dokumentacja

Transkrypt

dokumentacja

PP-2
2 Kestrel
Projekt bezpilotowego aparatu latającego
lataj
klasy Mini-UAV
Opracowali:
Sekcja Silników Lotniczych
mgr inż.
ż. JJędrzej MOSIĘŻNY
mgr inż.
ż. Bartosz RAKOWSKI
mgr inż.
inż Mikołaj WOŹNIAK
mgr inż.
inż Bartosz ZIEGLER
mgr inż.
ż. Krzysztof RAPIEJKO
Koło Naukowe Obróbki Skrawaniem:
Skrawaniem
Wiktor HOFFMANN
Małgorzata SULSKA
Łukasz FĄFEREK
Patryk MAIK
Adam GRZEŚKOWIAK
GRZE
,Błażej SZYMUL
Spis treści
1 Skład Koła Naukowego Obróbki Skrawaniem
2 Projekt koncepcyjny systemu
2.1 Przedstawienie założeń projektowych
2.2 Opis sposobu realizacji misji
2.3 Wybór układu i podziałów płatowca
2.4 Dobór głównych parametrów geometrycznych i masowych płatowca
3 Naziemna stacja kontroli lotu
4 Systemy pokładowe
4.1 Pokładowe układy pomiarowe
4.2 Systemy rozpoznania
4.3 System zrzutu
5 Urządznie startowe
5.1 Procedury transportu i montażu
5.2 Wymóg podania procedór bezpieczeństwa przy obsłudze
6 System odzysku
7 Projekt wstępny i konstrukcyjny płatowca BSP
8 Programy do autopilota
8.1 Automatyczne uwalnianie spadochronu
8.2 Testy silników
8.3 Przesył informacji
9 Wnioski końcowe
10 Kosztorys projektu
11 Wykaz literatury
12 Wykaz oprogramowania
1 Skład Koła Naukowego Obróbki Skrawaniem
Opiekunowie koła:
•
•
Dr inż. Agnieszki Wróblewskiej
Dr inż. Rafał Talar
Wsparcie techniczne:
•
inż. Karol Czajkowski
Zespół:
•
Wiktor Hoffmann
tel. 668 627 175
email: [email protected]
•
Adam Grześkowiak
•
Łukasz Fąferek
tel. 662 031 765
•
Małgorzata Sulska
tel. 667 939 635
•
Patryk Maik
•
Błażej Szymul
Pomoc:
•
Przemek Poszwa
•
Katarzyna Aleksandrowicz
•
Mateusz Hoffmann
2 Projekt koncepcyjny systemu
2.1 Przedstawienie założeń projektowych
Celem projektu jest wykonanie bezpilotowego aparatu latającego klasy Mini-UAV. Efekty
naszej pracy zostaną zaprezentowane na Międzyuczelnianych Inżynierskich Warsztatach Lotniczych
2014r. w Bezmiechowej.
Bezzałogowiec wyposażony będzie w kamerę, która pomoże w poprawnym wykonaniu zadań
konkursowych.
Zgodnie z regulaminem konkursu na bezpilotowy statek powietrzny projektowany samolot ma
spełniać następujące wymagania:
•
maksymalna masa startowa 5kg
•
w stanie gotowym do transportu płatowiec BSP musi zmieścić się w pojemniku transportowym
o wymiarach wewnętrznych 1000 x 300 x 350 mm. Pojemnik transportowy- pojemnik, który
zabezpiecza główne elementy systemu (bez stacji naziemnej i katapulty startowej) takie jak skrzydła,
kadłub, usterzenie, wyposażenie pokładowe
•
wyposażenie bezpieczeństwa: BSP musi być wyposażony w system odzysku (spadochronowy
bądź inny) zapewniający wyhamowanie prędkości lotu i lądowanie z prędkością pionową nie większą
niż 7 m/s
PP-2 Kestrel. Projekt Bezpilotowego Aparatu Latającego
2.2 Opis sposobu realizacji misji
Do wykonania są dwie misje:
a)
Rozpoznanie z powietrza obiektów- wykonamy to zadanie używając pokładowej kamery,
sterowanie odbędzie się manualnie
b)
Zrzut soczku w kartoniku- cel soczku odnajdziemy poprzez obserwację obrazu na kamerze, a
zrzut nastąpi w sposób manualny z wykorzystaniem serwonapędu uwalniającego soczek.
2.3 Wybór układu i podziałów płatowca
Pierwszym krokiem do stworzenia samolotu PP-2 Kestrel było stworzenie szkicu koncepcyjnego.
Strona | 2
Rysunek 2.1 Pierwsza koncepcja samolotu
Na podstawie szkicu koncepcyjnego wyłoniono ogólną charakterystykę bezpilotowa PP-2
Kestrel. Projektowany bezpilotowiec to wolnonośny górnopłat o konstrukcji skorupowej. Usterzenie
typu T. Napęd, dwa silniki elektryczne o łącznej mocy 1,6 kW, śmigła o stałym skoku, składane.
Celem było stworzenie samolotu, który mimo ograniczeń wymiarów pojemnika
transportowego będzie charakteryzował się bardzo dobrymi właściwościami aerodynamicznymi. Z
racji napędu silnikami elektrycznymi oraz dużej masy pakietów ogniw, wydłużenie długotrwałości lotu
może zostać osiągnięte jedynie przez maksymalne dopracowanie aerodynamiki samolotu.
2.4 Dobór głównych parametrów geometrycznych i masowych płatowca
Szkic koncepcyjny wyłonił geometrię projektowanego Bezpilotowego Aparatu Latającego:
•
•
•
Rozpiętość: 2,6 m
Długość: 1,8 m
2
Powierzchnia nośna: 0,8 m
3 Naziemna stacja kontroli lotu
Stacja naziemna składa się z:
• aparatury SPEKTRUM DX10
• Ipada 2 wyposażonego w moduł odbiorczy SPEKTRUM (jest to moduł odbierający sygnał z
nadajnika telemetrii)
• Laptopa SAMSUNG R540, na którym wyświetlany będzie obraz z kamery
Strona | 3
Poprzez umieszczenie na pokładzie samolotu modułów odpowiedzialnych za badanie
parametrów lotu oraz przekazywanie danych do stacji naziemnej wszelkie dane telemetryczne są
przez nas na bierząco monitorowane.
Łączność obiektu z naziemną stacją kontroli lotów odbywa się za pomocą aparatury zdalnego
sterowania SPEKTRUM na częstotliwości 2,4GHz (z modulajcą DSMX) oraz za pomocą modułu
przesyłu danych telemetrycznych. Dla zachowania bezpieczeństwa układu umieszczono w
środkowym skrzydle spadochron, który otwiera się w przypadkach planowanych lub w sytuacji utraty
łączności modułu SPEKTRUM z odbiornikiem na pokładzie bezzałogowca. Dodatkowym elementem
stacji naziemnej jest katapulta do wystartowania bezzałogowca oraz moduł ładowania akumulatorów.
Rysunek 3.1 Spektrum DX10
4 Systemy pokładowe
4.1 Pokładowe układy pomiarowe
Moduł
Moduł GPS Spektrum
Obrotomierz spektrum
Cel
Odczyt aktualnej pozycji
Znajomość aktualnych obrotów
silnika
Strona | 4
Żyroskop
Utrzymanie oczekiwanego
położenia kątowego
Rurka pitota
Pomiar prędkości modelu
wględem powietrza
Moduł pomiaru wysokości
Pomiar wysokości względem
ziemi
4.2 Systemy rozpoznania
W celu rozpoznania obiektów umieściliśmy na pokładzie kamerę FlyCamOne. Przekazywanie
obrazu będzie się odbywało poprzez nadajnik FPV zamieszczony na pokładzie. Nadajnik ten będzie
wysyłał obraz na częstotliwości 5,8GHz do odbiornika. Obraz zostanie wyświetlony na monitorze.
Dodatkowe obserwowanie parametrów lotu pozwoli nam na kontrolę procesu rozpoznania, czyli za
razem wykonania zadań konkursowych.
4.3 System zrzutu
Zadaniem konkursowym będzie zrzucenie soczku. Zidentyfikowanie obszaru, na który ma
zostać zrzucony soczek nastąpi podobnie jak wykonanie misji rozpoznania. Uwalnianie soczku
nastąpi poprzez ruch dodatkowego serwonapędu.
5 Urządznie startowe
5.1 Obliczenia urządzenia startowego
5.2 Procedury transportu i montażu
Urządzenie startowe składa się z:
•
Dwóch ceowników o długości 1,1m
•
Haka, o który zaczepiona jest guma
•
Gumy modelarskiej o przekroju prostokątnym
•
Stalowego łącznika agregującego dwie części katapulty
•
Nóżki ustalającej odpowiedni kąt wystrzału
W celu ułatwienia transportu opracowaliśmy następujące procedury:
Strona | 5
PP-2 Kestrel. Projekt Bezpilotowego
owego Aparatu Latającego
•
Ceownik dzielony jest na części równej długości i po złożeniu tworzy przekrój
prostokątny, tak aby zoptymalizować zajmowaną objętość
•
Nóżka zostaje odkręcona do transportu
•
Guma modelarska jest zdemontowana i zwinięta
•
Hak jest zmontowany z ceownikiem
•
Łącznik jest zdemontowany
Procedury montażu:
1. Wypakować części katapulty z bagażnika
2. Do tylnej części ceownika dokręcić nóżkę
3. Tylną część ceownika obrócić o 180o względem osi wzdłużnej
4. Za pomocą łącznika
znika oraz 4 śrub M8 i nakrętek motylkowych, przyspieszających procedurę
montażu, złączyć ze sobą dwie części katapulty
5. Ponownie obrócić całość wzdłuż osi pionowej opierając górną część (tą bez nóżki, w której
znajduje się hak) o skrzynię startową
6. Skrzynia startowa stanowi drugą podporę katapulty
5.3 Wymóg
ymóg podania procedur
procedur bezpieczeństwa przy obsłudze
Start z katapulty nie jest możliwy bez świdomego naciągnięcia gumy wyrzucającej model.
Aby zachować bezpieczeństwo nie należy wprowadzać w obszar pracy gumy żadnych przedmiotów
obcych. W bezpośrednim sąsiedztwie (3m) od katapulty startowej może znajdować się tylko osoba
starująca model i powinna ona stać
stać z tyłu katapulty. Wszyscy ocserwatorzy oraz pilot muszą
znajdować się za katapultą.
6 System odzysku
Systemem odzysku jest spadochron wraz z elementami wykonawczymi uwalniającymi
uwalniaj
go.
Automatyczne uruchamianie spadochronu nastąpuje
nast
po utracie zasięgu.. Działanie to opiera się na
ustaleniu położenia
enia serwomechanizmów w odpowiednich kątach.
k tach. Manualne uwalnianie spadochronu
następuje za pomocą
ą dwupozycyjnego przełącznika
przeł cznika w aparaturze SPEKTRUM do zdalnego
sterowania.
7 Projekt wstępny i konstrukcyjny płatowca BSP
Skrzydło zaproponowane w szkicu koncepcyjnym charakteryzuje się
si dużym wydłużeniem i
cienkim profilem (
). Skrzydło tego typu ma małą sztywność i dużą podatność na skręcanie.
Strona | 6
Aby zapewnić wymaganą sztywność takiego skrzydła, należałoby zastosować grube i ciężkie powłoki
kompozytowe. Aby zoptymalizować aerodynamikę i sztywność konstrukcji zdecydowano się na
zmianę pierwotnych wymiarów samolotu.
Tabela 7.1 Dane wejściowe do obliczeń
Parametr
Symbol
Wartość Jednostka
Gęstość powietrza
ρ
1,225
kg/m3
Przyspieszenie ziemskie
g
9,81
m/s2
Masa startowa
MTOW
5
m/s
Prędkość minimalna
VMIN
10
m/s
Prędkość optymalna
VOP
20
m/s
Prędkość maksymalna
VNE
30
m/s
Rozpiętość
l
2,6
m
Cięciwa przykadłubowa
b
0,3
m
Główna cięciwa
aerodynamiczna
MAC
0,265
m
Powierzchnia nośna
S
0,667
m2
Wydłużenie
λ
10,14
-
Dla założonych prędkości i masy startowej wymagany jest następujący współczynnik siły nośnej:
Strona | 7
6,00
wymagany cz
Cz -max
Cz -start
5,00
Cz -lot
4,00
Cz3,00
2,00
1,00
0,00
5
6
7
8
9
10
11
12
13
14
15
16
17
18
19
20
21
22
23
24
25
V [m/s]
Rysunek 7.1 Wymagany współczynnik siły nośnej
Na podstawie wykresu można sformułować następujące wymagania:
• Cz maksymalny: 1,3
o
• Cz dla α=0 : 0,3
Ponadto, wybrany profil powinien cechować się:
• dużą wartością dCz/dα
• łagodnym przejściem przy αkryt
• Grubością ok. 10%
Profil spełniający te wymagania to SD7037:
Rysunek 7.2 Profil SD7037 (XFLR5)
Strona | 8
Tabela 7.2 Właściwości profilu SD7037
Parametr
Symbol
Wartość
Jednostka
Maksymalna
grubość
g
9,20
%
Poł. Maks
grubości
xg
29
%
Maks.
zakrzywienie
c
3,02
%
Poł. Maks
zakrzywienia
xc
39,91
%
Cz maksymalny
o
(α=10 )
CzMAX
1,3
-
Cz przelotowy
o
(α=0 )
CzLOT
0,3
-
Rysunek 7.3 Biegunowe profilu SD7037 (XFLR5)
Wybrany profil spełnia postawione wymagania i zostanie zastosowany w skrzydle samolotu.
Projekt skrzydła
Strona | 9
Wymiary geometryczne skrzydła odpowiadają wymiarom przedstawionym w tabeli 2.1. Jako, że
projektowany statek powietrzny ma być zdolny do lotu autonomicznego, skrzydło poza wytwarzaniem
siły nośnej ma także zapewnić odpowiednią stateczność kierunkową i podłużną samolotu.
Profil skrzydła jest stały na całej długości, zmienia się tylko cięciwa (rys. 3.4). Zwężenie
skrzydła powoduje wyrównanie lokalnego współczynnika siły nośnej na całej długości skrzydła. Taki
rozkład współczynnika sprawia, że w przypadku przeciągnięcia samolotu, utrata siły nośnej nastąpi
wpierw przy kadłubie. Pozwoli to na zachowanie działania lotek i zachowanie sterowności (rys. 3.5).
Strona | 10
Rysunek 7.4 Obrys prawego skrzydła (Autodeks Inventor)
Rysunek 7.5 Rozkład lokalnego współczynnika siły nośnej (XFLR5)
Biegunowe skrzydła, bez wpływu kadłuba przedstawiono na rysunku 3.7.
Usterzenie samolotu
Ze względów konstrukcyjnych (wymóg skrzyni transportowej) usterzenie samolotu
projektowano przede wszystkim pod kątem łatwego wytwarzania oraz łatwego montażu
poszczególnych elementów płatowca.
Strona | 11
Zdecydowano, że usterzenie poziome będzie oparte na profilu symetrycznym o zerowym kącie
zaklinowania, a ramię działania usterzenia wyrównawczego będzie zdefiniowane względami
konstrukcyjnymi. Trymowanie samolotu będzie odbywać się za pomocą cyfrowych
serwomechanizmów odpowiedzialnych za ruch powierzchniami sterowymi.
Usterzenie pionowe także wymiarowano względem wymiarów skrzyni transportowej. Ze
względu na symetryczną konstrukcję bryły aerodynamicznej oraz zespół napędowy oparty na
dwóch silnikach o przeciwnych kierunkach obrotu, usterzenie pionowe będzie oparte na profilu
symetrycznym.
Bryła aerodynamiczna
Bryła aerodynamiczna projektowanego samolotu ma wytwarzać jak najmniejszy opór
aerodynamiczny. Kadłub samolotu zaprojektowany tak, by wszystkie przejścia między
poszczególnymi elementami płatowca były możliwie płynne i bez gwałtownych uskoków.
Rysunek 7.8: Rzut izometryczny bryły aerodynamicznej samolotu (XFLR5)
Ze względu na brak dokładnych danych dotyczących oporu kształtu kadłuba i usterzenia,
dalszą analizę przeprowadzono w programie XFLR5. Program symuluje opływ ze stałą
prędkością wokół płatowca dla zadanego zakresu kątów natarcia.
Strona | 12
Rysunek 7.9: Wyniki analizy numerycznej bryły aerodynamicznej
Zestawienie danych
Przeprowadzone obliczenia i analizy numeryczne pozwoliły na uzyskanie pełnego
zestawu danych aerodynamicznych płatowca.
Rysunek 7.10 Biegunowe płatowca (XFLR5)
Strona | 13
50,00
45,00
40,00
do 35,00
sk
30,00
on
ał 25,00
oś
ć 20,00
doskonałość
15,00
10,00
5,00
0,00
5
6
7
8
9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25
V [m/s]
Rysunek 7.11 Krzywa doskonałości samolotu
0
5
10
V [m/s]
15
20
25
30
0
-0,5
-1
-1,5
w
[m -2
/s]
-2,5
-3
opadanie [m/s]
-3,5
-4
-4,5
Rysunek 7.12: Biegunowa opadania samolotu
Strona | 14
0,0600
0,0500
N
wy
ma
ga
na
[k
W]
0,0400
0,0300
0,0200
N wymagana
0,0100
0,0000
5
6
7
8
9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25
V [m/s]
Rysunek 7.13: Krzywa mocy wymaganej
Przeprowadzone obliczenia pozwoliły na uzyskanie zestawu prędkości eksploatacyjnych
projektowanego bezpilotowego aparatu latającego.
Tabela 7.3 Wykaz prędkości charakterystycznych projektowanego samolotu (IAS)
Parametr
Symbol
Wartość
Jednostka
Prędkość minimalna
Vmin
10
m/s
Prędkość startu
VTO
11
m/s
Prędkość minimalnego
opadania
Vek1
15
m/s
Prędkość ekonomiczna
Vek2
16
m/s
Prędkość optymalna
VOP
20
m/s
Prędkość opadania przy Vek1
W min1
0,4
m/s
Prędkość opadania przy Vek2
W min2
0,45
m/s
Prędkość opadania przy VOP
W OP
0,5
m/s
Doskonałość przy VOP
K
45
-
Strona | 15
Efektem końcowym obliczeń aerodynamicznych jest gotowa bryła aerodynamiczna
projektowanego bezpilotowca:
Tabela 7.4 Dane geometryczno-masowe PP-2 Kestrel
Parametr
Symbol
Wartość
Jednostka
Masa startowa
MTOW
5
kg
Rozpiętość skrzydeł
L
2,6
M
Powierzchnia nośna
S
0,637
m
Wydłużenie skrzydeł
λ
9,81
-
Kąt zaklinowania
β
0
deg
Kąt skosu
χ
2,31
deg
Kąt wzniosu
δ
5
deg
Profil skrzydła
-
SD7037
-
Rozpiętość usterzenia poziomego
lH
0,6
m
Powierzchnia usterzenia poziomego
SH
0,11
m
Wydłużenie usterzenia poziomego
λH
3,43
-
Kąt zaklinowania usterzenia
βH
0
deg
Profil usterzenia poziomego
-
NACA0009
-
Wysokość usterzenia pionowego
hV
0,275
m
Powierzchnia usterzenia pionowego
SV
0,06
m
Profil usterzenia pionowego
-
NACA0009
-
Długość całkowita
L
1,85
m
Ramię działania usterzenia
wyrównawczego
LH
1,221
m
2
2
2
Wyważenie samolotu
Dane bryły aerodynamicznej pozwoliły na dobranie elementów wyposażenia i wstępne
rozłożenie elementów w płatowcu w celu jego odpowiedniego wyważenia masowego.
Strona | 16
Rysunek 7.14 Schemat obliczenia środka ciężkości samolotu
Środek ciężkości oblicza się poprzez obliczenie sumarycznego momentu statycznego
pochodzącego od elementów wyposażenia względem punktu odniesienia na nosie samolotu.
Tabela 7.5 Wykaz elementów wyposażenia płatowca
Urządzenie
Sztuk
Masa [g]
Ramię [mm]
Momenty [g*mm]
Jeti Model - MT300 Sensor temperatury
1
13
50
650
Jeti Model - E8 EXPANDER
1
10
550
5500
Jeti Model - MGPS - sensor położenia GPS
1
24
600
14400
Jeti Model - MRPM-AC Sensor obrotów
silnika
1
6
500
3000
Jeti Model - MUI 200 Sensor prądowy
4
34
600
20400
Jeti Model - MSpeed Sensor prędkości
1
21
70
1470
Spadochron
1
500
405
202500
Jeti Model - MVario - sensor wysokości
1
6
100
600
Kamera FlyCamOne3 V2 - Acme
1
70
160
11200
FCO3 - FlyCamOne3 5,8 GHz Transmission
Set
1
50
230
11500
Strona | 17
FCO3 - Moduł LinX 433 MHz
1
50
610
30500
microSD 8GB
1
5
160
800
Pakiet KOKAM 5000mAh 7,4V 30C
2
478
425
203150
Silnik 3F Turnigy SK35-42 1250 Kv /630W.
2
284
400
113600
Kołpak aluminiowy TURBO 40/4/8
2
36
400
14400
Łopaty AERO-naut 9x5/8
2
20
400
8000
Regulator obrotów 3F HK SS 50-60A ESC
2
126
425
53550
Serwo Alturn ADS 640 LTG
1
34
1750
59500
Serwo Hitec HS 5125MG Digital
2
48
600
28800
Serwo Hitec HS 5125MG Digital
1
24
1750
42000
kadłub
1
800
435,5
348400
ogon
1
800
1336
1068800
skrzydła
2
1400
532
744800
suma
4839
2987520
Uzupełniając bilans mas i momentów o wartość i moment obciążenia wyrównawczego,
uzyskano położenie środka ciężkości samolotu. W celu uzyskania danych liczbowych, w
szczególności współczynnika momentu pochylającego, należy przeprowadzić analizę
aerodynamiczną płatowca bez statecznika poziomego.
Strona | 18
Rysunek 7.15 Wyniki analizy samolotu bez statecznika (XFLR5)
Tabela 7.6 Wartości obciążenia wyrównawczego i położenie środka ciężkości
Cm
-0,636 [-]
PH
-2,72 [N]
PH
-231 [g]
LH
1723 [mm]
MH
-398545 [g*mm]
MGŁÓWNY
2,99E+06 [g*mm]
xC
562 [mm]
Analiza aerodynamiczna płatowca wyposażonego w statecznik poziomy o profilu
symetrycznym przy zerowym kącie zaklinowania wykazała, że dla dodatnich kątów natarcia
środek parcia znajduje się w odległości 120 – 200mm od krawędzi natarcia skrzydła, tj w odl.
520 – 600mm od punktu odniesienia.
Strona | 19
Rysunek 3.16 Wędrówka środka parcia samolotu (XFLR5)
Z przedstawionych obliczeń wynika, że środek ciężkości znajduje się za środkiem parcia,
dla kątów natarcia zbliżonych do zera. Bez odpowiedniej korekcji samolot będzie „ciężki na
ogon” i niestateczny. W celu wyeliminowania niestateczności i zapewnienia odpowiedniego
położenia środka ciężkości należy zapewnić odpowiednią wartość obciążenia na usterzeniu
poziomym. Idealne wyważenie aerodynamiczne nastąpi, gdy środek ciężkości samolotu
przesunie się w odległość mniejszą niż 100mm od krawędzi natarcia lub 500mm od punktu
odniesienia.
Modyfikacja obliczeń masowych pozwoliła na określenie potrzebnego obciążenia
pochodzącego od trymera.
Tabela 7.7 Modyfikacja położenia środka ciężkości przez trymowanie samolotu
PH trym
-2,60 [N]
PH trym
-250 [g]
LH (od nosa)
1723 [mm]
MH trym
-456595 [g*mm]
xC
491 [mm]
Strona | 20
Obliczenia wykazały, że przyłożenie dodatkowego obciążenia o wielkości 2,5 [N]
przesunie środek ciężkości w bezpieczne położenie zapewniając odpowiedni zapas
stateczności samolotu.
Dalsze obliczenia wykazały, że w celu osiągnięcia położenia środka ciężkości w
O
bezpieczne położenie, należy zastosować statecznik poziomy zaklinowany pod kątem -2.00
względem płaszczyzny Oxy samolotu oraz zastosować trymer.
Jako że położenie poszczególnych elementów przedstawione w tabeli 3.4 może ulec
zmianie przy dalszym etapie projektowania, zdecydowano, że statecznik poziomy zostanie
O
umieszczony równolegle do skrzydła (tj. przy kącie zaklinowania 0 ), a wyważenie
aerodynamiczne będzie realizowane przez cyfrowy trymer w jaki wyposażono dobrane
serwomechanizmy.
Projekt struktury siłowej
Obwiednia obciążeń
Pierwszym krokiem jest określenie obwiedni obciążeń w locie określającej obszar
dopuszczalny użytkowania bezpilotowego aparatu latającego. Projektowany samolot nie będzie
wykonywał akrobacji oraz lotów z dużymi współczynnikami obciążeń. W dalszych obliczeniach
będzie rozpatrywany jako samolot nieakrobacyjny. Oznacza to, że maksymalny i minimalny
współczynnik obciążeń takiego samolotu wynoszą odpowiednio 4 i -2.
5
Obwiednia od
sterowania
4
3
2
]-n [ 1
0
-1
5,00
10,00
15,00
20,00
25,00
30,00
35,00
-2
-3
V [m/s]
Rysunek 7.17 Obwiednia obciążeń od sterowania
Powyższy wykres uwzględnia dopuszczalne obciążenia w funkcji prędkości dla lotu w
nieruchomej atmosferze. Aby uwzględnić obciążenia pochodzące od lotu w burzliwej
atmosferze, należy skonstruować obwiednie obciążeń od turbulencji. Regulamin konkursu
zakłada, że loty będą się odbywały przy prędkości wiatru do 10m/s. Zakłada się więc, że
Strona | 21
samolot będzie eksploatowany w turbulentnej atmosferze, której ruchy pionowe powietrza nie
będą przekraczały 10 m/s.
8
Obwiednia od
podmuchów
6
4
]-n [
2
0
-2
0
5
10
15
20
25
30
35
-4
-6
V [m/s]
Rysunek 7.18 Obwiednia obciążeń od podmuchów
W celu określenia obszaru dopuszczalnego użytkowania samolotu, połączono powyższe
wykresy i uzyskano obwiednie obciążeń w locie:
8
6
4
]-n [
2
0
-2
0,00
5,00
10,00
-4
Obwiednia od
sterowania
-6
Obwiednia od
podmuchów
15,00
20,00
25,00
30,00
35,00
V [m/s]
Rysunek 7.19 Obwiednia obciążeń w locie
Z powyższego rysunku wynika, że samolot musi podołać obciążeniom eksploatacyjnym
n=(7, -5). Obliczenia struktury siłowej zostaną przeprowadzone dla tych obciążeń
eksploatacyjnych.
Strona | 22
Struktura siłowa skrzydła
Ze względu na fakt, że skrzydło projektowanego bezpilotowa ma zostać wykonane z
kompozytów szklano-epoksydowych, zdecydowano, że zostanie zaprojektowane i wykonane
jako konstrukcja skorupowa. Oznacza to, że powłoka skrzydła będzie elementem
przenoszącym obciążenia.
W celu wyznaczenia sił wewnętrznych działających w skrzydle, należy poznać rozkład siły
aerodynamicznej działającej wzdłuż długości skrzydła.
Rysunek 7.20 Rozkład lokalnego współczynnika siły nośnej dla współczynnika obciążeń
n=7 (XFLR5)
Wykorzystywane narzędzie pozwala na określenie momentu zginającego skrzydło,
pochodzącego od sił aerodynamicznych.
Strona | 23
Rysunek 7.21 Wykres momentu zginającego dla współczynnika obciążeń n=7 (XFLR5)
Uzyskany wykres momentów zginających skrzydło pozwoli na obliczenie skrzydła pod
względem wytrzymałościowym. Zdecydowano, że struktura skrzydła będzie oparta na głównym
dźwigarze skrzynkowym oraz dźwigarze pomocniczym o profilu ceownika. Dźwigar skrzynkowy
ma za zadanie przejąć moment skręcający skrzydło oraz moment zginający. Dźwigar
pomocniczy ma za zadanie usztywnienie konstrukcji oraz zamknięcie profilu lotniczego w
miejscu lotki.
Rysunek 7.22 Projekt wstępny struktury siłowej skrzydła (Autodesk Inventor)
Strona | 24
PP-2 Kestrel. Projekt Bezpilotowego
owego Aparatu Latającego
Dźwigar
wigar główny znajduje się
si w 30% cięciwy skrzydła, liczącc od noska profilu. D
Dźwigar
pomocniczy znajduje się
ę w 25% ci
cięciwy licząc od krawędzi
dzi spływu. Elementy struktury siłowej
zostaną wykonane z włókna węglowego
w
impregnowanego żywicą.. Wg danych katalogowych
wytrzymałość na rozciąganie
ąganie CFRP wynosi Rm = 600MPa, na ściskanie – Rc = 570MPa. Będzie
to wartość odniesienia do zdefiniowania warunków wytrzymałościowych.
wytrzymało
Zakłada się, że
e samolot musi przenieść
przenie obciążenie eksploatacyjne ne=7 powiększone o
współczynnik bezpieczeństwa
stwa 1.5. Daje to współczynnik obciążeń niszczących
ących nn=10,5.
O
Odpowiada to przelotowi z prędkością
pr
31 [m/s] na maksymalnym kącie
cie natarcia α=12 .
Obliczenia zakładają dwie możliwości
mo
wykonania dźwigara
wigara skrzynkowego, o profilu
prostokątnym
tnym o wymiarach b x h oraz o profilu kwadratowym o wym
wymiarach
iarach h x h.
Rysunek 7.23
.23 Wymiary rozpatrywanych przekrojów dźwigara
d
Sporządzono
dzono rozkład naprężeń
napręż zastępczych wzdłuż długości
ci skrzydła dla obydwu mo
możliwych
konfiguracji dźwigara.
wigara. Wykres uwzględnia
uwzgl
także naprężenia pochodzące
ce od skręcania
skr
skrzydła
zgodnie z hipotezą Hubera. Przyjęto
Przyj
grubość ścianki profilu dźwigara
wigara g=1mm.
0 200
400
600
800
1000
1200
Strona | 25
Rysunek 7.24 Rozkład naprężeń zastępczych wzdłuż długości skrzydła
Z powyższego wykresu wynika, że maksymalne naprężenia dla dowolnego profilu
dźwigara głównego wynoszą ok. 140MPa. Maksymalne naprężenia są ok 3-krotnie mniejsze od
naprężeń niszczących.
Z obliczeń wynika, że obciążenia działające na skrzydło przejmie sam dźwigar główny,
bez uwzględnienia dźwigara pomocniczego oraz powłoki skrzydła. Pozornie, projektowane
skrzydło zdaje się być przewymiarowane. Jednak wartość Rm = 600MPa jest wartością
orientacyjną dla idealnie wykonanego materiału. Nie jest znana rzeczywista wytrzymałość
materiału z jakiego będzie wykonany dźwigar. Kolejnym czynnikiem jest ryzyko błędnego
oszacowania obciążeń jakim będzie poddany projektowany samolot.
Zdecydowano, że projektowane skrzydło będzie przewymiarowane, w celu uwzględnienia
niedokładnych danych materiałowych, oraz ewentualnych błędów przy produkcji elementów
samolotu.
Rozkład szerokości dźwigara, wzdłuż rozpiętości skrzydła przedstawiono poniżej:
25
20
szerokośc dzwigara
15
10
5
0
200
400
600
800
1000
1200
Rysunek 7.25 Rozkład szerokości dźwigara wzdłuż długości skrzydła
Struktura siłowa kadłuba
Obliczenia wytrzymałościowe kadłuba przeprowadzono w module projektowania wałów
programu Autodesk Inventor.
Zgodnie z literaturą, modelem obliczeniowym kadłuba jest belka na dwóch podporach
obciążona obciążeniem ciągłym, pochodzącym od masy kadłuba i belki ogonowej oraz
obciążeniami skupionymi, pochodzącymi od elementów wyposażenia znajdujących się w
kadłubie.
Obliczenia wykonano dla współczynnika obciążeń n=10. Wartości obciążeń ciągłych
obliczono na podstawie znanych mas elementów, ich długości przyspieszenia ziemskiego
powiększonego o współczynnik obciążeń niszczących. Wartości sił skupionych obliczono na
podstawie mas elementów wyposażenia umieszczonych w kadłubie (tabela 3.4) oraz wartości
przyspieszenia działającego na płatowiec. W środku parcia usterzenia poziomego przyłożono
moment pochodzący od obciążenia wyrównawczego. W środku parcia skrzydła przyłożono
Strona | 26
moment zginający równy momentowi skręcającemu skrzydło dla danego przypadku
obliczeniowego.
Obliczenia sił tnących i momentów zginających przeprowadzono na modelowym elemencie o
profilu rurowym o wymiarach: D= 41 [mm], g=3 [mm], l= 1850 [mm].
Model obliczeniowy przedstawiono na rysunku 3.26.
Rysunek 7.26 Model obliczeniowy kadłuba
Na podstawie wprowadzonych danych uzyskano następujące rozkłady sił tnących i
momentów zginających w kadłubie:
Rysunek 7.27 Rozkład sił tnących wzdłuż długości kadłuba
Strona | 27
Rysunek 7.28 Rozkład momentów zginających wzdłuż długości kadłuba
Założenie, że model obliczeniowy to belka o profilu rurowym D= 41 [mm], g=3 [mm], l=
1850 [mm] pozwoliło na uzyskanie wielkości naprężeń zredukowanych wzdłuż belki.
Rysunek 7.29 Rozkład naprężeń zredukowanych wzdłuż kadłuba
Wymiar belki odpowiada wymiarowi połączenia belki ogonowej z kadłubem. Połączenie
znajduje się w odległości 870mm od nosa samolotu, więc wartość naprężenia zredukowanego
w tym położeniu odpowiada naprężeniom w połączeniu belka ogonowa-kadłub.
Strona | 28
Rysunek 7.30 Wymiary mocowania belki ogonowej do kadłuba
Tabela 7.8 Wartości wymuszeń w łączeniu kadłub – belka ogonowa
Parametr
Wartość
Jednostka
Odległość od nosa
870
[mm]
Siła tnąca
990
[N]
Moment zginający
475
[Nm]
Naprężenia ścinające
2,5
[MPa]
Naprężenia zginające
147
[MPa]
Naprężenia
zredukowane
150
[MPa]
Ze względu na wielkość naprężeń i oraz charakter pracy połączenia (konieczność
wielokrotnego montażu i demontażu) zdecydowano, że element łączący kadłub będzie
wykonany z aluminium AL6061 T4. Wytrzymałość materiału na zginanie to Rg=143MPa. Jednak
element współpracuje z tuleją montażową o większej średnicy i powierzchni przekroju
poprzecznego.
Ze względu na znikomo małe siły i momenty działające w przekroju łączącym przedział
nosowy z kadłubem nie wykonywano obliczeń wytrzymałościowych tego połączenia. Założono,
że cztery sworznie wykonane z aluminium AL6061 T4 będą wystarczające dla tego połączenia.
Struktura siłowa płatowca.
Strona | 29
Wolnonośny górnopłat z usterzeniem typu T. Konstrukcja skrzydeł, usterzeń i kadłuba
skorupowa.
Powłoki zewnętrzne wykonane z laminatu szklano-epoksydowego, elementy siłowe
wykonane z kompozytu węglowego. Łączenie belki ogonowej z kadłubem oraz łączenie
przedziału wyposażenia z kadłubem aluminiowe. Łączenie skrzydeł z kadłubem oraz konsol
skrzydła przy użyciu bagnetów węglowych.
― Współczynniki obciążeń eksploatacyjnych: n = (7, -5);
― Współczynniki obciążeń niszczacych: n = (10, -7);
― Współczynnik bezpieczeństwa: xb = 1,5;
Aktualny projekt struktury siłowej przedstawia rysunek 3.31
Rysunek 7.31 Projekt struktury siłowej PP-2 Kestrel
Wykonanie poszczególnych elementów
Płatowiec został wykonany z połączenia laminatem włókien szklanych, kevlaru i siatki
włókien węglowych. Ten typ połączenia daje odpowiednią sztywność.
Kadłub samolotu, belka ogonowa, skrzydła, konsole oraz statecznik poziomy zostały
wykonane w formach negatywowych. Każdy z elementów został wykonany z dwóch połówek
laminowanych w formach negatywowych oraz utwardzanych za pomocą żywicy epoksydowej.
Po laminowaniu w połówki elementów zostały wklejone elementy siłowe jak dźwigary i
podłużnice oraz elementy pomocnicze jak wręgi i żebra. Następnie połówki elementów zostały
Strona | 30
sklejone razem, a spoina zostanie wzmocniona rowingiem węglowym. Spoiwem jest żywica
L285.
Użycie laminatów szklano-epoksydowych i kompozytów węglowych pozwoli na uzyskanie
elementów o niezwykle dużej wytrzymałości przy jednoczesnym uzyskaniu niskiej masy.
Ponadto, formy użyte do wykonania elementów są formami wielokrotnego użytku. Pozwoli to na
wykonanie dowolnej ilości elementów płatowca będących idealnie spasowanymi z już
istniejącymi. Takie rozwiązanie zapewni seryjność produkcji poszczególnych elementów i
umożliwi wykonanie kilku identycznych egzemplarzy płatowca.
System obserwacji
PP-2 Kestrel został zaprojektowany tak, by móc zostać wyposażony w dowolny sprzęt
badawczy o masie mniejszej niż 1kg. Przedział nosowy jest przestrzenny i pozwala na
umieszczenie w nim sprzętu obserwacyjnego, meteorologicznego, aerometrycznego,
geodezyjnego itp.
Podstawowym wyposażeniem przygotowywanym na MIWL 2014 jest głowica
obserwacyjna wyposażona w kamerę światła dziennego i tor AV. Przykładowy projekt
miniaturowej głowicy obserwacyjnej przedstawiono na rysunku 4.1.
Głowica jest umieszczona w części dolnej przedziału nosowego.
Rysunek 7.32 Projekt wstępny głowicy obserwacyjnej.
Zastosowanie takiego rozwiązania wymagało od nas zaprojektowania oddzielnego toru
AV do przekazywania obrazu z kamery na żywo. Obraz przesyłamy przez nadajnik FPV
zamieszczony na pokładzie. Przesył następuje na częstotliwości 5,8GHz i obraz odtwarzany
jest na monitorze komputera.
Strona | 31
Rysunek 7.33 FlyCamOne HD 1080p
Przedstawiona kamera jest dostarczana wraz z gotowym systemem transmisji video
dostosowanym do urządzenia, antenami kierunkowymi oraz oprogramowaniem umożliwiającym
podgląd obrazu na komputerze klasy PC. Zastosowanie gotowego systemu pozwoli na
uniknięcie problemów związanych z koniecznością dostrojenia ze sobą poszczególnych
elementów systemu.
Kamera, system przesyłu danych, system sterowania głowicą oraz pakiety ogniw zasilających
system obserwacyjny znajdują się w przedziale nosowym bezpilotowca.
Wyrzutnia
Według regulaminu konkursu na bezpilotowiec elementem dodatkowo punktowanym jest
wyrzutnia startowa.
Wyrzutnia ma zapewnić startującemu bezpilotowcowi odpowiednią prędkość startu na krótkim
dystansie. Zastosowanie wyrzutni zapewni powtarzalne warunki startu co wyeliminuje ryzyko
utraty kontroli nad samolotem podczas startu.
Projekt wstępny wyrzutni przedstawiono na rysunku 4.5.
Strona | 32
Rysunek 7.34 Projekt wyrzutni
8 Programy do autopilota
Poniżej prezentujemy kilka programów do autopilota. Są one napisane w języku C z
użyciem blibliteki STM. Przy kluczowych poleceniach programu znajdują się opisy wyjaśniające
działanie. Mieliśmy możliwość przetestowania tylko niektórych programów, pozostałe
napisane zostały jako podstawa do dalszych działań. Planujemy w tym roku usprawnić naszego
drona o ten system. Będzie on wymagał regulacji parametrów lotu oraz odczytu sygnałów
przepływających między poszczególnymi modułami. Podstawą działania naszego autopilota ma
być gotowa płytka STM 32 F4 discovery.
8.1 Automatyczne uwalnianie spadochronu
Poniższy prototyp programu wywołuje automatyczne uwolnienie spadochronu w
momencie zaniku sygnału ze Spektrum. Wypuszcza on spadochron z lekkim opóźnieniem, aby
nie dopuścić do uruchomienia programu w momencie tylko chwilowego zaniku sygnału.
#include <stm32f4xx_gpio.h>
#include <stm32f4xx_rcc.h>
#include <stm32f4xx_tim.h>
#include <stm32f4xx_exti.h>
#include <misc.h>
int licznik=0;
int getSignalSpektrumChannel(); //interrupt /1 jesli wykryto brak zasiegu
// po wykryciu braku zasięgu odpalamy timer
void setTimer();// after set time, get signal channel second time
void houston_we_have_a_problem();//wypuszczamy spadochron
void InitializeGPIO();
void InitializePWMChannel1(int);
void InitializeTimer4();//timer 4 do serwa
void timer_2_init();//timer do analizy sygnału
//PD13-> channel
//PD12->Serwo
Strona | 33
void executeProgram();
int main(void)
{
InitializeGPIO();
InitializePWMChannel1(0);
InitializeTimer4();
timer_2_init();
while(1)
{
executeProgram();
}
}
int getSignalSpektrumChannel()
{
TIM_Cmd(TIM2, DISABLE);
TIM_SetCounter(TIM2,0);
if(GPIO_ReadInputDataBit(GPIOD,GPIO_Pin_13))
{
while(GPIO_ReadInputDataBit(GPIOD,GPIO_Pin_13));
while(!GPIO_ReadInputDataBit(GPIOD,GPIO_Pin_13));
TIM_Cmd(TIM2, ENABLE);
while(GPIO_ReadInputDataBit(GPIOD,GPIO_Pin_13));
licznik=TIM_GetCounter(TIM2);
if(licznik>1000 && licznik<1200)//zakres do ustawienia gdy utrata
zasięgu
{
return 1;
}
else
{
return 0;
}
}
return 0;
}
void executeProgram()
{
if(getSignalSpektrumChannel())
{
TIM_Cmd(TIM2, DISABLE);
TIM_SetCounter(TIM2,0);
TIM_Cmd(TIM2, ENABLE);//odpalamy timer
while(TIM_GetCounter(TIM2)<5000000);//jeżeli minie 5 s sprawdzamy stan
sygnału jeszcze raz
if(getSignalSpektrumChannel())
{/// to pozwalam zmieniać
TIM4->CCR1=1000;// ten parametr ustawiasz tak aby
wypuciło spadochron
}
}
}
void InitializeGPIO()
{
RCC_AHB1PeriphClockCmd(RCC_AHB1Periph_GPIOD, ENABLE);
Strona | 34
GPIO_InitTypeDef gpioStructure;
gpioStructure.GPIO_Pin = GPIO_Pin_12;//pin trig
gpioStructure.GPIO_Mode = GPIO_Mode_OUT;
gpioStructure.GPIO_Speed = GPIO_Speed_50MHz;
GPIO_Init(GPIOD, &gpioStructure);
gpioStructure.GPIO_Pin = GPIO_Pin_13;
gpioStructure.GPIO_Mode = GPIO_Mode_IN;
}
void timer_2_init()// timer -> 2us na takt
{
TIM_TimeBaseInitTypeDef TIM_TimeBaseStructure;
RCC_APB1PeriphClockCmd(RCC_APB1Periph_TIM2, ENABLE);
TIM_TimeBaseStructure.TIM_Period = 6000000;
TIM_TimeBaseStructure.TIM_Prescaler = 30;
TIM_TimeBaseStructure.TIM_ClockDivision = 0;
TIM_TimeBaseStructure.TIM_CounterMode = TIM_CounterMode_Up;
TIM_TimeBaseInit(TIM2, &TIM_TimeBaseStructure);
//TIM_Cmd(TIM4, ENABLE);
}
void InitializeTimer4()
{
TIM_TimeBaseInitTypeDef timerInitStructure;
timerInitStructure.TIM_Prescaler = 15;
timerInitStructure.TIM_CounterMode = TIM_CounterMode_Up;
timerInitStructure.TIM_Period = 20000;
timerInitStructure.TIM_ClockDivision = TIM_CKD_DIV1;
timerInitStructure.TIM_RepetitionCounter = 0;
TIM_TimeBaseInit(TIM4, &timerInitStructure);
}
void InitializePWMChannel1(int pozycja)//1000-2000 ms, 1500ms dla pozycji
zero
{
TIM_OCInitTypeDef outputChannelInit = {0,};
outputChannelInit.TIM_OCMode = TIM_OCMode_PWM1;
outputChannelInit.TIM_Pulse =pozycja;
outputChannelInit.TIM_OutputState = TIM_OutputState_Enable;
outputChannelInit.TIM_OCPolarity = TIM_OCPolarity_High;
TIM_OC1Init(TIM4, &outputChannelInit);
TIM_OC1PreloadConfig(TIM4, TIM_OCPreload_Enable);
GPIO_PinAFConfig(GPIOD, GPIO_PinSource12, GPIO_AF_TIM4);
}
8.2 Testy silników
Kolejny program posłużył nam do testów silników oraz serwomotorów. Pozwolił on ustalić
jakie parametry będą niezbędne do przemieszczenia serwosilnika o oczekiwany kąt. Program
ten więc został przetestowany.
Strona | 35
#include "funkcje.h"
int serwo1=0;
int serwo2=0;
int serwo3=0;
int serwo4=0;
int silnikL=0;
int silnikP=0;
int x=0;
void Delay()
{ int i=0;
int j=0;
for(i=0;i<=2400000;i++)
{
for(j=0;j<=1;j++)
{
}
}
}
int main()
{
InitializeOut();
InitializeTimer();//UstawieniePWM na okres 20ms
serwo1=900;
serwo2=900;
silnikL=900;
silnikP=900;
InitializePWMChannel1(serwo1);
InitializePWMChannel2(serwo2);
InitializePWMChannel3(silnikL);
InitializePWMChannel4(silnikP);
Delay();
//1400 -> max//500 ->minHS-5495BH
//
while(1)
{
//TIM4->CCR1=serwo1;
//TIM4->CCR2=serwo2;
//TIM4->CCR3=silnikL;
//TIM4->CCR4=silnikP;
Delay();
TIM4->CCR1=1400;
TIM4->CCR2=1400;
TIM4->CCR3=1200;
TIM4->CCR4=1200;
Delay();
//wcisniecie przycisku przerobić na interrupt
if(GPIO_ReadInputDataBit(GPIOA,GPIO_Pin_0))
{
x++;
if(x==1)
{
serwo1=600;
Strona | 36
serwo2=1200;
}
else if(x==2)
{
silnikL=1200;
silnikP=500;
serwo2=600;
serwo1=1200;
}
else if(x==3)
{
silnikL=500;
silnikP=1200;
serwo1=600;
serwo2=1200;
}
else if(x==4)
{
silnikL=1200;
silnikP=1200;
serwo2=600;
serwo1=1200;
}
else
{
serwo1=900;
serwo2=900;
silnikL=1000;
silnikP=1000;
x=0;
}
while(GPIO_ReadInputDataBit(GPIOA,GPIO_Pin_0));
}
}
}
8.3 Przesył informacji
Trzeci program przestawia funkcje do wymiany informacji z żyroskopem, testowane z
akcelerometrem.
#ifndef _funkcje_h_
#define
_funkcje_h_
#include <stm32f4xx_tim.h>
#include <stdio.h>
void InitializePWMChannel1(int pozycja)//1000-2000 ms, 1500ms dla pozycji
zero
{
outputChannelInit.TIM_Pulse =pozycja;
Strona | 37
}
void InitializePWMChannel2(int wypelnienie)
{
outputChannelInit.TIM_Pulse = wypelnienie;
}
{
}
{
}
void InitializeOut()
{
// Init Pinu PWM PD12 PD13 PD14 PD15
gpioStructure.GPIO_Pin = GPIO_Pin_12| GPIO_Pin_13|GPIO_Pin_14|
GPIO_Pin_15;
gpioStructure.GPIO_Mode = GPIO_Mode_AF;
Strona | 38
// Init Pinu Przycisk PA0 jako wejcie
RCC_AHB1PeriphClockCmd(RCC_AHB1Periph_GPIOA, ENABLE);
GPIO_InitTypeDef gpioStructure2;
gpioStructure2.GPIO_Pin = GPIO_Pin_0;
gpioStructure2.GPIO_Mode = GPIO_Mode_IN;
gpioStructure2.GPIO_Speed = GPIO_Speed_50MHz;
GPIO_Init(GPIOA, &gpioStructure2);
}
void InitializeTimer()
{
TIM_TimeBaseInitTypeDef timerInitStructure;
timerInitStructure.TIM_Prescaler = 15;
timerInitStructure.TIM_CounterMode = TIM_CounterMode_Up;
timerInitStructure.TIM_Period = 20000;
timerInitStructure.TIM_ClockDivision = TIM_CKD_DIV1;
timerInitStructure.TIM_RepetitionCounter = 0;
TIM_TimeBaseInit(TIM4, &timerInitStructure);
}
#endif
Kolejne funkcje wykonane są na bazi tutowiali internetowych.
#include "stm32f4xx.h"
#include <stm32f4xx_spi.h>
int8_t data_x;
void mySPI_Init(void);
uint8_t mySPI_GetData(uint8_t);
void mySPI_SendData(uint8_t, uint8_t);//address, data
void InitializeOut();
int main(void)
{
InitializeOut();
mySPI_Init();
mySPI_SendData(0x20, 0xC0); //LIS302D Config //0x11000000
while(1)
{
data_x = mySPI_GetData(0x29);
GPIO_SetBits(GPIOD,GPIO_Pin_13);
}
}
uint8_t mySPI_GetData(uint8_t adress){
GPIO_ResetBits(GPIOE, GPIO_Pin_3);
adress = 0x80 | adress;
Strona | 39
while(!SPI_I2S_GetFlagStatus(SPI1, SPI_I2S_FLAG_TXE)); //transmit buffer
empty?
SPI_I2S_SendData(SPI1, adress);
while(!SPI_I2S_GetFlagStatus(SPI1, SPI_I2S_FLAG_RXNE)); //data received?
SPI_I2S_ReceiveData(SPI1);
//Clear RXNE bit
while(!SPI_I2S_GetFlagStatus(SPI1, SPI_I2S_FLAG_TXE)); //transmit buffer
empty?
SPI_I2S_SendData(SPI1, 0x00);
//Dummy byte to generate clock
while(!SPI_I2S_GetFlagStatus(SPI1, SPI_I2S_FLAG_RXNE)); //data received?
GPIO_SetBits(GPIOE, GPIO_Pin_3);
return SPI_I2S_ReceiveData(SPI1); //return reveiced data
}
void mySPI_SendData(uint8_t adress,
GPIO_ResetBits(GPIOE, GPIO_Pin_3);
while(!SPI_I2S_GetFlagStatus(SPI1,
empty?
SPI_I2S_SendData(SPI1, adress);
empty?
SPI_I2S_SendData(SPI1, data);
}
uint8_t data){
SPI_I2S_FLAG_TXE));
//transmit buffer
SPI_I2S_FLAG_RXNE)); //data received?
SPI_I2S_FLAG_TXE));
//transmit buffer
SPI_I2S_FLAG_RXNE)); //data received?
void mySPI_Init(void){
RCC_APB2PeriphClockCmd(RCC_APB2Periph_SPI1, ENABLE);
SPI_InitTypeDef SPI_InitTypeDefStruct;
SPI_InitTypeDefStruct.SPI_BaudRatePrescaler = SPI_BaudRatePrescaler_2;
SPI_InitTypeDefStruct.SPI_Direction = SPI_Direction_2Lines_FullDuplex;
SPI_InitTypeDefStruct.SPI_Mode = SPI_Mode_Master;
SPI_InitTypeDefStruct.SPI_DataSize = SPI_DataSize_8b;
SPI_InitTypeDefStruct.SPI_NSS = SPI_NSS_Soft;
SPI_InitTypeDefStruct.SPI_FirstBit = SPI_FirstBit_MSB;
SPI_InitTypeDefStruct.SPI_CPOL = SPI_CPOL_High;
SPI_InitTypeDefStruct.SPI_CPHA = SPI_CPHA_2Edge;
SPI_Init(SPI1, &SPI_InitTypeDefStruct);
RCC_AHB1PeriphClockCmd(RCC_AHB1Periph_GPIOA | RCC_AHB1Periph_GPIOE ,
ENABLE);
GPIO_InitTypeDef GPIO_InitTypeDefStruct;
GPIO_InitTypeDefStruct.GPIO_Pin = GPIO_Pin_5 | GPIO_Pin_7 | GPIO_Pin_6;
GPIO_InitTypeDefStruct.GPIO_Mode = GPIO_Mode_AF;
GPIO_InitTypeDefStruct.GPIO_Speed = GPIO_Speed_50MHz;
GPIO_InitTypeDefStruct.GPIO_OType = GPIO_OType_PP;
GPIO_InitTypeDefStruct.GPIO_PuPd = GPIO_PuPd_NOPULL;
GPIO_Init(GPIOA, &GPIO_InitTypeDefStruct);
GPIO_InitTypeDefStruct.GPIO_Pin = GPIO_Pin_3;
GPIO_InitTypeDefStruct.GPIO_Mode = GPIO_Mode_OUT;
GPIO_InitTypeDefStruct.GPIO_Speed = GPIO_Speed_50MHz;
GPIO_InitTypeDefStruct.GPIO_PuPd = GPIO_PuPd_UP;
GPIO_InitTypeDefStruct.GPIO_OType = GPIO_OType_PP;
GPIO_Init(GPIOE, &GPIO_InitTypeDefStruct);
Strona | 40
GPIO_PinAFConfig(GPIOA, GPIO_PinSource5, GPIO_AF_SPI1);
SPI_Cmd(SPI1, ENABLE);
}
void InitializeOut()
{
// Init Pinu PWM PD12 PD13 PD14 PD15
gpioStructure.GPIO_Pin = GPIO_Pin_13;
gpioStructure.GPIO_Mode = GPIO_Mode_OUT;
9
Wnioski końcowe
Projekt w obecnym stadium jest zrealizowany konstrukcyjnie. Poprzedni zespół wykonał
wszystkie obliczenia i projekty umożliwiające rozpoczęcie prac nad budową bezpilotowego
aparatu latającego PP-2 Kestrel. Nasz zespół zajął się skonstruowaniem płatowca oraz
wykonaniem praktycznym całego projektu. Planujemy usprawnić działanie bezzałogowca
poprzez zastosowanie autopilota zarówno do startowania, jak i do wyznaczania toru lotu.
Z danych udostępnionych przez konkurencyjne zespoły wynika, że reprezentacje
pozostałych uczelni są już na etapie wykonywania lotów próbnych i ostatecznych przygotowań
do konkursu. Prezentacje zespołów konkurencyjnych przedstawione na MIWL 2010 zawierały
także dane dotyczące kosztów wykonania projektów. Koszty projektów, które zajęły pierwsze
trzy miejsca to kwoty rzędu 20.000 – 35.000zł.
Zespół uważa, że koszt projektu PP-2 Kestrel wynoszący 15.000zł, z uwzględnieniem 40%
rezerwy na poczet zakupu części wymiennych, to niewielka kwota, biorąc pod uwagę potencjał
projektu.
10 Kosztorys projektu
Pierwsze finansowanie
L.p.
1
Nazwa
jednostka
aparatura spektrum DX10
kpl
ilość
1
cena
jedn.
Cena
2990
2990
Strona | 41
2
obrotomierz spektrum
szt
1
86
86
3
moduł GPS Spektrum
szt
1
420
420
5
taśmy dwustrone, rzepy
szt
1
36
36
6
farba
szt
2
30
60
7
przewody i złączki
kpl
1
78
78
8
spadochron
kpl
2
35
70
9
Kamera FlyCamOne HD 720p
kpl
1
533
533
10
autopilot - płytka
szt
1
88
88
11
folia modelarska biała
mb
2
40
80
12
żyroskop
szt
1
125
125
13
moduł telemetrii spektrum
szt
1
257
257
14
farba/szpachla/pędzle/papiery
kpl
2
80
160
15
Spektrum STi
szt
1
300
300
16
spadochron dla ładunku
szt
1
20
20
17
łopatki aeronaut 13x8
kpl
4
30
120
18
Zestaw nadawczy 900MHz
kpl
1
500
500
19
rurka węglowa 8mm
szt
1
8
8
20
złączki "gold"
kpl
6
5
30
WYDANO
5161
GRANT
5738
zostanie
-401,44 zł
zostało
576,56 zł
SUMA
6 139,44 zł
Drugie finansowanie
Lp
Nazwa
Jednostka
Ilość
koszt_jedn
koszt_całk
Strona | 42
1
Taśma z włókna węglowego (roving)
op.
(6,35m)
5
22,9
114,00 zł
2
Tkanina szklana 50g
2mb
2
23,9
89,30 zł
3
Tkanina szklana 110g
2mb
2
17,9
47,50 zł
4
Tkanina szklana 220g
2mb
1
2,9
28,50 zł
5
Tkanina aramidowa 110g
1m2
4
99,9
380,00 zł
6
Żywica+utwardzacz E5/E53+Z1
zestaw
1
159,99
159,99 zł
7
Wosk Bufa
1kg
1
35
35,00 zł
8
polialkohol winylowy
1kg
1
33
33,00 zł
9
wosk rozdzielczy blue Wax
400g
1
49
49,00 zł
10
żywica Z-Poxy 30min
256g
1
36
57,95 zł
11
żywica Z-Poxy 5min
113,5g
2
23
108,30 zł
12
wypełniacz szklany
113g
1
25,3
46,55 zł
14
płyta węglowa 1,5x350x150
szt
2
99,5
199,00 zł
15
płyta laminatowa 1,4x360x120
szt
2
13,9
13,90 zł
20
serwo HS 5087MH DIG.7,4V
szt
4
135,90 zł
444,60 zł
21
serwo HS 5495BH DIG.7,4V
szt
2
82,90 zł
178,60 zł
22
SILNIK RAY C3548/06 +FOXY 65A
szt
2
295,90 zł
661,20 zł
23
AERONAUT ŁOPATKI SKŁ.13* 8
kpl
2
35,90 zł
77,90 zł
24
RAY 7060 KOŁPAK ŚM. 40/5/8/3mm
szt
2
54,90 zł
87,40 zł
25
akumulatory Li-Po14,8 5000mAh
szt
4
531,00 zł
1 463,00 zł
26
prędkościomierz do spektrum
szt
1
299,99 zł
284,05 zł
27
wysoskościomierz do spektrum
szt
1
257,99 zł
245,10 zł
30
FCOHD - Ruchoma głowica obiektywu
kpl
1
275,18 zł
261,42 zł
31
Szpachlówka NOVOL SOFT PLUS
miękka
3 kg
32
styrodur
ark
1
272,00 zł
272,00 zł
33
pipeta wielomiarowa
szt
1
11,00 zł
11,00 zł
56,00 zł
Strona | 43
34
ładowarka
szt
1
500,00 zł
530,02 zł
35
zawiasy/dźwignie/popychacze
kpl
5
10
50
36
pilniki iglaki
kpl
1
10,00 zł
10,00 zł
SUMA
5 994,28 zł
zostało
5,72 zł
11 Wykaz literatury
1.
Błaszczyk, J; Konstrukcja samolotów; Wydawnictwo WAT, Warszawa 1984;
2.
Danilecki, S;
Projektowanie samolotów;
Wrocławskiej, Wrocław 2006;
Wydawnictwo Politechniki
3.
Skowron, M; Budowa samolotów – obciążenia. Zbiór zadao; Wydawnictwo Politechniki
Warszawskiej, Warszawa 1979;
4.
Szulżenko,
samolotów;
M.
N,
Mostowoj,
A.
S;
Konstrukcja
Wydawnictwo Komunikacji i Łączności, Warszawa 1970;
5.
Oficyna wydawnicza, red. Nacz. Marek Hlebowicz; RC przegląd modelarski
12 Wykaz oprogramowania
1.
Autodesk Inventor 2011 Professional
2.
Autodesk AutoCAD Mechanical 2011
3.
XFLR5 v6.02
4.
Microsoft Office
Strona | 44

dokumentacja

Transkrypt

Podobne dokumenty