pr-9 tukan - Stowarzyszenie Młodych Inżynierów Lotnictwa

pr-9 tukan - Stowarzyszenie Młodych Inżynierów Lotnictwa

Studenckie Koło naukowe Lotników
Politechnika Rzeszowska
Wydział Budowy Maszyn i Lotnictwa
Ul. Powstańców Warszawy 8
35-959 Rzeszów
BEZZAŁOGOWY APARAT LATAJĄCY
PR-9 TUKAN
DOKUMENTACJA TECHNICZNA
Spis treści
I. WPROWADZENIE ............................................................................... 3
1.
Geneza projektu ......................................................................................................... 3
2.
Skład zespołu ............................................................................................................. 4
3.
Prace przejściowe realizowane w ramach projektu: .................................................... 4
II. PROJEKT KONCEPCYJNY SYSTEMU .............................................. 5
1. Przedstawienie założeń projektowych ............................................................................ 5
2.
Opis misji i sposób jej realizacji ................................................................................... 5
3.
Układ BSL oraz główne parametry geometryczne i masowe ....................................... 5
4.
Konstrukcja i podział komponentów ............................................................................ 6
III. NAZIEMNA STACJA KONTROLI LOTU ............................................ 7
1. Naziemna stacja kontroli lotu (NSKL) ............................................................................. 7
2. Planowanie misji oraz zobrazowanie danych ................................................................. 7
3. Łączność samolot – NSKL ............................................................................................. 8
4. Pokładowe układy pomiarowe ........................................................................................ 9
5. Komputer pokładowy ....................................................................................................11
6. Systemy rozpoznania ....................................................................................................13
7. Oświetlenie samolotu ....................................................................................................15
8. System lokalizacji samolotu ..........................................................................................15
9. Automatyzacja wyrzutni ................................................................................................16
IV. PROJEKT WSTĘPNY PŁATOWCA BSP ......................................... 16
1. Obliczenia charakterystyk aerodynamicznych ...............................................................16
2. Dobór zespołu napędowego .........................................................................................18
3. Obliczeinia Osiągów .....................................................................................................19
4. Obciążenia w locie i obsługowe ....................................................................................21
V. WYRZUTNIA .................................................................................... 21
1. Charakterystyka urządzenia ..........................................................................................21
2. Obliczenia .....................................................................................................................22
3. Konstrukcja ...................................................................................................................23
1
VI. SYSTEM SPADOCHRONU ............................................................. 24
1. Ogólny opis systemu: ....................................................................................................24
2. Budowa systemu:..........................................................................................................25
3. Obliczenia: ....................................................................................................................28
VII. PROJEKT KONSTRUKCYJNY PŁATOWCA BSP .......................... 29
1. Opis struktury nośnej i podziałów płatowca ...................................................................29
2. Opis zabudowy systemów pokładowych w BSP ...........................................................29
3.Dokumentacja rysunkowa ..............................................................................................31
VIII. OPIS BUDOWY ............................................................................. 34
1. Konstrukcja, technologie oraz przebieg budowy............................................................34
2. Budowa form.................................................................................................................34
3. Kadłub ..........................................................................................................................34
4. Skrzydła ........................................................................................................................35
5. Końcówki ......................................................................................................................35
6. Usterzenie.....................................................................................................................36
7. Spis materiałów i oprzyrządowania użytych do budowy ................................................37
8. Powtarzalność wyrobu, modułowość i zamienność .......................................................37
9. Kosztorys projektu, sposób pozyskania środków ..........................................................37
10. Czas rozwoju i wykonania ...........................................................................................37
IX. PROGRAM PRÓB ........................................................................... 38
1. Próby bezpilotowca w locie – stateczność, sterowność, osiągi......................................38
2. Próby systemu ratunkowego .........................................................................................39
3. Próby i badania układu sterowania. ..............................................................................40
2
I. WPROWADZENIE
1. Geneza projektu
Bezzałogowy Statek Latający PR-9, zaprojektowany został przez studentów Wydziału Budowy
Maszyn i Lotnictwa Politechniki Rzeszowskiej, zrzeszonych w Studenckim Kole Naukowym Lotników
(opiekun dr inż. Przemysław Mazurek).
Początki prac nad samolotem bezzałogowym sięgają roku 2006. Opracowany został wtedy projekt
wstępny aparatu latającego PR-1. Konstrukcja bazowała na materiałach i technologiach modelarskich,
jedyne nieliczne elementy wykonane zostały z zaawansowanych technologicznie kompozytów
polimerowych. We wrześniu tego samego roku trzyosobowa ekipa z jeszcze nie latającym modelem
wystartowała w konkursie na Bezzałogowy Statek Latający organizowany przez Stowarzyszenie
Młodych Inżynierów Lotnictwa, zajmując trzecie miejsce. Po odbyciu serii lotów i testów PR-1,
opracowano kolejną wersję bezzałogowca, o mocno zmienionej konstrukcji. PR-2, posiadał skrzydła i
kadłub kompozytowe o konstrukcji skorupowej. 15 września 2007, podczas 4 edycji
Międzyuczelnianych Inżynierskich Warsztatów Lotniczych, PR-2 Gacek wzbił się w powietrze po raz
pierwszy. Samolot ukończył zawody na drugim miejscu. Kolejny rok przyniósł kolejny, rozwinięty
egzemplarz PR-3, o zmienionej konstrukcji skrzydeł, innym kształcie kadłuba, oraz wyposażony w
ruchomą głowicę obserwacyjną na dziobie, z obserwacyjną kamerą o wysokiej rozdzielczości. W
marcu 2008 roku do zespołu dołączył Michał Wojas. Opracował i zbudował system ratunkowy którego
brakowało w poprzednich wersjach PR-1 i PR-2. Kilka miesięcy później w Bezmiechowej, PR-3 Struś
wywalczył w Bezmiechowej 2 miejsce.
Po zawodach w 2008 roku przyszedł czas na zupełnie nową konstrukcję – PR-5 Wiewiór (oznaczenia
PR-4 i PR-6 otrzymały samoloty udźwigowe biorące udział w zawodach SAE AeroDesign w USA w
2009 i 2010 roku). Całkowicie zmieniona została geometria płatowca, Wiewiór otrzymał motylkowe
usterzenie i nową głowicę obserwacyjną. Zmiany te zaowocowały rozwiązaniem zwycięskim w
konkursie na najlepszy bezpilotowiec podczas Międzyuczelnianych Inżynierskich Warsztatów
Lotniczych w 2009 roku. Odniesiony sukces zachęcił nas do dalszej pracy. Na kolejną, VII edycję
warsztatów, przygotowaliśmy lekko zmienioną konstrukcję. Zmieniona została geometria głowicy i
skrzydeł. Zastosowaliśmy konstrukcję przekładkową, z wypełniaczem ulowym. Do wspomagania
startu stworzona została katapulta wykorzystująca siłę naciągu gum. Wiewiór +, zajął w 2010 roku po
raz kolejny pierwsze miejsce w zawodach, broniąc tytułu zdobytego rok wcześniej. Kilka miesięcy
później zdobył też pierwsze miejsce na konferencji Aerodays 2011 w Mardycie, i uhonorowany został
tytułem najlepszego projektu studenckiego w Europie.
Obecnie dobiegły 4 końca prace nad nowym samolotem PR-9. Podczas budowy naszego
najnowszego samolotu, wykorzystaliśmy nowe rozwiązania konstrukcyjne, programowe,
technologiczne oraz materiałowe, a także zupełnie nowe wyposażenie, wynikłe z kilkuletniego rozwoju
samolotu bezzałogowego, a także z doświadczenia nabytego przez członków zespołu. Główne zmiany
względem poprzedniej wersji to:
- zmieniony kształt głowicy
- nowa głowica obserwacyjna ze stabilizowaną kamerą jakości HD
- autopilot
- zwiększona powierzchnia nośna
- rozpraszacze wirów na końcach skrzydeł
- automatyczna wyrzutnia
3
2. Skład zespołu
inż. Maciej Dubiel – student 1 roku studiów magisterskich; specjalność: Płatowce; w zespole od 4 lat;
e-mail:
[email protected];
zadania:
główny
konstruktor
płatowca,
projekt
i
wykonanie
form,
budowasamolotu, pilot.
inż. Grzegorz Szostek – student 4 roku studiów inżynierskich; specjalność: Awionika; w zespole od 2
lat; e-mail: [email protected]; zadania: twórca stacji naziemnej i autopilota.
Michał Wojas – student 4 roku studiów inżynierskich; specjalność: Pilotaż; W zespole od 3 lat; e-mail:
[email protected]; zadania: konstruktcja systemu spadochornowego bezzałogowca, budowa
płatowca.
Mirosław Musiał – student 4 roku studiów inżynierskich; specjalność: Pilotaż; w zespole od 2 lat; email: musiał[email protected]; zadania: konstruktor głowicy obserwacyjnej, montaż i optymalizacja
systemów pokładowych.
Marcin Marchewka – student 3 roku studiów inżynierskich; specjalność: Płatowce; w zespole od 3 lat;
e-mail: [email protected]; zadania: konstrukcja wyrzutni, projekt konstrukcji końcówek skrzydeł
oraz wykonanie płatowca.
Piotr Szaniec – student 4 roku studiów inżynierskich; specjalność: Płatowce; w zespole od 2,5 roku;
e-mail: [email protected]; zadania: frezowanie form i elementów konstrukcyjnych, pomoc przy
budowie płatowca.
Mateusz Przytuła – student 2 roku studiów inzynierskich; specjalność ogólna’ w zespole od 0,5 roku;
e-mail:[email protected]; zadania: opracowanie systemu automatycznego zwalniania wyrzutni.
Osoby które pomogły przy projekcie:
Mateusz Szpryngier – student 4 roku studiów inżynierskich; specjalność: Pilotaż.
inż. Michał Nawrot – student 4 roku studiów inżynierskich; specjalność: Awionika.
inż. Marcin Światłoń – student 4 roku studiów inżynierskich; specjalność: Awionika.
3. Prace przejściowe realizowane w ramach projektu:
Sebastian Majewski:
Wytrzymałość lotniczych elementów konstrukcyjnych na przykładzie skrzydła
samolotu bezzałogowego;
Mateusz Biesok:
Flatter skrzydła małego samolotu bezzałogowego;
Szymon Cyran:
System transmisji danych dla bezpilotowych aparatów latających;
Przemysław Lekston:
System obserwacji dla operatora naziemnej stacji kontroli lotu samolotu
bezzałogowego
Mieczysław Małek:
Elektroniczny układ pozycjonowania anteny śledzącej;
Michał Wojas:
Projekt systemu spadochronowego dla Bezzałogowego Aparatu Latającego
Marcin Światłoń:
Centrala aerometryczna dla miniaturowych aparatów latających;
Marcin Marchewka:
Rozpraszacze wirów brzegowych typu Raked Wingtip;
4
II. PROJEKT KONCEPCYJNY SYSTEMU
1. Przedstawienie założeń projektowych
Projekt musi być zgodny z regulaminem konkursu Bezzałogowy Statek Powietrzny (BSP) –edycja
2010. Podstawowe wymagania stawiane przez regulamin konkursu przed systemem to:
- maksymalna masa startowa nie może przekraczać 5 kg
- w stanie gotowym do transportu płatowiec musi mieścić się w pojemniku transportowym o wymiarach
wewnętrznych 1000 x 300 x 350 mm.
- BSP musi być wyposażony w system odzysku, zapewniający wyhamowanie prędkości lotu i
bezpieczne lądowanie z prędkością pionową nie przekraczającą 7m/s.
Założenia dodatkowe projektu BSP:
- Duża powtarzalność w przypadku wykonania produkcji seryjnej
- Konstrukcja w całości wykonana z materiałów kompozytowych
2. Opis misji i sposób jej realizacji
Zadanie polega na opracowaniu systemu wykorzystującego Bezzałogowy Statek Powietrzny i
zdolncego do realizacji wymienionych zadań:
- Odnalezienie obiektu w postaci białej tablicy w kształcie kwadratu o boku długości 1,5m, z
wymalowanymi po przekątnych czarnymi pasami o szerokości 0,3m. Tablica ta leży poziomo na ziemi,
na obszarze 1000m na 1000m. Należy podać współrzędne z dokładnością do 25m (0,0002 stopnia
szerokości i długości geograficznej).
- Ciągła obserwacja nieruchomego obiektu naziemnego przez 60 sekund
- Lot po założonej trasie z odchyłką do 80m
Do wykonania tych zadań stworzony został samolot bezzałogowy, wykonujący autonomiczny lot po
zadanej trasie. Samolot posiada wysuwaną z kadłuba ruchomą głowicę obserwacyjną o 3 stopniach
swobody, oraz aparat fotograficzny. Obraz z kamery przekazywany jest w czasie rzeczywistym do
stacji naziemnej, gdzie operator prowadzi obserwacje terenu i lokalizuje poszukiwane punkty. Po
zlokalizowaniu punktu samolot wykona nad nim krążenie pozwalające na ciągłą obserwacje punktu.
3. Układ BSL oraz główne parametry geometryczne i masowe
Wyboru układu płatowca dokonano na podstawie wcześniejszych doświadczeń członków drużyny w
zakresie budowy aparatów latających. Wybrany układ płatowca to wolnonośny górnopłat w układzie
klasycznym z usterzeniem Rudlickiego. Do doboru głównych parametrów geometrycznych płatowca
wykorzystano głównie metody statystyczne i empiryczne, ze szczególnym uwzględnieniem fragmentu
regulaminu konkursu narzucającego wymiary skrzyni transportowej. Wyznaczone parametry masowe
płatowca są przybliżonymi wartościami spodziewanymi, zostaną one doprecyzowane na etapie
projektu wstępnego, po ustaleniu topologii wewnętrznej samolotu.
5
Główne parametry BSL:
Płat:
Profil CLARK Y15
Rozpiętość 2,7m
Powierzchnia 0,625m
2
Wydłużenie geometryczne 11,7
Usterzenie:
Profil NACA 0009
Powierzchnia 0,12m
2
Wydłużenie geometryczne 4,3
Zbieżność: 0,6
Kadłub:
Długość 1,35m
Wysokość 0,35m
Masa:
Maksymalna masa startowa 5,5kg
Masa struktury nośnej 2,3kg
Masa wyposażenia 1,3kg
Masa akumulatorów 1,5kg
Masa zespołu napędowego 0,4kg
4. Konstrukcja i podział komponentów
Płatowiec wykonany jest w całości z materiałów kompozytowych. Wszystkie główne komponenty
płatowca (kadłub, skrzydła, usterzenie) posiadają strukturę przekładkową z wypełniaczem ulowym i
okładzinami z kompozytu szklano-epoksydowego ze wzmocnieniami z włókien węglowych i
aramidowych. Skrzydła jednodźwigarowe z dźwigarem kompozytowym o pasach z rowingu
węglowego i ściance z wypełniacza piankowego.
W celu umożliwienia transportu płatowiec jest częściowo demontowany. Demontowane są lewe i
prawe skrzydła, końcówki i usterzenie, a kadłub rozkładany jest na część przednią i tylną. Część
przednia zawiera akumulator oraz głowicę obserwacyjną. Część tylna zawiera system ratunkowy,
aparat fotograficzny, odbiornik, GPS oraz komputer pokładowy.Jest też łącznikiem miedzy
pozostałymi głównymi komponentami płatowca.
6
III. NAZIEMNA STACJA KONTROLI LOTU
1. Naziemna stacja kontroli lotu (NSKL)
Naziemna stacja kontroli lotu składa się z dwóch komputerów osobistych (laptopów), z którego jeden
służy jako komputer realizacji misji, a drugi służy do wyświetlania obrazu wideo z kamery pokładowej
samolotu. Dodatkowymi elementami naziemnej stacji kontroli lotu są: radiomodem, odbiornik wideo,
aparatura fly-by-wire, joystick kontroli kamery.
NSKL komunikuje się również z katapultą w celu wykonania automatycznego startu.
Schemat blokowy stacji naziemnej
Zdjęcie prototypowej stacji kontroli lotu wraz z operatorem
2. Planowanie misji oraz zobrazowanie danych
7
Oprogramowanie stacji naziemnej umożliwia wizualizację parametrów lotu w czasie rzeczywistym jak i
planowanie trasy oraz sterowanie samolotem. W oknie programu (fotografia na następnej stronie) po
lewej stronie na górze, znajduje się wskaźnik położenia przestrzennego samolotu oraz wyświetlenie
kątów Eulera. Pod wskaźnikiem położenia znajduje się panel wizualizujący pomiary napięć na
akumulatorach oraz mocy radiomodemu. Następnie jest panel wizualizujący dane przychodzące z
centrali aerometrycznej, takie jak: prędkość IAS, wysokość barometryczna oraz temperatura. Na dole
po lewej stronie, znajduje się panel wyświetlający przychodzące dane GPS takie jak długość i
szerokość geograficzna, kurs, prędkość względem ziemi, wysokość n.p.m. W centralnej górnej części
okna znajduje się panel wyboru modów autopilota. Z prawej górnej strony znajduje się panel wyboru
parametrów autopilota takich jak pochylenie, przechylenie, kurs, wysokość i prędkość. W centralnej
dolnej części znajduje się mapa na której można wprowadzać punkty trasy oraz odczytać odległość od
punktu trasy, współrzędne geograficzne punktu trasy, jak i zadaną prędkość i wysokość oraz
planowany czas dolotu do punktu trasy. W prawej dolnej części okna znajduje się panel z wszystkimi
punktami trasy, panel ten umożliwia usuwanie punktów oraz edycję ich parametrów.
Interfejs programu kontroli lotu i planowania misji
3. Łączność samolot – NSKL
Parametry lotu jak i sterowanie samolotu przekazywane są za pomocą radiomodemu XBee-PRO 868
OEM pracującego w paśmie 868 MHz, natomiast transmisja obrazu odbywa się przy pomocy
nadajnika wideo o częstotliwości pracy 2,4 GHz.
ParametrymodemuXBee-PRO 868 OEM:
 Przepustowość danych: 24 Kbps,
 Maks. zasięg w terenie otwartym: 20km (dla anteny dipolowej),
 Moc: 1-315mW, regulowana skokowo,
XBee-PRO 868 OEM
8
 Czułość odbiornika: -112dBm,
 Częstotliwość: 868Mhz,
 Możliwość szyfrowania transmisji.
Protokół transmisji łącza danych umożliwia pomiar ilości utraconych pakietów oraz sprawdzanie
poprawności danych poprzez sumę kontrolną. Istnieją 2 tryby transmisji: ciągła z wybraną
częstotliwością (używana do przekazywania telemetrii) oraz na żądanie stosowana do sterowania
systemami pokładowymi, modyfikacji konfiguracji autopilota.
4. Pokładowe układy pomiarowe
Projekt PR-9 wyposażony jest w następujące układy pomiarowe:
AHRS – 9 Degrees of Freedom – Razor IMU – określa orientację przestrzenną samolotu (kąty
Eulera), przyspieszenia liniowe i prędkości kątowe i przesyła je do komputera pokładowego za
pomocą interfejsu RS-232.
Specyfikacja techniczna:
 Zakres położenia(pochylenie, przechylenie, odchylenie)  Wykorzystane czujniki:
o Żyroskop 3-osiowy: ITG-3200,
o Przyspieszeniomierz 3-osiowy: ADXL345,
o Magnetometr 3-osiowy: HMC5883L.
 Zakresy pomiarowe czujników:
o Żyroskopy FS
o Przyspieszeniomierze FS
o Magnetometry Gauss FS
 Wymiary: 49.5 x 27.9 mm,
 Zasilanie: 3,3-16V.
AHRS- 9 Degrees of Freedom – Razor IMU
Dedykowane oprogramowanie AHRSu zostało zmodyfikowane na potrzeby zastosowania na
pokładzie statku powietrznego. Zaimplementowano korekcję pozornego pionu grawitacyjnego do
estymowanego pionu rzeczywistego.
GPS – Gms-u1LP – określa położenie samolotu w przestrzeni (długość geograficzna, szerokość
geograficzną, wysokość npm.) i przesyła do komputera pokładowego za pomocą interfejsu RS-232.
Specyfikacja techniczna:




Częstotliwość: L1 (1575.42 MHz ), kod C/A, 66 kanałów
Dokładność horyzontalna : 3m,
Częstotliwość aktualizacji danych: 1-10Hz,
Czas akwizycji:
o Zimny (Cold) Start: <35 Seconds,
o Ciepły (Warm) Start: <34 Seconds,
o Gorący (Hot) Start: <1 Seconds,
GPS – Gms-u1LP
9


Zasilanie: 3-3.6V,
Wymiary: 16 x 16 x 6 mm.
Centrala aerometryczna – określa prędkości
IAS/TAS, wysokość ciśnieniową,
temperaturę i
przesyła je do komputera pokładowego za pomocą
interfejsu RS-232.
Specyfikacja techniczna:




Centrala aerometryczna – układ PCB
Rozdzielczość pomiaru wysokości: 0,1m
(dla wysokości od -1080 do 3460m npm i temp. 15 )
Rozdzielczość pomiaru prędkości : 0.25km/h
(dla prędkości od 50 do 150km/h, wysokości na poziomie morza, temp
Rozdzielczość pomiaru temperatury:
( w przedziale od
do
)
Zasilanie: 5.2-15V.
)
Sama centrala składa się z dwóch czujników ciśnienia, czujnika temperatury, mikrokontrolera i źródła
napięcia odniesienia. Jako miernik ciśnienia statycznego został użyty czujnik ciśnienia absolutnego
MPXA6115A firmy Freescale Semiconductor, o zakresie pomiarowym od 15 do 115kPa i o
dokładności 1,5%. Jako miernik ciśnienia dynamicznego służy czujnik różnicowy MPXV7002DP
również firmy Freescale Semiconductor, o zakresie pomiarowym -2kPa do 2kPa i o dokładności 2,5%.
Jako miernik temperatury został wykorzystany sensor LM35 firmy National Semiconductor o zakresie
pomiarowym od -55 do 150 i dokładności do 0,5 (dla temperatury 25 ). Do konwersji sygnałów
analogowych i komunikacji z komputerem centralnym został użyty mikrokontroler C8051F061,
posiadającego 2 przetworniki analogowo cyfrowe o rozdzielczości 16 i 10 bitów.
Schemat blokowy stacji aerometrycznej
10
Pomiar napięć akumulatorów, mocy sygnałów odbiornika RC i modemu
Napięcia akumulatorów mierzone są poprzez dzielnik napięcia, za pomocą przetwornika analogowocyfrowego w mikrokontrolerze STM32F103ZE. Moc sygnału odbiornika RC oraz modemu jest
reprezentowana jako napięcie i również jest mierzona za pomocą przetworników analogowo
cyfrowych w mikrokontrolerze.
5. Komputer pokładowy
Komputer pokładowy składa się z dwóch mikrokontrolerów: pierwszy STMicroelectronics
STM32F103ZE o rdzeniu opartym na architekturze ARM Cortex-M3, służącym jako główny komputer
obliczeniowo – decyzyjny autopilota, mikrokontroler ten integruje dane od podzespołów takich jak
AHRS, GPS, centrala aerometryczna oraz obsługuje modem, aparat, kamerę, oświetlenie,
serwomechanizmy obrotu kamery oraz mechanizmy wykonawcze sterów samolotu i silniki. Stanowi on
podstawowy system w układzie sterowania automatycznego samolotu PR-9. Jest odpowiedzialny za
realizację praw sterowania stabilizacji kątowej samolotu (pozycyjny autopilot kątów Eulera).
Mody autopilota:
a) awaryjny – sterowanie ręczne z aparatury RC,
b) fly-by-wire:
o bezpośrednie prawo sterowania,
o stabilizacja kątów przechylenia i pochylenia,
o autopilot prędkości kątowych (eksperymentalny),
c) automatyczny:
o Roll – stabilizacja kąta przechylenia,
o Pitch – stabilizacja kąta pochylenia,
o HDG – stabilizacja kursu,
o ALT – stabilizacja wysokości,
o A/T – regulator ciągu,
d) autopilot trasowy:
o LNAV – nawigacja po trasie (punktach drogi),
o VNAV – profil pionowy trasy,
o SPD – profil prędkościowy trasy,
Główna pętla stabilizacji działa z częstotliwością 50Hz (równą częstotliwości serwomechanizmów oraz
AHRS) i zawiera regulatory pochylenia, przechylenia, prędkości IAS, kursu, wysokości oraz
eksperymentalne: prędkości kątowych przechylania i pochylania. Pętla nawigacji i autopilota
trasowego ma częstotliwość 20 Hz ze względu na planowany moduł nawigacji zliczeniowej. Układ
posiada możliwość modyfikacji współczynników wzmocnienia oraz filtracji co znacząco ułatwia
strojenie autopilota w locie.
Automatyczny start z wyrzutni przeprowadza wstępną diagnostykę systemu (komunikacja z układami
AHRS, GPS, położenie kątowe samolotu, dokładność wyznaczania położenia GPS), następnie
konfiguruje samolot do startu (mody autopilota Pitch, Roll, A/T, wartości zadane), uruchamia silniki. W
tej chwili możliwe jest jeszcze przerwanie startu samolotu. Następuje zgłoszenie gotowości do startu
do stacji naziemnej oraz automatyczne zwolnienie zaczepu wózka wyrzutni. Jeśli w określonym czasie
nie nastąpi wzrost prędkości samolotu układ sterowania uznaje że nie nastąpił start oraz przerywa
11
procedurę wyłączając silniki. Po udanym starcie samolot zmniejsza kąt pochylenia oraz włącza tryb
nawigacji obszarowej.
Autopilot nawigacji obszarowej umożliwia lot po założonej trasie opisanej jako łamana otwarta lub ciąg
punktów. Możliwa jest nawigacja bezpośrednia na punkty lub trasowa, czyli minimalizująca boczne
odchylenie od odcinków trasy. Nad ostatnim punktem autopilot zawsze przechodzi w tryb krążenia.
Możliwa jest modyfikacja zadanej trasy w czasie lotu.
Drugim mikrokontrolerem jest Silicon Laboratories C8051F040 obecnie służący jako komputer
sterowania awaryjnego, umożliwiającego przełączenie pomiędzy sterowaniem ręcznym a autopilotem
oraz przeprowadzającym pomiar wychyleń sterów podczas sterowania ręcznego. Planowane jest
przesyłanie mierzonych sygnałów sterujących z aparatury do mikrokontrolera STM32F103ZE tak aby
umożliwić sterowanie Fly-by-wire z aparatury (obecnie sterowanie fly-by-wire jest wykonywane z
joysticka połączonego z NSKL). W układzie sterowania awaryjnego zastosowano zabezpieczenia
pozwalające na przejęcie ręcznego sterowania obiektem w przypadku awarii jednego lub obu
mikrokontrolerów (układ resetowania Watchdog, detektor spadków napięcia). Pilot-operator ma
możliwość przełączania sterowanie ręczne/automatyczne, w przypadku pojawienia się pinu
pływającego na wejściu multipleksera przełączającego sygnały sterujące, układ przechodzi na
sterowanie ręczne. Jednocześnie układ pozostaje na sterowaniu automatycznym po utracie zasięgu
lub wyłączeniu aparatury RC.
Schemat blokowy komputera pokładowego
12
Zdjęcie „mózgu” PR-9
6. Systemy rozpoznania
System rozpoznania składa się z dwóch głównych elementów: kamery Flycamone HD 720p oraz
aparatu fotograficznego Panasonic Lumix DCM-FS16 . Aparat zamontowany na stałe w kadłubie,
umożliwia wykonywanie sekwencyjnych zdjęć na życzenie operatora stacji naziemnej. Najważniejsze
parametry aparatu przedstawiono w tabeli:
Model
Matryca
Rozdzielczość matrycy
Obiektyw
Zoom optyczny
Zakres ogniskowych
Lumix DCM-FS16
CCD, 1/2.33"
14 Mpix
Leica DC Vario-Elmar
x4
28–112 mm (ekwiwalent 35mm)
Światłosiła
f/3.1–6.5
Stabilizacja obrazu
optyczna
Sercem systemu obserwacji jest
kamera. Zdecydowano się na
zastosowanie wyżej wspomnianego
Wymiary
94.3 × 53.5 × 18.8 mm
modelu
ponieważ
Masa
118 g (z akumulatorem i kartą
cechuje
SD)
się
ona
dobrymi
parametrami przy bardzo małej masie. Najważniejsze dane dotyczącej
kamery przedstawiono w tabeli poniżej.
Zasilanie
Model
akumulator litowo-jonowy
Flycamone HD 720p
13
Sensor
5MPix CMOS
Rozdzielczość filmów
1280 x 720 px
Format zapisu
Soczewka
Zoom
MPeg4
55º
x4 (cyfrowy)
Zasilanie
Ogniwo LiPo: 3,7V 600 mAh
Wymiary
95 x 42 x 19 mm
Masa
Aby zwiększyć pole widzenia oraz
ułatwić obserwację zastosowano
głowicę o trzech stopniach swobody.
59 g (razem z ogniwem LiPo)
Sterowanie w dwóch osiach (pochylanie i przechylanie) zapewniane
jest poprzez ruchomą głowice obiektywu dedykowaną dla modelu
Flycamone HD 720p . Trzeci stopień swobody oraz możliwość
chowania się kamery w kadłubie, zapewnia dodatkowy system mechanizacji, specjalnie
skonstruowany dla projektu PR-9
Całkowicie głowica umożliwia obrót obiektywu w zakresie: 180 odchylanie, 180 pochylanie, 170
przechylanie.
Obroty głowicy są sterowane zdalnie przez operatora na ziemi za pomocą joystica. Zastosowano
również system stabilizacji elektronicznej oparty na układzie AHRS aby umożliwić operatorowi bardziej
intuicyjne sterowanie położeniem kamery.
Głowica obserwacyjna dedykowana pod
kamerę Flycamone HD 720p
Głowica obserwacyjna wraz z mechanizmem wysuwająco/chowającym
14
7. Oświetlenie samolotu
Projekt PR-9 został wyposażony w oświetlenie pozycyjne, migające światła stroboskopowe oraz
światło antykolizyjne beacon.
Schemat oświetlenia samolotu PR-9
W projekcie PR-9 wykorzystany został gotowy układ kontroli
oświetlenia samolotu NF-3XLe, urządzenie utrzymuje stały
prąd płynący przez diody w szerokim zakresie napięć
zasilających bez potrzeby stosowania dodatkowych
rezystancji. Układ ten jest sterowany z komputera głównego
samolotu, umożliwiając załączanie/wyłączanie oświetlenia.
8. System lokalizacji samolotu
System GPS Tracker TK-102 to urządzenie umożliwiające odnalezienie samolotu po awarii
głównego komputera, bądź w przypadku braku łączności radiowej po wylądowaniu. GPS Tracker ma
możliwość powiadamiania o lokalizacji poprzez wysłanie zapytania SMS, urządzenie odsyła
współrzędne geograficzne.
Urządzenie lokalizujące GPS Tracker TK-102
15
9. Automatyzacja wyrzutni
W skład systemu automatyzacji katapulty wchodzą następujące elementy: mikroprocesor,
serwomechanizm, wyłączniki krańcowe oraz przełączniki. Pracą całego systemu steruje
mikroprocesor Atmega8. Odpowiada on za komunikację z NSKL oraz sterowanie
serwomechanizmem. Za pomocą wyłączników krańcowych sprawdza się stan katapulty tj. naciąg oraz
założenie blokady.
Katapultą można sterować na dwa sposoby. Pierwszym z nich jest sterowanie z NSKL za pomocą
kabla RS, przez który przesyłane są informacje o stanie katapulty oraz sygnał po którym następuje
wystrzelenie samolotu. Drugi sposób to sterowanie ręczne za pomocą przełącznika przy katapulcie.
System sterowania został skonstruowany tak aby zapobiec przypadkowemu wystrzeleniu samolotu.
Podczas sterowania z NSKL następuje czterokrotne potwierdzenie sygnału przed wystrzeleniem. W
obu trybach sterowania należy najpierw zwolnić blokadę, w przeciwnym wypadku system nie
zareaguje na sygnał startu.
IV. PROJEKT WSTĘPNY PŁATOWCA BSP
1. Obliczenia charakterystyk aerodynamicznych
Charakterystyki profilowe:
Liczba Reynoldsa:
Dla danych:
W samolocie PR-9 zastosowano profil CLARK Y15 o następujących charakterystykach:
16
Charakterystyki skrzydła:
1,6
1,4
1,2
1
Cz 0,8
0,6
0,4
0,2
0
0
0,5
1
1,5
y [m]
Rozkład współczynnika Cz
17
Wizualizacja parametrów aerodynamicznych skrzydeł
1,6
1,4
1,2
1
Cz 0,8
Biegunowa profilu
0,6
Biegunowa skrzydła
0,4
Biegunowa samolotu
0,2
0
0
0,02
0,04
0,06
0,08
0,1
0,12
Cx
Biegunowa samolotu PR-9
2. Dobór zespołu napędowego
Elementy zespołów napędowych:
Silniki AXI 2820-14
Śmigła przeciwbieżne 12x6 APC E
Akumulatory Li-Po Dualsky 5000 mAh
Regulatory Jeti Advance 40 Opto Plus
Osiągi zespołu napędowego:
18
maksymalny ciąg statyczny (2 silniki): 3,5 [kg]
obroty: 9230 [obr/min]
pobierany prąd: 8-10A podczas lotu, 28-20A przy starcie
Wykres parametrów pracy silnika w funkcji natężenie prądu
3. Obliczeinia Osiągów
V
0
5
10
15
20
25
0
0,1
0,2
0,3
w 0,4
0,5
0,6
0,7
0,8
Biegunowa prędkości:
19
30
25
P[N]
20
15
10
5
0
0
5
10
15
20
25
30
35
40
45
V [m/s]
Ciąg wymagany do lotu poziomego
Ciąg rozporządzalny
Wykres ciągu niezbędnego i rozporządzalnego w funkcji prędkości poziomej w warunkach normalnych
8
6
4
2
0
w [m/s]
-2
0
10
20
30
40
50
-4
-6
-8
-10
V [m/s]
Wykres maksymalnej prędkości pionowej w funkcji prędkości poziomej w warunkach normalnych
20
4. Obciążenia w locie i obsługowe
Schemat obciążenia
Obwiednia obciążeń sterowanych (według przepisów CS-23)
V. WYRZUTNIA
1. Charakterystyka urządzenia
Jako urządzenie startowe używamy katapultę wykorzystującą siłę naciągu gum. Spośród wszystkich
rozwiązań ułatwiających start bezzałogowa, jest to metoda najbezpieczniejsza i niezawodna. Prosta
konstrukcja zapewnia pewność działania, łatwość obsługi i naprawy, oraz komfortową eksploatacje.
21
W skład zestawu wchodzi walizka z gumami, nóżkami i prętem mocującym, szyna katapulty oraz
wózek. Cały zestaw waży ok 7,5kg. Katapulta jest mobilna - mieści się w większości samochodów
osobowych, do jej obsługi i montażu wystarczy jedna osoba. Przygotowanie katapulty do startu trwa
ok. 5 minut.
Naciąganie gum odbywa się ręcznie. Start można przeprowadzić na kilka sposobów: ręcznie
zwalniając hak, wciskając przycisk na szynie katapulty, lub zdalnie ze stacji naziemnej poprzez kabel
RS.
2. Obliczenia
Interesujące nas parametry takie jak prędkość, siła naciągu, długość rozbiegu czy przeciążenie,
zostały obliczone po przyjęciu założonej liniowej zależności siły od rozciągnięcia gum:
Po rozwiązaniu równiania różniczkowego otrzymujemy:
W poniższej tabeli zamieszczono wyniki obliczeń dla katapultowania samolotu PR-9, przy użyciu 8
gum, dla zmiennej długości ich rozciągania. Na podstawie takich obliczeń została dobrana ilość,
średnica i długość gum oraz długość szyny, tak, aby stworzyć najbardziej optymalne warunki startu
samolotu – zapewniające odpowiednią prędkość katapultowania przy małym przeciążeniu, oraz
możliwie najkrótszej długości katapulty.
Droga
[m]/[%]
Siła naciągu
[N]
Przeciążenie
[g]
Czas rozbiegu
[s]
0,39 (130%)
0,52 (140%)
0,65 (150%)
0,78 (160%)
0,91 (170%)
1,04 (180%)
1,17 (190%)
1,3 (200%)
1,43 (210%)
1,56 (220%)
1,625 (225%)
80,60
107,49
134,37
161,25
188,14
215,02
241,91
268,80
295,67
322,56
336,00
1,1
1,7
2,2
2,7
3,3
3,8
4,3
4,9
5,4
6,0
6,2
0,317
0,292
0,280
0,273
0,268
0,265
0,262
0,260
0,259
0,257
0,257
Prędkość
katapultowania
[m/s]
1,54
2,44
3,31
4,17
5,01
5,86
6,70
7,54
8,38
9,22
9,64
22
3. Konstrukcja
Katapulta zbudowana została głównie z aluminium, w celu uzyskania jak najmniejszej jej masy.W
niektórych miejscach istniała jednak potrzeba zastosowania elementów stalowych (pręty do
mocowania gum, oś blokady wózka, mocowania nóżek). Do hamowania wózka wykorzystana jest siła
sprężystości gum napędzających. Rolę blokady utrzymującej wózek w pozycji „do startu” pełni
wyfrezowany w duraluminium hak, zamocowany na stalowej osi. Katapulta zablokowana jest stalowym
prętem z jednej strony, a z drugiej opiera się na aluminiowych nóżkach o zmiennej długości,
umożliwiających ustawienia kąta nachylenia katapulty względem ziemi w zakresie 12-30 stopni.
Najważniejszą zmianą w wyrzutni jest zupełnie nowa konstrukcja wózka. Pozwoliła ona zmniejszyć
masę wózka do kilkuset gram, a tym samym zmniejszyć dobieg wózka. Specjalna budowa pozwala
dostosować wózek do różnych geometrii kadłuba w bardzo krótkim czasie. Wózek hamowany jest za
pomocą rozpędzających go gum. Dzięki odpowiedniej blokadzie możliwe jest przeprowadzenie próby
silników na wyrzutni, a także start z włączonymi silnikami. Zastosowane zostały też skuteczniejsze
haki o zmienionej geometri, element ten z względów bezpieczeństwa jest zdublowany. Na szynie
znajduje się specjalna blokada z brelokiem Remove BeforeFlight. Przed jej usunięciem niemożliwe
jest samoczynne lub przypadkowe uwolnienie wózka. Przymocowane na stałe mocowanie nóżek
skraca znacznie czas montażu.
Pojawiła się też możliwość automatycznego wystrzału z wyrzutni, z całym szeregiem zabezpieczeń.
Możliwe jest sterowanie ręczne poprzez przełącznik umiejscowiony na szynie oraz sterowanie ze
stacji naziemnej.
Projektowanie wyrzutni
23
Testy wyrzutni
Start z wyrzutni klatka po klatce
VI. SYSTEM SPADOCHRONU
1. Ogólny opis systemu:
Projekt wstępny zakładał kilka modyfikacji w stosunku do poprzednich egzemplarzy samolotów
bezzałogowych. Nowe rozwiązania w procesie projektowania, budowy, użytych materiałów, a także
wyposażenia wynikały z kilkuletniego rozwoju samolotu bezzałogowego PR, a także doświadczenia
nabytego przez członków zespołu podczas prac nad wcześniejszymi projektami. Skrzynka została
wykonana z lekkiego kompozytu szklanego pasowanego ciasno we wnętrzu kadłuba. Umocowana jest
na tyle mocno, że podczas otwarcia spadochronu nie wypada z kadłuba. Klapka wytworzona została z
kompozytu szklanego z węglowym rowingiem na bezpośrednio na sklejonym kadłubie by otrzymać
idealnie dopasowaną powierzchnię. Klapka blokowana jest magnesem neodymowym, a otwarcie
następuje poprzez wypchnięcie jej ramieniem serwomechanizmu. Serwomechanizm sterowany jest z
aparatury RC lub poprzez mikroprocesor znajdujący się na pokładzie. Pęd powietrza powoduje
gwałtowne odchylenie klapki i wyciągnięcie poskładanego spadochronu. Spadochron znajduje się w
specjalnej, materiałowej paczce, którą pilocik wyciąga poza kadłub samolotu, a otwarcie czaszy
następuje w bezpiecznej odległości od samolotu.
24
2. Budowa systemu:
W tym modelu samolotu bezzałogowego zastosowano spadochron pierścieniowy. Dokładne dane
spadochronu podane zostały w tabeli:
Powierzchnia Obwód
Promień
Powierzchnia
czołowa
[m ]
2
[mm]
[mm]
[m ]
2.6
4050
644,9
1,3
Cx
2
6
Linka
Prędkość
opadania
Linki
główne
[m/s]
[mm]
[mm]
[mm]
[mm]
3,8
1154
777,4
212
105,6
centralna
Linki Promień
komina komina
Schemat spadochronu pierścieniowego
Jako Linki mocujące spadochron zastosowano linki paralotniowe Edelrid A-7343-140-006 grubości
1.3[mm], plecione z rdzeniem aramidowym o wytrzymałości 140 [daN] min. Węzeł główny mocujący
linki nośne umieszczony został 35 [mm] przed dźwigarem głównym. Węzeł pomocniczy (linki tylne)
zamocowane są na belce dźwigara pomocniczego. Linki pomocnicze, według testów, nie są na tyle
obciążone by wymagały specjalnych okuć. Pracują jedynie gdy samolot po otwarciu wyhamuje do
prędkości opadania i wykonuje ruch wsteczny. Powstrzymują samolot by nie wykonał obrotu na plecy
podczas drugiej fazy szarpnięcia podczas otwarcia przy otwarciu. Węzeł linek nośnych (czyli punkt
zaczepienia spadochronu) jest przed środkiem ciężkości samolotu po to, by samolot podczas
opadania przyjął pozycję z lekko zadartym nosem. Podczas lądowania płatowiec absorbuje uderzenie
w taki sposób by najmniej ucierpiała głowica samolotu, w której znajduje się bardzo cenna awionika.
Skrzynka spadochronowa wykonana została z kompozytu szklanego oraz przekładki z Herexu.
Wyprofilowana została w programie CATIA na bazie modelu bryłowego kadłuba. Skrzynka mieściła się
pomiędzy wręgą główną kadłuba, do której przymocowane było okucie główne, a okuciem
pomocniczym.
25
Skrzynka spadochronowa w kadłubie PR-9
Po wykonaniu modelu powierzchniowego stworzono model bryłowy skrzynki.
Z modelu bryłowego wykonano model formy pozytywowej. Skorupa skrzynki wykonana była na formie
pozytywowej, gdyż gładką powierzchniąą powinna być wewnętrzna strona, w której mieścić miał się
spadochron. Forma uwzględniała grubość ścianek skrzynki oraz grubość kadłuba. W przypadku
kadłuba skorupę wykonano na formach negatywowych gdzie odzwierciedlona miała być zewnętrzna
strona samolotu. Należało uwzględnić obie grubości, zarówno kadłuba jak i skrzynki, i odjąć od
początkowego rozmiaru formy. Dzięki temu, nie było problemów w montażu skrzynki w kadłubie.
Forma pozytywowa skrzynki spadochronowej
Proces budowy rozpoczęto od wykonania szablonu klina, który należało wyciąć w materiale. Do
szablonu należało dodać odpowiednio osnowę na zaszycia i połączenia kolejnych klinów.
Szablon klina do spadochronu
26
Spadochron ten składał się z 14 klinów, które wycięto z tkaniny superlekkiej. Materiały zostały
zakupione w firmie Dudek Paragliding w Bydgoszczy. W skład materiałów wchodziła tkanina na
czaszę, taśma lamówka na obszycia, linki plecione, linki z rdzeniem aramidowym oraz specjalna nić
paralotniowa. Kliny zostały zszyte po krawędzi i otrzymano wstępny kształt spadochronu:
Budowa spadochronu pierścieniowego
W produkcji tego spadochronu użyto przemysłowej jednoigłowej maszyny do szycia. Do połączenia
klinów wykorzystano szew bieliźniany oznaczany wg normy PN-69/P-84501 jako Bl 13.
Szew Bl 13 oraz Nk 10
Po zszyciu wszystkich klinów, należało obszyć dolną i górną krawędź czaszy, by tkanina nie strzępiła
się podczas eksploatacji. Do obszycia wykorzystano specjalną lamówkę stosowaną w paralotniach
oraz szew nakładany oznaczany wg normy PN-69/P-84501 jako Nk 10. Po obszyciu tkaniny należało
dociąć odpowiednio linki. Po przyszyciu linek wystarczyło je tylko połączyć w jednym punkcie za
pomocą żeglarskiej szekli która służyła jako połączenie spadochronu z linką od samolotu. Całkowita
masa spadochronu wyniosła 180[g].
Podczas testów pierwszych spadochronów pojawiały się problemy ze zbyt szybkim napełnianiem się
spadochronu, co generowało duże obciążenia konstrukcji samolotu. Zdecydowano wykonać specjalną
osłonę na czaszę, podobną do tych stosowanych w spadochronach ratunkowych SP-6. Osłona ta
została wykonana z elastycznego materiału by powodowała lekki ucisk na czaszę w celu lepszej jej
kompresji. Dodatkowo napotkano problem z rozkładaniem się spadochronu w skrzynce
spadochronowej w kadłubie. Czasza układana była w samolocie. Podczas gdy pilocik wyciągał
system poza kadłub, spadochron zatrzymywał się na konstrukcji samolotu. Zdecydowano
zaprojektować tak system by otwarcie spadochronu następowało poza konstrukcją bezzałogowca. W
tym celu wykonano specjalną paczkę materiałową blokowaną za pomocą wplatanych linek głównych
spadochronu. Paczka została wykonana na wzór fartucha spadochronowego, jaki występuje w
spadochronach ratunkowych.
27
Schemat paczki spadochronowej
3. Obliczenia:
Podczas projektowania spadochronu wykonano szereg symulacji oraz projektów komputerowych w
celu uzyskania statystyk i wybraniu nowego kształtu.
Proces projektowania czaszy spadochronu
Na podstawie tych projektów stworzono symulację przepływu w programie Flowizard, która posłużyła
się do wybrania optymalnego kształtu czaszy, który daje największy wsp. oporu przy jak najmniejszej
powierzchni. Wykorzystując ten kształt, stworzono model spadochronu
Wykres zależności wsp. Cx od kąta tworzącej spadochronu dla różnych rozmiarów spadochronów
28
VII. PROJEKT KONSTRUKCYJNY PŁATOWCA BSP
1. Opis struktury nośnej i podziałów płatowca
PR-9 jest samolotem w układzie klasycznym wolnonośnego górnopłata ze skrzydłem trapezowym
wyposażonym w końcówki typu raked wingtip. Mechanizacja skrzydła opiera się na bezszczelinowych
klapolotkach. Samolot ma skrzydło trapezowe, z dźwigarem kompozytowym. Skrzydła z profilem
CLARKY15, nie posiadają wzniosu, kąt zaklinowania wynosi 4 stopnie, brak zwichrzenia
aerodynamicznego i geometrycznego. Zastosowane zostało usterzenie Rudlickiego o obrysie
trapezowym. Kadłub ze względów regulamionowych dzieli się na część przednią i tylną. W części
przedniej mieści się akumulator i głowica obserwacyjna, w tylnej - procesor, aparat fotograficzny,
system ratunkowy, odbiornik i GPS. Samolot jest napędzany dwoma silnikami elektrycznymi ze
śmigłami przeciwbieżnymi.
Napęd stanowią dwa silniki elektryczne AXI2820/14 napędzające śmigła przeciwbieżne 12x6 APC E.
Start może odbywać się poprzez wyrzut z ręki lub za pomocą wyrzutni. Lądowanie klasyczne na
brzuchu, lub na spadochronie pierścieniowym. Samolot jest konstrukcji skorupowej, z wypełniaczem
ulowym, oraz wzmocnieniami aramidowymi i węglowymi.
Gabaryty wszystkich podzespołów czynią cały zestaw bardzo mobilnym. Skrzynia z samolotem,
wyrzutnia, stacja naziemna oraz pozostały sprzęt i narzędzia z łatwością mieszczą się w samochodzie
osobowym razem z czterema osobami.
Łatwość montażu pozwala przygotować samolot do lotu w mniej niż 30 minut przy dwuosobowej
obsłudze. Montaż samolotu polega na złączeniu głowicy z kadłubem, zamontowaniu skrzydeł na
sworzniach, usterzenia i końcówek na bagnetach, oraz przykręceniu silników śrubami nylonowymi.
Łącząc podzespoły płatowca należy również podłączyć 7 wtyczek. Stacja naziemna dla wygody
operatorów składa się z dwóch laptopów - jednego do obserwacji i drugiego do obsługi samolotu.
Dodatkowo wyposażona jest w składaną osłonę przeciwsłoneczną i przeciwdeszczową. Wyrzutnię
należy zamocować nóżkami oraz sworzniem stalowym, naciągnąć gumy oraz podłączyć kabel RS.
2. Opis zabudowy systemów pokładowych w BSP (sterowanie, rozpoznawczy,
ratowniczy)
29
3. Obliczenia wyważenia
Element
Oznaczenie
Ramiona [mm]
Masa [g]
Moment [Nm]
L.p.
1
Skrzydła z końcówkami
Qskrz
30
1100
0,3237
2
Głowica obserwacyjna
Qobs
-260
300
-0,76518
3
Przednia część kadłuba
Qgłow
-300
170
-0,50031
4
Akumulator przedni
Qakup
-420
250
-1,03005
5
Stateczniki
Qstat
750
180
1,3244
6
Gondolki z silnikami
Qgond
-110
500
-0,53955
30
7
Procesor
Qawio
50
250
0,1226
8
Spadochron
Qspad
50
230
0,1128
9
Aparat fotograficzny
Qapar
-140
120
-0,16481
10
Akumulator tylny
Qakut
220
250
0,5396
11
Akumulatory silników
Qakus
-50
1000
-0,4905
12
Kadłub
Qkadł
150
470
0,6916
-
Suma
-
-
4820
-0,37572
Obliczenie środka ciężkości:
4. Obliczenia głównych elementów i węzłów
Reakcje w węźle okucia głównego skrzydła
5. Dokumentacja rysunkowa
31
Rysunek gabarytowy bezpilotowca w trzech rzutach
Widok zdemontowanego samolotu w skrzyni
32
Schemat rozplanowania poszczególnych podzespołów bezpilotowca w skrzyni
Rysunek złożeniowy z podziałem na podzespoły
33
VIII. OPIS BUDOWY
1. Konstrukcja, technologie oraz przebieg budowy.
Geometria oraz układ ogólny BSL należą do rozwiązań klasycznych, powszechnie spotykanych w
konstrukcjach lotniczych, zarówno „dużych” samolotów, jak i modelach latających. Funkcja
podzespołów oraz elementów konstrukcyjnych jest jednoznacznie określona. Całość struktury nośnej
płatowca wykonana jest z materiałów kompozytowych, przy użyciu form negatywowych. Wszystkie
główne elementy płatowca mają analogiczną strukturę i podobny sposób wykonania.
2. Budowa form
Pierwszą rzeczą konieczną do dalszych czynności związanych z budową BSL było wykonanie form
pozwalających wykonać skorupę płatowca. Formy wykonano w dwóch etapach: formy pozytywowe, a
następnie formy negatywowe. Kilka form zostało wykonanych bezpośrednio jako formy negatywowe z
płyty PROLAB.Formy pozytywowe wykonano za pomocą frezarki numerycznej na podstawie
wygenerowanej wcześniej dzięki systemowi CATIA V5 geometrii podzespołów. Przy użyciu programu
EdgeCAM opracowano ścieżki dla narzędzi plotera frezującego, a następnie wygenerowano
zrozumiały dla maszyny G-code. Po przygotowaniu półfabrykatów i zamontowaniu ich na stole frezarki
przystąpiono do obróbki ubytkowej. W celu przyspieszenia prac wykonano dwie formy pozytywowe
elementów symetrycznych jako lustrzane odbicia. Surowe formy pozytywowe poddano obróbce
polegającej na lakierowaniu i wykańczaniu papierem ściernym, a następnie polerowaniu w celu
uzyskania gładkiej powierzchni.Po wykończeniu form pozytywowych przystąpiono do wykonania form
negatywowych. Formy pozytywowe pokryto żelkotem oraz odpowiednimI wzmocnieniami. Po stężeniu
żywicy zdjęto gotowe formy negatywowe. Ewentualne wady form zaszpachlowano, zeszlifowano oraz
wypolerowano.
Zdjęcia z budowy form:
3. Kadłub
Konstrukcja
Kadłub podzielony jest na dwie części. Podział ten wynika z założeń konstrukcyjnych
uwzględniających możliwość transportu w regulaminowym pojemniku. Dzięki podziałowi kadłuba
uzyskano dwie wymienne części. Część przednia zawiera akumulator oraz głowicę obserwacyjną.
Część tylna kadłuba jest łącznikiem między pozostałymi głównymi komponentami płatowca. Zawiera
węzły mocowania skrzydeł, usterzenia przedniej części kadłuba, spadochronu oraz mocowanie do
wyrzutni. Znajduje się w niej też aparat fotograficzny, komputer sterujący, odbiornik, GPS oraz kolejny
akumulator. Kadłub jest konstrukcją o strukturze przekładkowej z okładzinami wykonanymi z tkaniny
szklanej i wypełniaczem komórkowym oraz z wzmocnieniami z tkaniny węglowej. W przedniej części
kadłuba znajduje się otwór z którego wysuwa się głowica obserwacyjna.
34
Opis budowy
Pierwszym etapem budowy kadłuba było przygotowanie komponentów polegające na nałożeniu
separatora oraz wycięciu płatów materiałów niezbędnych do budowy. Wykonanie skorup rozpoczęto
od nałożenia lakieru na formy. Po jego wyschnięciu nałożono warstwę żywicy epoksydowej, a na nią
warstwy tkanin szklanych, wzmocnień z tkanin węglowo-aramidowych, oraz wypełniacza. Następnie
przykryto całość delaminażem, folią perforowaną i matą odsysającą i powtórnie pozostawiono do
stężenia żywicy pod dociskiem próżniowym. Po wyjęciu z worka próżniowego półproduktów skorup
kadłuba obcięto nadmiar materiałów, a następnie wyrównano brzegi. Wklejono elementy mocowania
usterzenia, a następnie przystąpiono do sklejenia połówek kadłuba. Do ich wzajemnego ułożenia i
wyrównania i ustalenia wykorzystano formy negatywowe, w których powstały wcześniej połówki
kadłuba. Połówki połączono wewnątrz form za pomocą paska tkaniny szklanej.Po połączeniu połówek
skorupy kadłuba wykończono krawędź łączenia, a następnie wycięto otwory na klapki zapewniające
dostęp do wnętrza kadłuba. Po tym wklejono węzły mocowania przedniej części kadłuba, skrzydeł i
spadochronu. Przeprowadzenie niezbędnych przewodów elektrycznych zakończyło ten etap budowy.
4. Skrzydła
Konstrukcja
Skrzydła posiadają obrys prostokątny do 300mm od nasady, dalej trapezowy do 1120mm.
Zakończone są rozpraszaczem typu raked wingtip, co razem daje długość skrzydła równą
1350mm.Wyposażone są w mechanizację postaci bezszczelinowych lotek o rozpiętości 540mm i
cięciwie 20% cięciwy skrzydła. Skrzydła posiadają strukturę skorupową analogiczną do struktury
kadłuba, tj. przekładkę z okładzinami z włókna szklanego i wypełniaczem ulowym. Skrzydła posiadają
dźwigar główny z pasami z rowingu węglowego i ścianką z wypełniacza piankowego. Obciążenia
pochodzące od momentów gnących i sił tnących z dźwigara przenoszone są do kadłuba przez okucia,
zaś moment podłużny od skrzydeł przenoszony jest do kadłuba przez parę okucia głównego skrzydła
oraz pręt węglowy umieszczony w tylnej części skrzydła. Na skrzydłach umieszczone są gondole
silnikowe wykonane w konstrukcji skorupowej z warstw tkaniny szklanej i węglowej przesyconych
żywicą epoksydową, wzmocnionej wręgami wykonanymi również z kompozytu szklano-węglowego.
Mocowane są do skrzydła za pomocą śrub nylonowych.
Opis budowy
Z racji podobieństwa struktury skorupy skrzydeł do tylnej części kadłuba, proces ich wykonania
również jest podobny. Zaczyna się od nałożenia warstwy separatora i lakieru na formy oraz wycięcia
płatów materiału do budowy, następnieokładziny z tkaniny szklanej z wypełniaczem komórkowym.
Miejsca demontowanych klapek dostępowych wzmocnione są dodatkową warstwą pianki poliestrowej.
Po przykryciu całości delaminażem, folią perforowaną oraz matą odsysającą, pozostawiono pod
dociskiem próżniowym do czasu stężenia żywicy.Równolegle przygotowano dźwigary. Dzięki
specjalnej konstrukcji formy możliwe było przygotowanie dźwigarów do dwóch skrzydeł jednocześnie
w jednej formie.Po przygotowaniu półwyrobów do budowy skrzydeł, które polegało na obcięciu
nadmiaru materiału i wyrównaniu krawędzi elementów kompozytowych, przystąpiono do montażu
skrzydeł. Wykonano zakładki pozwalające na późniejsze sklejenie skorupy. Do dźwigara przykręcono i
przyklejono wycięte wcześniej okucie. Wklejono ścianki lotek oraz dźwigar główny, a następnie
sklejono połówki skrzydeł. Po sklejeniu połówek dolnych i górnych skrzydeł wykończono krawędź
klejenia, a następnie oddzielono lotkę, którą potem zamocowano do skrzydła. Montaż dźwigni lotek,
umieszczenie serwomechanizmów, oraz wyposażenia w skrzydłach, zakończyły ten etap
budowy.Równolegle przygotowywano gondole silnikowe. Ich budowa rozpoczęła się od
zalaminowania w formach negatywowych skorup z włókien szklanych i węglowych, które po obcięciu
naddatków i wyrównaniu brzegów sklejono ze sobą za pomocą pasków tkaniny szklanej. Po tym
wklejono półżebra i wręgę do mocowania silnika i przewiercono otwory dla śrub mocujących.
5. Końcówki
Konstrukcja
Końcówki skrzydeł zwiększające powierzchnię nośną, i zmniejszające opór indukowany, dzielą się na
część trapezową będącą przedłużeniem skrzydła, o rozpiętości 125mm, oraz zakończenie w postaci
rozpraszacza typu raked wingtip o rozpiętości 225mm. Rozpraszacz został wybrany spośród
35
analizowanych 486 kombinacji, dając wzrost doskonałości o 5%. Zbieżność rozpraszacza wynosi 1/6,
O
wznios płynnie rośnie z rozpiętością do wartości -15 . Zastosowano również geometryczne
O
O
zwichrzenie równe -3 oraz skos krawędzi natarcia wynoszący 45 . Końcówka połączona jest ze
skrzydłem za pomocą dwóch bagnetów aluminiowych. Wykonanie tego elementu w technologi
przekładowej pozwoliło na zrezygnowanie z dźwigara. Na krawędzi natarcia końcówki znajduje się
reflektor z oświetleniem nawigacyjnym i strobem. Oświetlenie otoczone jest folią odbijającą światło,
oraz osłonięte owiewką z tworzywa sztucznego.
Opis budowy
Końcówki zostały wykonane z form negatywowych wyfrezowanych w płycie PROLAB. Po
przygotowaniu foremników i tkanin, przystąpiono do laminowania w sposób identyczny jak w
przypadku skrzydeł. Po usunięciu nadmiaru materiału, wyrównaniu krawędzi i wklejeniu tulejek na
bagnety mocujące połówki zostały złączone. Następnie wykończone zostały krawędzie natarcia i
spływu. Gotowe końcówki zostały wyposażone w oświetlenie oraz pomalowane.
6. Usterzenie
Konstrukcja
Usterzenie płatowca PR-9 jest usterzeniem w układzie motylkowym o obrysie trapezowym. Dzieli się
na zamocowany na stałe stabilizator oraz ruchomy ster. Usterzenia posiada strukturę podobną do
skrzydeł, czyli skorupę przekładkową z okładzinami z włókna szklanego i wypełniaczem. Usterzenie
mocowane jest do kadłuba za pomocą dwóch prętów z włókna węglowego.
Opis budowy
Po przygotowaniu materiałów do budowy skorupy usterzenia, pokryto separatorem, a następnie
lakierem. Po tym przystąpiono do laminowania skorup, które rozpoczęto od nałożenia warstwy żywicy
oraz poszczególnych warstw tkanin oraz wypełniacza, a następnie zostawiono do stężenia żywicy pod
dociskiem próżniowym. Po wyciągnięciu półproduktów z form, obcięto nadmiar materiału i wyrównano
krawędzie. Następnie wklejono balsowe ścianki sterów i dźwigara oraz tuleje prętów mocujących
usterzenie o kadłuba. Po tym sklejono połówki skorupy usterzenia, i wykończono klejone krawędzie.
Następnie oddzielono stery i powtórnie je wklejono za pośrednictwem zawiasów. Montaż dźwigni
sterów, serwomechanizmów i popychaczy zakończył budowę usterzenia.
36
7. Spis materiałów i oprzyrządowania użytych do budowy
Narzędzia użyte do budowy:
- Numeryczny ploter przemysłowy Kimla
- Pompa próżniowa – technologia Vacuum
- Narzędzia ręczne
Materiały użyte do budowy:
- Prolab 65
- Płyta HDF
- Tkaniny szklane, węglowe i aramidowe o różnych gramaturach, użyte do wykonania niektórych form i
niektórych elementów platowca
- Rowing węglowy
- Aramidowy wypełniacz komórkowy
- Wypełniacz piankowy
- Żywica epoksydowa, lotnicza certyfikowana L285, utwardzacz H286
- Wypełniacze: aerosil, mikrobalon, płatki bawełniane – wyrób form negatywowych, elementów
płatowca, a także ichłączenie
- Duraluminium PA7 – okucia,
- Rurki i pręty aluminiowe oraz węglowe – bagnety, elementy ustalające form.
- Stal sprężynująca – sworznie mocujące skrzydła
8. Powtarzalność wyrobu, modułowość i zamienność
Konstrukcja PR-9 podzielona jest na 5głównych elementów: kadłub, głowicę, skrzydła, końcówki oraz
stateczniki. Dzięki zaawansowanej technologii wykonania form jesteśmy w stanie odtworzyć każdy
element konstrukcyjny w przeciągu 6 dni roboczych (łącznie z obróbką wykańczającą oraz
niezbędnymi mechanizmami). Prosty system łączenia głównych elementów pozwala na
nieograniczoną ich zamienność. Dowodem na to jest fakt iż wykonane w PR-9 elementy płatowca
pasują również do poprzednich wersji – PR-5 Wiewiór oraz PR-5 Wiewiór +.
9. Kosztorys projektu, sposób pozyskania środków
Koszt projektu szacowany jest na około 40 000 zł. Wliczany tutaj jest koszt materiałów potrzebnych do
budowy oraz kompletnego wyposażenia (awionika, system ratunkowy, katapulta, stacja naziemna).
Koszty których w tej kwocie nie uwzględniono to: opracowanie technologii produkcji, proces
projektowania godzinowy wymiar pracy oraz zakup i eksploatacja maszyn i narzędzi. Środki na
realizację projektu samolotu bezzałogowego pozyskaliśmy z budżetu Politechniki Rzeszowskiej oraz
Wydziału Budowy Maszyn i Lotnictwa.
10. Czas rozwoju i wykonania
Wykonanie wszystkich elementów od momentu zaprojektowania w Cati, do momentu sklejenia skorup
oraz ich wykończenia zajmuje około 90 dni roboczych. Zakładamy tutaj wspólną pracę 3 osób (w
zależności od ilości pracowników ten czas może ulec zmianie).Cały projekt bezzałogowca trwa już od
6 lat, z czego ostatnie 3 lata to projekt PR-5, oraz jego wersji rozwojowych: PR-5 + i PR-9. Projekt ten
jest systematycznie udoskonalany i poprawiany.
37
IX. PROGRAM PRÓB
1. Próby bezpilotowca w locie – stateczność, sterowność, osiągi
Od lipca do września 2011 roku wykonanych zostało wiele lotów testowych na samolocie PR-5
Wiewiór+. Testowane były na nim podzespoły przygotowywane do samolotu PR-9 – autopilot,
systemy obserwacji, wyrzutnia oraz system ratunkowy.
Loty w trudnych warunkach oraz bardzo wymagające testy autopilota pozwoliły na weryfikację
osiągów, sterowności, stateczności oraz samej wytrzymałości konstrukcji. Niekiedy twarde i
nieprecyzyjne lądowania Wiewióra w żaden sposób nie naruszyły jego konstrukcji, dając dowód na
bardzo dużą wytrzymałość płatowca, który całe testy przeszedł bez konieczności naprawy. Potwierdza
to szacowaną wcześniej przez nas wytrzymałość.
Dodatkowo wykonanych zostało wiele testów osiągów, od lotów szybowych, przeciągnięć i
korkociągów, po lądowania przy różnych konfiguracjach klap i z wiatrem bocznym. Samolot okazał się
zadowalająco stateczny i sterowny, łatwy w pilotażu oraz trudny do wprowadzenia w korkociąg.
Próby przeszła także nowa wyrzutnia, która została względem wersji poprzedniej znacząco zmieniona.
Wszystkie wprowadzone zmiany okazały się słuszne, a założenia zostały zrealizowane.
Przetestowane zostały: blokady umożliwiające próbę silników, hamowanie wózka za pomocą gum
napędzających, zwalnianie za pomocą przycisku na szynie, zwalnianie zdalne ze stacji naziemnej,
oraz w powiązaniu z autopilotem – pełny autostart.
Próby przeprowadzane na PR-5 Wiewiór +
38
2. Próby systemu ratunkowego
Każdy uszyty spadochron został przetestowany na samolocie bezzałogowym w celach sprawdzenia
działania całego systemu odzysku lub na specjalnie przygotowanych platformach. Pierwsze testy
pokazały jak ważne jest zachowanie odpowiedniej odległości spadochronu od samolotu zwłaszcza
przy dużych prędkościach opadania rzędu
. Oddziaływanie płatowca jest tym większe im
większa jest jego powierzchnia czołowa. Podczas prób zauważono znaczne oddziaływanie usterzenia
na pozycję samolotu podczas opadania. Należy mieć to na uwadze, podczas planowania położenia
punktu zaczepienia samolotu względem środka ciężkości bezzałogowca.
W celach wyznaczenia współczynnika oporu dla spadochronu, przeprowadzono test z ładunkiem w
postaci żeliwnego ciężarka o masie 5 [kg]. Spadochron został zwolniony z platformy zabudowanej do
uprzęży motoparalotni. Ładunek zamontowany został w specjalnej uprzęży w której zaplecione było 20
[m] linki z niewielką masą na końcu. Miało to na celu spowodować wysunięcie się całej linki podczas
otwarcia spadochronu. Przeciążenie wynikające podczas napełniania się czaszy miało wysunąć masę
na końcu linki i swobodne jej rozwinięcie się. Obserwator na ziemi miał za zadanie zliczać czas od
dotknięcia końca linki ziemi do momentu zetknięcia ładunku podłoża. Czasza spadochronu była
złożona w specjalnej osłonie, która powodowała zabezpieczenie przed wpadnięciem spadochronu w
śmigło napędu paralotniowego. Osłona wykonana została z czepka pływackiego, w którym obszyto
gumkę ściągającą by spadochron nie wypadł w locie. Podczas zwolnienia układu, masa ładunku
wystarczyła by bezpiecznie wyciągnąć spadochron z osłony i napełnienie następowało w bezpieczniej
odległości od napędu. Testy przeprowadzone zostały na wysokości ok. 100 [m] nad bezpiecznym
terenem. Opisana metoda była podobna do tych jakie stosowano podczas prób spadochronów
ratunkowych, lecz zrzuty wykonywane były z balonów lub ze śmigłowców.
Kolejne testy wykonane zostały na samolotach bezzałogowych serii PR. Większość testów wykonano
na samolocie PR-5 Wiewiór+, w którym zamontowano rejestrator lotu, dzięki któremu zarejestrowano
wykres wysokości w czasie. Na podstawie tego wykresu odczytać można średnią prędkość opadania
samolotu na spadochronie. W przedstawionym poniżej teście porównane zostały dwa spadochrony.
2
Krzyżowy i pierścieniowy o powierzchni 2.6 [m ].
Rejestracja lotu - wykres wysokości samolotu w czasie, próba nowego spadochronu.
Z powyższych prób wynikło, że spadochron pierścieniowy został zaprojektowany prawidłowo zgodnie
z założeniami. Średnia prędkość opadania tego spadochronu wyniosła 3,8 m/s.
39
3. Próby i badania układu sterowania.
Elementy układu sterowania zostały poddane testom naziemnym w celu weryfikacji stabilności ich
działania, kalibracji pomiarów oraz sprawdzenia poprawności funkcjonalnej:


Układ AHRS poddano kalibracji przesunięcia zera czujników oraz dobrano eksperymentalnie
współczynniki wzmocnień. Sprawdzono obciążenie mikrokontrolera.
Centralę aerometryczną skalibrowano kalibratorem ciśnień. Podczas pomiarów oszacowano
niepewność pomiaru prędkości na 1 km/h oraz wysokości na 2 m (rozdzielczość oraz
stabilność krótkookresowa utrzymuje się na poziomie 0,5 m).
Kalibrator ciśnienia


Modem sprawdzono pod kątem stabilności łącza danych i na tej podstawie dobrano ilość
retransmisji w protokole komunikacyjnym.
Komputery sterowania awaryjnego oraz główny komputer nawigacji poddano testom
funkcjonalnym. Wybrane fragmenty oprogramowania (nawigacja) testowano w symulacjach
SIL, rozwiązania regulatorów autopilota oraz filtracji danych symulowano w pakiecie
Matlab/Simulink.
Próby w locie obejmowały testy oraz strojenie układu stabilizacji, nawigacji, łącza danych oraz
telemetrii.
Próby te potwierdziły założenia projektu. Podczas autonomicznego lotu po trasie, na prostych
odcinkach odchylenie boczne nie przekraczało 10 metrów. Doskonale sprawowała się również
stabilizacja lotu, która spełniła wszystkie stawiane jej wymagania.
40