ГлавнаяРегистрацияВход МАХОЛЁТ (ОРНИТОПТЕР) Воскресенье, 21.10.2018, 15:00
  ГЛАВА IV АЭРОГЕОМЕТРИЧЕСКАЯ ТЕОРИЯ МАШУЩЕГО КРЫЛА (часть III) Приветствую Вас Гость | RSS

 
 

4.4 Классификация активных крыльев.

 

Классификация активных (машущих) крыльев разработана с целью обобщения разноплановых взаимозависимостей и требований, возникающих перед конструктором машущего крыла.

Сложности на пути конструирования крыла существуют объективно, их нельзя отринуть, ими нельзя пренебречь. Крыло для махолёта (орнитоптера) самый главный элемент проектирования и построения. От правильного выбора концепции крыла напрямую зависит успех или неуспех предпринятого дела.

Классификация представлена табл. 4.1. Все требования в таблице сведены к семи признакам. Первоочередные, в соответствие с методикой проектирования, перемещены вперёд, затем следуют признаки второстепенного порядка: по логике от общего к детальному.

КЛАССИФИКАЦИЯ АКТИВНЫХ КРЫЛЬЕВ.

Таблица 4.1

 

4.5 Выработка организующих принципов для конструктора

машущего крыла.

 

Для выработки научного подхода в методике конструирования воспользуемся известными сведениями из бионики, аэро – гидродинамики, авиации, а также из собственных наблюдений.

4.1 – й ОРГАНИЗУЮЩИЙ ПРИНЦИП: У летающих животных, при набранном ритме махания, амплитуда махов вверх – вниз приблизительно симметрична по величине.

4.2 – й ОРГАНИЗУЮЩИЙ ПРИНЦИП: При взмахе сверху вниз наблюдается некоторое перемещение крыла вперёд, а при махе вверх – назад.

4.3 – й ОРГАНИЗУЮЩИЙ ПРИНЦИП: В режиме маршевого полёта базовая плоскость махания у насекомых наклонена под углом 60…70˚ к горизонту назад к направлению полёта.

 

Ещё в 30-е годы исследователи имели в своём распоряжении чёткую картину распределения аэродинамических нагрузок вокруг периметра профиля крыла при обтекании его потоком, рис.4.17.

 

Рис.4.17 Распределение давлений (+) и разрежений (-) воздуха по профилю крыла на основании опытов.

 

В результате всех приложенных усилий, подпирающих и засасывающих, крыло увлекается вверх. Граница, обведённая сплошной линией показывает распределение давлений; штриховой – то же при резком увеличении скорости обдува.

Под действием разности давлений на нижней и верхней поверхностях крыла какая – то масса воздуха перетекает через концы крыла снизу вверх. В результате наложения поступательного движения потока, набегающего на крыло, и перетекания части воздуха с нижней поверхности на верхнюю за концом крыла образуется завихрение, рис. 4.18.

 

Рис. 4.18 Образование завихрённой воздушной массы позади крыла конечного размаха.

 

Вихри вращаются в противоположные стороны. Для утилизации энергии концевых вихрей в авиации на концах крыльев ставят шайбы или отгибают концы крыльев вниз. Птицы для той же цели нередко в полёте изгибают крылья в виде буквы «М».

Теория крыла конечного размаха была создана профессором Геттингентского университета в Германии Людвигом Прандтлем с учениками.

4.4 – ОРГАНИЗУЮЩИЙ ПРИНЦИП: Концы крыльев выгодно делать отогнутыми вниз жёстко, либо за счёт шарнирной подвижности.

На рис. 4.19 представлена схема возникновения разгонного вихря и циркуляции вокруг крыла. Схема заимствована из теоретической аэродинамики.

Применительно к машущему крылу, из анализа схемы можно сделать важный вывод!

4.5 – й ОРГАНИЗУЮЩИЙ ПРИНЦИП: направление махов противоположно направлению циркуляции.

 

Рис. 4.19 Схема возникновения разгонного вихря и циркуляции вокруг крыла: V – скорость потока; U – скорость циркуляции; P2 – точка торможения.

 

Если циркуляционный поток вокруг тела представляет собой движение, вызванное вихрем, то можно, стало быть, при геометрических построениях модели процесса вообще обойтись без тела, заменив его этим вихрем.

Н.Е. Жуковский назвал такие вихри присоединёнными. Модель процесса подводила к разгадке подъёмной силы. Она в наложении циркуляции на поступательное движение (обтекание) воздуха.

Над вихрем, где скорости складываются, воздушный поток ускоряется, а давление, согласно закону Бернулли, становится меньше; под вихрем картина обратная (См. рис. 4.19).

4.6 – й ОРГАНИЗУЮЩИЙ ПРИНЦИП: Для получения эффекта подъёмной силы профиль крыла можно заменить вращающимся телом. Направление вращения такого тела должно совпадать с направлением циркуляции.

На рис. 4.20 а, б, в показан процесс обтекания профиля крыла. При обтекании крыла воздушным течением пограничный слой в начальный момент отсутствует, а у задней кромки крыла возникает ещё одно течение и вторая точка торможения (Р2) на верхней поверхности а цифрами 1́;2́;3́ - обозначаем профиль скоростей в сечении 1;2;3 для идеальной газовой среды.

После возникновения и развития пограничного слоя течение отрывается от спинки профиля – возникает начальный вихрь б – цифрой 3́ обозначен профиль скоростей в сечении 3 для реальной воздушной среды. в – развитие циркуляционного течения.

 

Рис. 4.20 а; б; в Процесс обтекания профиля крыла воздушным течением: а – течение начального момента при отсутствии пограничного слоя; б – возникновение и развитие пограничного слоя с отрывом его от спинки профиля и с возникновением начального вихря; в – образование циркуляционного течения вокруг профиля.

4.7 –й ОРГАНИЗУЮЩИЙ ПРИНЦИП: Сумма двух вихрей, вихря циркуляции вокруг профиля крыла и вихря отрыва, - всегда равна нулю.

 

 

4.6 Систематизация траекторий кривых пригодных для

воспроизведения крылом махолёта.

 

Анализ известных траекторий махания крыла относительно тела насекомых и птиц подтверждает догадку, что наиболее выгодна и совершенна вытянутая траектория, а не круговая. Хотя, конечно, последняя легче воспроизводится.

Анализируя, можно заметить и такую закономерность, чем мельче летун, тем более узка и более вытянута траектория махов. И наоборот, с ростом размеров летунов наблюдается тенденция к упрощению траектории махания, а радиус кривизны в местах реверса крыла увеличивается. Последняя тенденция объясняется тем, что массивное крыло инертно и чем оно массивнее, тем труднее изменять направление его движения на обратное.

Направление вектора силы, возникающего от ускорения, должно учитываться как фактор, способствующий компенсации потери подъёмной силы в момент удара крыла вверх. (Имеется в виду эффект направленного вибратора).

Выбор траектории махания может зависеть также от удобства механизма махания к корреляции с механизмом перекоса лопасти крыла и к управлению этим механизмом.

Чтобы выбрать необходимую траекторию для воспроизведения движителем махолёта необходимо иметь представление о свойствах каждой кривой на предмет целесообразности и приоритета.

Прежде чем произвести полную систематизацию кривых для воспроизведения крылом махолёта, отберём пока семь основных – в алгоритме возрастающей сложности воспроизведения. Все основные кривые изображённые на рис. 4.21 воспроизводятся соответствующими механизмами. (Механизмы описаны в главе 5). Наклон хорды каждой замкнутой кривой принят равным 75˚ к горизонту вправо, т.е. принятое условно направление полёта справа налево.

Рис. 4.21 Ряд семи симметричных основных кривых: 1 – окружность; 2 – эллипс; 3 – конический овал; 4 – лемниската с одним самопересечением; 5 – лемниската с двумя самопересечениями; 6 – лемниската с тремя самопересечениями; 7 – ламинарная прямая.

Произведём анализ происходящих аэродинамических процессов за период движения лопасти крыла последовательно по каждой из кривых.

Первая кривая окружность – самая простая для воспроизведения. Примером использования этой траектории может служить крыльчатый движитель.

Начнём с того, что разобьем всю окружность на секторы, рис. 4.22а. Проанализируем, как должна перекладываться лопасть крыла, меняя угол атаки.

 

Рис. 4.22а,б Зависимость перекладки лопасти крыла от угла наклона хорды омахиваемой кривой ( ): а – неблагоприятное положение хорды омахиваемой кривой ε – ε при =0; б – благоприятное положение хорды омахиваемой кривой ε1 – ε1 при =30˚.

 

Закономерно предположить, что угол атаки (α) крыла должен меняться в зависимости от изменения величины подъёмной силы. При этом максимально должна компенсироваться неравномерность распределения максимальной и минимальной подъёмной силы вдоль всего периметра траектории, т.е.: (Pmax+Pmin)/2=1, где P – подъёмная сила.

Так как в I секторе лопасть движется вперёд и вниз, то подъёмная сила здесь по сравнению с другими секторами будет максимальной. Следовательно, угол атаки α лопасти в этом секторе должен быть либо равен нулю, либо отрицательным, меньше нуля (α≤0). Это вытекает из условия равномерности распределения подъёмной силы по секторам (α= α-Δα1-Δα2).

Во II секторе поступательная скорость системы и поступательная скорость крыла вычитаются. Следовательно, угол атаки лопасти здесь должен быть увеличен на величину компенсирующую уменьшение подъёмной силы (α=α+Δα1).

В III секторе потеря подъёмной силы будет максимальной, поскольку здесь наблюдается не только вычитание поступательных скоростей системы и лопасти, но и подъём крыла. Последнее равносильно утрате опоры (α=α+Δα1+Δα2). Зона третьего сектора требует максимальной компенсации за счёт увеличения угла атаки крыла.

В IV секторе наблюдается сложение поступательных скоростей системы и крыла. Однако подъём лопасти продолжается, что сопровождается потерей части подъёмной силы (α=α-Δα1+Δα2).

Таким образом, чтобы компенсировать неравномерность распределения подъёмной силы по периметру окружности, угол атаки крыла должен меняться четырежды.

Если ввести понятие «коэффициент равномерности распределения подъёмной силы по периметру траектории» - k, то можно отметить, что у окружности он низок. k=(Pmax+Pmin)/n, где k – коэффициент равномерности; P – подъёмная сила, соответствующая максимуму и минимуму на траектории махания в пределах одного полного цикла; n – количество необходимых перекладок лопасти для сглаживания неравномерности распределения подъёмной силы. Для окружности n=4.

Уменьшить влияние фактора неравномерности можно за счёт изменения угла наклона базовой плоскости махания крыла, или иначе сказать, хорды омахиваемой кривой.

Развернём хорду омахиваемой кривой с положения ε – ε до положения ε1 – ε1, см. рис. 4.22б. Дифферент назад от направления полёта составляет от 60 до 75˚. Немедленно выявляется преимущество более равномерного распределения подъёмной силы.

Выходит неслучайно живые летуны: насекомые, летучие мыши, птицы – пользуются дифферентом хорды омахиваемой кривой.

4.8 – й ОРГАНИЗУЮЩИЙ ПРИНЦИП: С теоретической и конструктивной точек зрения, базовую плоскость махания выгодно располагать дифферентно с наклоном назад к направлению полёта с углом до 1/6π рад.

Вторая кривая – эллипс. Траектория махания близкая к эллипсу встречается у летунов в живой природе, рис. 4.23. Из схемы замечаем, что лопасть крыла при махе вниз и при махе вверх находится в зеркальной симметрии относительно хорды δ – δ по углу перекладки (т. 1-13; 2-12 и т.д.). Резкое изменение угла перекоса лопасти для долихоморфной кривой как эллипс происходит в вершинах практически мгновенно дважды за полный цикл маха (n=2). Это означает, что коэффициент равномерности распределения подъёмной силы вдоль периметра у эллипса в 2 раза выше чем у окружности.

 

. 4.23 Омахиваемая траектория – эллипс.

 

4.9 – й ОРГАНИЗУЮЩИЙ ПРИНЦИП: Для математической модели описания работы лопасти достаточно расположить лопасть, совершающую мах вниз, в точке из середины траектории (т. 3 или 4) «на нулевой угол атаки» к направлению полёта, тогда противоположно симметричная точка (т. 10 или 11) фиксированного положения лопасти, совершающей мах вверх, займёт строго симметричное положение по углу перекоса к хорде омахиваемой кривой.

Например: симметричными точками по рис. 4.23 будут т.т. 3-11 и 4-10.

4.10 – й ОРГАНИЗУЮЩИЙ ПРИНЦИП: При изменении установочного угла лопасти придётся менять и дифферент хорды омахиваемой кривой.

Наклон омахиваемой траектории назад, по направлению полёта оправдан тем, что при махе вверх крыло компенсирует убыль подъёмной силы увеличением угла атаки.

Третья кривая – конический овал, рис. 4.24.

Для конического овала надо ожидать несколько более высокий (k) – «коэффициент равномерности подъёмной силы». Однако, это чисто умозрительное заключение. Истину можно узнать лишь после постановки эксперимента на сравнение.

Рис. 4.24 Омахиваемая траектория – конический овал.
 
 
Форма входа

Календарь новостей
«  Октябрь 2018  »
ПнВтСрЧтПтСбВс
1234567
891011121314
15161718192021
22232425262728
293031

Мини-чат

Наш опрос
Оцените мой сайт
Всего ответов: 39

Поиск

Друзья сайта



----------------- SEO services - site-submit.com.ua $$$ для web-мастеров

Статистика

Онлайн всего: 1
Гостей: 1
Пользователей: 0
 

© Zemlyanov.kz
Сайт управляется системой uCoz