POLSL HF-1 ORZEŁ

Międzywydziałowe Koło Naukowe High Flyers
Politechnika Śląska
Wydział Automatyki, Elektroniki i Informatyki
44-100 Gliwice, Akademicka 16
e-mail: [email protected]
www.uav.polsl.pl
Motoszybowiec bezzałogowy
POLSL HF-1 ORZEŁ
Dokumentacja techniczna
Spis treści:
Wprowadzenie ........................................................................................................................................ 4
Międzywydziałowe Koło Naukowe High Flyers ................................................................................... 4
Lista osób i podział prac ...................................................................................................................... 4
Zrealizowane prace przejściowe, inżynierskie, magisterskie w ramach opracowywania systemu. ... 5
Projekt koncepcyjny systemu .................................................................................................................. 6
Przedstawienie założeń projektowych ................................................................................................ 6
Wybór układu i podziałów płatowca ................................................................................................... 6
Dobór głównych parametrów geometrycznych i masowych płatowca .............................................. 7
Naziemna stacja kontroli lotu.................................................................................................................. 7
Naziemna stacja kontroli lotu (NSKL) .................................................................................................. 7
Planowanie i analiza misji.................................................................................................................... 8
Zobrazowanie danych ......................................................................................................................... 8
Łączność obiektu z naziemną stacją kontroli lotów(data link) ............................................................ 9
Opis strategii wykonania zadania ...................................................................................................... 10
Wymóg podania procedur bezpieczeństwa i awaryjnych ................................................................. 10
Systemy pokładowe............................................................................................................................... 11
Pokładowe układy pomiarowe .......................................................................................................... 11
Komputer pokładowy ( schemat blokowy )....................................................................................... 15
Systemy rozpoznania ......................................................................................................................... 17
Urządzenie startowe (np. katapulta) ..................................................................................................... 18
Procedury bezpieczeństwa przy starcie ............................................................................................ 18
System odzysku (np. spadochron) ......................................................................................................... 18
Projekt wstępny płatowca BSP .............................................................................................................. 20
Obciążenia w locie i obsługowe......................................................................................................... 20
Projekt konstrukcyjny płatowca BSP ..................................................................................................... 20
Opis struktury nośnej i podziałów płatowca ..................................................................................... 20
Opis zabudowy systemów pokładowych w BSP ( sterowanie, rozpoznawczy, ratowniczy) ............. 21
Obliczenie wyważenia ....................................................................................................................... 21
Opis budowy .......................................................................................................................................... 22
Zastosowane technologie.................................................................................................................. 22
Przebieg budowy - etapy (czas niezbędny do budowy) .................................................................... 30
Spis materiałów i oprzyrządowania użytych do budowy .................................................................. 30
Powtarzalność wyrobu, modułowość i zamienność .......................................................................... 31
2
Profile i skrzydła statecznika ............................................................................................................. 31
Kosztorys projektu (sposób pozyskania środków, czas rozwoju projektu) ....................................... 32
Opis procesu integracji obiektu z systemem sterowania automatycznego .......................................... 35
Model matematyczny ........................................................................................................................ 35
Model symulacyjny............................................................................................................................ 40
Opis badań w locie ................................................................................................................................ 44
Próby systemów łączności ................................................................................................................. 44
Próby systemu ratunkowego............................................................................................................. 46
Próby systemów rozpoznawczych ..................................................................................................... 47
Zastosowany układ napędowy .......................................................................................................... 48
Instrukcja postępowania załogi w sytuacjach szczególnych w locie ..................................................... 49
ZAŁĄCZNIK 1 .......................................................................................................................................... 50
ZAŁĄCZNIK 2 .......................................................................................................................................... 51
3
Wprowadzenie
Międzywydziałowe Koło Naukowe High Flyers
W listopadzie 2010 roku, z inicjatywy studentów Politechniki Śląskiej, powstało Koło Naukowe „High
Flyers” (opiekunowie: dr inż. Roman Czyba, mgr inż. Grzegorz Szafrański). Celem organizacji jest
poszerzanie specjalistycznej wiedzy z zakresu projektowania, budowy i eksploatacji autonomicznie
sterowanych obiektów latających typu UAV (ang. Unmanned Aerial Vehicle). Organizacja skupia
studentów pasjonujących się elektroniką, mechaniką, informatyką, modelarstwem lotniczym,
modelowaniem i projektowaniem CAD oraz analizą obrazów cyfrowych. Studenci mogą wykorzystać
zdobytą wiedzę i doświadczenie w realizowanych projektach (np. prace przejściowe, prace
dyplomowe itp.) oraz biorąc udział w zawodach, które są świetną okazją do porównania własnych
umiejętności z innymi zespołami. Udział w tego typu przedsięwzięciach prowadzonych w ramach koła
naukowego jest dużym wyzwaniem dla młodych ludzi, ale zarazem doskonałą okazją do sprawdzenia
swoich umiejętności i poszerzenia wiedzy technicznej.
Międzywydziałowe Koło Naukowe High Flyers
Politechnika Śląska
Wydział Automatyki, Elektroniki i Informatyki
44-100 Gliwice, ul. Akademicka 16
e-mail: [email protected]
Lista osób i podział prac
Dominik Wybrańczyk – student 5-go roku Elektroniki i Telekomunikacji na wydziale Automatyki,
Elektroniki i Informatyki, prezes Zarządu MKN High Flyers, kierownik projektu MIWL 2012,
współodpowiedzialny za wykonanie układu elektronicznego Autopilota dla motoszybowca „HF-1
Orzeł”.
Michał Ożga – absolwent Elektroniki i Telekomunikacji na wydziale Automatyki, Elektroniki
i Informatyki, projektant i główny wykonawca układu elektronicznego Autopilota dla bezzałogowca
„HF-1 Orzeł”.
Marcin Kolny – student 2-go roku Informatyki na wydziale Automatyki, Elektroniki i Informatyki,
wiceprezes Zarządu MKN High Flyers do spraw Projektów, projektant i główny wykonawca Naziemnej
Stacji Kontroli Lotów GCS.
Tomasz Siwy – student 2-go roku Mechatroniki na wydziale Mechanicznym Technologicznym,
wiceprezes Zarządu MKN High Flyers, główny projektant i wykonawca czujnika kąta natarcia i ślizgu
Pelikan II, współodpowiedzialny za wykonanie Radiolinii i Trackera do motoszybowca „HF-1 Orzeł”
oraz za zakupy do jego budowy i organizację wyjazdu zespołu High Flyers na Warsztaty.
Marcel Smoliński – student 3-go roku Mechatroniki na wydziale Mechanicznym Technologicznym,
współodpowiedzialny za budowę płatowca i systemu odzysku, projektant i wykonawca systemu
elektrycznego bezzałogowca „HF-1 Orzeł”.
4
Krzysztof Płatek – student 3-go roku Mechatroniki na wydziale Mechanicznym Technologicznym,
główny projektant i wykonawca płatowca „HF-1 Orzeł”.
Wojciech Janusz – absolwent kierunku Automatyka i Robotyka, aktualnie student studiów
doktoranckich na wydziale Automatyki, Elektroniki i Informatyki, autor modelu symulacyjnego płatowca
„HF-1 Orzeł”.
Mateusz Pawłucki – student 2-go roku Mechatroniki na wydziale Mechanicznym Technologicznym,
współodpowiedzialny za wykonanie czujnika kąta natarcia i ślizgu Pelikan II.
Marcin Janik – student 2-go roku Makrokierunku na wydziale Automatyki, Elektroniki i Informatyki,
współodpowiedzialny za wykonanie układu elektronicznego Autopilota dla motoszybowca „HF-1
Orzeł”.
Oliver Kurgan – student 2-go roku Automatyki i Robotyki na wydziale Automatyki, Elektroniki
i Informatyki, główny projektant i wykonawca systemu oświetlenia samolotu RC (ang. Radio Control)
oraz części elektronicznej układu Trackera dla bezzałogowca „HF-1 Orzeł”.
Łukasz Szczurowski – student 2-go roku Automatyki i Robotyki na wydziale Automatyki, Elektroniki
i Informatyki, brał udział w wykonaniu systemu oświetlenia samolotu RC oraz części elektronicznej
układu Trackera, zbudował osłonę dla Naziemnej Stacji Kontroli Lotu GCS.
Piotr Tracichleb – student 2-go roku Automatyki i Robotyki na wydziale Automatyki, Elektroniki
i Informatyki, współodpowiedzialny za wykonanie czujnika kąta natarcia i ślizgu Pelikan II, zbudował
skrzynię transportową dla motoszybowca „HF-1 Orzeł”.
Agnieszka Ziebura – studentka 2-go roku Automatyki i Robotyki na wydziale Automatyki, Elektroniki
i Informatyki, wiceprezes Zarządu MKN High Flyers, odpowiedzialna za organizację wyjazdu i pobytu
drużyny High Flyers na Warsztatach.
Zrealizowane prace przejściowe, inżynierskie, magisterskie w ramach
opracowywania systemu.
Michał Ożga – praca magisterska „Autopilot szybowca zboczowego”.
Dominik Wybrańczyk – praca magisterska „Sterowanie wielowirnikową platformą latającą”.
Wojciech Janusz – praca magisterska „Identyfikacja wybranego modelu dynamicznego samolotu
w środowisku JSBSim oraz porównanie wyników z oryginalnym opisem modelu”.
5
Projekt koncepcyjny systemu
Przedstawienie założeń projektowych
Celem projektu opracowanie bezzałogowego motoszybowca zdolnego do lotu autonomicznego
i przekazu obrazu video z pokładu w celu identyfikacji wymaganych obiektów naziemnych.
Płatowiec musi spełniać wymogi regulaminu zawodów.
Wymogi wobec kadłuba:






zawiera mechanizm chowający kamerę
zawiera spadochron
jest zdolny pomieścić duży pakiet akumulatorów
z przodu kadłuba znajduje się silnik wraz ze śmigłem ciągnącym
dzielony w połowie
posiada miejsce na płytę główną autopilota do którego łatwo się dostać
Wybór układu i podziałów płatowca
Płatowiec został stworzony w konfiguracji motoszybowca - górnopłata z usterzeniem krzyżowym
(wyposażonym w pływający ster wysokości), który jest napędzanego silnikiem elektrycznym
umieszczonym w dziobie kadłuba wraz ze składanym śmigłem ciągnącym.
Konstruktorzy założyli, że motoszybowiec zużywa mniej energii by utrzymać się w powietrzu niż
samolot, w którym silnik musi pracować w trybie ciągłym. Dzięki skrzydłom o dużej rozpiętości
prezentowany płatowiec jest zdolny do długich przelotów z wyłączonym napędem. Duża rozpiętość
skrzydeł i wznios na uszach sprawiają, że motoszybowiec leci stabilnie nawet w silnym wietrze.
Specjalnie zaprojektowany płat, odlewany z form, stworzony został z myślą o długich szybowcowych
termicznych lotach w zawodach modelarskich kategorii F3J (w których wymagany jest lot na
długotrwałość). Dzięki takim skrzydłom, prezentowany motoszybowiec posiada imponującą
doskonałość lotu ślizgowego.
Zastosowany pływający ster wysokości pozwala na bezproblemowe korygowanie kąta zaklinowania
skrzydła w trakcie lotu, co ułatwia wyregulowanie samolotu nawet w przypadku niewielkiego
niedoważenia całego płatowca.
Zasadniczo cały płatowiec dzieli się na następujące części:
1.
2.
3.
4.
5.
6.
7.
8.
9.
10.
Dziób wraz z demontowaną kabinką.
Belka ogonowa wraz ze stałym sterem kierunku.
Dwie lustrzane połówki pływającego steru wysokości.
Lewa połowa centropłata.
Prawa połowa centropłata.
Bagnet węglowy do centropłata.
Lewe ucho z lotką.
Prawe ucho z lotką.
Dwa węglowe bagnety łączące uszy z centropłatem.
Dwa pręty węglowe łączące połówki steru wysokości.
6
Dobór głównych parametrów geometrycznych i masowych płatowca
Dane techniczne motoszybowca “POLSL HF-1 ORZEL”:
Rozpiętość: 3500 mm
Długość: 1680 mm
Wysokość: 430 mm
Masa do lotu: około 5 kg
Profil płata: MH32
Kąt natarcia płata: 2°
Wznios centropłata: 1.5°
Wznios na uszach: 3°
Powierzchnia nośna skrzydeł: 67 dm2
2
Obciążenie pow. nośnej płatowca: około 76,2 g/dm
Naziemna stacja kontroli lotu
Naziemna stacja kontroli lotu (NSKL)
Naziemna stacja kontroli lotu składa się z komputera przenośnego, odbiornika video, joysticka,
aparatury RC oraz radiomodemu.
Na komputerze uruchamiany jest autorski program GCS, którego zrzut ekranu zamieszczony jest
poniżej.
7
Aplikacja została zaprojektowana z myślą o polowych zastosowaniach obiektu latającego. Interfejs
użytkownika jest czytelny, przyciski zostały rozmieszczone w taki sposób, aby można było do nich
szybko dotrzeć (maksymalne zagłębienie aplikacji to drugi poziom), a ich rozmiar umożliwia wygodną
pracę nawet na urządzeniach dotykowych.
Planowanie i analiza misji
Planowanie misji polega na przełączaniu komponentu mapy w tryb edycji i naniesieniu w graficzny
sposób odpowiednich punktów na mapę (koordynaty można również wprowadzać z klawiatury).
W każdej chwili można przesunąć naniesiony punkt trasy oraz go usunąć. W czasie rzeczywistym
rysowana jest teoretyczna trasa przelotu. Trasę można również edytować podczas lotu samolotu – na
bieżąco zmieniać współrzędne celów samolotu.
Podczas lotu operator może sam decydować o tym, który punkt trasy ma być aktualnym celem obiektu
latającego
lub
pozwolić
na
dotarcie
do
punktów
w
zaplanowanej
kolejności.
Podczas lotu aplikacja pokazuje odległość samolotu od bazy (ustawionej przez naniesienie punktu na
mapę lub przez pobranie aktualnej współrzędnej z GPS) oraz od następnego punktu trasy.
NSKL umożliwia też zapisanie wcześniej przygotowanej trasy do pliku, a następnie załadowanie go do
programu, dzięki czemu operator ma możliwość kilkukrotnego wykonania dokładnie tej samej misji.
Oprócz punktów trasy istnieje również możliwość nanoszenia na mapę tzw. znaczników – punktów
z opisami. Mogą one posłużyć np. do oznaczania lokalizacji znalezionych obiektów.
Zobrazowanie danych
Podczas lotu na mapie w czasie rzeczywistym rysowana jest ścieżka lotu samolotu. W każdej chwili
można ją zapisać oraz później załadować, aby operator mógł przeanalizować trasę lotu.
Ponadto stacja kontroli naziemnej wizualizuje parametry lotu przez zgromadzenie grupy kontrolek
w osobnej zakładce. Oprócz tego, parametry widoczne są również w górnej części ekranu, aby można
było mieć do nich ciągły dostęp.
8
Łączność obiektu z naziemną stacją kontroli lotów(data link)
W celu zapewnienia niezawodnej i stabilnej łączności platformy latającej z Naziemną Stacją Kontroli
Lotu zaimplementowano moduły XBee-PRO 868 firmy DIGI International (Maxstream). Technologia
XBee umożliwia transmisję danych z różnych źródeł na duże odległości nawet w warunkach
przemysłowych.
Specyfikacja:











Zasięg w terenie zabudowanym: do 550 m
Zasięg w terenie niezabudowanym: do 40 km (antena dipolowa)
Moc nadawcza: programowalna od 1mW do 315 mW
Czułość odbiornika: -112 dBm
Interfejs: UART
Metoda konfiguracji: komendy AT lub API
Częstotliwość: 868 MHz
Prędkość transmisji danych: 1,2 - 230,4 Kbps
Napięcie zasilania: 3,0 – 3,6 V
Pobór prądu w trakcie transmisji: 500 mA @ 3,3V (max 800 mA)
Pobór prądu w trakcie odbioru: 65 mA
9
Stosunkowo wysoka moc maksymalna daje możliwość komunikacji na duże odległości. Dzięki temu
moduł można zastosować w aplikacjach wymagających sporego zasięgu. Jest to także pierwszy
moduł wykorzystujący technologie AFA (Adaptive Frequency Agility) oraz LBT (Listen Before Talk),
które eliminują zakłócenia poprzez nasłuchiwanie otoczenia przed rozpoczęciem transmisji.
Najważniejsze cechy:



Prosta konfiguracja za pomocą X-CTU
Technologia AFA oraz LBT
Możliwość pracy w różnych topologiach
Opis strategii wykonania zadania
Strategia wykonania zadania opiera się o kilka punktów:
1. Zapoznanie się z celem misji.
2. Określenie celu.
3. Dobranie punktu startowego tak, aby cel misji znajdował się w zasięgu operacyjnym platformy
latającej.
4. Dobranie punktów trasy (waypointów) do charakteru misji.
5. Wykonanie misji.
Wymóg podania procedur bezpieczeństwa i awaryjnych
Stosowane procedury obejmują swoim zakresem wszystkie działania podejmowane od momentu
wystąpienia sytuacji kryzysowej do czasu powrotu do normalnej działalności. Priorytetowym celem
przytoczonych poniżej instrukcji jest zachowanie bezpieczeństwa tak, aby nie spowodować wypadku
samolotu, ale jednocześnie w taki sposób, aby w momencie naprawienia usterki móc kontynuować lot.
Postępowanie w przypadku zawieszenia się aplikacji GCS
W momencie wystąpienia takiej sytuacji osoba odpowiedzialna przeprowadza reset aplikacji.
Jednocześnie w momencie, gdy samolot znajduje się w zasięgu wzroku, następuje przełączenie na
sterowanie manualne, powrót do bazy i bezpieczne lądowanie.
Aplikacja nie otrzymuje danych z czujników (czujnik wysokości, GPS, AHRS)
Osoba odpowiedzialna za obsługę GCS zgłasza brak informacji o samolocie sterującemu
jednocześnie informując go o ostatniej otrzymanej przez system pozycji samolotu. Sterujący przejmuje
kierowanie obiektem i wraca do bazy bezpiecznie lądując. Jeżeli sterujący stwierdzi, że nie jest w
stanie bezpiecznie wrócić do bazy, następuje uruchomienie spadochronu awaryjnego.
Aplikacja utraciła sygnał z kamery
W momencie, gdy samolot znajduje się w zasięgu wzroku, następuje kontynuacja lotu, a osoba
odpowiedzialna za obsługę aplikacji stara się rozwiązać usterkę. Jeżeli usterka leży po stronie
samolotu, następuje podjęcie decyzji o bezpiecznym lądowaniu przy bazie. Jeżeli samolot znajduje się
poza zasięgiem wzroku, nakazuje mu się powrót do bazy w trybie autonomicznym.
10
Systemy pokładowe
Pokładowe układy pomiarowe
Czujnik położenia (AHRS, ang. Attitude and Heading Reference Systems) – projektując płytę
autopilota zespół High Flyers brał pod uwagę zastosowanie dwóch różnych czujników AHRS:
minIMU9 oraz CH-R UM6.
Zestaw czujników pod nazwą minIMU9 był testowany już w poprzednich projektach koła naukowego,
jednak ze względu na nietypowe zastosowanie, duże zapotrzebowanie na zasoby obliczeniowe
jednostki sterującej oraz niską jakość pomiarów żyroskopu (wiarygodność pomiarów spadała wraz ze
wzrostem drgań konstrukcji). Dodatkowym atutem przemawiającym za modułem CH-R UM6, który
zostanie poniżej opisany, było dostarczone oprogramowanie, pozwalające na dowolne modyfikowane
ramki danych i konfigurowanie trybu pracy modułu.
Moduł CHR UM-6 jest to zestaw czujników, pozwalający na otrzymanie kątów Eulera. Układ składa się
z następujących czujników:




LSM303DLH – akcelerometr i magnetometr
L3G4200D – żyroskop
MMC2120MG – magnetometr
MXR9500M – akcelerometr
Najważniejsze cechy:








Ze względu na zainstalowany niezależny mikrokontroler istnieje możliwość dowolnego
modyfikowania otrzymywanej ramki danych
Możliwość wyboru interfejsu komunikacyjnego (UART i SPI)
Możliwość wyboru częstotliwości dostarczania danych (20 – 300 Hz)
Niski pobór prądu
Możliwość kompensacji żyroskopów
o
Dokładność osi Yaw przynajmniej 5
Kąty Eulera dostarczane są w postaci 16-bitowych zmiennych
Maksymalna prędkość kątowa ±2000°/s
11
Czujnik ciśnienia BOSH BMP085 – stosunkowo tani i dokładny czujnik o dużym zakresie pomiaru
wyposażony w cyfrowy interfejs komunikacyjny.
Najważniejsze cechy:



Możliwość wyboru dokładności pomiaru
Prostota podłączenia
Komunikacja cyfrowa
Zalety:




Duży zakres pomiaru.
Możliwość wyboru dokładności pomiaru (szybki pomiar – mała dokładność, długotrwały
pomiar – duża dokładność).
Komunikacja cyfrowa (odporność na zakłócenia linii danych).
Łatwość podłączenia.
Wady:



Brak możliwości zmiany adresu (I2C)
Brak ciągłego/okresowego wysyłania wyników
W celu obliczenia rzeczywistego ciśnienia należy wykonać serie obliczeń
Procedura obliczania ciśnienia zgodnie z zaleceniami producenta przedstawiona jest na rysunku.
12
Jak widać przed otrzymaniem finalnego wyniku, należy pobrać serię parametrów konfiguracyjnych,
następnie przerobić je według podanej przez producenta formuły. Natomiast sam wynik uzyskamy
w paskalach (Pa). Rejestr Oversampling_setting (osrs) to rejestr od którego zależy jakość pomiarów
2
i czas konwersji pomiarów analogowych na cyfrowe, gotowe do wysłania przez interfejs I C.
Możliwości jego konfiguracji zostały przedstawione w poniższej tabeli.
Sposób otrzymywania bezwzględnej wysokości nad poziomem morza:
Wysokość
13
Gdzie zmiana ∆p = 1hPa to 8.43m na poziomie morza. Typowe pomiary dla czujnika BMP085, według
noty katalogowej znajdują się na poniższym rysunku.
Moduł GPS (ang. Global Positioning System) – czuły i szybki odbiornik GPS LEA-6S firmy U-Blox
pozwala na ustalenie położenia platformy latającej w bardzo krótkim czasie. Moduły produkowane
przez konkurencję pracują ze stosunkowo niską częstotliwością w porównaniu do modułu firmy
U-Blox.
Najważniejsze cechy:






Duża czułość
Dokładność
Programowalna częstotliwość aktualizacji
2
Interfejsy UART, I C, USB
Obsługa protokołów NMEA, UBX, RTCM
Obudowa LLC28
14
Komputer pokładowy ( schemat blokowy )
Komputer pokładowy oparty jest o mikrokontroler STM32 z zaimplementowanym systemem czasu
rzeczywistego FreeRTOS 7.1.0. Płytę autopilota zaprojektowano w oparciu o doświadczenia
z poprzednich projektów koła naukowego, używając programu Altium Designer. Schemat blokowy
płyty autopilota znajduje się na poniższym rysunku:
Wizualizacja 3D płyty autopilota oraz jej zdjęcie ukończonej płyty znajdują się poniżej:
15
Schemat blokowy zaimplementowanego systemu FreeRTOS przedstawiony jest na poniższym
rysunku:
16
Systemy rozpoznania
System rozpoznawania zbudowano w oparciu o kamerę wideo FlyCamOne HD 720p. Ten model
kamery został wybrany ze względu na bardzo małe rozmiary, wysoką rozdzielczość rejestrowanego
materiału oraz możliwość łatwego zamontowania obiektywu w ruchomej głowicy.
Podstawowe parametry kamery:
















Zasilanie:
o 5V/port 10-pin
Pobór prądu własny: 320 mAh
Wymiary: 95 x 42 x 19
Waga: 59 g (razem z ogniwem LiPo)
Format zapisu: MOV
Codec: Mpeg4
Sensor: 5MPix CMOS
Rozdzielczość filmów: 1280 x 720 px
Funkcje: Video, zdjęcia, zdjęcia seryjne, zdalna kontrola
Soczewki: 55° (wymienialne)
Zoom: x4 (cyfrowy)
Ekran: OLED 1"/2,54 cm (kolorowy)
Mikrofon: wbudowany
Wyjście AV
USB: Hi-Speed USB (2.0)
o
Temperatura pracy: -10°C do 50 C
Ruchoma głowica, dedykowana do tego modelu kamery, jest sterowana za pomocą
serwomechanizmów i umożliwia sterowanie obiektywem w dwóch płaszczyznach zmieniając jego
położenie w zakresie 180 stopni.
Sterowanie ruchami kamery odbywa się z poziomu oprogramowania GCS z użyciem gałki analogowej
gamepada Seitek P380.
Na czas procedury startu i lądowania kamera jest chowana w kadłubie samolotu za pomocą
stworzonego do tego celu mechanizmu.
17
Urządzenie startowe (np. katapulta)
W omawianym systemie bezzałogowym od samego początku zrezygnowano z urządzeń
wspomagających start z następujących przyczyn:




Napęd w samolocie posiada wystarczająco duży ciąg, by maszyna mogła samodzielnie
wystartować po wypuszczeniu z ręki operatora
Start z katapulty uniemożliwia zastosowanie w kadłubie śmigła ciągnącego na dziobie
Katapulta w znacznym stopniu wydłuża czas przygotowania całego systemu do misji
Katapulta lub rozwinięta guma z holem ogranicza ilość miejsc, z jakich można wystartować
samolot
Procedury bezpieczeństwa przy starcie
Przy wypuszczaniu samolotu operator powinien bezwzględnie dopilnować by:









Nikt nie stał w linii obrotu śmigła (w razie oderwania wirującej łopaty śmigła może dojść do
uszkodzenia ciała)
Nikt nie stał przed samolotem (zagrożenie zsunięcia się kołpaka z wału silnika)
Startujący samolot miał przed sobą co najmniej 100 metrów otwartej przestrzeni bez drzew,
budynków, samochodów, ludzi, linii energetycznych itp.
Samolot został wypuszczony pod kątem 30 stopni, a skrzydła były ustawione poziomo
W razie występowania podmuchów samolot startował zawsze dokładnie pod wiatr
Części samolotu były dokładnie ze sobą spięte
W strefie powietrznej, gdzie samolot będzie nabierał wysokości, nie znajdował się żaden
statek powietrzny lub stado ptaków
Wszystkie powierzchnie sterowe wskazują na brak jakichkolwiek zakłóceń radiowych
Samolot startował bez uszkodzeń mechanicznych konstrukcji
System odzysku (np. spadochron)
W prezentowanym systemie do odzysku samolotu zastosowano spadochron krzyżowy. Spadochrony
tego typu są łatwe do wykonania. Spadochron krzyżowy otwiera się powoli, dzięki czemu samolot nie
18
jest narażony na gwałtowne szarpnięcie, które może przyczynić się do wystąpienia znacznych
przeciążeń. Spadochron krzyżowy można łatwo poskładać.
W prezentowanym systemie spadochron wykonany jest z cienkiej, przeźroczystej folii wzmocnionej
taśmą z włóknem szklanym. Linki wykonane są z nylonowego sznurka.
Po zdalnym zwolnieniu spustu za pomocą serwomechanizmu klapa komory spadochronowej zostaje
odrzucona, a spadochron jest wypychany w górę za pomocą sprężystego materiału.
2
Powierzchnia spadochronu (5,2 m ) została dobrana doświadczalnie, tak by zapewnić bezawaryjne
lądowanie z możliwie najmniejszą prędkością opadania (3-4 m/s).
19
Projekt wstępny płatowca BSP
Obciążenia w locie i obsługowe
Masa do lotu: około 5 kg
Powierzchnia nośna skrzydeł: 67 dm
2
Obciążenie pow. nośnej płatowca: około 76,2 g/dm
2
Projekt konstrukcyjny płatowca BSP
Opis struktury nośnej i podziałów płatowca
Skrzydło ze względu na dużą rozpiętość (3500mm) zostało podzielone na 4 części, które łączone są
za pomocą 3 bagnetów.
Główny łącznik skrzydeł - dwukomorowy bagnet z włókna węglowego UMS:
20
Opis zabudowy systemów pokładowych w BSP ( sterowanie, rozpoznawczy,
ratowniczy)
Obliczenie wyważenia
Ustalenie środka ciężkości samolotu przeprowadzono etapowo. Skrzydło zastosowane
w prezentowanym motoszybowcu pierwotnie zostało zaprojektowane do modelu kategorii F3J “IKAR”,
w którym wyważenie znajdowało się w okolicy ⅓ średniej cięciwy skrzydła. Przed zbudowaniem
modelu “POLSL HF-1 ORZEŁ” oblatano prototyp szybowca “IKAR”, w którym dokładnie ustalono
położenie środka ciężkości do najlepszego szybowania (101mm od krawędzi natarcia przy kadłubie).
Przeprowadzono wtedy serię rzutów z ręki. Na podstawie obserwacji szybowania odpowiednio
wyważono kadłub. Następnie zbudowano prototyp samolotu “POLSL HF-1 ORZEŁ”, motoszybowiec
spalinowy o nazwie “ORZEŁ”. Na pokładzie “ORŁA” ustalono dokładne położenie środka ciężkości do
najlepszego szybowania w trakcie przelotów na niskich obrotach silnika. Ustalenie środka ciężkości
w motoszybowcu “POLSL HF-1 ORZEŁ” polegało jedynie na zastosowaniu efektów badań
prowadzonych wcześniej na modelu “ORZEŁ”.
21
Opis budowy
Proces powstawania motoszybowca można podzielić na 7 etapów:
1.
2.
3.
4.
5.
6.
7.
8.
Projektowanie motoszybowca i założenia konstrukcyjne.
Budowa maszyny CNC i modelowanie bryły modelu i jego form (CAD/CAM).
Frezowanie pozytywów form.
Wyprowadzenie powierzchni na pozytywach.
Odbicie negatywowych form od pozytywów.
Wyprowadzenie powierzchni na formach.
Wytwarzanie modeli - laminowanie w formach.
Uzbrojenie samolotu w elektronikę i mechanizmy.
Zastosowane technologie
Motoszybowiec jest zrobiony w całości z laminatów kształtowanych w formach. Dzięki zastosowaniu
materiałów kompozytowych cała konstrukcja jest sztywna i lekka.
BUDOWA KADŁUBA
Technologia wytworzenia kadłuba została tak opracowana, by maksymalnie zmniejszyć koszty
i możliwie najszybciej uzyskać zadowalające efekty. Cały proces technologiczny został opracowany
z myślą o szybkim wytworzeniu elementów o wysokiej jakości. Prace, można ogólnie podzielić na 5
zasadniczych etapów:
1) Projektowanie CAD i stworzenie programów dla obrabiarki CNC
Projektowanie kadłuba mogło się rozpocząć dopiero wtedy, gdy znane były wymiary wszystkich
elementów mających znajdować się wewnątrz kadłuba. Zaprojektowano mechanizm wysuwania
kamery oraz system montażu komory spadochronowej i ogniw zasilających.
Kadłub Orła posiada węglową belkę ogonową oraz dziób zrobiony na bazie kadłuba z Falcona (był to
model, który został zbudowany na zawody samolotów udźwigowych Air Cargo Challenge 2011
w Niemczech. Ponieważ mieliśmy już zrobioną formę, postanowiliśmy wykorzystać ją także
w tworzeniu kadłuba modelu na zawody MIWL 2012. Kadłub Falcona został zaprojektowany tak, by
stanowić aerodynamiczną owiewkę wokół komory ładunkowej do transportu stalowych płytek.
Modyfikacja kadłuba opierała się na przystosowaniu grzbietu kadłuba pod skrzydło z zupełnie innym
profilem niż było w Falconie.
Podczas rysowania kadłuba kierowano się zasadami aerodynamiki i estetyki lotniczej, które kładły
nacisk na możliwie najbardziej opływowy kształt. W efekcie otrzymano kadłub o pojemnej części
dziobowej i smukłej belce ogonowej. Kształt i profil statecznika pionowego dobrano tak, by mógł
w sobie pomieścić serwomechanizmy służące do napędy sterów wysokości i kierunku.
Na podstawie utworzonego numerycznego modelu 3D stworzono specjalnie dostosowane do
3-osiowej frezarki numerycznej programy (tzw. g-code’y). Podczas tworzenia programów kierowano
się maksymalnym skróceniem czasu pracy maszyny.
2) Wyfrezowanie kadłuba w formie pozytywu
Wyfrezowano 2 połówki kadłuba. Osobno wyfrezowano część dziobową, belkę ogonową i statecznik.
Łącznie wyfrezowano 6 elementów na 3-osiowej frezarce CNC zbudowanej przez nas własnoręcznie.
Materiałem wejściowym do frezowania był styropian czyli tania i stosunkowo twarda pianka bardzo
łatwa w obróbce skrawaniem.
22
23
3) Odbicie form negatywowych od wykonanych pozytywów
Formy zostały wykonane z gipsu (ze względu na niskie koszty i szybki proces wytwarzania).
24
5) Wyprowadzenie gładkiej i równej powierzchni na formach
Po pełnym utwardzeniu i wygrzewaniu formy zdjęto z pozytywów, a następnie oszlifowano
i wypolerowano. Obróbka powierzchni formy była procesem czasochłonnym, ponieważ zewnętrzna
powierzchnia formy nosiła ślady nieoszlifowanego styropianu. Następnie obydwie połówki zostały
wyposażone w kołki naprowadzające tak, by formy równo domykały się według obrysu kadłuba.
Ostatnim etapem prac nad formami było ich pokrycie specjalistycznymi płynnymi woskami, których
zadaniem jest separowanie wytwarzanego odlewu od powierzchni formy. Proces woskowania
przeprowadzano 10-krotnie, tak by zmniejszyć ryzyko przywarcia odlewu do powierzchni formy
w trakcie utwardzania w podwyższonej temperaturze.
6) Laminowanie w formach połówek kadłuba
Podstawowe wymagania, jakie stawia się konstrukcjom lotniczym, to niska masa i duża wytrzymałość.
Kompozytowa konstrukcja kadłuba została specjalnie tak zaprojektowana, by spełniać te kryteria. Do
wytworzenia kadłuba użyto jednych z najmocniejszych materiałów jakimi dysponuje przemysł lotniczy
w dzisiejszych czasach. Specjalnymi metodami laminuje się kolejne warstwy tkanin szklanych,
węglowych i aramidowych pod określonym kątem, w określonych miejscach i na odpowiednich
powierzchniach. Konstrukcja kadłuba skupia w belce ogonowej największa ilość włókna węglowego ze
względu na jej mały przekrój, a co za tym idzie, mniejszą wytrzymałość na łamanie i skręcanie. Część
dziobowa została wyposażona w warstwy ze specjalnie tkanej tkaniny zawierającej splot włókien
węglowych. Statecznik pionowy jest najlżejszą częścią kadłuba o dużej sztywności, dzięki
zastosowaniu balsowej przekładki w układzie „sandwich”. Wszystkie wylaminowane warstwy zostały
ściśnięte i odsączone w worku próżniowym z nadmiaru żywicy. Proces utwardzania przebiegał
w piecu do utwardzania laminatów w podwyższonej temperaturze, w czasie którego żywica
epoksydowa pełniąca funkcję osnowy zmieniła swój stan skupienia z ciekłego na stały.
25
7) Sklejenie połówek i wyposażenie kadłuba w urządzenia pokładowe
Przed wyjęciem skorup z form, należało je wcześniej skleić. By skleić połówki kadłuba ze sobą
częściowo wyposażono go w największe elementy takie jak wręgi kadłubowej. Sklejenie kadłuba
odbyło się metodą „na zakładkę”, która wcześniej została wyprofilowana w specjalnej dodatkowej
formie dopinanej do kadłuba. Końcowe prace przy kadłubie miały na celu: zrobienie owiewki kabiny,
komory spadochronowej, podłączenie napędów serwomechanizmów oraz wiele innych czynności bez
których mechaniczne podzespoły nie mogłyby sprawnie działać.
BUDOWA SKRZYDŁA
Skrzydło w samolocie zostało wykonane profesjonalnie. 95% pracy nad skrzydłem to było wykonanie
form, co było drogim i czasochłonnym procesem. Zastosowana technologia niewiele różni się od
praktyk stosowanych w dorosłym lotnictwie. Skrzydło prezentowanego motoszybowca jest efektem
długich lat doświadczenia w wytwarzaniu laminatowych modeli. Płat może być wytwarzany
wielokrotnie, każdy egzemplarz ma takie same kształty geometryczne. Dzięki lustrzanym
powierzchniom i perfekcyjnemu odwzorowaniu profilu (frezowanie CNC), motoszybowiec posiada
doskonałe własności lotne. Kompozytowa konstrukcja oparta na super-sztywnym włóknie węglowym
UMS zapewnia odporność skrzydła na siły zginające i skręcające. Kesony skrzydła wykonane są
z włókna węglowego ułożonego pod kątem 45 stopni, dzięki czemu płat nie ulega skręceniu przy
znacznych prędkościach lotu.
W skrócie, powstawanie skrzydła można podzielić na następujące etapy:
1) Projektowanie CAD i stworzenie programów dla obrabiarki CNC, przygotowanie materiału do
frezowania:
26
2) Wyfrezowanie 12 pozytywów form z materiału MDF:
3) Wyprowadzenie lustrzanej powierzchni na pozytywach:
27
4) Odbicie form negatywowych od wykonanych pozytywów:
5) Wyprowadzenie gładkiej i równej powierzchni na formach:
28
6) Laminowanie w formach skorup skrzydeł i stateczników:
29
7) Sklejenie połówek i wyposażenie skrzydeł w napędy lotek:
Przebieg budowy - etapy (czas niezbędny do budowy)
Etapy wytwarzania płatowca dzielą się na:



założenia
projektowania i koncypowanie
wytwarzanie
Etap założeń:
Część związana z założeniami zajęła około 3 tygodni, w tym czasie zostały przedstawione wstępne
rozważania np. sposoby startu samolotu, jego lądowanie, awaryjność modułów, wielkość płatowca.
Wszystkie powyższe kwestie musiały być powiązane z regulaminem, jego ograniczeniami,
restrykcjami etc.
Etap projektowania i koncypowania:
Po wstępnych ustaleniach, czas potrzebny na stworzenie projektu samolotu, doboru jego
wyposażenia, skontrolowania dostępności materiałów potrzebnych do wytwarzania oraz ich
modułowości zajął około 4 tygodni.
Etap wytwarzania:
Ostatni proces zajmuje obszar 3 tygodni, w przeciągu którego wytworzono: dzielony kadłub, skrzydła,
łączniki skrzydeł oraz zabiegi wykańczające. Następnie zajęto się urządzeniami elektrycznymi np.
rozprowadzeniem przewodów po płatowcu, montażu akumulatorów, silnika napędowego,
serwomechanizmów.
Łączny czas na wytworzenie płatowca zajął 10 tygodni.
Spis materiałów i oprzyrządowania użytych do budowy
Oprzyrządowanie użyte do budowy:





formy modelarskie,
frezarka numeryczna CNC,
urządzenia elektro-mechaniczne obróbcze typu: wiertarki, mini-frezarki, szlifierki,
narzędzia podręczne jak: śrubokręty, noże, piły,
maszyny wspomagające wytwarzanie: pompa próżniowa, piec grzewczy, kompresor,
pneumatyka do lakierowania
30
Materiały użyte do budowy:





kompozyty: włókna szklane, węglowe, aramidowe,
drewno: balsa, sklejka, brzoza,
metale: stal, aluminium, duraluminium,
kleje: dwuskładnikowe, cyjanoakryle,
lakiery akrylowe

żywice epoksydowe Epidian 52, LH 160
Powtarzalność wyrobu, modułowość i zamienność
Cały płatowiec został odlany z form wielokrotnego użytku, co stwarza możliwość wykonywania wielu
takich samych (lub podobnych) egzemplarzy. Pracując 8 godzin dziennie dwaj wykwalifikowani
specjaliści są w stanie zbudować 1 samolot na tydzień.
Profile i skrzydła statecznika
31
Kosztorys projektu (sposób pozyskania środków, czas rozwoju projektu)
Pierwszym etapem realizacji projektu było wstępne oszacowanie jego kosztów:
Koszt budowy modelu:
Nazwa
Akryl samochodowy biały
Akryl samochodowy czarny
Utwardzacz ELAK MS AT-100
Rozpuszczalnik akryl
Aerosil
Mikrobalon Q-cell odciążony 85g/L 1
Koszty sprzedaży i przesyłka w sklepie Havel Composites
Rękawice lateksowe ochronne
Maska ochronna drogi oddechowe przeciwpyłowa
Filtry chemiczne 3M lakiernicze ochronne drogi oddechowe
Aceton techniczny
Metalowy wałeczek FIN 25x76mm
Zapasowy wałeczek wełniany do laminowania 30 x 75 mm
2
Szklana tkanina AEROGLASS 50g/m płótno, bardzo wytrzymała
2
Szklana tkanina 33g/m , specjalna
Węglowy rowing Tenax UMS 2526 800tex f24000 t0
2
Węglowa tkanina 80g/m
2
Węglowa tkanina 160g/m płótno
Rohacell IG 31, 1 mm – 1 arkusz 2500x1250mm
Epoksydowa żywica LH 160
Utwardzacz H 147 do żywicy LH 160
Klej akrylowy do worków próżniowych
Taśma lakiernicza 38x25
Pędzel frezowany 25 do laminowania
Strzykawki plastikowe 20cm3, 5cm3, 2cm3
Ręczniki papierowe do odsączania nadmiaru żywicy
Folia dziurkowana ELA20 - niebieska - P1 - 125°C (szer. 100cm)
Węglowe jednokierunkowe włókna 50K z siateczką 150g/m2
Sklejka brzozowa 4,0 x 310 x 510 mm VILKO
Ilość
0,5 l
0,5 l
1 puszka 0,5 l
1l
100 g
500 g
1 raz
1 opakowanie
2 sztuki
1 komplet
5l
1 szt.
10 szt.
2
3m
2
3,5 m
0,2 kg
2
2m
2
2m
2
3m
2 kg
0,6 kg
1 tuba
3 sztuki
5 sztuk
20 szt.
1 opakowanie
2
4m
2
1m
1 szt.
Cena
30 zł
30 zł
20 zł
15 zł
7 zł
40 zł
40 zł
25 zł
45 zł
65 zł
40 zł
29 zł
30 zł
33 zł
35 zł
135 zł
550 zł
220 zł
530 zł
106 zł
50 zł
8 zł
15 zł
15 zł
10 zł
10 zł
17 zł
55 zł
30 zł
32
Snap metalowy M2
Snap metalowy - regulacja ECO M2 - MP-JET
koszt przesyłki modele.sklep.pl
Śruba plastikowa M6x50
Balsa 20 mm - Graupner Andino
Balsa 10 mm - Graupner Andino
Balsa 4mm
Papiery ścierne
Pojemniki do rozrabiania żywic
Ostrza do noży
Frewax - separator Frekote, rozdzielacz do form
Mata odsysająca 200g/m2
Włosień do cięcia 0,25mm
Cienkie pleksi do bindowania rozmiar A3
Zatrzask kabiny
Cyna do lutowania małe opakowanie
Pręt węglowy 6,0x1000 mm
10 szt.
6 szt.
1 raz
6 szt.
2 deski
1 deska
2 deski
8 arkuszy
1 opakowanie
1 opakowanie
0,1 l
2
5m
10 szt.
5 szt.
1 szt.
1 szt.
1 szt.
SUMA
15 zł
6 zł
14 zł
6 zł
45 zł
16 zł
15 zł
20 zł
10 zł
5 zł
28 zł
27 zł
20 zł
8 zł
8 zł
3 zł
19 zł
2 500 zł
Koszt wyposażenia modelu w osprzęt elektryczny:
Przedmiot
Silnik
Regulator
Serwo do kamery
Serwa do skrzydeł i kadłuba
Kołpak do śmigieł
Śmigło
Śmigło
Wtyczka
Konektory
Zasilanie 6V
Kabel do serw
Serwo dodatkowe
Akumulator 4S 5Ah
Akumulator 2S 5Ah
Koszty przesyłek
Ilość
Cena jedn.
1 szt.
524,80 zł
1 szt.
441,09 zł
1 szt.
63,03 zł
4 szt.
103,22 zł
1 szt.
95,37 zł
1 szt.
56,08 zł
1 szt.
67,08 zł
6 szt.
0,98 zł
6 szt.
2,37 zł
1 szt.
118,70 zł
5 szt.
2,84 zł
1 szt.
49,13 zł
2 szt.
280,07 zł
1 szt.
125,00 zł
SUMA
Cena
524,80 zł
441,09 zł
63,03 zł
412,88 zł
95,37 zł
56,08 zł
67,08 zł
5,88 zł
14,22 zł
118,70 zł
14,20 zł
49,13 zł
560,14 zł
125,00 zł
67,83 zł
2615,43
Koszt materiałów elektronicznych do układu autopilota: 1745 zł.
33
Naszą główną jednostką finansującą jest Program Operacyjny Kapitał Ludzki:
Wiedza i doświadczenie projektowe wizytówką absolwenta kierunku automatyka i robotyka na
Wydziale Automatyki, Elektroniki i Informatyki Politechniki Śląskiej
POKL.04.01.02-00-020/10
Program Operacyjny Kapitał Ludzki POKL 4.1.2 współfinansowany przez Unię Europejską ze środków
Europejskiego Funduszu Społecznego
Pozostali nasi sponsorzy:





Flytronic Sp. z o. o.
Uczelniany Zarząd Samorządu Studenckiego Politechniki Śląskiej
Wydział Automatyki, Elektroniki i Informatyki Politechniki Śląskiej
Future Processing Sp. z o. o.
Wydział Mechaniczny Technologiczny Politechniki Śląskiej
Pracę nad projektem rozpoczęliśmy w lutym 2012 r.
34
Opis procesu integracji obiektu z systemem sterowania
automatycznego
W procesie integracji płatowca z systemem sterowania wykorzystano model matematyczny, na
podstawie, którego zbudowano model symulacyjny. Model matematyczny samolotu powstał
w oparciu o pozycje literaturowe [1,2,3], natomiast dane aerodynamiczne zaczerpnięto z modelu
Rascal 110 z środowiska Flight Gear. Celem budowy modelu matematycznego, jak i symulacyjnego,
była wstępna ocena jakości sterowania projektowanego układu autopilota. Model ma na celu jedynie
ocenę jakościową, a nie ilościową, układu autopilota oraz daje możliwość przeprowadzenia testów
prototypowych w fazie koncepcyjnej, bez zagrożenia utraty płatowca.
Model matematyczny
W niniejszym opracowaniu przedstawiono matematyczny opis dynamiki lotu z uwzględnieniem ruchu
postępowego i obrotowego. Na tej podstawie uzyskano układ równań opisujący ruch samolotu
w układzie związanym z samolotem.
1. Kinematyka i dynamika samolotu
Nieliniowy model właściwości dynamicznych samolotu zbudowano przy następujących założeniach
upraszczających:
 obiekt latający jest ciałem sztywnym, a więc pomijamy efekt ugięcia skrzydeł,
 model samolotu posiada sześć stopni swobody, które wynikają z równań ruchu.
Wprowadzamy następujące układy współrzędnych, względem których będziemy rozpatrywali ruch
samolotu (rys.1a,rys.1b):

 o początku O


 układ związany z Ziemią FE OE , x E , y E , z E
Ziemi,
 układ związany z Ziemią FV OV , xV , yV , zV
samolotu,
 układ związany z samolotem
w środku masy samolotu,

o początku
E
ustalonym na powierzchni
OV ustalonym w środku masy
FB  C , x , y , z , którego początek O ustalony jest
 oraz układ przepływowy Fw C, xw , yw , zw

o początku O ustalonym w środku masy
samolotu.
W celu ilościowego scharakteryzowania położenia kątowego samolotu względem Ziemi, a więc układu
FB względem układu FV wprowadzamy trzy kąty Eulera, które podajemy w układzie FV :
 kąt przechylenia 
 kąt pochylenia 
 kąt odchylenia 
Stan ruchu samolotu jest zdefiniowany przez dwanaście współrzędnych, a więc przyjmujemy
następujący wektor stanu:

X  V T , T , T ,T T

T
(1.1)
gdzie:
35
V  U ,V ,W  - wektor prędkości liniowej,
T
  P ,Q, RT
- wektor prędkości kątowej,
   , , T
- wektor kątów Eulera,
T  x , y , z  - inercyjny wektor położenia.
T
W celu określenia sił i momentów aerodynamicznych działających na samolot konieczna jest
znajomość prędkości lotu oraz dwóch kątów: kąta natarcia  i kąta ślizgu  . Są to zmienne
aerodynamiczne związane bezpośrednio z powstawaniem warunków pozwalających na lot samolotu.
Wielkości
te
pokazane
są
na
rysunku
1b,
który
przedstawia
lot
samolotu
z uwzględnieniem przepływu strug powietrza z jego prawej strony, a więc lot ze ślizgiem.
Do dalszych rozważań wprowadzimy dwa nowe wektory:
V 
FB
V 
W FW
Vx 
 
 Vy  - prędkość samolotu względem atmosfery,
V 
 z 
U W 


  VW  - prędkość atmosfery względem Ziemi,
W 
 W
co pozwoli nam uwzględnić ruch powietrza względem inercyjnego układu współrzędnych związanego
z Ziemią. Pomiędzy wektorem
V 
E
FB
prędkości samolotu względem Ziemi wyrażonym w układzie
FB , a powyższymi zachodzi następujący związek:
V 
FB
 VE FB  DBW VW FW
(1.2)
oraz
V F
B

 V 2x  V 2y  V 2z

1
2
(1.3)
Kąty aerodynamiczne określamy względem współrzędnych wektora prędkości samolotu.
Korzystając z zależności (1.2-3), możemy zdefiniować kąt natarcia  oraz kąt ślizgu  jako:
  arctg
Vz
Vx
  arcsin
Vy
V
(1.4)
(1.5)
36
Przed wprowadzeniem odpowiednich równań opisujących ruch samolotu przedstawimy trzy macierze
transformacji, które wiążą poszczególne układy współrzędnych względem których będziemy
rozpatrywali ruch samolotu jako ciała sztywnego (rys.1b).
1. Macierz transformacji
Rys.1a. Układy współrzędnych
FE , FV
Rys.1b. Układy współrzędnych
FB , FW
LBV ,
która umożliwia przejście z układu związanego z Ziemią
o początku ustalonym na samolocie FV do układu związanego z samolotem
LBV
cos  cos


 sin  sin  cos  cos  sin
cos  sin  cos  sin  sin
cos  sin
sin  sin  sin  cos  cos
cos  sin  sin  sin  cos
2. Macierz transformacji DBW, która wiąże układ przepływowy FW
z samolotem FB:
FB :
 sin  
sin  cos  
cos  cos  
(1.6)
oraz układ związany
37
cos  cos 
 sin 
DBW =

 sin  cos 
 cos  sin 
cos 
 sin  
0 
cos  
 sin  sin 
(1.7)
3. Macierz T wiążąca kąty Eulera z prędkościami kątowymi samolotu:
sin

1 sin  cos 
cos 
T  0

sin 
0

cos 
sin 
cos  
 sin  

cos  
cos  
cos 
(1.8)
Natomiast ruch samolotu opisany jest przez następujący nieliniowy układ dwunastu równań:
mU  QW  RV  g sin   FX
mV  RU  PW  g sin cos   F


Y
m W  PV  QU  g cos  cos  FZ
P I X  QRI Z  IY   PQ  R I XZ  L
Q I  PRI  I   P 2  R 2 I  M
Y
X
Z
R I Z  PQIY  I X
  
P
 
 

    T  Q 
 
R
 
 


  QR  P I
XZ
XZ
N
 x E 
U 
 
 
T
 y E   L BV  V 
 z 
W 
 E
 
(1.9)
(1.10)
(1.11)
(1.12)
(1.13)
(1.14)
(1.15)
(1.16)
gdzie:
m - masa samolotu,
g - przyspieszenie ziemskie,
F  FX , FY , FZ  - wektor sumy sił aerodynamicznych i ciągu,
T
M  L , M , N  - wektor momentu pochodzący od sił zewnętrznych i ciągu,
T
 IX

I   I XY

 I XZ
 I XY
IY
 I YZ
 I XZ 
 I YZ  - tensor bezwładności (macierz momentów bezwładności).
I Z 
Powyżej przedstawiony układ równań stanowi podstawę budowy modelu samolotu, dalszej analizy
samego modelu jak i całego układu sterowania.
38
2. Siły i momenty aerodynamiczne
Siły i momenty aerodynamiczne działające na samolot są zdefiniowane poprzez bezwymiarowe
współczynniki aerodynamiczne.
2.1. Siły aerodynamiczne
Siły w układzie związanym z przepływem są następujące:
L  q SC L  q S CL   CLee 

D  q SC D  q S CD0  CDee  CDi CL   CLee   CD 
2

Y  q SCY  q SCY 
gdzie:
q  0.5V 2 - ciśnienie dynamiczne,
 - gęstość powietrza,
V - prędkość samolotu względem powietrza,
S - powierzchnia charakterystyczna,
C L - bezwymiarowy współczynnik siły nośnej,
C D - bezwymiarowy współczynnik oporu aerodynamicznego,
CY - bezwymiarowy współczynnik siły bocznej.
Oznaczając:
Fwx   L
Fwy  Y
Fwz   D
Siły w układzie związanym z samolotem mają postać:
Fx  cos  cos Fwx  cos  sin Fwy  sin Fwz
Fy  sin Fwx  cos Fwy
Fz  sin  cos Fwx  sin  sin Fwy  cos Fwz
2.2. Momenty aerodynamiczne
Postacie momentów aerodynamicznych podano poniżej:
b

Cl p p  Cl r r 
l  q Sb Cl    Cla a  Clr r 
2V


c

Cmq q  Cm  
m  q Sc  Cm Cmee 
2V


b


n  q Sb Cn    Cnr r  Cna a  Cn di 
Cn r r 
2V


gdzie:
b - rozpiętość skrzydeł,
c - cięciwa skrzydła uśredniona wzdłuż jego długości.
39
Model symulacyjny
W celu wstępnej oceny projektowanego układu autopilota zaimplementowano przedstawiony powyżej
model matematyczny samolotu w środowisku Matlab/Simulink. Do modelu symulacyjnego
wprowadzono dane aerodynamiczne z środowiska Flight Gear korzystając z modelu Rascal 110, który
posiada zbliżone właściwości do zbudowanego płatowca HF Orzeł-1. Dane zawarte są w postaci tablic
przeglądowych i w celu wyznaczenia pośrednich wartości współczynników aerodynamicznych,
używana jest interpolacja liniowa. Przeprowadzone w ten sposób badania symulacyjne pozwoliły na
wstępną ocenę układu sterowania pod względem jakościowym, a nie ilościowym.
Dane aerodynamiczne zawarte są poniżej.
1.1. Współczynniki dla sił aerodynamicznych
40
1.2. Współczynniki dla momentów aerodynamicznych
41
2. Układ sterowania samolotem
W modelu symulacyjnym, jako cel układu regulacji założono śledzenie zadanych wartości kąta  oraz
utrzymywanie pewnych zadanych prędkości samolotu. Strukturę układu regulacji prędkości samolotu
przedstawia rysunek 2.
Rys.2. Układ regulacji prędkości
Struktura układu regulacji jest strukturą kaskadową składającą się z dwóch regulatorów. Regulator
nadrzędny, którego sygnałami wejściowymi są mierzona prędkość oraz jej wartość zadana,
a wielkością wyjściową jest zadana wartość kąta pochylenia  . Zadanie śledzenia wartości zadanych
kąta  realizuje regulator podrzędny. Jego wielkością wyjściową jest wychylenie steru wysokości.
Układ regulacji dla kąta  realizowany jest również w strukturze kaskadowej. Regulator nadrzędny
otrzymuje zadaną wartość kata  oraz jego pomiar, a wypracowuje zadaną wartość kąta przechylenia
.
Regulator podrzędny, odpowiedzialny za wyznaczenie sterowań dla kąta
,
oddziałuje na ster
kierunku oraz lotki. Strukturę układu regulacji dla kąta  przedstawia rysunek 3.
Rys.3. Układ regulacji kąta 
42
3. Wyniki symulacji
Działanie zaproponowanych układów regulacji, przetestowano poprzez zmianę wartości zadanej kąta
 w sposób sinusoidalny, przy jednoczesnej zmianie wartości zadanej prędkości samolotu. Zmiana
zadanej wartości V nastąpiła w 30 sekundzie symulacji. Wyniki przedstawiono na poniższych
wykresach. Linią czerwoną oznaczono wartości zadane, a niebieską wielkości regulowane.
Rys.4. Przebiegi kątów Eulera i prędkości samolotu
Rys.5. Przebiegi wielkości sterujących
43
Rys.6. Trajektoria lotu, rzut z góry.
Literatura
[1]
[2]
[3]
B. L. Stevens, F. L. Lewis: Aircraft Control and Simulation, John Wiley & Sons, Inc., 1992.
S. Bociek, J. Gruszecki: Układy sterowania automatycznego samolotem, Oficyna Wydawnicza
Politechniki Rzeszowskiej, 1999.
W. Janusz: Identyfikacja wybranego modelu dynamicznego samolotu w środowisku JSBSim
oraz porównanie wyników z oryginalnym opisem modelu, Praca dyplomowa magisterska,
Politechnika Śląska, Gliwice, 2011.
Opis badań w locie
Próby systemów łączności
System łączności, który zapewnia niezakłóconą wymianę danych z obiektem bezzałogowym jest
pozycją kluczową, dlatego przeprowadzono dokładne testy modułów, które spełniały założenia
projektu.
44
Pierwszym z testowanych modułów był moduł Free2Move F2M03GX. Używając anten dookólnych nie
udało się osiągnąć zadowalającego zasięgu. Pojawiły się również problemy z rozłączaniem modułów
i długotrwałym ponownym ich parowaniem, co wyeliminowało te moduły Bluetooth.
Kolejną opcją były moduły oparte o protokół komunikacyjny ZigBee szeroko opisane w rozdziale
„Łączność obiektu z naziemną stacją kontroli lotów (data link)”. W pierwszej kolejności przetestowano
moduły xBee (zgodne z protokołem ZigBee) operujące na częstotliwości 2.4 GHz o mocy 10mW.
Przepustowość danych w modułach xBee 2.4GHz jest wystarczająca, jednak zasięg modułów był
mniejszy niż F2M03GX, dlatego ta opcja także została odrzucona.
Kolejnymi testowanymi modułami były zgodne z protokołem ZigBee moduły xBee-PRO operujące na
częstotliwości 868MHz z mocą nadawania 315mW. W związku ze stosunkowo dużą mocą wyjściową
temperatura modułów przy dużym obciążeniu łącza potrafi przekroczyć 60C, co może zaszkodzić
zainstalowanej elektronice. W związku z tym moduł wyposażony jest w dwie blokady, sprzętową która sprawdza aktualną temperaturę modułu i jeśli zostanie przekroczona temperatura krytyczna,
wyłącza moduł, oraz blokadę programową (tzw. DutyCycle 10%) - która pozwala na wysyłanie
informacji maksymalnie przez 10% czasu. Niestety blokada programowa ograniczyła docelową
częstotliwość transmisji, ponieważ przy przyjętej ramce danych wysyłanie ramki w wątku
o częstotliwości 4-5Hz pozwala na utrzymanie ciągłej transmisji przez około 6 do 8 minut, po czym
blokada programowa ogranicza. W związku z powyższymi ograniczeniami częstotliwość wysyłania
ramki danych została ograniczona do 2Hz. Za każdym razem wysyłane są najważniejsze dane, takie
jak kąty Euelera i aktualna pozycja, natomiast informacje dodatkowe jak aktualny waypoint, tryb misji,
parametry regulatorów i dane areometryczne wysyłane są kolejno z mniejszą częstotliwością.
Na poniższym rysunku przedstawiono testy łącza radiowego w bardzo trudnych miejskich warunkach,
moduły xBee-PRO 868MHz potrafią komunikować się na odległość 2,5 km przy zastosowaniu anten
dookólnych.
Transmisja wizji realizowana jest osobnym torem radiowym działającym na częstotliwości 1,2 GHz,
jest to gotowy moduł, który posiada przetestowany zasięg 2 km.
45
Próby systemu ratunkowego
46
Próby systemów rozpoznawczych
Test kamery do obserwacji terenu pod kątem 90 stopni względem płaszczyzny ziemi:
Test kamery pod kątem nieustalonym:
47
Zastosowany układ napędowy
Silnik: Model Motors Axi Gold 4130/16
ESC: Jeti Pro 77A
Akumulator: 8C Li-Pol 4500mAh
Śmigło: 18x10 Graupner CAM Folding Propeller
Według obliczeń programu Drive Calculator ciąg silnika powinien przekraczać masę motoszybowca.
48
Instrukcja postępowania załogi w sytuacjach szczególnych w locie
W razie niespodziewanego gwałtownego działania autopilota, które doprowadza do np.
wprowadzenia motoszybowca w korkociąg następuje przełączenie sterowania w tryb
manualny, tzn. pilot modeli RC przejmuje kontrolę aż do następnego uruchomienia autopilota.
W sytuacji kiedy kontakt wzrokowy z samolotem zostanie utracony należy podjąć decyzję
o otworzeniu spadochronu.
W razie gwałtownego pogorszenia pogody należy przerwać lot i bezpiecznie sprowadzić model
na ziemię.
W razie nie zadziałania systemu odzysku pilot ma za zadanie bezpiecznie wylądować. Jeśli
widać, że spadochron nie otworzył się z powodu zagniecenia się folii, należy lekko rozpędzić
samolot by zwiększyć pęd powietrza niezbędny do rozwinięcia czaszy.
49
ZAŁĄCZNIK 1
MOTOSZYBOWIEC „POLSL HF-1 ORZEŁ” ZŁOŻONY DO TRANSPORTU
W SKRZYNI O WYMIARACH 1000X300X350 [mm]
PROJEKT SKRZYNI PRZED WYKONANIEM
ZDJĘCIE WYKONANEJ SKRZYNI TRANSPORTOWEJ
Szkielet pudła został wykonany z listew sosnowych. Jako ścianki użyto płyt pilśniowych.
50
ZAŁĄCZNIK 2
Rysunek gabarytowy motoszybowca „POLSL HF-1 ORZEŁ”
51