НА ГЛАВНУЮТЕКСТЫ КНИГ БКАУДИОКНИГИ БКПОЛИТ-ИНФОСОВЕТСКИЕ УЧЕБНИКИЗА СТРАНИЦАМИ УЧЕБНИКАФОТО-ПИТЕРНАСТРОИ СЫТИНАРАДИОСПЕКТАКЛИКНИЖНАЯ ИЛЛЮСТРАЦИЯ

Библиотечка «За страницами учебника»

Радиоуправляемые модели планёров. Мерзликин В. Е. — 1982 г.

Валерий Ефимович Мерзликин

Радиоуправляемые
модели планёров

*** 1982 ***


DjVu

 

СОДЕРЖАНИЕ

ВВЕДЕНИЕ 3
НЕКОТОРЫЕ СВЕДЕНИЯ ИЗ АЭРОДИНАМИКИ 6
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ 66
КОНСТРУИРОВАНИЕ 95
РЕГУЛИРОВКА И ЗАПУСК МОДЕЛЕЙ 155

PEKЛAMA Заказать почтой 500 советских радиоспектаклей на 9-ти DVD. Подробности...


 




Для авиамоделистов. © Издательство ДОСААФ СССР, 1982 г.

      ВВЕДЕНИЕ
      Авиационный моделизм является едва ли не самым популярным техническим видом спорта. Им увлекаются школьники и студенты, рабочие и инженеры, люди разных возрастов и профессий. Очень многие начинают свои занятия авиационным моделизмом в школьных кружках, а также кружках Домов пионеров и станций юных техников, клубах ДОСААФ. Нередко детское увлечение определяет весь жизненный путь моделиста, в частности выбор профессии. Стремление познать, проанализировать и добиться более высоких результатов заставляет моделиста изучать специальную литературу, сопоставлять и размышлять, приучаясь к систематической работе над собой, над своим самообразованием. В процессе изготовления модели моделист обучается пользоваться различными инструментами, применять на практике различные технологические приемы, привлекать нужные сведения из самых различных областей техники.
      Трудно переоценить роль занятий авиационным моделизмом в политехническом образовании, так как игровая и соревновательная сторона, непременно сопутствующая этому увлечению, ненавязчиво заставляет трудиться, учиться и заниматься творчеством, сравнивать плоды своего труда с работой своих товарищей.
      Запуски летающих моделей обычно привлекают внимание не только уже занимающихся авиамоделизмом, и в результате у этого интереснейшего вида технического творчества и спорта появляются все новые и новые поклонники.
      Авиационный моделизм как спорт зародился в нашей стране более 50 лет назад. За это время летающие модели достигли удивительных результатов, пройдя путь от неуклюжих и беспомощных сооружений из дерева, проволоки и бумаги, почти нелетающих, до современных моделей, покрывающих расстояние в сотни километров, набирающих высоту в несколько тысяч метров, достигающих скорости сотен километров в час.
      Сейчас строят модели, используя самые современные технологические приемы, новейшие данные в области теории полета, аэродинамики и механики. Оборудование моделей — сгусток достижений в области механики и микромеханики, электроники и радиотехники. Научно-технический прогресс позволил создать совершеннейшие системы дистанционного управления моделями.
      Еще 20 — 30 лет назад модель, выпущенная в полет, летела обычно «куда ветер дунет». Однако стремление подчинить себе модель, заставить делать ее то, что хочет спортсмен, проявилось уже в первые годы развития авиамоделизма, хотя дальше простейших устройств дело не шло.
      Сейчас же модели снабжаются программными механизмами и устройствами автоматического управления, радиомаяками для быстрого поиска модели и другими специальными приспособлениями.
      Энтузиастам, построившим первые радиоуправляемые модели, поистине пришлось совершить чудеса инженерного поиска и находчивости. Аппаратура, предназначенная для первых моделей, была крайне несовершенной, громоздкой и тяжелой.
      Постепенно по мере совершенствования конструкций радиоаппаратуры авиационные модели с дистанционной системой управления выделились в самостоятельный класс радиоуправляемых летающих моделей.
      Сейчас Международная авиационная федерация (ФАИ) культивирует несколько классов радиоуправляемых летающих моделей. В соответствии с классификацией ФАИ все радиоуправляемые летающие модели, обозначенные индексом F-3, подразделяют на следующие классы:
      F-3A — пилотажные радиоуправляемые модели самолетов, предназначенные для выполнения комплекса (комплексов) фигур высшего пилотажа;
      F-3B — радиоуправляемые модели планеров, предназначенные для проведения соревнований в трех упражнениях: упражнение «А» — продолжительность полета модели с ограниченной высоты, упражнение «В» — дальность полета модели на базе 150 м, упражнение «С» — скорость прохождения дистанции 300 м на базе 150 м в двух направлениях;
      F-ЗД — радиоуправляемые гоночные модели самолетов, предназначенные для соревнований на скорость прохождения дистанции 4000 м по треугольному маршруту с периметром 400 м (10 пролетов).
      В данной книге речь будет идти о моделях планеров, выполняющих полет без использования силовой установки, за счет потенциальной энергии, накопленной при подъеме модели на высоту.
      Различают модели, предназначенные специально для участия в соревнованиях, и модели для развлечения и получения навыков пилотирования (тренировочные).
      Класс радиоуправляемых моделей планеров охватывает целую группу моделей, отличающихся своими размерами, способами управления, использованными материалами и использованной системой управления.
      Модели могут быть как простейшими с использованием лишь одного аэродинамического элемента управления и простейшей аппаратуры, позволяющей посылать только одну команду, так и сложными с многоканальными системами пропорционального управления, позволяющими управлять всеми аэродинамическими рулями, изменять геометрию модели, выпускать и убирать шасси и выполнять различные вспомогательные функции.
      Радиоуправляемые модели планеров привлекают моделистов тем, что на них нет силовой установки, а значит, отпадает необходимость в ее обеспечении топливом и другими необходимыми для эксплуатации средствами, модель не загрязняется топливом и продуктами его сгорания.
      Даже простейшие модели планеров, управляемые по радио, позволяют получить навыки пилотирования, достаточно глубоко познакомиться с аэродинамикой и динамикой полета. Постройка и эксплуатация такой модели дадут достаточную подготовку для постройки и пилотирования моделей, предназначенных участвовать в соревнованиях по специальному многоборью для радиоуправляемых моделей планеров.
      Требования и ограничения на модели планеров определяются Правилами проведения соревнований по авиамодельному спорту в СССР, которые соответствуют кодексу ФАИ, просты и позволяют легко построить модель даже при использовании недефицитных материалов.
      В данной книге приводятся сведения по аэродинамике моделей, аэродинамическому и конструктивному расчету, технологии изготовления отдельных узлов, эксплуатации аппаратуры управления, объясняются способы запуска модели.
     
      НЕКОТОРЫЕ СВЕДЕНИЯ ИЗ АЭРОДИНАМИКИ
      Движение тел в воздухе. Перемещение любого тела в воздухе, в том числе полет летающей модели, вызывает взаимодействие определенных сил, которые могут быть определены по законам механики. Силы взаимодействия, возникающие при движении тела в воздухе или, наоборот, воздуха относительно тела, называются аэродинамическими. Величина этих сил и точки приложения их будут зависеть от различных факторов. Среди них скорость перемещения, положение тела в потоке, форма тела, состояние воздуха и т. д. Независимо от того, что находится в движении, — тело, обтекаемое потоком, или поток, обтекающий это тело, — при условии их неизменного положения друг относительно друга аэродинамические силы оказываются одинаковыми.
      Таким образом, движение тела в потоке можно заменить движением воздуха при неподвижном теле. Этот принцип называется принципом обратимости движения.
      Для изучения характера обтекания тел воздухом, определения величины сил и моментов, точек приложения этих сил, а также для экспериментальной проверки и уточнения теоретических выводов производят эксперименты на специальных установках — аэродинамических трубах, где используется принцип обратимости движения. Аэродинамическую модель или ее отдельные части, закрепленные неподвижно, обтекает поток, искусственно сформированный таким образом, чтобы в наибольшей степени создать условия, приближающиеся к условиям полета натурного летательного аппарата. Модель с помощью специальных подвесок соединяют с аэродинамическими весами, которые измеряют силы, воздействующие на тело в потоке.
      Для понимания физической картины явлений, происходящих с моделью в полете, и для правильной оценки их, а также для безошибочного определения путей совершенствования конструкции необходимо изучить влияние на полет модели отдельных ее параметров и свойств воздуха.
      К сожалению, теория полета моделей сложна и в отдельных своих аспектах даже несколько сложнее теории полета больших самолетов и планеров. Это объясняется тем, что полет модели происходит в области чисел Рейнольдса, в которой все аэродинамические характеристики претерпевают резкие скачки, зависящие от направления изменения скорости полета, которые еще мало изучены.
      Полет модели даже в спокойной атмосфере можно сравнивать с полетом самолета при скорости звука, причем модели приходится летать в критических условиях постоянно. Самое небольшое возмущение атмосферы (ветер 5 — 10 м/с) приводит к значительным изменениям скорости полета и, следовательно, аэродинамических сил. Исследования полета больших самолетов и планеров, а также летающих моделей и сравнение результатов этих исследований показывают существенную разницу в числовых значениях параметров, но общие положения теории остаются одинаковыми.
      Взаимодействие тела и воздушного потока. При обтекании тела, находящегося в потоке, скорость частиц воздуха у поверхности под влиянием ее шероховатости и вязкости воздуха (внутреннего трения) становится равной нулю. При удалении от поверхности тела скорость частиц начинает возрастать и на определенном расстоянии достигает скорости воздушного потока.
      Слой воздуха, примыкающий к поверхности тела, в котором происходит изменение скорости частиц, называется пограничным слоем.
      Толщина пограничного слоя, измеренная в миллиметрах, зависит от формы тела, шероховатости его поверхности, скорости обтекания, положения поверхности относительно потока, от вязкости и плотности воздуха.
      В пограничном слое всегда происходит вращательное движение частиц воздуха, причиной которого является разность их скоростей. Это вращение называется завихрением потока.
      Позади тела пограничные слои верхней и нижней поверхностей смыкаются и образуют довольно широкую струю, называемую спутной. Скорость спутной струи, образованной завихренными пограничными слоями, несколько ниже скорости самого потока. По мере удаления от тела спутная струя постепенно размывается и исчезает.
      Процесс образования пограничного слоя удобно рассмотреть на плоской пластинке, помещенной в воздушный поток. Различаются два типа течения в пограничных слоях — ламинарное и турбулентное (рис. 1).
      В ламинарном пограничном слое частицы воздуха движутся в виде несмешивающихся струек, в турбулентном вместо упорядоченного движения наблюдается непрерывное перемешивание струек. Турбулентное течение характеризуется более быстрым выравниванием скоростей по толщине пограничного слоя, что объясняется интенсивным перемешиванием частичек воздуха.
      Силу вязкости, возникающую в пограничном слое, которая притормаживает, задерживая движение пластинки, называют силой сопротивления трения. Величина этой силы зависит от состояния поверхности, ее площади и скоростного напора и выражается (для одной стороны пластинки) следующей формулой: (...)
      При установившемся ламинарном течении проявляется только внутреннее трение (вязкость) воздуха, которое по величине очень мало, поэтому и сопротивление движению тела в ламинарном течении невелико.
      Турбулентное течение требует большего количества энергии для поддержания своего вихревого движения и, следовательно, создает большее сопротивление движущемуся в потоке телу.
      Для характеристики условий обтекания различных тел используется число Рейнольдса (Re), которое определяет состояние течения в пограничном слое и тем самым сопротивление трения и другие аэродинамические свойства потока.
      Число Рейнольдса представляет собой отношение инерционных сил частиц воздуха к силам трения воздушного потока; при этом воздух принято рассматривать как несжимаемую жидкость.
      Зависимость коэффициента сопротивления трения от числа Рейнольдса показана на рис. 2. Здесь линия 1 относится к ламинарному потоку, линия 2 — к переходному, а линия 3 показывает границу турбулентного участка пограничного слоя потока.
      Из сказанного следует, что для уменьшения сопротивления трения нужно стремиться обеспечить ламинарное обтекание частей летательного аппарата.
      При обтекании плоской пластинки, расположенной вдоль потока, давление по всей ее длине остается неизменным и вследствие вязкости возникает только сила трения, которая в данном случае равна силе сопротивления воздуха, тормозящей движение пластинки.
      При обтекании тел, образованных криволинейными поверхностями, физическая картина обтекания значительно изменится. Так в лабораторных условиях получена следующая картина обтекания шара (рис. 3): в симметричных точках а и ai скорость воздуха равна нулю, а давление будет небольшим; в точках b и Ь\ скорость максимальна, а давление будет наименьшим. На поверхности шара образуется пограничный слой. В соответствии с теоремой Бернулли разность давлений в точках а, а\ и Ь, Ь\ вызовет смещение пограничного слоя от точек а и аи в направлении к точкам b и Ь\.
      Спереди шара сдвигание пограничного слоя совпадает с направлением основного потока, в задней части шара оно направлено против движения основного потока. Такое встречное течение деформирует поток в задней части шара и образует вихри, которые выбрасываются в свободный поток, образуя за телом спутную струю (вихревую дорожку) и зону пониженного давления. Разница давлений в передней и задней частях шара является источником сопротивления давления (или сопротивления формы). Величина этого сопротивления существенно зависит от формы тела и скорости потока.
      В случае малых скоростей потока отрыв пограничного слоя происходит на экваторе шара, т. е. в точках Ъ и Ь\. Увеличение скорости воздушного потока (что равносильно увеличению числа Рейнольдса) переводит пограничный слой из ламинарного состояния в турбулентное, при котором благодаря интенсивному перемешиванию слоев скорости течения оказываются больше. Это позволяет потоку сдвинуть точку отрыва из передней полусферы шара в заднюю и тем самым сузить вихревую дорожку. Таким образом, зона действия пониженного давления на поверхности шара сужается и сопротивление падает. Можно также сделать вывод, что сопротивление формы снижается при увеличении числа Рейнольдса благодаря смещению точки отрыва пограничного слоя назад по потоку.
      Многочисленные исследования и наблюдения показали, что формой тела, создающей наименьшее сопротивление движению в воздушном потоке, является форма, близкая к каплеобразной. При обтекании тела такой формы зона отрыва пограничного слоя смещается почти на самый конец тела, а вихревой след имеет незначительную величину.
      Для удобства дальнейшего изложения необходимо ввести понятие профиля. Если какое-либо тело, обтекаемое воздушным потоком или жидкостью, условно рассечь плоскостью, совпадающей с направлением потока, то фигуру, полученную в плоскости сечения, принято называть профилем.
      Количественно оценить сопротивление формы можно из математического выражения, аналогичного выражению сопротивления трения: (...)
      Коэффициент сопротивления формы (профиля) определяется экспериментально в аэродинамических лабораториях.
      Сопротивление трения и сопротивление формы при экспериментах бывает трудно разделить. В частях модели, не создающих подъемной силы, они в сумме дают коэффициент сопротивления Сх, а для крыла и оперения Схр.
      В табл. 1 приведены значения коэффициента сопротивления, определенные для наиболее часто встречающихся в практике авиамоделизма конструктивных элементов, не создающих подъемной силы.
      Аэродинамические силы. При обтекании реального твердого тела воздушный поток подвергается деформации, что приводит к изменению скорости, давления, плотности в потоке. Около поверхности обтекаемого тела создается область переменных скоростей
      и давлений воздушной среды. Различные по величине давления около поверхности тела создают аэродинамические силы и моменты. Распределение этих сил и моментов зависит от формы тела, шероховатости поверхности, положения тела относительно потока и, следовательно, от состояния пограничного слоя Картину обтекания тела воздушным потоком называют аэродинамическим спектром обтекания.
      Для качественной оценки спектра обтекания и получения видимой картины его используются специальные водяные каналы с подкрашенными струйками, дымовые каналы, метод шелковинок и другие простые и наглядные способы исследования. По картинам обтекания в водяном или дымовом канале можно судить об аэродинамическом совершенстве исследуемого тела. По положению шелковинок в пространстве судят о характере движения потока вблизи поверхности исследуемого тела или системы тел.
      Для количественной оценки спектров обтекания, т. е. величины сил и моментов, действующих на тело в потоке, используют специальные исследования в аэродинамических трубах.
      Различная степень деформации струек потока свидетельствует о различных скоростях этих струек и, следовательно, о возникновении разницы в давлениях у поверхности профиля. Эта разница в давлениях и вызывает возникновение аэродинамических сил. Кроме сил давления на поверхность, как было выяснено ранее, действуют силы трения, обусловленные вязкостью воздуха (рис. 4).
      Суммарное воздействие всех этих факторов на поверхность обтекаемого потоком тела составляет полную аэродинамическую силу.
      Действие этой силы R направлено под некоторым углом к поверхности обтекаемого тела и отклонено в направлении потока (рис. 5).
      Полную аэродинамическую силу можно разложить на составляющие — силу лобового сопротивления Q, действующую вдоль направления воздушного потока, и подъемную силу У, действующую перпендикулярно направлению потока.
      Аэродинамика и авиационная практика показали, что одной из главных задач следует считать получение наименьшего сопротивления движению тела в воздушном потоке. Решению этой задачи подчинены поиски наиболее совершенных профилей обтекания, которые принято называть удобнообтекаемыми.
      Применяя специальные ламинизированные профили, уменьшая шероховатость их поверхности, добиваются наибольшего смещения точки отрыва потока к задней части профиля.
      По мере удаления от передней кромки профиля трение тормозит воздух в пограничном слое и снижает его скорость, пока она не упадет до нуля. Снижение скорости в пограничном слое вызывает повышение давления за точкой отрыва. Кроме того, в пограничном слое благодаря возрастающему давлению в кормовой части профиля возникают противотоки — обратное течение, направленное против основного.
     
      При увеличении скорости потока ламинарный участок пограничного слоя может сократиться или исчезнуть совсем и тогда весь пограничный слой станет турбулентным. Отрыв такого потока будет происходить значительно ближе к задней части профиля и, несмотря на более высокое сопротивление трения, может оказаться более выгодным, чем сорванный ламинарный поток.
      Сорвавшийся пограничный слой значительно увеличивает сопротивление профиля из-за образования вихревой зоны.
      Исследования характеристик различных профилей показали, что коэффициент сопротивления Сх в значительной мере зависит от числа Рейнольдса (Re). Характеристики профиля при некотором числе Re изменяются скачкообразно. Это число называют критическим числом Рейнольдса и обозначают /?екРит. Увеличение этого числа приводит к улучшению обтекания и других характеристик профиля.
      Подъемная сила. Плоская пластина, помещенная поперек потока, создает резкое изменение направления движения потока, обтекающего ее. Перед пластиной наблюдается резкое торможение потока, поджатие струек у краев пластины и образование зоны вихрей сразу за кромкой пластины. Давление перед пластиной повышается, а за пластиной вследствие разрежения оно значительно ниже (рис. 7).
      Симметричнное каплеобразное тело имеет более плавный спектр обтекания. В зоне наибольшей толщины тела наблюдается некоторая деформация элементарных струек потока и их сужение, что свидетельствует об увеличении скорости потока и снижении давления в этой зоне профиля.
      В хвостовой части профиля образуется едва заметная вихревая зона, которая быстро размывается (рис. 8, а).
      Несимметричное каплеобразное тело имеет спектр обтекания, аналогичный спектру предыдущего профиля. Здесь на менее искривленной поверхности тела наблюдаются меньшие деформации струек и некоторое отклонение потока в сторону нижней поверхности (рис. 8, б).
      При обтекании воздушным потоком удобнообтекаемого тела, помещенного под некоторым углом а к вектору скорости воздушного потока, получим спектр обтекания, аналогичный тому, что получили при обтекании каплеобразного тела.
      Здесь также наблюдается отклонение потока.
      Для удобства сравнения профилей различных очертаний в формулы для определения этих сил вводят коэффициенты пропорциональности, которые характеризуют сам профиль, состояние поверхности и другие факторы. Эти коэффициенты получили название в соответствии с силами, которые они характеризуют. Величины этих коэффициентов находят опытным путем при продувках специальных аэродинамических моделей в трубах.
      Величина подъемной силы профиля определяется по формуле (...)
      Величина силы лобового сопротивления Q определяется по аналогичной формуле.
      Крыло. Сопротивление и подъемная сила крыла зависят от его формы в плане, профиля в поперечном сечении и других факторов. Характеристики крыла условно разделяются на геометрические и аэродинамические. К геометрическим характеристикам относятся: форма крыла в плане, его площадь 5, размах I, удлинение X, угол атаки а, сужение г), стреловидность крыла, угол поперечного V и форма профиля.
      Наиболее часто применяются в авиационном моделизме формы крыла, изображенные на рис. 9. Как показали экспериментальные исследования, наиболее выгодной в отношении аэродинамики формой крыла в плане следует считать крыло эллиптической формы. Но крыло трапециевидной формы с закруглениями на концах аэродинамически очень мало отличается от крыла эллиптической формы, а технологически значительно проще.
      Именно технологические соображения или специальные требования к летающей модели определяют остальные варианты формы крыла в плане.
      Размахом крыла I называется расстояние между концами крыла по прямой линии.
      Площадь крыла S, как видно из формулы подъемной силы, характеризует несущую способность крыла.
      Отрезок прямой b, соединяющий переднюю и заднюю точки профиля, называется хордой.
      Различают в общем случае корневую и концевую хорды.
      KOHEЦ ФPAГMEHTA КНИГИ

 

 

НА ГЛАВНУЮТЕКСТЫ КНИГ БКАУДИОКНИГИ БКПОЛИТ-ИНФОСОВЕТСКИЕ УЧЕБНИКИЗА СТРАНИЦАМИ УЧЕБНИКАФОТО-ПИТЕРНАСТРОИ СЫТИНАРАДИОСПЕКТАКЛИКНИЖНАЯ ИЛЛЮСТРАЦИЯ

 

Яндекс.Метрика


Творческая студия БК-МТГК 2001-3001 гг. karlov@bk.ru