dokumentacja PR-5

Transkrypt

dokumentacja PR-5

Studenckie Koło Naukowe Lotników
Politechnika Rzeszowska
Wydział Budowy Maszyn i Lotnictwa
Ul. Powstańców Warszawy 8, 35-959 Rzeszów
BEZZAŁOGOWY APARAT LATAJĄCY
PR-5 „Wiewiór”
Dokumentacja techniczna
Spis treści
Wstęp ......................................................................................................................................3
1.Geneza projektu ......................................................................................................................3
2.Skład zespołu ...........................................................................................................................3
3.Prace przejściowe i dyplomowe…………………………………………………………………………………………….4
I. . Projekt koncepcyjny
4
1. Ogólne założenia
4
2. Model masowy
6
3. Dobór profilu skrzydła…………………………………………………………………………………………………………………6
4. Aerodynamiczne charakterystyki płata………………………………………………………………………………………..8
5. Biegunowa prędkości………………………………………………………………………………………………………………..10
6. Krzywa obciążeń dopuszczalnych………………………………………………………………………………………………11
7. Wyważenie samolotu………………………………………………………………………………………………………………..12
8. Dobór silników i śmigieł…………………………………………………………………………………………………………….13
II. Projekt konstrukcyjny…………………………………………………………………………………………………..14
1. Rysunek złożeniowy…………………………………………………………………………………………………………..14
2. Umiejscowienie modelu w skrzyni……………………………………………………………………………………..14
III. Opis budowy………………………………………………………………………………………………………………..15
1. Kadłub……………………………………………………………………………………………………………………….16
2. Skrzydła…………………………………………………………………………………………………………………….19
3. Usterzenie………………………………………………………………………………………………………………...23
4. Głowica……………………………………………………………………………………………………………………..24
5. Okucia……………………………………………………………………………………………………………………….24
6. Spis materiałów i oprzyrządowania…………………………………………………………………………..25
IV. Wykresy momentów i sił na skrzydle……………………………………………………………………………26
V. Stacja naziemna……………………………………………………………………………………………………………27
1. Zobrazowanie danych ……………………………………………………………………………………………….27
2. Planowanie i analiza misji…………………………………………………………………………………………..27
3. Łączność samolotu……………………………………………………………………………………………………..28
4. Pokładowe układy pomiarowe……………………………………………………………………………………28
5. Komputer pokładowy…………………………………………………………………………………………………29
6. System rozpoznania…………………………………………………………………………………………………..30
7. Elektromechaniczny układ pozycjonowania anteny śledzącej…………………………………….31
8. Rozmieszczenie elementów elektronicznych w samolocie………………………………………….33
VI. Próby w locie………………………………………………………………………………………………………………..33
VII. Próby wytrzymałościowe………………………………………………………………………………………………34
VIII.
Kosztorys projektu……………………………………………………………………………………………………….35
IX. System ratunkowy……………………………………………………………………………………………………….36
X. Rozmyty układ stabilizacji przechylenia………………………………………………………………………..40
2
I. Wstęp
1.
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, a obecnie dr inż.
Przemysław Mazurek) oraz koła naukowego Euroavia-Rzeszów (Opiekun: dr inż. Grzegorz Kopecki).
Do zespołu konstruktorów należą studenci: Maciej Dubiel, Grzegorz Łobodziński, Maciej Roga,
Michał Wojas, Marcin Marchewka, Piotr Szaniec. 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.
Kolejny rok przyniósł kolejny, rozwinięty egzemplarz PR-3, który wyposażono w kompozytowe
skrzydła, zmieniono kształt kadłuba i umieszczono na dziobie ruchomą węglową głowicę, w której
znajdowała 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.
Obecnie realizowana jest wersja samolotu PR-5 (stworzony w międzyczasie egzemplarz PR-4 brał
udział w konkursie na samolot udźwigowy w USA – SAE Aerodesign i zajął tam 13 miejsce). Nowe
rozwiązania przyjęte w tym samolocie w procesie projektowania, budowy, użytych materiałów, a
także wyposażenia wynikały z kilkuletniego rozwoju samolotu bezzałogowego PR, a także z
doświadczenia nabytego przez członków zespołu.
Główne zmiany:
• Zmiana profilu skrzydła z NACA 2415 na CLARK Y15,
• Wprowadzenie skrzydła prostokątnego w części przykadłubowej
o
trapezowych uszu o wzniosie 4 ,
• Zwiększenie rozpiętości z 1,92m do 2,14m,
• Modyfikacja konfiguracji usterzenia z klasycznej na motylkową,
• Zmiana kształtu kadłuba, dziobu i głowicy z kamerą,
• Zastosowanie duralowych okuć w miejsce kompozytowych bagnetów,
• Formy pozytywowe frezowane w styrodurze,
• Zastosowanie w budowie tkaniny ar amidowo-węglowej.
bez wzniosu i
Na podstawie projektu zrealizowano trzy prace dyplomowe oraz jedną przejściową.
3
2.
Skład zespołu:
Maciej Dubiel – student 4-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
trzech lat. Adres e-mail: [email protected]
Grzegorz Łobodziński – student 4-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, a także frezarkę na której wykonywane były małe elementy. Tworzył
formy, a także elementy kompozytowe. Adres e-mail: [email protected]
Maciej Roga - student 5-go MDL, specjalność Silniki Lotnicze. Menadżer zespołu. Odpowiedzialny
za finanse, zaopatrzenie, kontakty z władzami uczelni. Autor dokumentacji technicznej i prezentacji.
Brał udział w wykonaniu form i elementów kompozytowych, a także budowie płatowca. W zespole od
trzech lat. Adres e-mail: [email protected]
Michał Wojas – student 4-go MDLiK, specjalność: Silniki Lotnicze, a także Pilotaż. Konstruktor
systemu ratunkowego dla BSLa. Wykonał projekt, obliczenia i testy spadochronu, mocowania go do
płatowca oraz systemu jego wyrzucania. W zespole od dwóch lat.
Marcin Marchewka – student 2-go MDLiK. Wykonawca stacji naziemnej. W zespole od roku. Adres
e-mail: [email protected]
Piotr Szaniec – student 3-go MDLiK. Pomoc w budowie płatowca. W zespole od czterech miesięcy.
[email protected]
3.
Prace przejściowe i dyplomowe realizowane na podstawie projektu bezzałogowego samolotu
latającego.
Wytrzymałość lotniczych elementów
bezzałogowego – Sebastian Majewski,
konstrukcyjnych
na
przykładzie
skrzydła
samolotu
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,
Elektroniczny układ pozycjonowania anteny śledzącej – Mieczysław Małek.
4
II. Projekt koncepcyjny systemu.
1.
Ogólne Założenia
1.1
Ogólne Informacje
Projekt samolotu musi być zgodny z aktualnym regulaminem Międzyuczelnianych Warsztatów
Lotniczych w Bezmiechowej.
Samolot musi spełniać następujące założenia konkursowe:
•
Masa max startowa 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
m
samolotu na spadochronie z prędkością opadania nie większą niż 7  
 s .
1.2
Wybór Układu Płatowca
Górnopłat o układzie klasycznym z usterzeniem motylkowym oraz o wymiarach:
Rozpiętość:
2,14[m]
Długość:
1,35 [m]
Wysokość:
0,32 [m]
Masa:
5 [kg]
1.3
Kadłub
Kadłub o strukturze kompozytowej wykonany z kompozytu szklano-węglowo-aramidowego, o dużej
pojemności oraz łatwym dostępem do wyposażenia znajdującego się w samolocie.
1.4
Skrzydła
Skrzydła kompozytowe dwudźwigarowe (dźwigar głowny i pomocniczy wykonane z kompozytu
szklanego i rowingu węglowego) o strukturze przekładkowej.
1.5
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.
1.6
Sposób realizacji misji
PR-5 Będzie posiadał obrotową głowicę z kamerą umieszczoną na dziobie, która będzie
przekazywać obraz z powietrza do stacji naziemnej w czasie rzeczywistym. Operator stacji
naziemnej obserwując teren będzie wyszukiwał punktu. Samolot posiada także aparat, wykonujący
zdjęcia
podczas
lotu.
5
2.
Model Masowy
3.
Dobór Profilu Skrzydła
Model masowy Samolotu bez Wyposażenia.
•
Oszacowanie Liczby Reynoldsa
Re =
V ⋅l
υ
= 400000
Dla przyjętych Danych:
2
m
−6  m 
V = 20  , l = 0,3[m] , υ = 1,5 ⋅ 10  
s
 s 
•
Parametry Geometryczne Profilu
Profil NACA 2415, który został zastosowany w samolocie PR-3 został zmieniony na Clark Y15.
Wprowadzono skrzydło prostokątne w części przykadłubowej bez wzniosu i trapezowe uszy o
o
wzniosie 4 w celu zwiększenia stateczności poprzecznej. Zwiększono rozpiętość do 2,14m
Położenie Względne Największej Grubości:
g = 15[%]
x g = 29,6[%]
Cięciwa Profilu:
l g = 300[ mm ]
Grubość Względna Profilu:
6
Charakterystyki Aerodynamiczne Profilu:
Wykres
funkcji współczynnika siły nośnej od kąta natarcia
Wykres funkcji współczynnika siły nośnej od współczynnika siły oporu
7
Wykres funkcji współczynnika siły oporu od kąta natarcia
4.
Aerodynamiczna Charakterystyka Płata
•
Parametry Geometryczne
Rozpiętość:
l = 2,14[m]
[ ]
Wydłużenie:
s = 0,53 m 2
λ = 5,67
Zbieżność uszu:
τ=
Powierzchnia:
Skos:
Wznios uszu:
2
3
χ = 0°
ϕ = 4°
8
•
Parametry Aerodynamiczne Płata
Porównanie współczynnika siły nośnej dla profilu i skrzydła
Wykres Cz/Cx w zależności od kąta natarcia
9
o
Rozkład współczynnika siły nośnej w funkcji rozpiętości dla α=3
Wizualizacja rozkładu siły nośnej, siły oporu oraz momentów zadzierających
10
5.
Biegunowa prędokości
Osiągi samolotu:
 km 
37,8 
 h 
 km 
39,8 
 h 
Prędkość Minimalna:
Prędkość Ekonomiczna
 km 
52,8 
 h 
 km 
4,2  
 h 
Prędkość Optymalna:
Minimalna Prędkość Opadania
Biegunowa Prędkości Samolotu
11
6.
Krzywa obciążeń dopuszczalnych pochodzących od sterowania.
12
7.
Wyważenie samolotu.
8.1
Nr
1
2
3
4
5
6
7
Tabela wyważenia:
Nazwa
Baterie zasilające silniki
Dziób+głowica
Gondole+silniki
System spadochronowy
Usterzenie
Kadłub
Skrzydła
7.2
Masa (mi) [kg]
0,81
1,26
0,55
0,38
0,29
0,91
1,28
xi [m]
-0,05
-0,245
-0,125
0,075
0,77
0,155
0,04
mi*xi
-0,0405
-0,3087
-0,06875
0,0285
0,2233
0,14105
0,0512
mi^2*xi^2
0,00164
0,095296
0,004727
0,000812
0,049863
0,019895
0,002621
Obliczanie położenia środka masy:
msam = 5.48kg
xsm :=
( mskrz⋅ xskrz + mbat ⋅ xbat + mgond ⋅ xgond
+ mg³ow⋅ xg³ow + mstat ⋅ xstat + mspad ⋅ xspad + mkad ⋅ xkad
)
msam
−3
xsm = 4.763 × 10
m
13
8.
Dobór Silników i Śmigieł
6.1
Parametry Wymagane
Ciąg statyczny
1,6 [kg]
Prędkość Optymalna
 km 
52,8 
 h 
6.2
Wybrany Zespół Napędowy
Silnik
Śmigło
Zasilanie
Regulatory
6.3
Axi 2820-12
APC 11x5,5
Li-pol Dualsky 5000 [mAh]
Jeti Advance 40 opto plus
Parametry Silnika
Ciąg Statyczny
1,72[kg]
Prędkość Optymalna
 km 
60  
 h 
Obroty Śmigła
Pobór Prądu
Moc Efektywna
9230 [rpm]
32,5 [A]
4,8 [g/W]
Wykres Parametrów Silnika w Funkcji Natężenia Prądu
14
III. Projekt Konstrukcyjny
1.
Rysunek złożeniowy.
2.
Umiejscowienie modelu w skrzyni.
15
IV.
Opis Budowy
Proces Wytwarzania Foremników.
Proces wytwarzania foremników na kadłub, skrzydła, gondole silnikowe, części usterzenia,
głowicę, dźwigary i skrzynkę spadochronową rozpoczęto od przygotowania rzeczywistego modelu
poszczególnych detali w systemie Catia, przy pomocy których stworzono model 3D foremników
pozytywowych. Większe elementy zostały wytworzone na frezarce ploterowej firmy CNCTech w
styrodurze, natomiast mniejsze detale wykonano na frezarce własnej konstrukcji jednego z członków
zespołu. W tym celu wygenerowano G-Code w programie ArtCam, w którym zaprogramowano także
rodzaj narzędzia oraz ścieżkę jego ruchu. Tak uzyskaną powierzchnię należało oszlifować, nałożyć
na nią warstwę żywicy i polakierować lakierem akrylowym.
Forma pozytywowa prawej połówki kadłuba wykonana w styrodurze
Powtarzalność wyrobu
Każdy z elementów płatowca w przypadku zniszczenia może zostać ponownie wykonany i
zamontowany do ponownego użycia. Jest to możliwe dzięki wykonaniu form negatywowych, które
mogą być wielokrotnie wykorzystywane do wyroby kolejnych detali. W ten sposób uzyskaliśmy pełną
powtarzalność wykonania takich samych elementów. W zależności od rodzaju modułu kształtuje się
czas jego ponownego wykonania. Np. gondole silnikowe – 2 dni, dziób – 2 dni, kadłub – 3 dni,
stateczniki – 4 dni, skrzydła – 10 dni. Ważne jest również to, że do wyrobu każdej z form
pozytywowych stworzony jest G-code, który umożliwia szybkie wykonanie takiej formy.
Modułowość i zamienność
Płatowiec można podzielić na 5 głównych modułów: kadłub, skrzydła, stateczniki, gondole
silnikowe, dziób. Każdy z tych modułów jest demontowalny i w pełni wymienny, tak więc w przypadku
katastrofy zniszczony element zostaje odłączony od płatowca i wymieniony na nowy.
Łączenia poszczególnych elementów:
•
Kadłub – skrzydło: okucia i bagnet pomocniczy,
•
Kadłub – statecznik: bagnet główny i pomocniczy,
•
Skrzydło – gondola: śruba,
•
Kadłub – dziób: pręty węglowe.
16
Charakterystyka Ogólna elementów samolotu.
1.
Kadłub.
Kadłub integralny wykonany z laminatu szklano – węglowo – aramidowego z zastosowaniem
technologii próżniowej. 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,
system ratunkowy, AHRS i aparat, natomiast w części dziobowej znajdują się pakiety zasilające
elektronikę, a także głowica z kamerą, GPS oraz komputer pokładowy z rejestratorem. Pozwala to na
zmianę wyważenia samolotu. Kadłub usztywniono za pomocą sześciu wręg, wykonanych z płytek
węglowych. W dwóch wręgach ogonowych znajdują się otwory na bagnet główny i pomocniczy
statecznika.
Wizualizacja projektu Kadłuba (Catia)
Proces Wytwarzania Foremnika
Do wytworzenia foremników kadłuba wykorzystano następującą technologię. Dwie formy
pozytywowe w kształcie dwóch połówek kadłuba wycięto na frezarce ploterowej CNC w styrodurze.
Ich powierzchnie pokryto żywicą epoksydową i podjęto zabiegi w celu uzyskania odpowiedniej
gładkości powierzchni. Następnie pokryto powierzchnię form lakierem akrylowym. Z tak wykonanych
brył ściągnięto formy negatywowe. Proces ten zaczyna się od odtłuszczenia powierzchni i pokrycia
jej warstwą wosku i separatora PVA. Następnie naniesiona zostaje warstwa żelkotu formierskiego o
grubości od 1 do 1,5mm. Po około 2 godzinach nakłada się na tak przygotowaną powierzchnie kilka
warstw wcześniej wyciętej tkaniny szklanej, którą nasącza się żywicą, wymieszaną z utwardzaczem.
Formę umieszcza się w worku i odsysa z niego powietrze. Podobnie wykonano formy na dziób,
gondole silnikowe, skrzydła, dźwigary, elementy usterzenia oraz skrzynkę systemu
spadochronowego.
17
Model Foremników Skrzydła
Proces Wytwarzania Kadłuba
Kadłub składa się z jednej warstwy tkaniny szklanej i jednej warstwy tkaniny aramidowowęglowej. Dodatkowo ogon wzmocniono jedną warstwą tkaniny aramidowo-węglowej kładzionej pod
o
kątem 45 . Przedni i tylni koniec kadłuba oraz ostro zakończone krawędzie wzmocniono rowingiem
węglowym. Pozycje dźwigara głównego i pomocniczego wzmocniono pasami węglowymi. Po
woskowaniu bezpośrednio na foremnik naniesiono szary lakier akrylowy.
Lewa połowa kadłuba świeżo po laminowaniu
18
Połowa Kadłuba wyjęta z formy
Wnętrze połówki kadłuba wraz z wręgami usztywniającymi
Część dziobowa.
Wykonana z takich samych materiałów jak część główna. Umieszczono w niej ruchomą głowicę z
kamerą sterowaną z ziemi (opis później).
Forma pozytywowa prawej połówki dziobu
19
2. Skrzydła.
Ogólna Charakterystyka
o
Skrzydło prostokątne w części przykadłubowej, bez wzniosu i trapezowe uszy o wzniosie 4 .
Skrzydło skorupowe, dwudźwigarowe. Dźwigar przedni i tylni ceowy z pasami i ściankami z laminatu.
Pokrycie przekładkowe laminat-pianka-laminat. Cztery żebra dzielone w miejscach zetknięcia z
dźwigarami i jedno (także dzielone), 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.
Strukturę wytrzymałościową stanowią dwie tkaniny szklane Aeroglass 80
 g 
 m 2  położone pod kątem
45° do osi podłużnej skrzydła i jedna pod kątem 90o.
Pasy dźwigara zbrojone rowingiem węglowego (TEX 3700), ilość pasm rowingu zmniejsza się wraz z
funkcją długości.
Spoiwem jest certyfikowana żywica lotnicza L285 + utwardzacz H286
Żebra – Pięć żeber dzielonych w miejscach połączeń z dźwigarami, w tym jedno żebro zamykające
od strony kadłuba. Wykonane z płytki węglowej o grubości 1,5 mm.
Skrzydła –wykonane ze struktury przekładkowej. Powierzchnia opływu pokryta szarym lakierem
3
akrylowym. Strukturę wytrzymałościową stanowią dwie tkaniny szklane Aeroglass 48 [g/m ] i 80
3
3
[g/m ], między nimi znajduje się tkanina aramidowo-węglowa 71 [g/m ]. Przy krawędzi natarcia
między gondolą a kadłubem umieszczono przekładke o grubości 1,5 mm. Ostre krawędzie
wzmocniono rowingiem węglowym. Skrzydło usztywniono pięcioma pasami węglowymi i czterema
żebrami, wykonanymi z płyty węglowej.
Obydwie połówki skrzydła (górna i dolna) wykonuje się w formach negatywowych. Łączone one są
przy pomocy później wykonanych nakładek.
Lotki – Lotka 20% niedzielona, nieszczelinowa niewyważona masowo, zawieszone w trzech
punktach. Lotki laminatowe zamknięte listwą balsową w celu usztywnienia.
3
Gondole Silnikowe – wykonane z dwóch warstw laminatu szklanego o gramaturze 48 [g/m ] i 320
3
[g/m ]. Pomiędzy nimi umieszczono jedną warstwę tkaniny węglowo – aramidowej o gramaturze 71
3
[g/m ]. Łączone z kadłubem za pomocą sworznia, pod który wykonano otwór wzmacniany łatką
węglową. Na ostrych krawędziach umieszczono rowing 3.węglowy. Formę przed nałożeniem tkanin
20
polakierowano szarym lakierem akrylowym. Gondola wzmocniona jest jedną wręgą, która służy także
jako mocowanie silnika.
21
Wykonanie Dźwigara oraz Dźwigara Pomocniczego
Laminowanie dźwigara odbywa się w formie utworzonej z dwóch przymocowanych aluminiowych
kształtowników ułożonych na płycie poliwęglanowej. Po wylaminowaniu dźwigar dociskany jest
stalowym prętem w celu usunięcia pęcherzyków powietrza.
Przygotowana forma
dźwigara wraz z listwą
dociskową
Gotowe dźwigary w formach
Dolna połówka skrzydła podczas utwardzania w podciśnieniu
22
Wklejenie Dźwigara Głównego, Pomocniczego oraz Żeber
Dźwigar wklejany jest na dolną powierzchnie skrzydła po jej wcześniejszym utwardzeniu. Klejenie
odbywa się za pomocą spoiwa wykonanego z żywicy L285 + utwardzacz L285 + Aerosil +
Mikrobalon. Podobny tok postępowania dotyczy dźwigara pomocniczego.
Dolna część skrzydła z wklejonym dźwigarem głównym, pomocniczym i żebrami
Wklejanie Żeber
Żebra wklejane do dolnej połówki skrzydła za pomocą takiego samego spoiwa jak dźwigar.
Gotowa dolna część skrzydła wraz z żebrami węglowymi, serwomechanizmem lotki oraz baterią
23
Połączenie Dwóch Połówek Skrzydła
Do połączenia dwóch połowek skrzydła wykorzystana jest takie samo spoiwo jak podczas wklejania
dźwigara na powierzchnię skrzydła. Następnie dwie połowy formy zostają złożone i sklejone przy
pomocy wcześniej wykonanych zakładek na dolnej połowie skrzydła.
3.
Usterzenie.
Usterzenie o konfiguracji motylkowej. Wykonano z dwóch warstw tkaniny szklanej
3
3
o gramaturze 48 [g/m ] i 160 [g/m ]. Pomiędzy nimi umieszczono tkaninę aramidowo- węglową 71
3
[g/m ]. Końcówka i krawędź trzykadłubowa wzmocniona rowingiem węglowym. Każdy ze
stateczników zawiera bagnet główny i pomocniczy i jest usztywniony czterema żebrami wykonanymi
z płytek węglowych. Steteczniki łączone są z kadłubem za pomocą dwóch bagnetów (głównego i
pomocniczego). Bagnety wykonano z prętów węglowych. Są one wsuwane w otwory wykonane we
wręgach kadłuba.
Wręgi w ogonie wraz z bagnetami stateczników
Połowa statecznika wraz z wklejonymi żebrami oraz bagnetem głównym
24
4.
Głowica
Wykonana z frezowanych płytek aramidowo-węglowych. Obracana w dwóch płaszczyznach za
pomocą dźwigni serw. Kamera osłonięta jest z przodu przez przezroczystą półsferą z tworzywa
sztucznego.
Głowica z miejscem na kamerę.
5.
Okucia.
6.1 Opis
W egzemplarzu PR-5 wprowadzono aluminiowe okucia skrzydeł. Umieszczono je przy
dźwigarze głównym w miejsce bagnetu głównego. Wykonano je w aluminium. Łączenie
okuć następuje w kadłubie na jednej z jego wręg.
25
Okucia przymocowane do dźwigarów głównych
6.2 Reakcje w okuciach
A, B – Punkty w okuciach na dźwigarach głównych
C – Punkt na bagnecie
26
7.
Spis materiałów i oprzyrządowania użytych do budowy:
•
Frezarka numeryczna konstrukcji G. Łobodzińskiego – żebra, wręgi, drobne elementy z
węgla i styroduru,
•
Frezarka ploterowa firmy CNC Tech - formy pozytywowe,
•
Uczelniana frezarka ploterowa - okucia,
•
Pompa próżniowa – technologia Vacuum.
Materiały użyte do budowy:
•
Styrodur – wykonanie form pozytywowych,
•
Tkaniny szklane, węglowe, węglowo-aramidowe, aramidowe o różnych gramaturach:
wykonanie form negatywowych i elementów płatowca,
•
Rowing węglowy i szklany,
•
Żywica epoksydowa, lotnicza certyfikowana L285 i utwardzacz H286 – wyrób form
negatywowych, elementów płatowca, a także ich łączenie,
•
Aluminium PA7 – okucia, bagnety.
•
Rurki aluminiowe i pręty węglowe – bagnety.
V. Wykresy sił tnących i momentów gnących na skrzydle:
27
VI.
Naziemna stacja kontroli lotu.
Stacja naziemna składa się z komputera, umieszczonego w skrzyni z monitorem dotykowym, wraz z
modemem nadawczo-odbiorczym, odbiornikiem video oraz systemem sterowania kamery.
Stacja naziemna
Schemat blokowy stacji naziemnej
1.
Zobrazowanie danych.
Odbywa się przy pomocy gogli, które zakłada operator, odpowiadający za manipulator ruchu głowicy
w dwóch płaszczyznach. Na goglach wyświetlany jest widok z kamery dziobowej oraz parametry z
centrali areometrycznej w czasie rzeczywistym. Na głównym monitorze wyświetlona jest mapa terenu
wraz z pozycją samolotu w przestrzeni oraz głównymi parametrami lotu pobieranymi z GPS i AHRS.
2.
Planowanie i analiza misji.
Program do stacji naziemnej umożliwia wizualizację parametrów lotu samolotu. Dane mogą być
odbierane z samolotu w czasie rzeczywistym bądź analizowane po locie dzięki odczytowi z karty SD,
która znajduje się w pokładowym rejestratorze danych. Program pokazuje dane takie jak: orientacja
28
przestrzenna samolotu, pozycja geograficzna, kurs, wysokość i prędkość lotu. Parametry
przedstawiane są na wyświetlaczach podobnych do tych spotykanych w zwykłych samolotach,
pozycja jest przedstawiana na mapie, wraz z rysowaniem przebytej drogi. Dodatkowo
przedstawiane są liczbowe wartości analizowanych parametrów.
Wykonywane są wykresy prędkości i wysokości w funkcji czasu. Przy analizie w czasie rzeczywistym
są one tworzone na bieżąco z dotychczas otrzymanych danych, przy analizie po locie tworzone są na
podstawie danych odczytanych z karty pamięci.
Dane otrzymywane z odbiornika GPS (pozycja geograficzna, wysokość, prędkość) mogą być
filtrowane poprzez zastosowanie filtrów inercyjnych pierwszego rzędu. Możliwy jest dobór stałych
czasowych filtrów.
Dodatkowo pokazywany jest aktualny czas GPS i czas lotu jako czas od rozpoczęcia akwizycji danych
3.
Łączność samolotu.
Parametry lotu przekazywane są przy pomocy radiomodemów XStream – PKG o częstotliwości
pracy 2,4 GHz i mocy 100 mW, natomiast transmisja obrazu odbywa się przy pomocy nadajnika
video o częstotliwości pracy 2,4 GHz. Sygnał sterowania samolotem przekazywany jest drogą
radiową o częstotliwości 35 MHz. Ta sama częstotliwość wykorzystywana jest do sterowania głowicą
kamery.
29
4.
Pokładowe układy pomiarowe.
•
Pozycja samolotu określana jest przez kąty
Eulera i odczytywana za pomocą AHRS 3DMGX1 firmy MicroStream,
•
GPS firmy Rikaline, model 6102. Podaje
współrzędne geograficzne oraz prędkość
i wysokość,
Masa:
38 [g]
Prędkość przesyłu informacji: 4800 [bps]
Częstotliwość odświeżania:
5 [Hz]
Format danych wyjściowych:
NMEA
Poziom sygnałów:
RS-232
Forma znakowa danych:
ASCII
•
E-logger V3 firmy Eagle Tree rejestruje
parametry silnika: obroty, moc, napięcie,
a także prędkość i wysokość samolotu.
30
5.
Komputer pokładowy.
Schemat blokowy systemu 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, kurs, przechylenie, napięcie, obroty i moc silników (dane z odbiornika GPS,
e-loggera i AHRS). Na bardzo zaawansowanym etapie są prace nad systemem rejestracji i
stabilizacji parametrów lotu (obecnie stabilizowane jest tylko przechylenie w egzemplarzu PR-2).
W PR-5 komputer z procesorem ARM Silicon Lab używany jest do rejestracji i przetworzenia
odpowiednich danych, a także przekazanie ich do modemu i wysłanie do stacji naziemnej. Komputer
zasilany jest z baterii li-pol Dualsky 5000 [mAh] umieszczonej w dziobie.
Linią przerywaną oznaczone są systemy docelowe.
31
Platforma sprzętowa.
W projekcie wykorzystywany jest kontroler wbudowany TS-7300 oparty na procesorze ARM9
wyprodukowany przez firmę EmbeddedARM. Urządzenie zostało wyposażone w szereg peryferii,
dzięki którym możliwe jest wykorzystanie TS-7300 jako komputer pokładowy samolotu
bezzałogowego. Znaczny wzrost elastyczności uzyskano przez zastosowanie układu FPGA dającego
nieograniczone możliwości implementacji sprzętowych rozwiązań za pomocą języków opisu sprzętu
VHDL lub Verilog. Część funkcjonalności kontrolera została zaimplementowana w układzie FPGA,
dzięki temu komputer ma możliwość podłączenie klawiatury, myszki oraz monitora i pracy w trybie
graficznym. Duże znaczenie ma również dostęp do 55 we/wy cyfrowych, dzięki którym możliwa jest
implementacja własnego interfejsu sprzętowego potrzebnego do podłączenie z obiektem
sterowanym.
Specyfikacja komputera wbudowanego:
• Procesor 200Mhz ARM9 z MMU i 32 MB SDRAM
• Układ programowalnej logiki Altera 2C8 Cyclone II FPGA
• Dwa złącza kart SD
• Kontrloer video TS-VIDCORE VGA
• 2 USB 2.0 (12 Mbit/s Max)
• porty Ethernet 10/100
• 10 RS232
• 55 we/wy cyfrowych
• Złącze PC/104
• Interfejs SPI
Rys 4.1. Komputer wbudowany TS-7300
Oprogramowanie rejestratora parametrów lotu zostało stworzone w języku C. Po uruchomieniu
urządzenia należy wydać odpowiednią komendę, która przygotowuje środowisko do pracy i
uruchamia program. Program wysyła komendę do urządzenia AHRS, a następnie cyklicznie
sprawdza bufory dwóch portów szeregowych, do jednego z nich podłączone jest urządzenie AHRS,
a do drugiego GPS. Gdy na którymś porcie pojawią się dane, zostają one wczytane do pamięci
operacyjnej komputera i poddane obróbce i filtracji. Po wykonaniu tych czynności, dane są wysyłane
w odpowiednio przygotowanych ramkach przez trzeci port szeregowy, który jest podłączony do
radiomodemu. Parametry lotu są również zapisywane w odpowiednich plikach, umieszczonych na
karcie pamięci SD.
32
6.
System rozpoznania.
Do wykonania zadania wykorzystana zostanie minikamera płytkowa CCD firmy Sony, umieszczona w
obrotowej głowicy, przekazująca, dzięki nadajnikowi, obraz z powietrza w czasie rzeczywistym do
stacji naziemniej. Sygnał video jest odbierany przez antenę śledzącą zaprojektowaną przez
Mieczysława Małka. Kamera jest zasilana z baterii li-pol 5000 [mAh], umieszczonej w dziobie.
Drugim elementem systemu rozpoznania jest aparat fotograficzny Samsung S1070 umieszczony na
dolnej ściance kadłuba. Zdjęcia są wykonywane na sygnał nadawany przez operatora z aparatury.
Aparat zasilany jest z tej samej baterii co kamera.
Kamera umieszczona w głowicy
Nadajnik obrazu video
.
Antena odbierająca sygnał video z kamery w
czasie rzeczywistym.
Aparat fotograficzny
33
7.
Elektromechaniczny układ pozycjonowania anteny śledzącej – autor: Mieczysław Małek.
Urządzenie ma za zadanie śledzić dowolny obiekt w przestrzeni 3D. Osiągnięcie dowolnych kątów
jest jednak niemożliwe. Zaprojektowane urządzenie posiada możliwość obrotu anteny w zakresie 0O
O
360 , natomiast pochylenie w zakresie 0-90 . Śledzenie obiektów jest możliwe tylko wówczas, gdy
znajduje się on na wysokości anteny lub powyżej niej.
Zastosowanie anteny kierunkowej pozwala na zwiększenie zasięgu, jaki może osiągnąć statek
powietrzny bez straty informacji.
Zastosowanie:
•
•
•
•
Odbiór danych ze statku powietrznego (zdjęcia, wideo, położenie, parametry lotu),
Radar śledzący,
Jako element naziemnej stacji kontroli lotu,
Sterowanie z Ziemi Bezzałogowym Aparatem Latającym,
Budowa:
•
•
•
•
•
•
2 silniki krokowe 57H76-2008B, 1.9 Nm każdy,
Sterownik silników krokowych TMC-428 firmy Trinamic,
Antena panelowa 18 dBi,
Materiały konstrukcyjne znajdujące się na stanie Katedry Awioniki i Sterownia,
Przewody, złącza, obudowa zakupione w sklepie z częściami elektronicznymi,
Trójnóg geodezyjny,
Zasada sterowania
Sterowanie odbywa się automatycznie na podstawie danych GPS z pokładowego odbiornika GPS.
Oprogramowanie w programie Visual Basic. Program automatycznie wybiera odpowiednią linię z
ramki, zawierającą współrzędne geograficzne oraz wysokość n.p.m. Po porównaniu tej pozycji ze
znaną pozycją anteny, program oblicza kąty obrotu oraz pochylenia anteny i zamienia je na wartości
wykorzystywane przez sterownik. Sterownik wykorzystując tę informację odpowiednio steruje
elementami wykonawczymi, jakimi są silniki krokowe, ustawiając tym samym wyliczone kąty obrotu i
pochylenia anteny.
34
Projekt systemu śledzącego anteny autorstwa Mieczysława Małka
8.
Rozmieszczenie elementów elektronicznych w samolocie.
Główny moduł elektroniczny samolotu mieści się w głowicy. Umieszczona tam jest kamera
(przymocowana do ruchomej głowicy), nadajnik video, komputer pokładowy, modem, a także bateria
zasilająca li-pol Dualsky (umieszczone na wysuwanej płytce węglowo-aramidowej).
Głowica wraz z wysuwanym modułem elektronicznym
Baterie zasilające silniki znajdują się w skrzydłach między gondolami i kadłubem przed
dźwigarem głównym. Aparat umieszczono na dolnej ściance kadłuba. Nad nim znajduje się
AHRS i skrzynka spadochronowa. GPS przymocowany jest na górnej ściance kadłuba za
skrzydłami i osłonięty przezroczystą półkulą z tworzywa sztucznego.
35
VII. Próby w locie
1.
2.
Rejestracja parametrów lotu.
Próby systemu ratunkowego.
W maju 2009 roku wykonano próbne loty z wykorzystaniem systemu ratunkowego. Podczas nich
rejestrowano parametry lotu za pomocą e-loggera firmy EagleTree. Poniżej zaprezentowano wyniki
tych pomiarów w postaci wykresów.
Wykres wysokości samolotu w zależności od czasu dla spadochronu pierścieniowego
Na podstawie takiego wykresu obliczono prędkość opadania spadochronu dla poszczególnych
spadochronów:
•
Spadochron pierścieniowy:
v=3,8 [m/s]
•
Spadochron krzyżowy:
v=6,2 [m/s]
36
VIII. Próby wytrzymałościowe
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.
37
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.
Położenie środka sił poprzecznych w 70% cięciwy :
Sztywność giętna wynosi w 70% cięciwy :
xT =115[mm]
 Nm 
mϕ = 614,032 
 rad 
38
IX. Kosztorys projektu.
1. Szacunkowy koszt budowy oraz wyposażenia egzemplarza PR-5.
• Elektronika
Kamera+obiektyw
Komputery pokładowe
Żyroskopy i przyspieszeniomierze
Ładowarka i balansery
Aparat
•
•
•
szt.
szt.
szt.
szt.
szt.
2
5
1
1
suma
500,00 zł
2 500 zł
1000 zł
2 500 zł
500 zł
7 000 zł
Materiały do budowy form i elementów kompozytowych (żywice, utwardzacze, tkanina
szklana i węglowa, płyty MDF, rowing szklany i węglowy, aramid, żelkot, elementy do
vacuum…) – około 6 000 zł,
Elementy samolotu (Serwa, bowdeny, zawiasy, przewody, złącza, snapy, rzepy, 2
spadochrony…) – około 2 000 zł,
Materiały BHP - 1 000 zł.
Szacunkowy koszt budowy i wyposażenia tegorocznego egzemplarza wyniósł 16 000 zł.
Trzeba jednak zaznaczyć, że wiele elementów elektronicznych, a także materiałów do
budowy PR-5 było zakupionych w poprzednich latach.
2. Pozyskane fundusze.
• Kwota przeznaczona na działalność Koła Naukowego Lotników ze środków Prorektora
ds. Nauczania – 3 000 zł,
• Kwota pozyskana od Dziekana Wydziału Budowy Maszyn i Lotnictwa – 8 500 zł,
• Kwota pozyskana z Fundacji Rozwoju Politechniki Rzeszowskiej – 2 000 zł,
• WSK PZL Rzeszów – 4 500 zł.
Całkowita kwota pozyskana na tegoroczny projekt PR-5 wynosi 17 500 zł. Część kosztów
została przeznaczona na inne, mniejsze projekty Koła Naukowego Lotników.
39
X. System spadochronowy.
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.
2
Powierzchnia całkowita: 1.98m
2
Powierzchnia kwadratu bazowego: 0.5m
2
Powierzchnia trapezu bocznego: 0.37m
Wysokość trapezu: 520mm
Długość boku kwadratu bazowego: 710mm
Znamionowa długość linki: 1200mm
Współczynnik oporu: 1.1
Prędkość opadania: 6.2 [m/s]
40
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.
2
Powierzchnia: 2.3m
Znamionowa długość linek głównych: 1445mm
Znamionowa długość linki centralnej: 1295mm
Znamionowa długość linek kominowych: 266mm
Współczynnik oporu: 1.44
Prędkość opadania: 3.1 [m/s]
41
Próby w locie
Dnia 02.05.2009 wykonano 4 próby w locie w celu zbadania dwóch typów
spadochronów: krzyżowego i pierścieniowego. W wyniku tych badań uzyskano wykresy
zależności wysokości od czasu. Wykorzystano do tego czujniki ciśnieniowe e-logger.
Próby te zostały zarejestrowane na kamerze z ziemi, dzięki czemu dobrano odpowiednią
długość głównej linki nośnej oraz długość nakładanej osłony czaszy w celu spowolnienia
otwierania spadochronu pierścieniowego. Na tej podstawie oszacowano współczynniki
oporów obu typów spadochronów. Poniżej przedstawiono wybrane wykresy z opisanych
prób.
Cx=1.53 dla spadochronu pierścieniowego
Cx=1.07 dla spadochronu krzyżowego
Dla spadochronu pierścieniowego
Dla spadochronu krzyżowego
Prędkości opadania dla spadochronu pierścieniowego:
Prędkość opadania dla spadochronu krzyżowego:
v=3.2 [m/s]
v=6.1 [m/s]
42
XI.
Rozmyty układ stabilizacji przechylenia dla bezzałogowego
aparatu latającego.
Samolot bezzałogowy PR-2 „Gacek” został wykorzystany jako platforma do testowania systemu
stabilizacji przechylenia, który umożliwiać powinien wykonanie lotu po prostej oraz krążenia z
zadaną prędkością kątową odchylenia. Jest to pierwszy krok grupy konstruktorskiej SKNL do
zaprojektowania i wykonania w pełni funkcjonalnego autopilota dla aparatów PR.
W chwili obecnej zapewniana jest wyłącznie stabilizacja jednego z minimum dwóch kanałów
koniecznych do sterowania samolotem, natomiast pochylenie samolotu powinno zostać
utrzymane w poprawnym zakresie dzięki stateczności samego samolotu. Stąd jak widać pilotoperator aparatu PR, nawet przy załączeniu omawianej stabilizacji, musi wzrokowo oceniać czy
pochylenie samolotu nie wykracza poza bezpieczne położenia.
Głównym założeniem projektowym opisywanego układu stabilizacji było stworzenie układu
przypominającego standardowego autopilota montowanego na pokładzie samolotu lotnictwa
ogólnego (jak PA34 „Seneca II” lub PA28 „Arrow”). Zatem wybór czy sterowanie odbywa się
automatycznie czy też manualnie pozostaje ciągle w gestii pilota operatora i odbywa się za
pośrednictwem jednego przełącznika na aparaturze modelarskiej. Odpowiada to załączeniu
funkcji „Roll” w AP-ach samolotów załogowych. Zadana prędkość kątowa odchylania jest również
wprowadzana z aparatury poprzez pokrętło potencjometru o zakresie od „maksymalnie w lewo”
poprzez „po prostej” do „maksymalnie w prawo”.
Schemat ogólny kanału sterowania przechyleniem.
Cały układ sterowania przechyleniem obejmujący zarówno sterowanie ręczne jak i automatyczną
stabilizację sterowany jest poprzez 3 kanały odbiornika aparatury RC. Priorytetowy sygnał to położenie
przełącznika źródła sygnału sterującego dla serwomechanizmów lotek. Sygnał sterowania ręcznego jest
podawany bezpośrednio na przełącznik źródła sygnału, natomiast nakazowa wielkość prędkości
obrotowej odchylania z odbiornika jest przechwytywana przez mikrokontroler rodziny 8051 na którym
zaimplementowany jest rozmyty regulator przechylenia. Wyjściowy sygnał sterowania automatycznego
jest dalej podawany na przełącznik źródła sygnału. Tu z kolei, w zależności od długości impulsu PWM
wyboru sterowania (1ms lub 2ms), na serwomechanizmy modelarskie podawany jest ostateczny sygnał
sterujący, albo bezpośrednio z aparatury, albo z mikrokontrolera.
43
Wielkości fizyczne wykorzystywane do ustabilizowania przechylenia w zakręcie to:
•
Przyspieszenie ay wzdłuż osi OY samolotu mierzone za pomocą 3-osiowego cyfrowego
akcelerometru LIS302DL, obsługiwanego przez interfejs SPI;
•
Prędkość kątowa odchylania ψ określana poprzez żyroskop ADXRS150ABG, który podaje
sygnał w postaci analogowej od 0.25V do 4.75V (2.5V to brak obrotu).
Zmierzone wielkości przetwarzane są za pomocą regulatora opartego na logice rozmytej
zaimplementowanego na ww. mikrokontrolerze. Regulator został stworzony za pośrednictwem programu
FuzzyTech 5.0 i w obecnej wersji badawczej składa się jedynie z pojedynczego kanału o dwóch wejściach
i jednym wyjściu. Poniżej zawarto płaszczyznę sterowania określającą wartości sterowania dla zadanych
wartości wejściowych.
Płaszczyzna sterowania kanałem przechylenia zaprojektowanego regulatora
rozmytego
Dla umożliwienia współdziałania regulatora rozmytego z mikrokontrolerem należało stworzyć
interfejsy wejścia i wyjścia, które „tłumaczyły” wielkości charakteryzujące ruch samolotu oraz instrukcje
wychylenia lotek. Przykładowo zarówno na wejściu jak i wyjściu regulatora rozmytego wykorzystywane są
8-bitowe zmienne o formacie „unsigned”, z kolei dla peryferia PCA sterującego generowaniem sygnału
PWM dla serwomotorów konieczna jest wartość z zakresu od 60005 do 62770 uwzględniająca zarówno
wynik z regulatora jak i dane kalibracyjne.
44
void PCA_ISR(void) interrupt 9
{
char SAVE_SFR = SFRPAGE;
SFRPAGE = PCA0_PAGE;
if (CCF5 == 1)
{
CCF5 = 0;
if (RE) //rising edge detected (not necessarily at the first measurement)
{
RE = 0;
A_RE_valL = PCA0CPL5;
A_RE_valH = PCA0CPH5;
}
else //falling edge detected
{
RE = 1;
A_FE_valL = PCA0CPL5;
A_FE_valH = PCA0CPH5;
if (A_FE_valH > A_RE_valH) //no PCA counter overflow during the pulse
{
//it gives: A_val = A_FE - RE_val
A_val = A_FE_valH - A_RE_valH;
A_val <<= 8;
A_val += A_FE_valL - A_RE_valL;
if (A_val > MAX_PWM_LEN) //swapping the measurement order
{
A_RE_valL = A_FE_valL;
A_RE_valH = A_FE_valH;
RE = 0;
}
else
{
r_req_us = (A_val - 0x65A)/20;
r_req = r_req_us - 0x80;
r_req /=5;
}
}
else //PCA counter overflow occured during the pulse
{
//it gives: A_val = 65536 - A_RE + FE_val
A_val = A_RE_valH - A_FE_valH;
A_val <<= 8;
A_val += A_RE_valL - A_FE_valL;
A_val ^= 0xFFFF;
A_val++; //due to 2's complement offset
if (A_val > MAX_PWM_LEN) //swapping the measurement order
{
A_RE_valL = A_FE_valL;
A_RE_valH = A_FE_valH;
RE = 0;
}
else
{
r_req_us = (A_val - 0x65A)/20;
r_req = r_req_us - 0x80;
r_req /=5;
}
}
}
}
SFRPAGE = SAVE_SFR;
}
Przerwanie obsługujące pomiar długości impulsu nakazowego PWM z aparatury
modelarskiej
45
Zastosowany mikrokontroler - C8051F040- ma na tyle duży zapas peryferiów jak i mocy
obliczeniowej, że powinien być w stanie obsłużyć również kanał pochylenia, nad którym prowadzimy
prace jak również tryb nakazowy wykorzystujący sygnał z odbiornika GPS. Docelowo powinno to
umożliwić stworzenie pełnego autopilota z wszystkimi podzespołami (z wyjątkiem anten i czujników) na
jednym płycie PCB.
46

dokumentacja PR-5

Transkrypt

Podobne dokumenty

czytaj PDF