Полезные советы по конструированию летающих машущих моделей
При конструировании механизмов передач движения к крыльям очень полезно вначале сделать упрощенный плоский макет такого механизма в натуральную величину или в несколько раз большую. Макет позволит точно выяснить пределы создающихся углов отклонения, наиболее удобные длины плеч и рычагов, а также (Позволит увидеть получающийся характер взмахов крыльями, а следовательно, поможет предупредить ошибки, легко возникающие у начинающих конструкторов.
Рис. 55. Плоские макеты приводных механизмов
Собирать подвижные плоские макеты лучше всего на липовой дощечке или на фанере. Тяги, кабанчики и другие детали механизма легко вырезать из фанеры, картона или белой жести. В качестве неподвижных осей вращения можно использовать чертежные кнопки, которыми прикалывают к дощечке вырезанные детали (рис. 55). В качестве осей, движущихся вместе с деталями, можно применять те же кнопки, повернутые шляпкой к доске. Этими кнопками прикалывают движущиеся детали к кусочкам пробки или дерева.
Лучшие зимние кроссовки видео
Особенно необходимы такие макеты при изготовлении передач для махалок и крылышек типа «ножницы».
При неправильном конструировании. Приводов возникают несинхронные несимметричные движения нахалок. Чем длиннее тяга-шатун по сравнению с .плечом (радиусом) колена вала, тем меньшая получается несинхронность. Поэтому лучше не делать длину тяг меньше тройной длины радиуса.
При вертикальном положении двухколенного вала в моделях Яковлева и других качалки крылышек следует располагать тоже вертикально. Это дает возможность крылышкам подниматься ,и опускаться на равные углы.
Значительное приподнимание осей качалок относительно оси коленчатого вала, особенно при укорочении тяг (при (приближении качалок к валу), создает сильную несинхронность движения крылышек, т. е. а с крылышками будут подниматься и опушаться неодновременно.
Величины тяги, подъемной силы и лобового сопротивления очень сильно зависят от величины углов атаки. Даже сравнительно небольшое изменение угла атаки, равное 4— 5 градусов, может сделать работу данного участка крыла не только невыгодной, но и просто вредной.
Добиться у самолета и вертолета сохранения нужных нам наиболее выгодных углов атаки у равномерно движущегося крыла, у равномерно вращающегося винта или ротора сравнительно легко.
Направление потока воздуха, набегающего на машущие крылья при движении ими сверху вниз и снизу вверх, очень сильно изменяется. Особенно сильно это изменение бывает на концах крыльев. С изменением направления набегающего потока воздуха будут изме-яяться и углы атаки крыла. Особенно велико это изменение на концах жестких негнущихся крыльев, не меняющих своего установочного угла.
Недооценка изменений угла атаки (приводит к тому, что какая-то часть крыла фактически будет работать на углах атаки больших, чем желательно, а другая часть крыла — на меньших, я работа такого крыла в целом будет невыгодной (рис. 56).
Чтобы повысить выгодность работы машущего крыла, надо всегда стремиться определить направление результирующего движения каждого участка крыла. Следует представить, какие будут угол атаки, величина и направление аэродинамической силы.
Найдя и просуммировав силы за цикл взмаха, можно судить ;о средней величине сил машущего крыла.
Рис. 56. .Изменение углов притекания воздуха вдоль размаха крыла, машущего подобно птице
Рис. 57. Образование тяги и суммарной подъемной силы у машущей модели при оси махания, параллельной полету.
М. К. Тихонравов различает два принципиально различных вида движения машущих крыльев, названных., первым и вторым способами махания. Основная разница их заключается в том, что отри первом способе в период подъема крыла углы атаки на большей части era-отрицательные, при втором же — положительные. При опускании же крыльев как гори первом, так и при втором способе углы атаки положительные.
Почему часто перегорает лампочка видео
Разберем сначала случаи, когда при первом способе махания ось колебаний крыла параллельна направлению полета. В этом случае махания крылья в период опускания встречают воздух, набегающий снизу спереди; своей нижней поверхностью, т. е. с положительным углом атаки +а. При этом полная аэродинамическая сила данного участка крыла дает составляющие в направлении тяги Р ", а также в направлении суммарной подъемной силы всей модели У " (рис. 57, первое и третье положения).
В следующий момент—в период подъема крылья будут встречать воздушный поток, набегающий сверху спереди, уже своей верхней поверхностью, т. е. с отрицательным углом атаки — а. При этом полная аэродинамическая сила машущих крыльев дает составляющую тяга Р', направленную опять вперед, и составляющую отрицательной подъемной силы — У, направленную вниз (см. рис. 57, второе и четвертое положения).
Если крыло жесткое и не меняет своих установочных углов, а профиль крыла симметричный, то такое крыло при расположении оси вращения параллельно направлению полета не дает суммарной подъемной силы, а дает только тягу. Эффект воздействия положительной силы будет полностью поглощаться воздействием отрицательной подъемной силы.
Возникновение тяги при таком способе полета можно объяснить на приме-ре конькобежца. Конькобежец последовательно отталкивается коньками то вправо назад, то влево назад и получает при этом силу, толкающую его то влево вперед, то вправо вперед (рис. 58).
Силы, попеременно отклоняющие конькобежца влево я вправо, взаимно компенсируют и уничтожают боковые отклонения. Силы, направленные вперед, последовательно увеличивают и поддерживают скорость движения конькобежца.
Рис. 58. Движение коньков на льду аналогично маханию по первому способу
Модель, машущая всем крылом по первому способу, при расположении оси махания крыльев параллельно линии полета не имела бы 'суммарной подъемной силы, так как равные, но противоположно направленные (подъемные силы, возникающие при подъеме и опускании крыльев, взаимно уничтожались бы.
Установка водяного полотенцесушителя своими руками видео
Следовательно, при таком расположении оси махания модель горизонтально лететь не сможет. Она сможет только взлетать или висеть на одном месте, расположившись вертикально—носом вверх.
При первом способе макания летать горизонтально — параллельно оси махания могут только модели, имеющие неподвижную часть крыла, которая создает подъемную силу и несет вес модели. У моделей, машущих полностью всем крылом по первому способу, при горизонтальном полете задняя часть корпуса должна быть несколько опущенной, чтобы ось махания крыльев составляла положительный угол с направлением полета (рис. 59).
Рис. 59. Образование тяги и суммарной подъемной силы у модели, ось махания крыльев которой составляет угол с направлением полета
Разберем этот случай. В период опускания угол атаки конца крыла "а" опускания несколько больше, чем в период подъема "а" подъёма (см. рис. 59). Кроме того, результирующая скорость его больше, так как крыло движется при опускании несколько вперед — навстречу потоку. Поэтому и аэродинамическая сила в .период опускания больше, чем в период подъема. Следовательно, положительная подъемная шла 'будет больше отрицательной и модель, летящая ino первому способу с опущенным хвостом, за полный взмах крыла получит в сумме не только силу тяги, но и положительную подъемную силу.
Конструктор И. В. Виерт в не опубликованной еще работе «Аэродинамический расчет орнитоптеров», написанной в 1953 году, своими детальными расчетами показал, что при полете по первому способу с опущенным хвостом путем подбора профилей и начальной закрутки крыла на некотором диапазоне скоростей полета и частот взмахов крыльями можно добиться получения достаточно большей суммарной тяги и подъемной силы у жесткого негнущегося и нескручивающегося крыла, имеющего обычную самолетную конструкцию.
Чрезмерное возрастание углов атаки крыльев может привести к уменьшению тяги Р' и увеличению сил У и —У, противодействующих подъему и опусканию крыльев (рис. 60, А, Б). При такой скорости полета и числе взмахов бывает выгодно иметь крылья, слегка поворачивающиеся на оси, с несколько провисающей задней частью обтяжки или с гибкими упругими задними частями нервюр. Такие крылья, прогибаясь, как бы несколько уменьшают углы атаки; от этого у них возрастает сила Р', а силы, противодействующие маханию, У и—У уменьшаются (рис. 60,В,Г). Но прогиб—провисание не должно-быть беспредельно большим, так как крылья, легко поворачивающиеся или прогибающиеся до флюгерного положения, тяги не дадут.
При полетах с большой скоростью и малым числом колебаний, когда траектория движения конца крыла имеет м'алый наклон и углы атаки крыла становятся очень небольшими (рис. 61), тяга уменьшается. Происходит это потому, что полные аэродинамические силы Ra и — Ra раньше были несколько отклонены вперед (рис, 61, А, Б), а с уменьшением наклона траектории они уменьшили этот наклон (рис. 61, В, Г). Упругое прогибание задней части крыла, приближая его в этом случае к флюгерному положению, оказывается только вредным, уменьшая и без того малую тягу.
Рис. 60. Возрастания углов атаки машущего крыла при увеличении частоты взмаха
Рис. 61. Уменьшение углов атаки машущего крыла при увеличении скорости полета модели
Рис. 62. Возрастания тяги при пригибании задней части крыла (при уменьшении излишне больших углов атаки)
Разобранные примеры показывают, что в период проектирования, регулировки и доводки модели, машущей по первому способу, необходимо подбирать диапазоны отклонения поворачивающихся крыльев или же подбирать гибкость — упругость задней части крыла к какому-то определенному, наиболее нужному сочетанию скорости полета и к числу колебаний крыла в секунду.
Величина углов атаки, а следовательно, и тяги машущих крыльев может сильно изменяться в зависимости от частоты взмахов, скорости полета, установочного угла атаки крыльев, который изменяется при провисании— прогибе задней кромки машущей части крыла.
Установка анкерного болта видео
Чем чаще машет крыльями модель при одной и той же скорости полета, тем круче изломана — наклонена траектория движения конца крыла, тем больше становится угол атаки крыла (при отсутствии прогиба нервюр; см. рис. 60) и, наоборот, чем быстрее мы заставим» лететь модель (при том же числе взмахов и по-прежнему без прогиба нервюр), тем меньше будет угол атаки крыла (см. рис. 61).
Пригибание крыла при больших углах атаки хотя я приведет к некоторому уменьшению аэродинамической силы, но зато резко повернет ее в направлении тяги, т. е. опять увеличит тягу (рис. 62).
К особенностям моделей, машущих всем крылом no-первому способу, нужно отнести также и то, что корпус этих моделей всегда движется по волнообразной кривой. В .период опускания крыльев корпус поднимается, а в период подъема крыльев он опускается несколько сильнее будет подниматься и опускаться корпус настолько меньше будут подниматься и опускаться концы крыльев 5 (рис. 63)
Рис. 63. Опускание и подъем корпуса, наблюдаемые в период подъема и опускания крыльев:
В этом легко убедиться на опыте, если подвесить на> нитке за хвост или за нос модель, машущую крыльями не имеющими еще обтяжки. Если у модели корпус значительно тяжелее крыльев, то крылья будут отклоняться сильнее корпуса (рис. 64,а). Если же утяжелим крылья, например, укрепив на их концах грузы, то увидим, что тяжелые концы крыльев будут почти стоять на месте, а корпус начнет под действием мотора сильно колебаться (рис. 64,6).
Рис. 64. Демонстрация отклонения фюзеляжа, уменьшающего отклонения концов крыльев:
а — при легких крыльях и тяжелом фюзеляже; б — при тяжелых крыльях
Чтобы уменьшить вредные колебания корпуса, погашающие колебания крыльев, необходимо уменьшить. вес крыльев или же увеличить вес корпуса. В частности,, автор брошюры считает, что на рисунке модели Пено,. дошедшем до нас (см. рис. 23), линия, идущая поперек: корпуса, является утяжеляющей корпус проволочкой.
Из - за наличия аэродинамических сил корпус модели колеблется еще сильнее даже при взмахах самыми легкими крыльями. Полностью или .почти полностью устранить мешающие колебания корпуса можно, применив крылья, движущиеся по схеме ножниц, или установив-а корпус неподвижные крылья значительных размеров,, или применив махание по второму способу.
При втором способе махания крылья должны встречать воздух под положительными углами атаки как при. их опускании, так и при их подъеме. Для этого к концу опускания крылья должны увеличивать свой установочный угол атаки настолько, чтобы, несмотря на подъем» крыльев, поток воздуха набегал на их нижнюю поверхность. К концу же подъема крыло стаять должно уменьшать свой угол установки.
При опускании крыло дает тягу и положительную-подъемную силу, поэтому оно увеличивает скорость полета модели. При подъеме же крыло создает подъемную силу и лобовое сопротивление, поэтому в период подъема крыло, удерживая модель от снижения, несколько тормозит полет (рис. 65).
К крыльям, машущим по второму способу, мотор должен прикладывать силу только в период их опускания, т. е. в период разгона модели. В период же подъема крылья будут подниматься встречным потоком воздуха за счет скорости, приобретенной моделью ранее, а мотор должен несколько притормаживать подъем крыльев.
Рис. 65. Движение крыла при втором способе махания
Колебания корпуса при втором способе махания могут быть исключены полностью. Разберем это на примере.
Допустим, что модель планирует с застопоренными крыльями. При этом корпус модели и концы ее крыльев ^приближаются к земле с одинаковой скоростью, горизонтальная скорость модели з этом случае будет равномерной. Включив мотор и опуская крылья, начнем поднимать корпус. Можно добиться такой скорости подъема Koipnyca у модели, при которой он перестанет приближаться к земле. К концу опускания крыльев надо начать увеличивать их установочный угол в таком темпе, чтобы поток воздуха смог не только поднимать крылья, но и удерживать при этом всю модель от снижения.
Сущность второго способа полета сводится к тому, что модель, опуская крыло — опираясь на него, удерживается от снижения и увеличивает скорость полета. Затем модель увеличивает установочный угол крыльев и, не позволяя им подниматься слишком быстро, поддерживается на прежней высоте, используя на это энергию скорости, приобретенную во время опускания крыльев.
Модель с параллельно машущим крылом, описанная на стр. 48, была рассчитана на полет по второму способу.
Для осуществления полета ,по второму способу махания, видимо, удобнее всего воспользоваться приводом, подобным приводу П. В. Митурича, энергично толкающим крыло вниз и медленно поднимающим его вверх. Работа бензинового мотора в таком приводе дойдет не столько на подъем крыла (его поднимает воздух), сколько на натягивание резины, которая очень энергично опустит крыло и совершит разгон модели и одновременно поднимет ее тяжелые малоподвижные части. Автоматическое увеличение угла установки крыла обеспечит некоторый набор высоты («ли замедление снижения) в период подъема крыла вверх.
П. В. Митурич предполагал, что при быстром подъеме крыла на большую высоту и медленном его опускании также можно получить экономичный полет, но для этого необходимо, чтобы в начале быстрого подъема крылья легко поворачивались во флюгерное положение и, не создавая тяги, оказывали минимальное сопротивление своему подъему. Такой подъем был бы холостым ходом. Дойдя до верха, крылья должны автоматически быстро изменить угол установки и начинать нести на себе вес корпуса и мотора модели. Рабочим же ходом было бы медленное подтягивание мотором тяжелых частей вверх к планирующему крылу. При такой схеме движения в горизонтальном полете модели скорость снижения планирующих крыльев не должна превышать скорости подтягивания к ним груза.
Конструкция анкерного болта видео
В схеме махания, предложенной Митуричем и являющейся разновидностью первого способа махания, колебания корпуса являются совершенно неизбежными.
ПРИЛОЖЕНИЕ
1. Хордой жесткого недеформируемого крыла принято называть линию, соединяющую переднюю и задние кромки.
2. Углом установки называется угол, заключенный между хордой крыла и продольной осью модели.
3. Углом атаки а называют угол, заключенный между хордой крыла и направлением набегающего потока воздуха (рис. 66).
4. Полной аэродинамической силой Ra называют силу, воспринимаемую крылом от отталкиваемого им воздуха. Направление этой силы примерно можно считать перпендикулярным к хорде (рис. 67).
Рис. 66. Изменение угла атаки а в зависимости от изменения положения хорды АБ и направления набегающего потока воздуха
Рис. 67. Изменение направления полной аэродинамической силы Ra в зависимости от изменения положения хорды относительно направления набегающего потока воздуха
Рис. 68. Графики, иллюстрирующие изменения величин подъемной' силы и лобового сопротивления в зависимости от увеличения угла атаки
Рис. 69. Направление тяги у модели с машущими крыльями
5. Для точного выражения величины и направления полной аэродинамической силы ее обычно задают в виде двух составляющих.
Одна, перпендикулярная направлению потока воздуха и поперечной оси крыла, называется подъемной силой Y.
Из определения видно, что подъемная сила может быть направлена не только вверх, но и в любую сторону относительно вертикали; поэтому совсем не обязательно, чтобы подъемная сила поднимала модель. Положительная подъемная сила направлена вверх — к голове летчика, сидящего в кабине, а отрицательная вниз — к ногам летчика.
Другая составляющая, направленная по потоку, называется лобовым сопротивлением Q..
6. На поляре (рис. 68) видно, что при изменении угла атаки а от 0 до 8° подъемная сила Y растет при сравнительно небольшом росте лобового сопротивления Q. При увеличении угла а до 15° прирост подъемной силы уже небольшой, но лобовое сопротивление возрастет сильно.
При увеличении а "до 25° подъемная сила начинает уменьшаться, а лобовое сопротивление продолжает расти.
7. Направление местной подъемной силы и местного лобового сопротивления любого участка крыла ориентируют относительно направления потока воздуха, набегающего на данный участок крыла.
8. Тягой крыльев Р' будем считать проекцию аэродинамических сил, 'Возникающих у машущего крыла, на направление полета центра тяжести модели. Положительная тяга направлена вперед, отрицательная тяга или лобовое сопротивление Q — назад (рис. 60).
9. Суммарной подъемной силой У будем называть проекцию аэродинамических сил модели на перпендикуляр к направлению полета модели и к ее поперечной, оси (рис. 69).
Фильтр для воды, как сделать своими руками видео
Все страницы летательных аппаратов с машущими крыльями
- Простейшие приспособления для изучения работы машущих крыльев
- Как сделать самомашущий планер
- Модели, имеющие небольшие машущие крылышки и большое неподвижно установленное крыло
- Полезные советы по конструированию летающих машущих моделей
- Модели, у которых величина машущих крылышек приближается к величине неподвижных крыльев
- Модели с полностью машущим крылом
- Модели с машущими крыльями новых схем