой проекции модели, Cxm – коэффициент лобового сопротивления. Для проектируемой модели Cxm = 0,1674, S = 0,8015 дм2, q = 1,3 кг/м3. При скорости 11м/с (40 км/ч) сила сопротивления равна:
X = 0,1674 * 0,8015 * 1,3 * 121 * 0,5 = 10,5 (Н)
- плотность воздуха, является справочной условно постоянной величиной;
- площадь проекции, рассчитали на основе спроектированной модели самолета;
- скорость движения самолета, взяли из средних статистических данных, применяемых для аналогичных моделей.
Далее, провели расчет взлетной силы крыла и его аэродинамических качеств по следующей формуле:
Y = Cy * S * q * V2 / 2,
где Cy – коэффициент подъёмной силы крыла, V – скорость, q – плотность воздуха.
При массе модели 1,5 кг.:
mg= 14,7
14,7 = Cy * 0,8015 * 1,3 *121 /2
Cy = 0,165
К – коэффициент аэродинамического качества крыла = Cy / Cxm = 0,165/0,1674 = 0,98
1.4. Фюзеляж самолёта
Проектирование фюзеляжа самолёта осуществлялось в программе «Компас 3D». Под термином «фюзеляж» принято понимать корпус самолета. Именно к фюзеляжу летательного аппарата крепится оперение, крылья и в некоторых моделях шасси. Основным предназначением фюзеляжа является размещение экипажа, груза, пассажиров и оборудования. В фюзеляже самолета могут быть размещены топливные баки, силовая установка и шасси. Схема корпуса самолета состоит из поперечных, продольных элементов и обшивки. Поперечные элементы силовой конструкции корпуса представлены шпангоутами, а продольные системой – стрингерами и лонжеронами. Что касается обшивки, в авиамоделировании, основное применение нашли лёгкие полимерные листовые материалы. Фюзеляж выступает строительной основой каждого летательного аппарата, он позволяет соединить в единое целое все составляющие части. Каждый тип модели самолета выдвигает свои требования к характеристикам корпуса, при этом нужно сохранить аэродинамику, необходимую форму и максимально снизить массу, не теряя прочности конструкции. Все это достигается за счет:
- выбора форм и параметров строения фюзеляжа, за счет которого можно достичь минимального лобового сопротивления при полете. Подобрать полезный объем и определиться с общими габаритами корпуса;
- корпус должен создавать подъемную силу модели до 40% (особенно в интегральных схемах летательного аппарата). Это позволяет снизить массу и площадь крыльев;
- повышение плотности общей компоновки позволяет рационально использовать внутренний объем;
- продуманная силовая схема компоновки всего самолета. При этом нужно обеспечить качественное крепление оперения, силовой установки, крыльев, шасси.
Нами была выбрана лонжеронная конструкция фюзеляжа, скрепленная продольными стрингерами овального типа, равномерно сужающаяся к хвостовой части. Подобные типы фюзеляжа, в наибольшей степени подходят для моделей самолётов с одномоторной компоновкой.
1.5. Метод простого теоретического анализа и расчёта винтомоторной группы
Единственная задача мотора вращать винт в определённом диапазоне оборотов осуществляя, таким образом, общую тягу винтомоторной группы. Поэтому, прежде всего, необходимо рассматривать характеристики винта. Основные параметры воздушного винта, которые учитываются при подборе винтомоторной группы – это его диаметр и шаг. Эти параметры зависят в основном от размера модели самолёта, его типа и назначения. Для моделей – копий винты должны быть соразмерные модели, для спортивных моделей необходимо исходить из тяговых характеристик. Можно принять примерную зависимость, исходя из размеров модели. Для большинства моделей, диаметр винта, для начальных расчётов, можно принять как ¼ от размаха крыла или, для малых моделей, немного больше этой величины (приложение лист V, таблица 2) Необходимо учитывать, что скоростные модели имеют винты, как правило, немного меньшего диаметра, а пилотажные большего. Для конкретной модели могут быть изменения значения +/- 1-2 дюйма. От диаметра винта зависит статическая тяга винтомоторной группы (подъёмная сила) и площадь обдува элеронов, и хвостового оперения. Этими значениями определяются вертикальные манёвры модели. Второй параметр – шаг винта определяет скорость потока воздуха, отбрасываемого от винта. То есть, с какой скоростью будет передвигаться модель, поднятая статической тягой. Помимо этого, шаг винта определяет управляемость модели, поскольку винтом обдуваются рулевые поверхности. Иметь запас и по тяге, и по скорости потока не всегда удаётся, поэтому при расчётах приходится идти на компромисс. Третий параметр винта, оказывающий сильное влияние на его свойства, это тип винта. Основные типы винтов, наиболее применяемые в авиамоделировании, представлены в таблице приложения (Лист V, таблица 3, рис. 11). Наиболее распространённые и применяемые на электрических моделях – винты Е и SF. Тип Е применяется почти на любых типах самолетов, от маленьких, до спортивных пилотажных самолетов. Тип SF, штатно – на легких, медленно летающих моделях. SF обладает тяговым коэффициентом в 1,5-2 раза более высоким, чем E-серия. Но при этом нагрузка на мотор также вырастает в 1,5-2 раза (Приложение лист VI, таблица 4). Следующий этап – выбор двигателя. Основной тип современных двигателей применяемых на 95% моделей - бесколлекторный двигатель с внешним ротором от 50 до 2500 ватт (Приложение лист VI, рис. 12). Основными параметрами двигателей считают следующие: первый – максимально допустимый ток, который мотор в состоянии принять. Если в процессе работы это значение будет превышено – мотор попросту сгорит. Если ток в предельных режимах работы будет существенно ниже – значит двигатель не до конца нагружен, и как следствие, не используются его потенциальные возможности. Иначе это понятие можно представить как «ток максимального КПД». Второй параметр – это количество оборотов на вольт, или kV. Оно обозначает, сколько оборотов в минуту делает вал мотора без нагрузки (без винта), на каждый вольт поданного на него напряжения (аккумуляторной батареи). Например, если на мотор с kV=1000 подать напряжение 7 вольт, то он будет без винта вращаться со скоростью 7000об/мин. Если подать напряжение 11 вольт – то 11000 об/мин. Третий параметр – внутреннее сопротивление обмоток. Оно сильно влияет на КПД мотора, и на его токопотребление.
Применение параметров:
Задача – Вращать определённый винт с определёнными оборотами, не выходя за пределы токовой нагрузки двигателя.
1. Оцениваем возможности питания двигателя исходя из веса и размеров модели.
2. Имея два параметра, винт и напряжение питания, оцениваем характеристики двигателя. Используя более высокое напряжение, мы уменьшаем потребляемые токи при одинаковой потребляемой мощности, но проигрываем в весе аккумуляторов, так как количество банок аккумулятора увеличивается. Применяя низкое напряжение питания – мы экономим на количестве банок аккумулятора, но поднимает токи и соответственно емкость и токоотдачу аккумуляторов. Примерная зависимость требуемого напряжения от веса модели (анализ моделей промышленного производства), приведена в приложении (Лист VI, таблица 5).
3. Подбор параметров двигателя рассчитываем с помощью программ – калькуляторов (Motocalc или PropSelector) (Приложение лист VII, рис. 13-14).
4. Необходимо учитывать, что максимальный ток, это единственный параметр, ограничивающий использование мотора. Несмотря на рекомендуемое напряжение питания, оно может быть любым, но с повышением напряжения при одном и том же винте, растут и токи. Если поднимать напряжение питания, одновременно уменьшая размеры винта (оставаясь, тем самым, в пределах допустимых токов) – мы можем существенно повышать мощность мотора, по сути, в неограниченных пределах (конечно, если не рассматривать ресурс механических составляющих, таких как подшипники и валы, и свойства магнитов). Другое дело, что в итоге мы выйдем за минимальный предел в размерах винта, которые могут быть использованы. По сути, мощность – это не параметр мотора, а значение, получаемое с помощью нагрузки конкретного мотора конкретным винтом. На одном и том же моторе мы сами регулируем получаемую мощность, варьируя размерности винтов и (или) питающее напряжение, пока не достигнем пределов допустимых токов, или наоборот, недостаточную загруженность мотора (что попросту неэффективно). Другое важное ограничение по токам – это токоотдача аккумуляторов. Исходя из приемлемого времени работы винтомоторной группы для обычного пилотажного самолета – порядка 7-10 минут – оптимальным максимальным значением тока будет порядок 10-15С (где С - рабочая емкость аккумулятора). Например, при допустимой нагрузке на аккумулятор в 30С, мы получим время полета порядка 3-4 минут и ниже, что не всегда разумно. Напротив, имея токопотребление ниже 10С - стоит задуматься, а нужен ли аккумулятор такой емкости, т.к. емкость батареи напрямую влияет на ее вес (и ее стоимость, кстати), которыми не стоит пренебрегать.
5. Выбор диапазона kV (максимальные обороты мотора при определённом напряжении), в котором будут происходить расчеты с известными токовыми параметрами на выбранном калькуляторе. Зависимость выбора диапазона kV от веса модели и параметров питания двигателя приведена в приложении (лист VIII, таблица 6).
6. Оперируя параметрами мотора, батареи и винта получаем максимальную статическую тягу и скорость потока. При этом выбираем значения минимальных токов при максимальном КПД.
ПРАКТИЧЕСКАЯ РЕАЛИЗАЦИЯ ПРОЕКТА
2. Сборка модели
Входные данные для сборки модели, полученные при ее проектировании:
- относительная толщина профиля 10,06%;
- аэродинамическое качество крыла 0,98.
На данном этапе нам предстояло перейти от расчетов и моделирования в программе к созданию реальной модели самолета. Оценив все плюсы и минусы различных материалов и наши возможности, было принято решение изготовить лонжероны, и стрингеры корпуса самолета из фанеры (для этого были взяты обычные школьные линейки толщиной 3 мм, а также тонкая листовая (авиационная) фанера. Детали лонжеронов вырезались на лазерном станке и скреплялись стрингерами с помощью клея. Лонжероны крыльев (для облегчения веса модели) были вырезаны на лазерном станке из трёхмиллиметровой бальзы. Из пятимиллиметровой бальзы изготовлены и продольные элементы крыла. Таким образом, бальза использовалась для облегчения веса модели, преимущественно на крыльях самолета. Далее, в собранном корпусе, провели предварительную компоновку оборудования и разработали схему расположения основных агрегатов (Приложение лист VIII, рис.15). В изготовлении модели применили двигатель А 2212/5Т, 2700kv. Это бесколлекторный многополюсный электромотор (аутраннер - с вращающимся корпусом) Предназначен для установки на радиоуправляемые авиамодели. Максимальная мощность (15сек): 360 W. Электропитание: Li-Ionбатареи (6 штук), тип батарей NCR 18650, каждая по 4300 mA/h - три последовательные пары. Выходное напряжение 12,6 вольта, максимальный выходной ток с платы контроля и балансировки 40А. Вес батареи 320 гр. Почему применили Li-Ion батареи? Ответ простой – несмотря на их несколько больший вес, надёжность и простота обслуживания гораздо выше, чем у Li-Pol. Максимальная эффективность двигателя достигается при 22А. Максимальная загрузка до 30А. Контроллер управления двигателем - Skywalker 30A ESC, контролер скорости с UBEC для RC. Подобный двигатель:
- подходит для различных типов самолётов от пенопластовых до FAi F3A (600-1500гр);
- система крепления пропеллера избавляет от установки дополнительного адаптера;
- аутраннер позволяет отказаться от использования редуктора;
- надёжность обеспечивает бесперебойную работу. Нет щёток, которые быстро изнашиваются. Двойные подшипники закрыты с двух сторон и защищены от попадания грязи;
- исключительно высокое соотношение мощности к весу;
- износостойкие алюминиевые и стальные части;
- максимальная оценка эффективности 80%.
Рулевые машинки Himark MC-50. Размер: 21.8x11x19.7 мм. Усилие на валу: 1.0 кг/см (4.8V). Скорость: 0.09 сек./60 град. (4.8v). Рабочее напряжение: 4.8V. Вес: 9 грамм. Аппаратура радиоуправления 6-канальная FlySky FS i6. Поддерживаемые типы моделей: вертолет/самолет/планер. Триммеры: цифровые. Диапазон RF: 2.40-2.48ghz, полоса пропускания: 500kHz. Предупреждение о низком уровне напряжения: менее 4.2 Вольта. Общая схема соединения деталей и комплектующие схемы, приведены в приложении (Лист VIII, рис. 16). Для обтяжки модели использована специальная высококачественная плёнка, производства Германия –UltraCote. Плёнка используется для обтяжки поверхностей фюзеляжа, крыльев, хвоста и прочих частей планёра модели. Для активации клеевого слоя при нанесении пленки на поверхность используется специальный модельный утюг с носком, с регулируемой температурой, или фен. Данная пленка хорошо обтягивает даже острые углы и поверхности со сложным профилем. Имеет хорошие показатели термоусадки: отлично тянется и сжимается, сохраняя при этом прочность. Плотность плёнки: 91,55 г/м2. Температура приклеивания: 93-105 0С. Температура начала усадки: от 149 0С, температура наилучшей усадки около 177 0С. Основные этапы, изготовления модели самолёта, показаны на фотографиях в приложении (Лист IX, рис. 17).
3. Испытание модели
В полёте управление моделью осуществляется достаточно легко. Модель быстро реагирует на элементы управления. Взлёт можно осуществлять с любой неподготовленной площадки. Разбег до отрыва при форсированном режиме 10-18 метров в зависимости от грунта и рельефа площадки. Скоростные характеристики модели, в полёте, определить достаточно сложно, поскольку они зависят от оборотов двигателя. Относительно, о скоростных характеристиках можно судить по времени и расстоянию пролёта определённых участков. По прямой, время выхода из зоны контролируемого участка (1,5 км) составляет 60 секунд (соответственно скорость 25 м/сек или 90 км/ч). Устойчивая радиосвязь с самолетом сохраняется даже при наличии существенных препятствий, например, в виде бетонного здания, однако это затрудняет управление моделью ввиду нахождения самолета вне прямой зоны видимости. Мы испытывали модель в ясную безветренную погоду. Фотография самолёта в полёте представлена в приложении (Лист X, рис.18).
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
В результате проделанной работы можно сделать следующие выводы:
- в ходе работы изучен значительный объём литературных и интернет - источников по вопросам конструирования моделей самолётов, принципам аэродинамики, конструкционным особенностям и характеристикам винтомоторной группы, оптимальным характеристикам аэродинамического профиля крыла;
- на основе изученных теоретических данных, рассчитана и разработана, с использованием программного комплекса 3D – моделирования, теоретическая модель будущего самолёта;
- используя теоретические расчёты и разработанную 3D – модель, изготовлен опытный экземпляр модели многофункционального летательного аппарата с системой радиоуправления двигательной установкой модели и управляющими полётными элементами модели;
- проведены лётные испытания изготовленной модели. В ходе лётных испытаний определены лётные характеристики модели, возможности управления моделью, определены оптимальные расстояния устойчивого сигнала радиоуправления, управляющими элементами самолёта;
- управление моделью в полёте простое и осуществляется по обычной схеме с помощью сервоприводов и шестиканальной аппаратуры радиоуправления. Полётная масса модели имеет запас и соответственно имеется возможность дооснастить модель, например приборами видеонаблюдения, газоанализаторами или иным оборудованием;
- модель обладает высокой прочностью и способностью взлетать и садится практически с любых неподготовленных площадок.
БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК:
1. А. Болонкин, Теория полета летающих моделей. M., ДОСААФ, 1962 г.
2. А. Васильев, Аэродинамика крыла летающей модели. «Крылья родины» 2, 1955 г.
3. В.Л. Готтесман, Профили для летающих моделей. М., ДОСААФ, 1958 г.
4. Н.А. Закс, Основы экспериментальной аэродинамики. М.,Оборонгиз, 1953 г.
5. В.В.Колотилов, Техническое моделирование и конструирование, 1983 г.
6. С. М. Ганин, Беспилотные летательные аппараты, 1999 г.
7. А. А. Лебедев, Л. С. Чернобровкин, Динамика полета беспилотных летательных аппаратов, 1973 г.
8.Н. С. Аржаников, Г. С. Садекова, Аэродинамика летательных аппаратов, 1983 г.
9. А. А. Бадягин, Ф. А. Мухамедов, Проектирование лёгких самолётов, М.: Машиностроение, 1978 г.
10. Л.Х. Кокунина, Основы аэродинамики: Учебник, 2-ое издание, перераб. и доп. – М: Транспорт, 1982 г.
11. Теория воздушного винта, http://www.ochumelye.ru/book/3/page/236/
12. Расчёт воздушных винтов, http://www.stroimsamolet.ru/025.php
13. Prop Selector, https://www.mercurymarine.com/en/ca/propellers/selector/step-one
14. http://www.motocalc.com –программа расчёта винтомоторной группы.
15. Г. Миль, Модели с дистанционным управлением / Пер. с нем. – Л.: Судостроение, 1984.
16. Г. Миль, Электрические приводы для моделей / Пер. с нем. – М.: ДОСААФ. 1986.
17. http://www.stroimsamolet.ru/025.php - по материалам: П.И. Чумак, В.Ф. Кривокрысенко, Расчет и проектирование СЛА.
Приложение 1
Рис.1.Формы профилей крыла
(1 - симметричный; 2 - не симметричный; 3 - плосковыпуклый; 4 - двояковыпуклый; 5 - S-образный;
6 -латинизированный; 7 - чечевицеобразный; 8 - ромбовидный; 9 - дельтовидный).
Рис.2. Геометрические характеристики профиля:
(b - хорда профиля; Смакс - наибольшая толщина; fмакс - стрела кривизны;
хс- координата наибольшей толщины).
Приложение II
Рис.3. Аэродинамика крыла.
Приложение III
Рис. 4. Выпуклый в верхней части профиль крыла.
Рис. 5.Вогнуто-выгнутый профиль крыла.
Рис. 6.Выпуклый в верхней части профиль крыла с щелевым закрылком.
Рис. 7.Выпуклый в верхней части профиль крыла с щелевыми закрылками и предкрылком.
Рис. 8.Выпукло-вогнутый профиль крыла с щелевыми закрылками и предкрылком.
Приложение IV
Таблица 1.Координаты точек для построения профиля крыла.
Рис. 9. Графический профиль крыла.
Рис. 10. Проектирование фюзеляжа модели самолёта («Компас 3D»).
Приложение V
Таблица 2. Примерная зависимость диаметра винта от размаха крыла модели.
Т аблица 3. Типы винтов, производимых фирмой АРС (стандартная классификация).
Рис. 11. Наиболее распространённые типы винтов.
Приложение VI
Таблица 4. Параметры и типы винтов наиболее распространённых промышленных моделей.
Рис. 12. Бесколлекторный двигатель с внешним ротором.
Таблица 5. Зависимость параметров питания двигателя от веса модели.
Приложение VII
Рис.13. «PropSelector».
Air Speed - скорость воздушного потока.
RPM - обороты в минуту (если нам нужно посчитать под KV мотора (максимальные обороты мотора при напряжении), то = KV * Напряжение батареи)
Number of Blades - число лопастей пропеллера.
Blade Pitch - шаг пропеллера.
Prop diameter - диаметр винта.
Trust - тяга которую выдаст комбинация "обороты-лопасти-диаметр-шаг".
Power Output - мощность винта, которая реально идёт в дело для данной скорости (в случае тяги в статике Air Speed=0 тоже =0, потому что дело не движется по заданным нами условиям).
Power Absorbed - отбираемая мощность (мощность которую нужно затратить, что бы получать указанную тягу)
(На счёт "Power Absorbed" - для подбора мотора будет так:
Power Absorbed / КПД мотора = минимальная долговременная мощность мотора
например:
Power Absorbed = 256 ватт, КПД мотора не хуже 78%, значит потребуется мотор способный долговременно отдавать мощность:
256 / 0.78 = 329 ватт (округлённо в большую сторону до единиц)
или так:
Power Absorbed / КПД мотора / Напряжение батареи = минимальный долговременный ток в амперах, который можно пропускать через мотор и регулятор, например:
256 / 0.78 / 11 = 30 ампер (округлённо в большую сторону до единиц))
Cells - количество банок в сборке
Diam - диаметр винта (в дюймах)
Pitch - шаг винта
Batt amps - токопотребление на аккумуляторе.
Motor volts – напряжение на моторе, с у четом просадки аккумулятора под нарузкой.
Input W – потребляемая мощность (то что принимается за «мощность мотора»)
Loss – потери мощности на тепло (потери в КПД)
Mgb out - мощность «на валу»
MotGb Ef % - эффективность мотоустановки (по сути – КПД)
Prop RPM – обороты винта
Thrust - статическая тяга в граммах.
Pspd - скорость потока от винта в м/с
Time – время работы мотоустановки в статике на полном газу (реально полетное время будет в 2-3 раза выше).
Рис. 14. Перевод вводимых параметров программы «Motocalc».
ПриложениеVIII
Таблица 6. Зависимость выбора диапазона kVот веса модели и параметров питания двигателя.
Рис. 15. Собранный фюзеляж и крылья самолёта.
Рис. 16. Электрическая схема модели самолёта.
Приложение IX
Рис. 17. Основные этапы изготовления модели самолёта.
Приложение X
Рис. 18. Модель самолёта в полёте.