CC BY
55
реальных пожарах равномерный прогрев конструкций маловероятен, то указанная температура может быть принята в качестве критерия огнестойкости, так как расслоение композитного материала ведет к быстрой потере его прочностных характеристик. При этом, в соответствии с графиком, представленном на рисунке 2, температура, при которой начинаются самоускоряющиеся процессы пиролиза полимера составляет не менее 200 °С. Таким образом, приняв температуру 150 °С в качестве критической, обеспечивается необходимый запас до начала термического разложения материала. В соответствии с рисунком 2 и ГОСТ 30402 [3] композитные материалы, армированные стекловолокном, на основе изофталевой смолы следует относить к умеренно воспламеняемым с группой воспламеняемости В2.
Список использованной литературы
1. ГОСТ 8-207-76 Межгосударственный стандарт. Прямые измерения с многократными наблюдениями. Методы обработки результатов наблюдений. -Введ. 01.01.1977 - М.: Издательство стандартов, 1977. - 10 с.
2. ГОСТ 12.1.044-89. Система стандартов безопасности труда. Пожаровзрывоопасность веществ и материалов. Номенклатура показателей и методы их определения - Введ. 01.01.1991 г. - М.: ФГУП ЦНИИСК им. В.А. Кучеренко, 1991. - 104 с.
3. ГОСТ 30402-96. Материалы строительные. Методы испытания на воспламеняемость - Введ. 30.03.1997 г. - М.: ФГУП ЦНИИСК им. В.А. Кучеренко, 1997. - 27 с.
ИССЛЕДОВАНИЕ ДВИЖЕНИЯ ПЯТИЗВЕННОГО ОРНИТОПТЕРА
ПРИ ВЗЛЕТЕ
С.В Ефимов, доцент, к.т.н.
Н.И. Попов, начальник адъюнктуры, к.т.н.
Р.Ю. Поляков, преподаватель Воронежский институт ГПС МЧС России, г. Воронеж
С развитием робототехники и сопутствующих технологий все больший интерес проявляется к бионике - науке, которая изучает явления и процессы в живых организмах, с целью создания электронных приборов, работающих по тем же принципам. Бионика позволяет создавать конструкторские и дизайнерские решения, а так же информационные технологии, используя в них идеи природы. Интерес к летающим роботам с машущим крылом в последние годы значительно возрос, что связано с появлением новых легких композиционных материалов и управляемых малогабаритных электроприводов [1-6]. В данной работе разрабатывается математическая модель пятизвенного
летающего робота, которая позволяет изучить основные закономерности движения орнитоптера в полете.
Объектом исследования является летательный аппарат с машущими крыльями (рис.). Он состоит из корпуса 1 и крыльев, состоящих, в свою очередь, из двух звеньев - 2, 3 и 4, 5. Для изучения движения такого объекта воспользуемся связанной (относительной) системой координат О 'х 'у 2', начало которой совпадает с центром тяжести корпуса орнитоптера СОсь О 'х' такой системы координат направлена параллельно продольной оси корпуса орнитоптера, ось О'у' направлена перпендикулярно плоскости крыльев и оси О'х' [7-10].
Далее будем рассматривать движение робота в плоскости Оуг абсолютной системы координат. Положение робота на плоскости полностью определяется координатами и у}, а конфигурация звеньев - углами ф}, ф2, ф3,
ф4, ф5-
Под Я}, Я2, Я3, Я4, Я5 указаны полные аэродинамические силы, действующие на звено, а под Я\ Я^3, Я\, Ял5 - боковые составляющие аэродинамических сил, возникающие за счет обтекания крыла воздушным потоком. В точках соединения звеньев установлены приводы, создающие крутящие моменты М21, М32, М41, М54, позволяющие звеньям двигаться друг относительно друга. Также, на звенья действуют силы тяжести 0}, 02, 03, 04, О5.
Предположим, что крылья летательного аппарата двигаются синхронно,
т.е. м12 = -м41, м32 = -м54 и <2 = -<4, <3 = -<5.
о —--
21
Рис. Расчетная схема робота (на схеме точки приложения аэродинамических сил условно обозначены в центрах симметрии звеньев)
При моделировании движения объекта примем следующие допущения: все звенья летательного аппарата - абсолютно твердые недеформируемые тела; каждое из звеньев представляет собой стержень длиной 1 и массой ши сосредоточенной в центре симметрии звена С Величины боковых составляющих аэродинамических сил Я ЯЛ2, ЯЛ3, Я 4 ЯЛ5 настолько малы, что ими можно пренебречь.
Приведенные полные аэродинамические силы Я], Я2, Я3, Я4, Я5 сосредоточены центрах тяжести эпюр распределенных по крылу аэродинамических сил, и рассчитываются как:
Я = Сг . Б, - ,
где р - массовая плотность воздуха;
V - скорость точки приложения приведенной силы Я{ относительно воздуха.
- эффективная площадь звена крыла, зависящая от угловых перемещений:
Сг - безразмерный коэффициент полной аэродинамической силы, определяющийся как
Сг Су ^ Сх,
где Су - коэффициент подъемной силы звена;
Сх - коэффициент силы сопротивления воздуха.
Су и Сх определяются, исходя из угла атаки и формы звена крыла орнитоптера.
Определение значений обобщенных координат вектора д=в различные моменты времени при известных моментах щ, ЫЪ1, М41, М54,
являющихся функциями времени I.
Будем производить моделирование таких типов движения, при которых моменты, действующие на звенья крыльев, равны по величине и противоположны по направлению, т.е. синхронных типов движения
( М!2 = -М415 М32 = -М54 ).
Пусть в начальный момент времени крылья орнитоптера расправлены и подняты вверх, при этом корпус его перпендикулярен поверхности земли, т.е. оси х абсолютной системы координат. В этом состоянии имеем ф1 = т,ф2 = т,ф3 = т,ф4 = -т,ф5 = -т (см. этап 1, начальное положение).
На первом этапе в точках О2, О4 начинают действовать моменты М32, М54, заставляющие звенья 3 и 5 совершить поворот на углы ср3 = —тг , р5 = тг . Также, в точках О] О3 начинают действовать моменты М2р М4р заставляющие
^ . тг тг _
звенья 2, 4 совершить поворот на углы р2 = —— , р4 = — . Первое звено
остаётся неподвижным, и орнитоптер переходит в свое конечное положение на этом этапе (см. этап 1, конечное положение).
Первый этап имитирует движения крыльев птицы, отбрасывающих вниз большие массы воздуха с максимальной скоростью, например, при посадке.
Эффективные площади Бь2 ? Бьз? Бь 4?Бь5 звеньев, а также скорости
\С2\С3\С4\С5 точек приложения полных аэродинамических сил при этом
максимальны, следовательно, максимальна и подъёмная сила, создаваемая
крыльями на этом этапе. Силы лобового сопротивления воздуха в данном случае являются силами полезного сопротивления.
На втором этапе моментыM2р M4р M32, M54, меняют свой знак. В
результате угол Ф2 изменяется до Т, ср4 до — Т, Ф3 изменяется до
— Т, а <р4 до Т. Орнитоптер переходит в конечное положение на этом
этапе (см. этап 2, конечное положение).
На третьем этапе моментыM21, M41, отключаются, а в точках О2, О4
продолжают действовать моменты M32, M54. В результате угол Ф3 изменяется
Т ТГ у-,
до —, Ф5 до--. В зависимости от численных значений сил тяжести и
2 5 2
полных аэродинамических сил, можно получить как подъем, так и спуск корпуса орнитоптера на некоторую заданную высоту, а также «зависание» в воздухе. Цикл движения орнитоптера вдоль оси ординат в виде последовательности нескольких этапов подобного синхронного движения может быть выполнен такое количество раз, которое необходимое для достижения корпусом робота заданной высоты.
Список использованной литературы
1. Вотяков А.А., Каюнов Н.Т. Аэродинамика и динамика полета самолета - уч. пос. - М.: «Издательство ДОСААФ», 1975 - 295 с.
2. Тихонравов М.К. Полет птиц и машины с машущими крыльями - М.: «Оборонгиз», 1949 - 208с.
3. Александер Р. Биомеханика - М.: «Мир», 1970 - 340 с.
ВЛИЯНИЕ ФОРМУЛЫ УЧЕТА НАЧАЛЬНОЙ ТЕМПЕРАТУРЫ СТАНДАРТНОГО ПОЖАРА НА ПРОГРЕВ СТРОИТЕЛЬНЫХ
КОНСТРУКЦИЙ
А.М. Зайцев, профессор, к.т.н.
В.А. Болгов, доцент, к.э.н. Воронежский государственный архитектурно-строительный университет, г. Воронеж
Начало испытаний строительных конструкций на огнестойкость относится к концу девятнадцатого века, которые проводились в Германии. Затем подобнее испытания стали проводить в других странах. При этом в огневых камерах сжигались дрова, уголь, различные нефтепродукты, что значительно влияло на изменение температуры и условия теплообмена в
