BEZZAŁOGOWY APARAT LATAJĄCY PR-3 GACEK

Transkrypt

1 BEZZAŁOGOWY APARAT LATAJĄCY PR-3 GACEK DOKUMENTACJA TECHNICZNA

2 WSTĘP I. Geneza projektu Bezzałogowy Statek Latający PR-3 został zaprojektowany przez grupę studentów Wydziału Budowy Maszyn i Lotnictwa Politechniki Rzeszowskiej, przy współpracy dwóch kół naukowych: Studenckiego Koła Naukowego Lotników (opiekun: dr inż. pil. Jerzy Bakunowicz) oraz koła naukowego Euroavia-Rzeszów (Opiekun: dr inż. Grzegorz Kopecki). Do zespołu konstruktorów należą studenci: Maciej Dubiel, Grzegorz Łobodziński, Sebastian Majewski, Błażej Morawski, Maciej Roga, Michał Wojas. Początki prac sięgają roku 2006, wtedy to opracowano projekt wstępny aparatu latającego PR-1 i rozpoczęto jego budowę. Konstrukcja PR-1 bazowała na materiałach i technologiach modelarskich, jedynie nieliczne elementy wykonano z zaawansowanych technologicznie kompozytów polimerowych. We wrześniu tego samego roku trzyosobowa ekipa z jeszcze nie latającym modelem wystartowała w konkursie na Bezzałogowy Statek Latający organizowany przez Stowarzyszenie Młodych Inżynierów Lotnictwa, zajmując trzecie miejsce. Po serii lotów oraz testów BSL PR-1 opracowano diametralnie zmodyfikowaną konstrukcję. Drugi samolot bezzałogowy posiadał skrzydła o integralnej konstrukcji i skorupowy kompozytowy kadłub. PR-2 Gacek po raz pierwszy wzbił się w powietrze 15 września 2007 roku na lądowisku w Bezmiechowej podczas trwania Międzyuczelnianych Inżynierskich Warsztatów Lotniczych, na których to nasz samolot zajął 2 miejsce. Obecnie realizowana jest budowa kolejnego, rozwiniętego egzemplarza PR-3, który posiada kompozytowe skrzydła. Zmieniony został także kształt kadłuba. Umieszczono na dziobie ruchomą węglową głowicę, w której znajduje się kamera o wysokiej rozdzielczości do obserwacji obiektów z powietrza. W marcu 2008 do zespołu dołączył Michał Wojas. Opracował i zbudował system ratunkowy, którego brakowało w poprzednich wersjach PR-1 i PR-2. Na podstawie projektu zrealizowano trzy prace dyplomowe oraz jedną przejściową. Strona 1

3 II. Skład zespołu Maciej Dubiel student 3-go MDLiK, specjalność Płatowce. W zespole zajmuje się pilotowaniem BSLa, budową płatowca. Jest konstruktorem i budowniczym skrzydeł w każdej z powstałych wersji bezpilotowca. Brał udział w wykonaniu form, a także elementów kompozytowych. W zespole od dwóch lat. Łobodziński Grzegorz student 3-go MDLiK, specjalność Awionika. Kierownik Zespołu. Jest jednym z pomysłodawców projektu, uczestniczy w nim od początku. Specjalista od systemów CAD/CAM, autor modelu 3D samolotu odpowiedzialny jest także za zaprojektowanie i wyfrezowanie wszystkich elementów (przede wszystkim foremników) Wykonał ruchomą głowicę, w której znajduje się kamera. Tworzył formy, a także elementy kompozytowe. Błażej Morawski student 3-go MDLiK, specjalność Płatowce. Autor projektu skrzydeł kompozytowych. Zajmuje się budową płatowca. Twórca dokumentacji technicznej oraz prezentacji projektu na Warsztaty. Odpowiedzialny za spełnienie założeń konkursowych przez BSLa, a także za kontakty z organizatorami Warsztatów i innymi zespołami. Specjalista od kompozytów. W zespole od dwóch lat. Maciej Roga - student 4-go MDL, specjalność Silniki Lotnicze. Prezes Studenckiego Koła Naukowego Lotników, menadżer zespołu. Odpowiedzialny za finanse, zaopatrzenie, kontakty z władzami uczelni. Brał udział w wykonaniu dokumentacji technicznej, form i elementów kompozytowych, a także budowie płatowca. W zespole od dwóch lat. Michał Wojas student 3-go MDLiK, specjalność: Silniki Lotnicze. Konstruktor systemu ratunkowego dla BSLa. Wykonał projekt, i obliczenia spadochronu, mocowania go do płatowca oraz systemu jego wyrzucania. W zespole od marca tego roku. Sebastian Majewski absolwent PRz. Ukończył kierunek Lotnictwo na specjalności Płatowce. Jeden z pomysłodawców projektu i jego założycieli. Kierownik zespołu w latach Brał udział w projektowaniu i budowie egzemplarzy PR-1 i PR-2. Autor pracy dyplomowej na temat: Wytrzymałość lotniczych elementów konstrukcyjnych na przykładzie skrzydła samolotu bezzałogowego. Obecnie wspiera zespół swoim doświadczeniem. III. Prace przejściowe i dyplomowe realizowane na podstawie projektu Bezzałogowego Statku Latającego - Wytrzymałość lotniczych elementów konstrukcyjnych na przykładzie skrzydła samolotu bezzałogowego Sebastian Majewski. - Flatter skrzydła małego samolotu bezzałogowego Mateusz Biesok. - System transmisji danych dla bezpilotowych aparatów latających Szymon Cyran - System obserwacji dla operatora naziemnej stacji kontroli lotu samolotu bezzałogowego Przemysław Lekston Strona 2

4 I. Ogólne założenia PROJEKT WSTĘPNY 1. Ogólne Informacje Projekt samolotu musi być zgodny z aktualnym regulaminem Międzyuczelnianych Warsztatów Lotniczych w Bezmiechowej. Samolot musi spełniać następujące założenia konkursowe: Masa modelu nie może przekroczyć 5 [kg] W stanie gotowym do transportu samolot musi zmieścić się w skrzyni o wymiarach 1x0,3x0,35 [m] (bez stacji naziemnej) Samolot musi być wyposażony w system ratunkowy umożliwiający bezpieczne lądowanie samolotu na spadochronie z prędkością opadania nie większą niż m 7 s 2. Wybór układu płatowca Górnopłat o układzie klasycznym oraz o wymiarach: Rozpiętość: Długość: Wysokość: Masa: 1,92 [m] 1,39 [m] 0,33 [m] 5 [kg] 3. Kadłub Struktura kompozytowa wykonany z kompozytu szklano-węglowo-aramidowego, o dużej pojemności oraz łatwym dostępem do wyposażenia znajdującego się w samolocie. 4. Skrzydła Konstrukcja kompozytowa dwudźwigarowa o strukturze przekładkowej. 5. Zadanie Zadanie polega na lokalizowaniu i obserwacji przez 60 sekund kwadratu o wymiarach 1,5 x 1,5 [m] na obszarze 1000x1000 [m] oraz podanie jego współrzędnych geograficznych. Strona 3

5 III. Dobór profilu skrzydła 1. Oszacowanie Liczby Reynoldsa V l Re Dla przyjętych Danych: m v 24 s, l 340mm, 2. Parametry Geometryczne Profilu 0,01 s m 2 Profil Clark Y, który został zastosowany w samolotach PR-1, PR-2 został zmieniony NACA Zmiana profilu ma wpłynąć na zmniejszenie prędkości postępowej samolotu oraz zwiększenie grubości skrzydła w celu możliwości zainstalowania w nim części wyposażenia (baterie zasilające silniki). Profil posiada następujące parametry: Grubość Względna Profilu: g 15[%] x 29,9[%] Położenie Względne Największej Grubości: g l [ ] Cięciwa Profilu: g 340 mm 3. Charakterystyki Aerodynamiczne Profilu: 1,50 1,00 0,50 Cz 0, ,50-1,00-1,50 alfa Wykres funkcji współczynnika siły nośnej od kąta natarcia Strona 4

6 0,14 0,12 0,10 0,08 Cx 0,06 0,04 0,02 0, alfa Wykres funkcji współczynnika siły oporu od kąta natarcia 1,50 1,00 0,50 Cz 0,00 0,00 0,02 0,04 0,06 0,08 0,10 0,12 0,14-0,50-1,00-1,50 Cx Wykres funkcji współczynnika siły nośnej od współczynnika siły oporu Strona 5

7 Cx Bezzałogowy aparat latający PR-3 Gacek IV. Aerodynamiczna charakterystyka płata 1. Parametry geometryczne Rozpiętość: l 1, 92 m 2 Powierzchnia: s 0,652m Wydłużenie: 5,67 Zbieżność: 1 Skos: 0 3 Wznios: 2. Parametry aerodynamiczne płata 1,6 1,4 1,2 1 0,8 Skrzydło Profil 0,6 0,4 0, Porównanie współczynnika siły nośnej dla profilu i skrzydła 0,25 0,20 0,15 0,10 Profil Skrzydło 0,05 0, Alfa Porównanie współczynnika opory dla profilu i skrzydła Strona 6

8 0,25 0,20 0,15 Cz 0,10 0,05 0,00 0 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 y Rozkład współczynnika siły nośnej w funkcji rozpiętości dla α=0 [deg] Wizualizacja rozkładu siły nośnej, siły oporu oraz momentów zadzierających Strona 7

9 V. Biegunowa prędkości 1. Osiągi samolotu: Prędkość Minimalna: Prędkość Ekonomiczna Prędkość Optymalna: Minimalna Prędkość Opadania km 34,16 h km 47,54 h km 63,58 h m 0,73 s Biegunowa Prędkości Samolotu Strona 8

10 VI. Dobór silników i skrzydeł 1. Parametry wymagane Ciąg statyczny Prędkość Optymalna 1,6 [kg] km 63,58 h 2. Wybrany zespół napędowy Silnik Axi Śmigło APC 12x6 Zasilanie Li-pol Dualsky 5000 [mah] 3. Parametry silnika Ciąg Statyczny Prędkość Optymalna Obroty Śmigła Pobór Prądu Moc Efektywna 1,71 [kg] km 56 h 7822 [rpm] 31,6 [A] 5,2 [g/w] Wykres Parametrów Silnika w Funkcji Natężenia Prądu Strona 9

11 I. Wymiary samolotu PROJEKT KONSTRUKCYJNY Umiejscowienie w skrzyni: Strona 10

12 II. Analiza ciężarowa Model masowy Samolotu bez Wyposażenia Model masowy z wyposażeniem Strona 11

13 OPIS BUDOWY I. Proces wytwarzania foremników Proces wytwarzania foremników na skrzydła, gondole silnikowe, statecznik poziomy i głowicę rozpoczęto od przygotowania rzeczywistego modelu detali w systemie Catia, przy pomocy których stworzono model 3D foremników, które następnie zostały wytworzone na frezarce ploterowej firmy CNC Tech. W tym celu wygenerowano G-Code w programie ArtCam, w którym zaprogramowano także rodzaj narzędzia oraz ścieżkę jego ruchu. Z powodu ograniczeń czasowych zastosowano jedynie obróbkę zgrubną z offsetem narzędzia 5mm. Programem sterującym frezarki ploterowej był Mach 3. Tak uzyskaną powierzchnię należało oszlifować, nałożyć na nią warstwę podkładu akrylowego i nanieść warstwę lakieru poliurytanowego II. Kadłub 1. Charakterystyka ogólna Kadłub integralny ze statecznikiem pionowym wykonany z laminatu szklano węglowoaramidowego, utwardzany przy podciśnieniu. Struktura aramidowa na dolnej powierzchni kadłuba ma za zadanie ochraniać znajdujący się tam komputer pokładowy oraz inne wyposażenie awioniczne. Kadłub składa się z dwóch osobno wytwarzanych części, część główna (od początku skrzydła do końca ogona) w niej znajdują się: system transmisji danych, odbiornik RC oraz system ratunkowy, natomiast w części dziobowej znajdują się pakiety zasilające elektronikę co pozwala jednocześnie na zmianę wyważenia samolotu. 2. Proces wytwarzania foremnika Wizualizacja projektu Kadłuba (Catia) Do wytworzenia foremników kadłuba wykorzystano następującą technologię. Detale wycięto na ploterze termicznym w styrodurze, połączono je w spójną bryłę, a następnie wzmocniono jedną warstwą tkaniny szklanej i pomalowano podkładem natryskowym oraz lakierem. Z tak wykonanej bryły ściągnięto foremniki. Strona 12

14 3. Proces wytwarzania kadłuba Model Foremników Skrzydła Kadłub składa się z trzech warstw tkaniny szklanej wzmacnianej rowingiem węglowym, taśmą węglową oraz Aramidem. Zewnętrzna powierzchnia wykonana jest z żelkotu wraz z szarym barwnikiem. Część główna: Lewa połowa kadłuba świeżo po laminowaniu Połowa Kadłuba Podczas utwardzania przy podciśnieniu Strona 13

15 III. Skrzydła 1. Ogólna charakterystyka Skrzydło prostokątne skorupowe, dwudźwigarowe. Dźwigar przedni i tylni ceowy z pasami i ściankami z laminatu. Pokrycie przekładkowe laminat-pianka-laminat. Dwa żebra szczątkowe i jedno całe zamykające skrzydło od strony kadłuba. W części kesonowej pomiędzy żebrami (zamykającym oraz gondolowym) znajduje się źródło zasilania silnika. Dźwigar wykonany w kształcie ceownika, ściana dźwigara wykonana ze struktury przekładkowej. Pasy dźwigara zbrojone rowingiem węglowego Żebra dzielone w miejscu połączenia z dźwigarem głównym i pomocniczym. Żebro zamykające oraz żebra szczątkowe gondoli silnikowej wykonane z przekładkowej węglowej płyty laminatowej o grubości 5 [mm] dla żebra zamykającego oraz 3 [mm] dla pozostałych. Powierzchnie Skrzydła wykonana ze struktury przekładkowej. Powierzchnia opływu wykonana z żelkotu EG 100T wraz z szarym barwnikiem. Lotki Lotka 20% niedzielona, nieszczelinowa niewyważona masowo, zawieszone w trzech punktach. Lotki laminatowe zamknięte listwą balsową w celu usztywnienia. Gondole Silnikowe wykonane z laminatu węglowo - aramidowego. Usztywnione dwoma żebrami szczątkowymi. Strona 14

16 . Strona 15

17 IV. Statecznik poziomy Statecznik poziomy konstrukcji skorupowej, z dwoma żebrami oraz dźwigarem rurowym. Wykonany z kompozytu szklano-węglowego. V. Głowica Statecznik w formie wraz z wklejonymi żebrami oraz dźwigarem Wykonana z tkaniny węglowej i szklanej. Wyposażona w ruchomą kulę (obracającą się wokół jednej osi), w której znajduje się minikamera o wysokiej rozdzielczości. Kula napędzana jest bezpośrednio poprzez dźwignię serwa, Cała głowica obraca się wokół osi prostopadłej do osi obrotu kuli. Jej napęd przeniesiony jest poprzez przekładnię pasową o przełożeniu większym niż 1. Uzyskano w ten sposób możliwość obrotu głowicy o 90st. w obie strony. Głowica wraz z napędem Strona 16

18 VI. System ratunkowy 1. Skrzynka spadochronowa Skrzynka wykonana z laminatu. Zawiera trzy warstwy tkaniny szklanej. Górna krawędź wyprofilowana do obrysu kadłuba. Klapka zamykająca to wycięta cześć kadłuba z laminowaną ramą wykonaną z modelarskiego pręta sprężystego. Zaczep wykonany z aluminiowych płytek grubości 1mm. Zaczep pozwala na automatyczne blokowanie klapki bez potrzeby regulowania wychyleń serwomechanizmu. 2. Mocowanie do kadłuba Mocowanie jest wykonane z aluminiowej ramy która połączona jest z kadłubem poprzez drewniane półki wykonane ze sklejki o grubości 5 mm. Aluminiowa rama pozwala na automatyczne blokowanie skrzynki spadochronowej za pomocą jednego popychacza wykonanego ze szprychy rowerowej z nyplem na końcu, służącym do regulacji napięcia sprężyny. Blokada poprowadzona jest w bowdenie z tworzywa sztucznego. Dodatkowo zamontowano sprężynę w centralnej części ramy w celu ułatwienia wyjęcia modułu z kadłuba oraz w celu niwelacji drgań i luzów na blokadzie. Strona 17

19 3. Spadochron krzyżowy Spadochrony tego typu używane są najczęściej jako spadochrony hamujące, dzięki dobrej wytrzymałości konstrukcji. Uzyskuje się to dzięki odpowiedniemu przepływowi powietrza pomiędzy prostokątami bocznymi. Ich kolejną zaletą jest również znacznie większy czas otwarcia w porównaniu do tradycyjnych spadochronów. Dzięki powolnemu otwarciu prędkość wytracana jest wolniej i co za tym idzie przeciążenia działające na ładunek, linki oraz czaszę spadochronu są mniejsze. Spadochrony tego typu najczęściej są używane w samolotach myśliwskich do wytracania prędkości. Strona 18

20 4. Spadochron pierścieniowy Spadochrony tego typu używane są najczęściej jako spadochrony ratunkowe. Ich główną zaletą jest błyskawiczne otwarcie i szybkie wyhamowanie. Wadą jest jednak to, że są używane do stosunkowo niewielkich prędkości. Oddziałują duże przeciążenia podczas tak szybkiego otwarcia. Zapewniają jednak stabilne i powolne opadanie przy stosunkowo niewielkiej powierzchni. Stosuje się pewne metody spowalniania otwarcia czaszy. Powszechnie stosowane są osłony na czaszę lub tzw. Slajdery czyli pierścienie na linki, które podczas otwarcia wstrzymują rozwarcie linek a co za tym idzie otwarcie całej czaszy. Strona 19

21 I. Zasilanie AWIONIKA II. System transmisji danych Zadaniem systemu transmisji danych jest dwukierunkowe przekazywanie parametrów lotu z samolotu do stacji naziemnej oraz przekazywanie poleceń od operatora do statku powietrznego. Aktualnie system przekazuje z samolotu takie parametry jak: współrzędne geograficzne samolotu, prędkość lotu, wysokość oraz kurs (dane z odbiornika GPS). Schemat Blokowy Systemu Transmisji Danych (linią przerywaną elementy planowane) 1. Charakterystyka Urządzeń GPS Odbiornik firmy Rikaline model 6102 charakteryzują go następujące parametry: Masa: 38 [g] Prędkość Przesyłu Informacji: Częstotliwość Odświeżania: Format Danych Wyjściowych: Poziom Sygnałów: Forma Znakowa Danych: 4800 [bps] 5 [Hz] NMEA RS-232 ASCII Strona 20

22 Komputer Pokładowy W samolocie znajduje się mikrokomputer MSC1210Y5 firmy Texas Instruments wyposażony w rdzeń 8051 oraz wysokiej klasy 24 bitowy przetwornik analogowo-cyfrowy. Jego zadaniem jest wybranie interesujących nas danych oraz przetworzenie ich do odpowiedniej ramki, która może być wysłana przez radiomodem. Radiomodem Urządzeniem odpowiedzialnym za transmisję danych między samolotem a stacją naziemną jest radiomodem firmy Soyter oparty na chipie CC100 firmy Chipcon. Charakteryzuje go łatwa konfiguracja zarówno w torze szeregowym jak i radiowym. Częstotliwość Pracy: 466 [MHz] Rozmiar Wysyłanej Ramki: 54 bajty Maksymalny zasięg: ok. 100 [m] Oprogramowanie Dla mikrokomputera MSC 1210Y5 zostało napisane oprogramowanie przetwarzające sygnał z odbiornika GPS przy użyciu języka programowania niskiego poziomu Asemblera. Strona 21

23 Dla stacji naziemnej zostało napisane oprogramowanie odbierające informacje z bezpilotowa przy użyciu języka Visual Basic. Wyświetlane są następujące parametry lotu: położenie samolotu z wizualizacją jego położenia na mapie terenu (możliwość rejestracji ścieżki lotu), prędkość, wysokość, kurs oraz czas lotu. W przyszłości mają być wyświetlane takie parametry jak stan naładowania baterii, kierunek od stacji naziemnej, wizualizacja położenia w trzech wymiarach. III. System video Dzięki systemowi video zainstalowanym na naszym bezpilotowcu możemy prowadzić obserwacje terenu w czasie rzeczywistym. W skład systemu video zainstalowanego w samolocie wchodzą: kamera, nadajnik video oraz źródło zasilania. Kamera: Przetwornik: Rozdzielczość: Czułość: Ogniskowa Obiektywu Sony 1/3 [in] 570 linii 0,3 [lux] 3,6 [mm] Strona 22

24 Nadajnik Częstotliwość Pracy: Moc: Zasięg: 2,4 [GHz] 1 [W] ok. 15 [km] Antena odbiorcza: Typ: Crevice Wzmocnienie: 17 [V] 17 [dbi] Strona 23

25 IV. Sterowanie ruchem kamery Umieszczenie kamery na głowicy o dwóch stopniach swobody znajdującej się na przedzie samolotu pozwala na obserwację przedniej, dolnej ćwiartki sfery. Sterowanie ruchami ww. kamery odbywa się drogą radiową ze stacji naziemnej, z której (po uruchomieniu odpowiedniego trybu obserwacji) wysyłane są informacje o położeniu głowy obserwatora wyposażonego w okulary multimedialne i kask zawierający w sobie urządzenie AHRS (ang. Attitude and Heading Reference System). W efekcie współpracy tych podsystemów ruchy głowy obserwatora są dokładnie odwzorowane na ruchy kamery na głowicy, a na okulary podawany jest obraz odebrany z kamery. Pozwala to operatorowi układu na odbieranie wrażeń wzrokowych symulujących jego obecność na pokładzie statku powietrznego. Cały opisany tu system obserwacji działa w oparciu o komputer PC wraz z odpowiednio dobranym przetwornikiem cyfrowo analogowym, a komunikacja pomiędzy podsystemami nawiązywana jest w oparciu o standard RS232 oraz poprzez radiowy przekaz analogowy. Aplikacja (będąca częścią oprogramowania stacji naziemnej) obsługująca układ sterowania wizją pozwala na dowolne dopasowanie wstępnej orientacji obserwatora do wyjściowej pozycji kamery, jak również na zmianę pozycji patrzę do przodu w trakcie lotu. Należy zaznaczyć, że opisany tu układ sterowania wizją nie jest jak dotąd przystosowany do użytku przez pilota samolotu, ale w przyszłości takie rozwiązanie zastosowane w kolejnych samolotach z serii PRz. Chełm wraz z Okularami Video Strona 24

26 IV. System rozpoznawania obrazu W środowisku Matlab została stworzona aplikacja analizująca obraz i mająca rozpoznać poszukiwany obiekt. Analiza filmu odbywa się poprzez rozdzielenie go na klatki i analizę każdej klatki osobno co zmniejsza szybkość i skuteczność oprogramowania. Zdjęcie Celu Zanalizowany Obraz Celu V. Naziemna stacja kontroli lotu Strona 25

27 PRÓBY W LOCIE I. Rejestracja parametrów lotu II. Próby systemu ratunkowego Strona 26

28 PRÓBY WYTRZYMAŁOŚCIOWE I. Rejestracja Eksperymentalne próby sztywnościowe skrzydła samolotu bezzałogowego. Próbom sztywnościowym poddano skrzydło samolotu bezzałogowego PR-2 Gacek. Skrzydło o konstrukcji integralnej, wypełnienie skrzydła z ażurowanego polistyrenu ekspandowanego, natomiast pokrycie z warstwy balsy klejonej żywicą epoksydową oraz wysokowytrzymałej folii termokurczliwej. Skrzynka bagnetowa o przekroju prostokątnym zrobiona ze sklejki lotniczej klejonej żywicą epoksydową i wzmocnionej rowingiem węglowym. Skrzydło wzmocniono dwoma żebrami oraz jednym półżebrem, łączonymi ze skrzynką bagnetową. W eksperymentalnych próbach sztywnościowych określono doświadczalnie położenie środka sił poprzecznych oraz dokonano pomiaru sztywności giętej. Poszukiwane wartości są niezbędne do wyznaczenia momentu skręcającego skrzydła oraz weryfikacji danych otrzymanych w drodze obliczeń metodą analityczną. W pierwszej kolejności wyznaczono SSP, a następnie znając jego położenie wyznaczono parametry sztywności giętej. Strona 27

29 1. Opis stanowiska W celu wykonania próby zbudowano stanowisko składające się z platformy do sztywnego utwierdzenia skrzydła, odbierającego wszystkie stopnie swobody jego nasadzie. Wykonano układ obciążający składający się z obejmy skrzydła, cięgien, belki poziomej i szalki z obciążnikami. Odczyt strzałki ugięcią wykonano przy pomocy dwóch teodolitów optycznych Opis przebiegu próby. Próba została przeprowadzona dla trzech przekrojów skrzydła odległych od utwierdzenia odpowiednio o y1, y2, y3. Układ obciążano stopniowo aż do wartości maksymalnej 8 [kg]. Stanowisko do pomiaru sztywności giętnej. Stanowisko do pomiaru sztywności skrętnej. Strona 28

30 II. Analiza wytrzymałościowa Etap 1 Model geometryczny, dane materiałowe, warunki brzegowe i założenie siatki elementów skończonych. Po opracowaniu modelu w programie CATIA całość eksportowano do preprocesora programu MSC.PATRAN, gdzie wprowadzone zostały dane materiałowe poszczególnych elementów składowych modelu. Założono warunki brzegowe odebrano wszystkie stopnie swobody nasadzie skrzydła na powierzchni wręgi przylegającej do kadłuba. Założono czterowęzłową siatkę tetragonalną Strona 29