POLITECHNIKA LUBELSKA WYDZIAŁ MECHANICZNY

Transkrypt

1 POLITECHNIKA LUBELSKA WYDZIAŁ MECHANICZNY KATEDRA TERMODYNAMIKI, MECHANIKI PŁYNÓW I NAPĘDÓW LOTNICZYCH STUDENCKIE KOŁO NAUKOWE NAPĘDY LOTNICZE Projekt koncepcyjny statku bezzałogowego PLL-1 A conceptual design of an unmanned aircraft PLL-1 Lublin 2013

2 Spis treści Spis treści Wprowadzenie Geneza projektu Harmonogram prac nad PLL Koncepcja systemu Założenia Układ BSL oraz główne parametry geometryczne i masowe Konstrukcja i podział komponentów Opis elementów użytych w konstrukcji statku PLL1 Predator: Pakiet napędowy LiPolRobbeRoxxy-Power ZX 2S 2700mAh 25C z BID-Chipem Opis misji i sposób ich realizacji Zespół napędowy Osiągi Opis konstrukcji i budowy Opis budowy form Badania stanowiskowe zespołu napędowego Koncepcja BSL PLL Badania symulacyjne opływu kadłuba PLL-1 oraz wstępna analiza aerodynamiczna Rozwój BSP PLL Opis poszczególnych zespołów napędowych Spis literatury Spis rysunków

3 1. Wprowadzenie 1.1. Geneza projektu STUDENCKIE KOŁO NAUKOWE NAPĘDY LOTNICZE Bezzałogowy Statek Latający PLL-1 Predator jest projektowany przez grupę studentów Wydziału Mechanicznego Politechniki Lubelskiej, w ramach pracy Studenckiego Koła Naukowego Napędy Lotnicze (opiekun: dr inż. Piotr Jakliński). Początki prac nad obecnym projektem sięgają roku 2012, kiedy to rozpoczęto projekt wstępny aparatu latającego PLL-1. Konstrukcja PLL-1 z braku dostatecznego doświadczenia ekipy w tego typu przedsięwzięciu miała bazować na mało nowoczesnych materiałach i technologiach. Konstrukcja nośna miała zostać wykonana z profili aluminiowych natomiast poszycie z foli używanej w modelarstwie. Jednak w tym czasie liderzy koła odbyli ponadprogramowe praktyki zawodowe w Instytucie Lotnictwa gdzie odbywały się prace nad projektem Technologia wdrożenia do praktyki gospodarczej nowego typu wiropłatowego statku powietrznego. Studenci pracowali w dziale kompozytów gdzie wykonywali prace inżynierskie zwłaszcza laminowanie elementów konstrukcji wiatrakowca. Dodatkowo studenci brali udział w Międzyuczelnianych Inżynierskich Warsztatach Lotniczych organizowany przez Stowarzyszenie Młodych Inżynierów Lotnictwa. Po tych zdarzeniach podejście do statku bezzałogowego diametralnie się zmieniło. Podjęto prace nad modyfikacją konstrukcji. Doświadczenie zdobyte podczas praktyk w dziedzinie kompozytów pozwoliło na stasowanie nowoczesnych materiałów przy użyciu nowych technologii laminowania. Docelowo aparat latający ma być latającym skrzydłem tzn. konstrukcją bez wyodrębnionego kadłuba. Pozwoli to na wyeliminowanie innych części składowych statku (m.in. kadłuba, ogona) teoretycznie spowoduje maksymalne zmniejszenie oporu powietrza. Dodatkowo postawiono na wielofunkcyjność urządzenia zakładając, że ma to być aparat pionowego startu ze zmiennym wektorem siły ciągu

4 2. Harmonogram prac nad PLL-1 Prace nad projektem Bezzałogowego aparatu latającego zostały ściśle objęte w ramach czasowych. Stąd składa się on z kilku etapów, które przedstawiono poniżej. Etapy zrealizowane 1. Sformułowanie wstępnych założeń do projektu 2. Zaprojektowanie geometrii kadłuba przy użyciu zaawansowanych narzędzi inżynierskich, takich jak: CATIA v5, FLUENT, XFLR 3. Wykonanie stanowiska do badań zespołu napędowego statku powietrznego i jego sterowania (wstępne badania). 4. Zaprojektowanie rozmieszczenia elementów wykonawczych/sterujących na płatowcu. 5. Wykonanie wzornika/kopyta potrzebnego do wykonania foremnika kadłuba z włókna szklanego. Etapy zaplanowane do zrealizowania 6. Wylaminowanie kadłuba z włókna węglowego 7. Wydruk osłon, gondoli silnikowych, elementów przy użyciu narzędzi do szybkiego prototypowania (drukarki 3D w tym drutowe do ABS) Tab Harmonogram prac obejmujący koniec 2012 r. do kwietnia 2013 r. Etapy projektu Harmonogram pracy nad PLL Tab Harmonogram prac obejmujący okres od maja 2013 r. Etapy projektu Harmonogram pracy nad PLL

5 Koncepcja systemu 3.1. Założenia Prace kół naukowych powinny konkurować z innymi pracami biorąc udział w różnego rodzaju konkursach. Ten projekt musi być zgodny z regulaminem konkursu Bezzałogowy Statek Powietrzny (BSP) organizowany przez Stowarzyszenie Młodych Inżynierów Lotnictwa. Jednak przewiduję się również inne jego zastosowanie. Podstawowe wymagania stawiane przez regulamin konkursu przed systemem to: maksymalna masa startowa nie może przekraczać 5 kg, w stanie gotowym do transportu płatowiec musi mieścić się w pojemniku transportowym o wymiarach wewnętrznych 1000 x 300 x 350 mm, BSP musi być wyposażony w system odzysku, zapewniający wyhamowanie prędkości lotu i bezpieczne lądowanie z prędkością pionową nie przekraczającą 7m/s. Założenia dodatkowe projektu, nie zawsze wynikające z regulaminu konkursu BSP: duża powtarzalność w przypadku wykonania produkcji seryjnej, konstrukcja w całości wykonana z materiałów kompozytowych. 4. Układ BSL oraz główne parametry geometryczne i masowe Przy wyborze układu płatowca kierowano się innowacyjnością i wielofunkcyjnością. Wybrany układ płatowca to latające skrzydło. Do doboru głównych parametrów geometrycznych płatowca wykorzystano przede wszystkim metody statystyczne i empiryczne, ze szczególnym uwzględnieniem fragmentu regulaminu konkursu narzucającego pojemnik transportowy. Wyznaczone parametry masowe płatowca są przybliżonymi wartościami spodziewanymi, zostaną one doprecyzowane na etapie projektu wstępnego, po analizie zagospodarowania miejsca wewnątrz samolotu

6 Główne parametry BSL: Płat: profil CLARKY 15% powierzchnia 0,208 m 2 kąt wzniosu płata: 5 Maksymalna masa startowa2,5 kg masa struktury nośnej 1kg masa wyposażenia 0,5 kg masa akumulatorów:0,51 kg masa zespołu napędowego: 0,27kg STUDENCKIE KOŁO NAUKOWE NAPĘDY LOTNICZE 4.1. Konstrukcja i podział komponentów Płatowiec ma zostać wykonany w całości z materiałów kompozytowych. Cały kadłub będzie posiadał strukturę przekładkową z wypełniaczem ulowym i okładzinami z kompozytu szklano-epoksydowego ze wzmocnieniami z włókien węglowych i aramidowych. Dźwigary natomiast wykonane z materiałów kompozytowych, jako pasy z rowingu węglowego gdzie ścianka dźwigara będzie przekładką z wypełniaczem piankowym. W celu umożliwienia transportu płatowiec będzie częściowo demontowany. Demontowane będą jednostki napędowe z gondolami, natomiast kadłub zostanie podzielony na trzy części płaszczyznami równoległymi do płaszczyzny symetrii wydzielając tym samym część środkową, która będzie zawierała główne elementy wyposażenia radioelektronicznego oraz głowicę obserwacyjną. Lewy i prawy statecznik pionowy mocowany będzie w sposób demontowalny od kadłuba. W części środkowej również zawarty zostanie układ odzysku aparatu

7 Opis elementów użytych w konstrukcji statku PLL1 Predator: Silnik bezszczotkowyroxxy BL-Outrunner 2827/26 Rys 4.1. Silnik bezszczotkowyroxxy BL-Outrunner 2827/26 zastosowane w konstrukcji BSL Specyfikacja: Zasilanie: 2-3cele LiPol ( VDC), 6-10 cel NiCd/NiMh, Prąd maksymalny/chwilowy (60s):6-10A/12A, Kv (obroty bez obciążenia): 930 obr/v, Zalecane śmigło: 7x4 do 8x5, Efektywność: 78%, Moc wyjściowa silnika (na wale): 110W, Maksymalny ciąg statyczny: ok. 820g, Waga silnika z kablami i konektorami: 57g, Wymiary: 28.8x29mm, Średnica wału: 3.17mm, Opis: Silniki te przeznaczone są do bezpośredniego napędu (bez przekładni) w modelach samolotów i łódek. Silniki Roxxy wykonane są w technologii CNC w oparciu o wysokiej jakości magnesy neodymowe

8 Śmigło APC 7x5EP Electric Rys 4.2. Śmigło APC 7x5EP Electric zastosowane w konstrukcji BSL Specyfikacja: Średnica: 7" (177.8mm), Skok: 5" (127mm), Grubość przy piaście: 8.75mm, Średnica otworu: 6.3mm, (w komplecie dwa pierścienie centrujące). Waga: 7.8g Opis: Specjalnie zaprojektowane śmigło do modeli z napędem elektrycznym bezpośrednim. Wykonane z kompozytowego tworzywa, kolor szary. Śmigło posiada duży ciąg w bardzo szerokim zakresie obrotów śmigła

9 Hitec HS-635HB High-Torque Karbonite Gear Servo Rys 4.3. Hitec HS-635HB High-Torque Karbonite Gear Servo zastosowane w konstrukcji BSL Specyfikacja: Prędkość: 0.18 sec/60 o przy 4.8V oraz 0.15 sec/60 o przy 6.0V Siła (moment): 5.0 kg/cm przy 4.8V oraz 6.0 kg/cm przy 6.0V Wymiary: 39.8x19.8x38.8mm Waga: 52.1g Opis: Serwo te jest następcą HS-605BB. Przeznaczone do modeli samolotów RC o masie do 5.5kg, samochodów RC, oraz modeli śmigłowców klasy 50. Serwo na dwóch łożyskach kulkowych na osi wyjściowej

10 G-200 Piezo GyroRobbe Rys 4.4. Piezoelektryczny ultra-mały żyroskop G-200 Robbe. Opis: Idealny do heli, spalinowych jak i elektrycznych, również do samolotów. Do stabilizacji wirnika ogonowego w śmigłowcach, lub dowolnej powierzchni sterowej obsługiwanej przez jedno serwo w modelach samolotów. Wskazane do współpracy dobre i szybkie serwo analogowe lub cyfrowe. Piezoelektryczny detektor zapewnia dużą czułość jak również bardzo szybki czas reakcji przewyższający kilkukrotnie żyroskopy mechaniczne. Czułość żyroskopu sterowana jest potencjometrem w żyroskopie. Zintegrowana zwarta i lekka konstrukcja, obudowa zapewniająca ekranowanie układu od wpływów elektrostatycznych i elektromagnetycznych. Przeznaczony do małych i średnich śmigłowców RC. Specyfikacja: Wymiary: 27x27x13mm Waga: 20g Napięcie zasilania: V

11 ROXXY-BL Micro 10A mikro regulator do bezszczotkowcówrobbe Rys 4.5. ROXXY-BL Micro 10A mikro regulator do bezszczotkowców Robbe zastosowany w konstrukcji BSL Opis: Bardzo mały, lekki ale wysoce wydajny mikro regulator do bezszczotkowców dedykowany dla modeli halowych lub typu Slowfly. Szeroki zakres napięcia dla pakietów 2-4 celowych LiPo. Wysoka częstotliwość pracy dająca unikatowe czucie kontroli. Funkcje regulatora: włączony lub wyłączony hamulec, programowalne odcięcie przy małym napięciu akumulatorów LiPo lub Ni-xx, Power-On-Reset, programowalny typ startu silnika: Normal / Soft / Super-Soft, programowalny timing silników (dla biegunowych silników), mocny układ BEC 5V/1A, Specyfikacja: Zasilanie: 2-4 cele LiPol ( vDC), 5-12 ogniw NiCd/NiMH ( vDC) Waga: 9g,

12 Prąd ciągły: 10A, Prąd chwilowy: 12A (10 sek.), Wymiary: 27x17x6mm, BEC: 5V / 1A. Kołpak duraluminiowy 32mm do śmigła dwułopatowego, matowy do napędów elektrycznych z piastą 3.17mm. Rys 4.6. Kołpak duraluminiowy 32mm do śmigła dwułopatowego zastosowanego w konstrukcji Opis: Kołpak wykonany w technologii CNC. Wysoka jakość wykonania, doskonały wygląd, mała masa. Kompletny kołpak z piastą na wał silnika. Wykończenie: matowy naturalny kolor aluminium. Specyfikacja: Średnica kołpaka: 32mm, Wysokość całkowita: 32mm, Średnica otworu na wał silnika: 3.17mm

13 Średnica piasty na śmigło: 5mm, Ilość łopat: 2, Waga: 9.5g STUDENCKIE KOŁO NAUKOWE NAPĘDY LOTNICZE Pakiet napędowy LiPolRobbeRoxxy-Power ZX 2S 2700mAh 25C z BID-Chipem. Rys 4.7. Pakiet napędowy LiPol Robbe Roxxy-Power ZX 2S 2700mAh 25C z BID-Chipem zastosowany w konstrukcji Opis: Pakiet posiada silikonowe przewody prądowe oraz do balancera ze złączem JST-EHR. Akumulator ma w zestawie kość BID-Chip. BID-System jest to układ zapamiętujący parametry akumulatora, BID-Chip jest przyklejony do akumulatora, i podczas ładowania lub rozładowania akumulatora podłączamy specjalnym kablem do ładowarki Robbe obsługującej system BID. Specyfikacja: napięcie 7.4V (max. 8.4V min. 6.0V) dopuszczalne rozładowanie 3.00V/celę), kombinacja cel / ilość: 2s1p / 2szt.,

14 pojemność nominalna: 2700mAh, energia zakumulowana: 20.0Wh, prąd rozładowania : 67.5A (25C) ciągły, 135.0A (50C) chwilowy, prąd ładowania typowy: 2.7A (1C), prąd maksymalny ładowania: 10.8A (4C - skraca liczbę cykli akumulatora o ok 10%), wymiary pakietu: 11x45x132mm, waga pakietu z kablami: 153g, kable prądowe silikon 3.3mm 2, złącze do balancera, kable 0.20mm 2, izolacja silicon, w standardzie JST-EHR z rozstawem pinów 2.54mm, zalecane temperatury pracy: C (niższa lub wyższa temperatura powoduje zmniejszenie pojemności użytecznej ogniwa) dotyczy wszystkich akumulatorów (NiCd, NiMh, LiPol, Pb), 4.2. Opis misji i sposób ich realizacji Zadanie jakie stoi przed aparatem latającym polega na odpowiednim jego przygotowaniu do lotu i starcie, a następnie na znalezieniu w obszarze o powierzchni 1km2 celu o wymiarach 1,5 x1,5 m. Po znalezieniu i zidentyfikowaniu celu należy podać jego współrzędne geograficzne i utrzymać obserwację. Częścią zadania jest również przelot po założonej trasie i lądowanie, najlepiej przy użyciu spadochronu. Dużym atutem systemu BSP będzie automatyczne wykonanie elementów misji (start, przelot po określonej trasie, obserwacja celu, lądowanie). Do wykonania tej misji BSL będzie posiadał ruchomą głowicę obserwacyjną wyposażoną w kamerę oraz aparat fotograficzny. Obrazy z kamery i aparatu przekazywane będą w czasie rzeczywistym do stacji naziemnej, dzięki której, jej operator będzie przeprowadzał obserwację terenu. Po zlokalizowaniu celu, zadaniem operatora stacji naziemnej jest stała obserwacja oraz wykonanie zdjęć z powietrza

15 4.3. Zespół napędowy Elementy zespołów napędowych: Silniki: BL-OutrunnerRoxxy 2827/26 Śmigła: APC 7x5EP Electric STUDENCKIE KOŁO NAUKOWE NAPĘDY LOTNICZE Akumulatory RobbeLiPolRoxxy-Power ZX 2S 2700mAh 25C Regulatory ROXXY-BL Micro 10A Osiągi zespołu napędowego: maksymalny ciąg statyczny: 4,8[kg] obroty:8000obr/min] pobierany prąd: 10[A] 4.4. Osiągi Prędkość minimalna: 6 [m/s] Prędkość maksymalna w locie poziomym: 15[m/s] 5. Opis konstrukcji i budowy 5.1. Opis budowy form Foremniki zostaną wykonane na kopycie. Kopyto kadłuba zostanie wykonane w sposób pośredni poprzez stworzenie konstrukcji żebrowo wręgowej przedstawionej na rys Rys 5.1. Model konstrukcji żebrowo wręgowej Konstrukcja żebrowo- wręgowa powstała z tektury, po czym utwardzono ją cyjanoakrylanem

16 Rys 5.2. Konstrukcja żebrowo-wręgowa przed utwardzeniem Rys 5.3. Konstrukcja żebrowo-wręgowa po sklejeniu i utwardzeniu Tekturowe żebra oraz wręgi sklejono klejem butapren i utwardzono cyjanoakrylem. Tak przygotowane kopyto mogło zostać wypełnione niskociśnieniową pianką montażową jak na rys Rys 5.4.Konstrukcja żebrowo-wręgowa wypełniona pianką

17 Wypełnione pianką komory między żebrowe zostały docięte, dotarte, pomalowane farbą akrylową a następnie pokryte szpachlą. Rys 5.5. Konstrukcja żebrowo-wręgowa po docięciu pianki Rys 5.6. Połowa kopyta kadłuba w trakcie szpachlowania Rys 5.7. Obie połowy kopyta (wzornika) po szpachlowaniu

18 Rys 5.8. Widok obu części wzornika kadłuba 5.2. Badania stanowiskowe zespołu napędowego Ze względu na skomplikowany sposób sterowania statku poprzez zmianę wektora siły ciągu została wykonana specjalna rama z profili aluminiowych. Służy ona do badań stanowiskowych i prób naziemnych układu sterowania. Rys 5.9. Rama do badań stanowiskowych

19 Rys Sposób zamontowania zespołów napędowych podczas badań stanowiskowych. 6. Koncepcja BSL PLL-1 Na rys. 5.1 i 5.2 przedstawiono koncepcję projektowanego statku bezzałogowego PLL-1 Predator. Rys 6.1. Koncepcja bezzałogowego statku latającego PLL

20 Rys 6.2. Koncepcja bezzałogowego statku latającego PLL-1 7. Badania symulacyjne opływu kadłuba PLL-1 oraz wstępna analiza aerodynamiczna Na poniższych rysunkach przedstawiono wstępne wyniki symulacji oraz charakterystyki aerodynamiczne. Pierwsze podejście do analiz aerodynamicznych opierało się o program XFLR 5. Jest to narzędzie do analiz profile lotniczych, płatów nośnych jak i całych statków powietrznych pracujących przy małych liczbach Reynoldsa. Kolejne prace w tym zakresie odbywają się już przy użyciu bardziej uniwersalnego programu z pakietu Ansys jakim jest Fluent

21 Rys 7.1. Badania opływu kadłuba PLL-1 Rys 7.2. Badania opływu kadłuba PLL

22 Rys 7.3. Podstawowe charakterystyki aerodynamiczne statku PLL-1 Geometria do badań numerycznych została stworzona w systemie CATIA v5. Cały projekt jest prowadzony w wirtualnym środowisku CATIA v5, dzięki czemu możliwe jest wykorzystanie symulacji numerycznych w czasie kolejnych etapów projektowania statku powietrznego. Model został stworzony w module Generative Shape Design wykorzystując technikę modelowania powierzchniowego. Geometria kadłuba statku powietrznego bazuje na kształcie profilu CLARKY15, jest to profil typu pół-wypukłego o grubości 15% długości cięciwy. Na potrzeby badań CFD potrzebny był model bryłowy konstruowanego statku, dlatego w module Part Design systemu CATIA v5 model powierzchniowy został zamknięty w model bryłowy

23 Rys 7.4. Model 3D do badań CFD Przygotowana w programie CAD geometria została zaimportowana do środowiska ANSYS Workbench, do modułu Design Modeler. Pozwoliło to wykonać kolejne kroki przygotowujące geometrię do badań CFD. Istotą badań z zakresu komputerowej mechaniki płynów nie jest jak w przypadku analiz FEM bezpośrednia analiza badanego obiektu lecz analiza skończonej objętości badanego płynu, w tym przypadku powietrza. W tym wypadku dzięki narzędziom Design Modelera w bardzo łatwy sposób została utworzona objętość płynu zawierająca kształt badanego kadłuba. W każdym kierunku ściany zamkniętego prostopadłościanu zostały oddalone od badanego obiektu o 2000 mm zapewniając brak oddziaływania ścian na wyniki symulacji. Kolejnym krokiem w przygotowaniu matematycznego modelu badanego płynu był podział na skończoną liczbę elementów. Zadanie to zostało wykonane dzięki modułowi ANSYS Meshing pakietu ANSYS Workbench. Siatka została utworzona z elementów, zawierających elementy typu TET4 oraz WED6 na potrzebny zamodelowania warstwy przyściennej. Warstwa przyścienna uwzględniona przy modelowaniu siatki pozwala w sposób prawidłowy odwzorować zachowanie się płynu przy powierzchni obiektu. Kompletna siatka posłużyła do dalszych analiz aerodynamicznych w module ANSYS Fluent. Warunki brzegowe do badań zostały przedstawione na rys. 14 oraz rys. 15. Dla trzech

24 kątów natarcia została ustalona stała prędkość 15 m/s przy temperaturze 293 K. Wartość intensywności turbulencji dla badanego przypadku ustalono na 1%, a wymiar charakterystyczny 0,28 m. Rys 7.5 Siatka na powierzchni kadłuba Rys 7.6 Własności na wlocie powietrza

25 Rys 7.7 Temperatura na wlocie powietrza Kąt natarcia 0 Rys 7.8 Mapy ciśnień - widok izometryczny

26 Rys 7.9 Mapy ciśnień - widok z przodu Rys 7.10 Mapy ciśnień - widok z boku

27 Rys 7.11 Mapy ciśnień - widok z góry Rys 7.12 Mapy ciśnień - widok z dołu Tab Wielkość sił aerodynamicznych dla kąta natarcia 0 Siła nośna Pz Siła oporu Px Siła poprzeczna Py [N] [N] [N]

28 Kąt natarcia 5 Rys 7.13 Mapy ciśnień - widok izometryczny Rys 7.14 Mapy ciśnień - widok z przodu

29 Rys 7.15 Mapy ciśnień - widok z boku Rys 7.16 Mapy ciśnień - widok z góry

30 Rys Mapy ciśnień - widok z dołu Tab Wielkość sił aerodynamicznych dla kąta natarcia 5 Siła nośna Pz Siła oporu Px Siła poprzeczna Py [N] [N] [N]

31 Kąt natarcia 10 Rys 7.18 Mapy ciśnień - widok izometryczny Rys 7.19 Mapy ciśnień - widok z przodu

32 Rys 7.20 Mapy ciśnień - widok z boku Rys 7.21 Mapy ciśnień - widok z góry

33 Rys 7.22 Mapy ciśnień - widok z dołu Rys 7.23 Mapy ciśnień - przekrój centralny i powierzchnia kadłuba

34 Rys Linie strumienia płynu opływające kadłub Tab Wielkość sił aerodynamicznych dla kąta natarcia 10 Siła nośna Pz Siła oporu Px Siła poprzeczna Py [N] [N] [N] Zestawienie uzyskanych wyników sił aerodynamicznych i ich momentów w zależności od kąta natarcia Tab 7.4. Wielkości sił i momentów działających na kadłub w zależności od kąta natarcia Kąt natarcia [ ] Siła nośna Pz [N] Siła oporu Px [N] Siłą poprzeczna Py [N] 0 7, , , ,7094 2, , ,1911 3, ,

35 Siła nośna [N] STUDENCKIE KOŁO NAUKOWE NAPĘDY LOTNICZE Pz Px ,5 5 7, ,5 Kąt natarcia Rys Wpływ kąta natarcia na siłę nośną generowaną przez kadłub 8. Rozwój BSP PLL-1 Na poniższych rysunkach przedstawiono modele złożeniowe projektowanego BSL PLL-1 Rys 8.1. Rzut z góry

36 Rys 8.2. Rzut z przodu Rys 8.3. Rzut z boku

37 Rys 8.4. Widok izometryczny 8.1. Opis poszczególnych zespołów napędowych Na rys. 7.5 przedstawiono gondole silnikową na końcu skrzydła. Rys 8.5. Widok gondoli

38 Gondola silnikowa składa się z dwóch połówek górnej i dolnej. Obie połówki drukowane są z ABS. Na połączeniu gondoli ze skrzydłem zamocowana jest tuleja, która mocuje gondolę i rurkę. Tuleja jest wyfrezowana ze stali. Rurka jest osią obrotu gondoli, wykonana jest z aluminium. Tuleja mocowana jest za pomocą dwóch śrub. Od wewnątrz gondoli znajdują się nakrętki umocowane w taki sposób, że dokręcanie śrub na tulei nie powoduje obrotu nakrętek. Dzięki temu otrzymujemy mocne połączenie tulei i gondoli. Tuleja z osia obrotu ma połączenie kształtowe, dzięki temu nie mamy luzów, które utrudniają sterowanie. Dodatkowo mocowanie zostanie zabezpieczone zawleczkami. Zawleczki pełnią również rolę elementów, dzięki którym po wyjęciu możemy demontować gondolę. Dzięki takiemu rozwiązaniu transport staje się łatwiejszy, bo zmniejszamy gabaryty samolotu. W gondoli znajdują się dwa silniki elektryczne. Jeden silnik napędza śmigło ciągnące a drugi pchające. W środku znajduje się miejsce na okablowanie obu silników. Kable wyprowadzone są z gondoli otworami w tulei mocującej gondolę. Obie połówki gondoli mocowane są ze sobą za pomocą czterech śrub wkręcanych od dołu. W górnej połówce znajdują się nakrętki zamontowane w sposób eliminujący obrót własny podczas wkręcania śrub. Od dołu na śruby zakłada się zaślepki. Dodatkowo od strony silników gondole posiadają zatrzaski. Dodatkowo gondole posiadają wypustki i otwory pełniące role elementów ustalających. Gondola lewa i prawa są symetryczne względem osi podłużnej samolotu, jednak nie są zamienne

39 Rys 8.6. Górna część gondoli, 2. silnik elektryczny, 3. dolna część gondoli, 4. śruba mocująca, 5. tuleja, 6. rurka, 7. zatrzask

40 Gondola silnikowa na stateczniku pionowym Rys 8.7. Widok gondoli tylnej Gondola tylna składa się z dwóch części. Obie drukowane są z ABSu. Jedna strona posiada specjalny uchwyt na mocowanie silników oraz serwomechanizmu. Za pomocą dwóch śrub mocowana jest druga połówka. W gondoli tylnej podobnie jak w gondolach bocznych znajdują się dwa silniki elektryczne. Obrót gondoli realizowany jest poprzez ruch obrotowy serwomechanizmu zamocowanego nieruchomo do gondoli a osia obrotu zamocowaną nieruchomo do statecznika

41 Rys 8.8. Opis gondoli tylnej, 1. Połówka gondoli, 2. silnik elektryczny, 3. serwomechanizm, 4. śruba mocująca obie połówki

42 9. Spis literatury STUDENCKIE KOŁO NAUKOWE NAPĘDY LOTNICZE [1]. Lebiediew A., Strażewa I., Sacharow G.: Aeromechanika Samolotu, Wydawnictwo Ministerstwa Obrony Narodowej, Warszawa 1958; [2]. A. Wełyczko: Sztuka modelowania powierzchniowego, Gliwice Helion 2010r.; [3]. A.Wełyczko: Przykłady efektywnego zastosowania systemu w projektowaniu mechanicznym, Gliwice Helion 2010r. ; [4]. J. Bukowski: Mechanika Płynów, Warszawa PWN 1970r. ; [5]. M. Dubiel, G. Szostak i.in.: Bezzałogowy aparat latający PR-9 Tukan- Dokumentacja techniczna, Studenckie Koło Naukowe Lotników, Politechnika Rzeszowska 2011;

43 10. Spis rysunków Rys 3.1. Silnik bezszczotkowyroxxy BL-Outrunner 2827/26 zastosowane w konstrukcji BSL Rys 3.2. Śmigło APC 7x5EP Electric zastosowane w konstrukcji BSL Rys 3.3. Hitec HS-635HB High-Torque Karbonite Gear Servo zastosowane w konstrukcji BSL Rys 3.4. Piezoelektryczny ultra-mały żyroskop G-200 Robbe Rys 3.5. ROXXY-BL Micro 10A mikro regulator do bezszczotkowców Robbe zastosowany w konstrukcji BSL Rys 3.6. Kołpak duraluminiowy 32mm do śmigła dwułopatowego zastosowanego w konstrukcji Rys 3.7. Pakiet napędowy LiPol Robbe Roxxy-Power ZX 2S 2700mAh 25C z BID-Chipem zastosowany w konstrukcji Rys 5.1. Model konstrukcji żebrowo wręgowej Rys 5.2. Konstrukcja żebrowo-wręgowa przed utwardzeniem Rys 5.3. Konstrukcja żebrowo-wręgowa po sklejeniu i utwardzeniu Rys 5.4.Konstrukcja żebrowo-wręgowa wypełniona pianką Rys 5.5. Konstrukcja żebrowo-wręgowa po docięciu pianki Rys 5.6. Połowa kopyta kadłuba w trakcie szpachlowania Rys 5.7. Obie połowy kopyta (wzornika) po szpachlowaniu Rys 5.8. Widok obu części wzornika kadłuba Rys 5.9. Rama do badań stanowiskowych Rys Sposób zamontowania zespołów napędowych podczas badań stanowiskowych Rys 6.1. Koncepcja bezzałogowego statku latającego PLL Rys 6.2. Koncepcja bezzałogowego statku latającego PLL Rys 7.1. Badania opływu kadłuba PLL Rys 7.2. Badania opływu kadłuba PLL Rys 7.3. Podstawowe charakterystyki aerodynamiczne statku PLL Rys 7.4. Model 3D do badań CFD Rys 7.5 Siatka na powierzchni kadłuba Rys 7.6 Własności na wlocie powietrza Rys 7.7 Temperatura na wlocie powietrza Rys 7.8 Mapy ciśnień - widok izometryczny Rys 7.9 Mapy ciśnień - widok z przodu Rys 7.10 Mapy ciśnień - widok z boku Rys 7.11 Mapy ciśnień - widok z góry Rys 7.12 Mapy ciśnień - widok z dołu Rys 7.13 Mapy ciśnień - widok izometryczny Rys 7.14 Mapy ciśnień - widok z przodu Rys 7.15 Mapy ciśnień - widok z boku Rys 7.16 Mapy ciśnień - widok z góry Rys Mapy ciśnień - widok z dołu Rys 7.18 Mapy ciśnień - widok izometryczny Rys 7.19 Mapy ciśnień - widok z przodu Rys 7.20 Mapy ciśnień - widok z boku

44 Rys 7.21 Mapy ciśnień - widok z góry Rys 7.22 Mapy ciśnień - widok z dołu Rys 7.23 Mapy ciśnień - przekrój centralny i powierzchnia kadłuba Rys Linie strumienia płynu opływające kadłub Rys Wpływ kąta natarcia na siłę nośną generowaną przez kadłub Rys 8.1. Linie strumienia płynu opływające kadłub Rys 8.2. Rzut z przodu Rys 8.3. Rzut z boku Rys 8.4. Widok izometryczny Rys 8.5. Widok gondoli Rys 8.6. Górna część gondoli, 2. silnik elektryczny, 3. dolna część gondoli, 4. śruba mocująca, 5. tuleja, 6. rurka, 7. zatrzask Rys 8.7. Widok gondoli tylnej Rys 8.8. Opis gondoli tylnej, 1. Połówka gondoli, 2. silnik elektryczny, 3. serwomechanizm, 4. śruba mocująca obie połówki