PW OSA

Politechnika Warszawska
PW OSA
Bezzałogowy Statek Latający opracowany przez stud entów Politechniki Warszawskiej
PW OSA
Spis treści
1
2
3
4
Wprowadzenie ..................................................................................................................................................... 4
1.1
Historia......................................................................................................................................................... 4
1.2
Zespół .......................................................................................................................................................... 4
1.3
Kontakt......................................................................................................................................................... 4
1.4
Prace dyplomowe ........................................................................................................................................ 4
Projekt koncepcyjny systemu .............................................................................................................................. 5
2.1
Założenia projektowe ................................................................................................................................... 5
2.2
Płatowiec ..................................................................................................................................................... 5
2.3
Sposób realizacji misji ................................................................................................................................. 5
Naziemna stacja kontroli lotu............................................................................................................................... 6
3.1
Planowanie misji .......................................................................................................................................... 7
3.2
Zobrazowanie danych ................................................................................................................................. 8
3.3
Stacja odbiorcza sygnału wizyjnego ............................................................................................................ 9
Systemy pokładowe ............................................................................................................................................. 9
4.1
Sterowanie - układy wykonawcze................................................................................................................ 9
4.2
System łączności ....................................................................................................................................... 10
4.3
Autopilot ..................................................................................................................................................... 10
4.4
Czujniki ...................................................................................................................................................... 11
4.5
Układ wizyjny ............................................................................................................................................. 11
4.5.1
Wstęp................................................................................................................................................. 11
4.5.2
Kamera dla pilota ............................................................................................................................... 12
4.5.3
Kamera do obserwacji terenu ............................................................................................................ 13
4.6
Układ rozpoznawania obrazu .................................................................................................................... 13
5
Urządzenie startowe .......................................................................................................................................... 13
6
Projekt wstępny płatowca .................................................................................................................................. 13
7
6.1
Projekt aerodynamiczny ............................................................................................................................ 13
6.2
Zespół napędowy ...................................................................................................................................... 17
6.3
Obliczenia osiągów .................................................................................................................................... 17
6.4
Obciążenia w locie ..................................................................................................................................... 21
System odzysku ................................................................................................................................................ 22
PW OSA
8.3
Zabudowa systemów pokładowych ........................................................................................................... 25
8.4
Obliczenia wyważenia ............................................................................................................................... 25
8.5
Obliczenia wytrzymałościowe .................................................................................................................... 26
9
8.5.1
Wstęp................................................................................................................................................. 26
8.5.2
Skrzydło ............................................................................................................................................. 26
8.5.3
Spadochron ....................................................................................................................................... 27
Dokumentacja rysunkowa ................................................................................................................................. 28
9.1
Rysunek gabarytowy ................................................................................................................................. 28
9.2
Rysunek zdemontowanego BSP ............................................................................................................... 30
9.3
Rysunek do obliczenia środka ciężkości ................................................................................................... 30
9.4
Rysunki głównych węzłów siłowych .......................................................................................................... 30
9.4.1
Skrzydło – kadłub .............................................................................................................................. 30
9.4.2
Centropłat – ucho .............................................................................................................................. 30
10
Opis budowy .................................................................................................................................................. 31
10.1
Skrzydło ..................................................................................................................................................... 31
10.2
Kadłub........................................................................................................................................................ 33
10.3
Usterzenie poziome ................................................................................................................................... 34
10.4
Głowica aparatu obserwacyjnego ............................................................................................................. 34
11
Kosztorys ....................................................................................................................................................... 34
12
Program prób ................................................................................................................................................. 39
12.1
Próby w locie: stateczność, sterowność, osiągi ........................................................................................ 39
12.2
Próby autopilota ......................................................................................................................................... 40
12.3
Próby systemu odzyskiwania .................................................................................................................... 41
12.4
Próby systemu rozpoznania ...................................................................................................................... 41
12.5
Podsumowanie .......................................................................................................................................... 41
PW OSA
1 Wprowadzenie
1.1 Historia
Tegoroczny projekt jest realizowany przez członków trzech kół naukowych: Koła Naukowego Awioników –
Melawio, Studenckiego Międzywydziałwego Koła Naukowego SAE oraz Koła Naukowego Lotników.
Projekt został rozpoczęty w marcu 2006 roku, pod kierownictwem Dominika Głowackiego. Z KNL do pracy
przystąpili: Czarek Janas, Marcin Ruszkowski, Paweł Różański i Grzegorz Wnuk, którzy prezentowali projekt na
Warsztatach. Ze strony Melavio udział wzięli: Marcin Kasprzyk, Filip Abdel, Malek i Grzegorz Zamecznik. W
pierwszej edycji konkursu podczas MIWL 2006 zaprezentowany został latający płatowiec z zamontowaną kamerą i
aparatem fotograficznym.. Zespół zajął pierwsze miejsce.
Rok później, podczas MIWL 2007 projekt również został oceniony najwyżej. Zaprezentowano wtedy latający
płatowiec, z czujnikami IMU i GPS, które przesyłały dane na ziemię, prezentowane na komputerze stacji
naziemnej. W modelu była również zamontowana kamera przesyłająca obraz na ziemię w czasie rzeczywistym.
Ponadto zespół zaprezentował w locie działanie systemu spadochronowego. Skład zespołu: Marcin Kasprzyk,
Cezary Janas, Grzegorz Zamecznik .
W roku 2008 podczas MIWL zaprezentowano system BSL wzbogacony o aparat fotograficzny wykonujący
zdjęcia pionowe. Spust aparatu przyciskany był serwem, którym sterował pilot. Zdjęcia wykonywane były na
komendę operatora stacji naziemnej.
W kolejny roku zespół tworzyły trzy osoby: Kamil Karpiesiuk, Marcin Kasprzyk oraz Grzegorz Zamecznik.
Zaprezentowano wtedy pierwszy autopilot w historii konkursu oparty na żyroskopie i odbiorniku GPS. Zespół
zdobył wtedy 2 miejsce.
W tym roku zmiany objęły: przednią część płatowca, napęd, sposób wyrzucania spadochronu, autopilot i
NSKL oraz drobne rozwiązania konstrukcyjne.
1.2 Zespół






Robert Romaniuk – koordynator zespołu, prace warsztatowe, NSKL
Michał Sokołowski – prace warsztatowe
Marek Malinowski – prace warsztatowe, dokumentacja, prezentacja, finanse
Kamil Karpiesiuk – pilot, prace warsztatowe, autopilot
Marcin Kwiatkowski – system wizyjny, autopilot,
Marcin Dżoń – system wizyjny, prace warsztatowe
1.3 Kontakt
Robert Romaniuk
[email protected]
1.4 Prace dyplomowe

Paweł Różański, Projekt zabudowy wyposażenia w kadłubie modelu bezzałogowego statku latającego
ie
Prace przejściowe:
PW OSA


Marcin Kasprzyk, Prototyp komputera pokładowego bezzałogowego statku latającego klasy mini
Dominik Głowacki, Analiza drgań samowzbudnych typu flatter modelu bezzałogowego statku latającego
2 Projekt koncepcyjny systemu
2.1 Założenia projektowe
Projekt „PW OSA” zakłada spełnienie wymogów zawartych w regulaminie Konkursu BSL na rok 2011:







Maksymalna masa startowa 5kg
Pojemnik transportowy dla płatowca i systemów pokładowych o wymiarach wewnętrznych 1000 x 350 x
300 mm.
System odzysku zapewniający wyhamowanie prędkości lotu i lądowanie z prędkością pionową nie
większą niż 7 m/s.
Posiadania Naziemnej Stacji Kontroli Lotu
Posiadania „otwartego” autopilota
Start z katapulty gumowej
Użycie spadochronu jako systemu odzysku
2.2 Płatowiec
Górnopłat z usterzeniem w układzie T. Skrzydło dzielone na centropłat z wbudowanymi gondolkami
silnikowymi oraz odłączane uszy. Statecznik poziomy przykręcany do szczytu statecznika pionowego. Kadłub
dzielony na część przednią zawierającą moduły obserwacyjne i pakiety oraz część tylną, w której znajdują się
systemy pokładowe zapewniające sterowanie i odzysk (spadochron).
Główne wymiary geometrii płatowca wynikają z ograniczeń narzucanych przez poprzedni i obecny
regulamin konkursu. Rozpiętość skrzydła 1900 mm wynika z wymogu zmieszczenia obrysu płata po przekątnej
kwadratu 1,5 x 1,5 m. Długość kadłuba i wysokość statecznika pionowego wynika z wymogu zmieszczenia
zdemontowanego płatowca w skrzyni transportowej 30 x 35 x 100 cm. Masa samolotu ograniczona jest do 5 kg.
Wynika to z zapisów regulaminu konkursu
Podstawowe dane:


Rozpiętość:............................................................................. 2000 mm
Długość:.......................................................................................1364 mm
pcyjny systemu
Głównymi przesłankami przy wyborze powyższego układu była chęć uzyskania modułowości i jednocześnie
uniwersalności płatowca, prostoty obsługi oraz trwałości podczas obsługi. Duże przestrzenie ładunkowe
zapewniają możliwość zamontowania różnorodnej aparatury, a kadłub dzielony na pół pozwala na łatwy do niej
dostęp. Trzyczęściowe skrzydło i odejmowane usterzenie wysokości powodują, że płatowiec zajmuje po złożeniu
mało miejsca. Wysoko zamontowany statecznik poziomy zmniejsza ryzyko uszkodzenia go podczas lądowanie w
wysokiej trawie. Struktura wykonana z lekkich i wytrzymałych materiałów oraz mocny i wydajny napęd pozwalają
na zabranie ciężkiego ładunku płatnego oraz dużą prędkość wznoszenia i przelotową.
PW OSA
ręcznego. System obserwacji będzie składał się z kamery umieszczonej w nosku, szczególnie pomocnej dla pilota
oraz z aparatu cyfrowego skierowanego ku ziemi i umieszczonego na jednoosiowej głowicy, sterowanej z ziemi.
Misja poszukiwania punktów będzie realizowana wg schematu przedstawionego poniżej. Po starcie samolot
rozpocznie lot w kształcie drabinki w celu dokładanego przeczesania terenu. Obserwacja będzie prowadzona
zamiennie z jednej lub drugiej kamery wykorzystując jeden tor wideo. Po odnalezieniu punktu samolot zostanie
przełączony w tryb obserwowania, krążąc nad zadanym położeniem.
Dokładne określenie położenia punktu będzie możliwe poprzez synchronizację czasu wykonanych zdjęć z
chwilowym położeniem samolotu w przestrzeni odczytanym z odbiornika GPS. Po wprowadzeniu poprawki na
wysokość lotu i odchylenie będzie możliwe dokładne odczytanie współrzędnych punktu.
Rysunek 2.1 Schemat misji
3 Naziemna stacja kontroli lotu
Oprogramowanie jest zainstalowane na małym komputerze typu netbook. Do podglądu obrazu z kamer
użyty jest mały ekran LCD. NSKL jest także wyposażona w ochronę przed nadmiernym oświetleniem słońcem,
deszczem i wiatrem.
cja kontroli lotu
Główną część NSKL stanowi otwarte oprogramowanie APM Planner 1.0.68. Program posiada przyjazny
użytkownikowi interfejs pozwalający na obserwację aktualnego położenia, orientacji i stanu systemów
pokładowych płatowca, definiowanie misji przed i w trakcie jej wykonywania, wizualizację misji na podstawie plików
z logami, symulację misji w programie XPlane, podgląd terminala oraz konfigurację autopilota.
PW OSA
Rysunek 3.1 NSKL
cja kontroli lotu
3.1 Planowanie misji
PW OSA
W zakładce Flight Planner mamy przedstawioną mapę z zaznaczonymi punktami kontrolnymi, listę
zdefiniowanych punktów oraz pasek narzędzi po prawej.
Rodzaj mapy może być wybrany z rozwijanej listy z kilkudziesięciu dostępnych. Może ona być także
aktualizowana na żywo jeśli NSKL posiada podłączenie do Internetu. Poszczególne punkty dodawane są za
pomocą podwójnego kliknięcia i mogą być przesuwane poprzez przeciąganie.
Dla każdego punktu można jaka dokładnie czynność na być wykonana. Na przykład może to być Waypoint,
obok którego samolot na przelecieć, może to być początek zmiany wysokości, prędkości, zmiany położenia serwa
itp. Daje to bardzo dużą różnorodność misji jakie można wykonać przy pomocy tego oprogramowania. Można
także ustawić promień punktu kontrolnego, dzięki czemu określany jak blisko samolot na podlecieć aby „zaliczyć”
dany PK.
Do dodatkowych opcji można zaliczyć ustawienie promienia zakrętu, rysowanie wykresu z wysokością lotu,
szybkie tworzenie siatki lotu, wykorzystywanej do patrolowania obszaru.
3.2 Zobrazowanie danych
Zakładka Flight data dostarcza nam niezbędnych danych o wykonywanej misji. Znajduje się tutaj okno
sztucznego horyzontu przedstawiające położenie płatowca jego prędkość, wysokość oraz kurs. Na mapie widać
zaplanowana i rzeczywistą ścieżkę lotu, a wskaźniki zegarowe pozwalają na szybkie odczytanie parametrów lotu.
Cechy tego okna to:
cja kontroli lotu
Rysunek 3.3 Zobrazowanie misji
PW OSA

synteza dźwiękowa informująca o bieżących wydarzeniach przychodzących z płatowca
3.3 Stacja odbiorcza sygnału wizyjnego
Odbiornik sygnałów wizyjnych umieszczono w
zamkniętej obudowie. Odbiornik zasilany jest z
zewnętrznego źródła zasilania (11.1 V), co zapewnia autonomiczność systemu.
Odbiornik 2.4 GHz
Konwerter AV/
USB
Hub USB
Komputer PC
Zasilanie
Schemat 3.1 Schemat blokowy układu przekazywania wizji
3.4 Antenna Tracker
Antenna Tracker jest urządzeniem pozwalającym na zwiększenie zasięgu transmisji danych oraz obrazu
pomiędzy płatowcem a NSKL. Idea działania polega na zamontowaniu anten kierunkowych na platformie, w
każdym momencie lotu, zwróconej w stronę samolotu.
Technicznie urządzenie zostało rozwiązane poprzez zastosowanie dwóch osi obrotu, umożliwiających zmianę
kąta elewacji (tilt) oraz kąta orientacji (pan). Oś pionowa jest napędzana silnikiem krokowym co umożliwia
wielokrotny obrót platformy, co jest niemożliwe w wypadku zastosowania napędu serwomechanizmem. Natomiast
do osi pionowej zastosowano serwomechanizm, ponieważ oś musi wychylać się jedynie w zakresie 0- 90°.
Antenna Tracker jest sterowany mikrokomputerem, który przechwytuje sygnał z radiomodemu i odczytuje
dane z odbiornika GPS. Znając swoje położenie wylicza odpowiednie kąty i ustawia mechanizmy wykonawcze w
odpowiednim położeniu.
4 Systemy pokładowe
4.1 Sterowanie - układy wykonawcze
Sterowanie płatowcem jest zapewnione przy wykorzystaniu standardowego wyposarzenia RC. Sercem
układu jest siedmiokanałowy odbiornik Multiplex RC-7-SYNTH IPD działający na paśmie 35Mhz i wyposażony w
syntezę częstotliwości dzięki czemu można w łatwy sposób ją przełączyć unikając kolizji częstotliwości.
1.
2.
3.
4.
Lotka lewa
Wysokość
Kierunek
Przepustnica (Y kabel o dwóch regulatorów)
ładowe
Poszczególne kanały są przypisane w następujący sposób:
PW OSA


Dymond D60 – wysokość
Hyperion DS13AMG – wyzwalanie spadochronu
Serwomechanizmy dobrano na podstawie wymaganego momentu obrotowego wyliczonego za pomocą
programu xFoil dla punktu D obwiedni obciążeń oraz przyjmując współczynnik bezpieczeństwa nie mniejszy niż
k = 2.
Dodatkowo do sterowania głowicą aparatu, aparatem i przełącznikiem sygnału wideo zastosowano drugi
odbiornik, także działający na paśmie 35 MHz z następującymi kanałami:
1. Przełączanie wideo
2. Sterowanie przechyleniem głowicy aparatu
3. Sterowanie aparatem, które odbywa się poprzez jeden kanał. Odpowiednie funkcje włączane sa poprzez
mikrokontroler w zależności od długości impulsu PWM wedle schematu:
 -100% - zrobienie zdjęcia
 -50% - zoom –

0% - brak reakcji
 50% - zoom +
 100% - nagrywanie kamerą
4.2 System łączności
Aby zapewnić niezbędna kontrolę oraz przeszył wymaganych informacji zapewniono łączność na czetech
częstotliwościach:
1.
2.
3.
4.
sterowanie RC – Futaba – 35 MHz
sterowanie systemem obserwacyjnym (RC) - Multiplex – 35 MHz
telemetria – X-Bee Pro – 900 MHz
sygnał wideo – moc 1W – 2,4 GHz
4.3 Autopilot
Rys. 4. Autopilot zamontowany w modelu
Zastosowano otwarty autopilot Ardupilot MEGA. Zbudowany jest na bazie dwóch mikrokontrolerów AVR
Atmega1280 jako główny procesor oraz wspomagający Atmega 328 działający jako multiplexer (czytanie sygnału z
odbiornika oraz wyjścia na serwomechanizmy) oraz fail-safe (kontrola głównego procesora).
Planowanie trasy odbywa się na komputerze NSKL, punkty trasy zapisywane są w pamięci nieulotnej
procesora. Może on pracować w trybach manualnym, stabilizacji (używane do sprawdzania nastawów
regulatorów) oraz automatycznym. Komunikacja pomiędzy płatowcem a NSKL realizowana jest za pomocą
radiomodemu X-Bee.
y pokładowe
Autopilot do pracy wykorzystuje dane z stacji areometrycznej, odbiornika GPS oraz IMU.
PW OSA
Schemat 4.1 Schemat blokowy autopilota
4.4 Czujniki
W płatowcu zamontowano następujące czujniki:



stacja areometryczna z czujnikami ciśnienia: różnicowym i statycznym
odbiornik GPS 5Hz
sześcioosiowy układ bezwładnościowy (IMU).
4.5 Układ wizyjny
Wstęp
Samolot został wyposażony w dwie kamery, które mogą przesyłać obraz zamiennie wykorzystujące jeden
kanał wideo. Pierwsza kamera ma na celu ułatwienie pilotażu. Drugą kamerę stanowi aparat cyfrowy Olympus
8010 umieszczony na obracanej w jednej płaszczyźnie ramce. Nadajniki wideo przy zastosowanych antenach
prętowych oraz warunkach jakie panują w Bezmiechowej zapewniają zasięg powyżej 1500 m.
y pokładowe
4.5.1
PW OSA
Samolot
Stacja naziemna
Kamera pilota
Przełącznik
Nadajnik 2,4 GHz
Odbiornik 2,4 GHz
Komputer PC
służący do
wizualizacji
obrazów z
kamery.
Aparat Olympus
8010
Aparatura sterująca wyborem kamery,
położeniem aparatu oraz przyciskami migawki,
nagrywania wideo oraz zoom
Odbiornik sterowania funkcjami aparatu i jego
położeniem
Schemat 4.2 Link wideo
4.5.2
Kamera dla pilota
Jest ona zamontowana w kopułce na nosku samolotu. Kąty pochylenia, przechylenia i obrotu można
ustawić ręcznie na ziemi. Zrezygnowania z poruszanej głowicy ze względu na możliwość utraty orientacji przez
pilota jeśli zarówno samolot jak i kamera zmieniałyby swoje położenia.
y pokładowe
Moduł kamery zawiera także przełącznik sygnału sterowany serwomechanizmem.
PW OSA
4.5.3
Kamera do obserwacji terenu
Głowica wykorzystywana do poszukiwania celów naziemnych znajduje się nosku i pozwala na
prowadzenie obserwacji pod i na boki samolotu. Dzięki zastosowaniu aparatu cyfrowego o łamanej optyce i
podwyższonym stopniu odporności na wstrząsy zwiększono niezawodność całego zestawu.
Nadajnik 2.4 GHz podłączony jest pod wyjście AV aparatu, dzięki czemu do stacji bazowej przekazywany jest
taki sam obraz jaki widziałby użytkownik aparatu na jego ekranie LCD. Aparat umożliwia wykonanie zdjęć do 14
megapikseli oraz kręcenie filmów w rozdzielczości 720p. Posiada również zoom cyfrowy 4x. Opisanymi funkcjami
można sterować z ziemi za pomocą aparatury RC.
4.6 Układ rozpoznawania obrazu
Do rozpoznawania obrazu użyto otwartego układu przetwarzającego obraz, który wpinany jest w przewód
wideo pomiędzy kamerą oraz nadajnikiem. Zastosowany algorytm opiera się na przekonwertowaniu obrazu na
czarno-biały i odnalezieniu jasnego obszaru, odpowiadającemu rozmiarowi poszukiwanej płachty. Powierzchnia ta
jest określana na podstawie wysokości samolotu nad ziemią.
Jednym z najważniejszych elementów konfiguracji było dobranie współczynnika proporcji pomiędzy białym
a czarnym kolorem tak aby odróżnić poszukiwany obiekt od tła, w planach jest zastosowanie adaptacji
współczynnika w zależności od np. oświetlenia obserwowanego terenu.
W razie odnalezienia obiektu spełniającego założone kryteria, algorytm przelicza współrzędne geograficzne
samolotu, które pobiera z odbiornika GPS, na koordynaty punkty leżącego na ziemi, a następnie wyświetla te dane
na obranie, który jest dalej przesyłany do NSKL. Opóźnienie w przesyle wynikające z działania algorytmu wynosi
1/15 sekundy (2 klatki filmu).
5 Urządzenie startowe
W celu usprawnienia i zwiększenia bezpieczeństwa startu zdecydowano się na użycie katapulty gumowej.
Takie rozwiązanie jest o wiele prostsze, a więc mniej podatne na awarie niż standardowa katapulta z wózkiem.
Zajmuje mniej miejsca i może być transportowane w skrzyni razem z płatowcem. Jednocześnie nie jest wymagane
tak duże doświadczenie i wprawa jak w przypadku startu z ręki.
Składa się ona z liny gumowej w oplocie nylonowym o długości 20 m i grubości 8 mm, kotwicy oraz oczka
podczepianego do samolotu.
6 Projekt wstępny płatowca
6.1 Projekt aerodynamiczny
enie startowe
Loty testowe wykazały, że zastosowana guma jest odpowiednia do samolotu i w pełni spełnia stawiane jej
wymagania.
PW OSA
wstępny płatowca
zamieszczono na poniższym rysunku. Profil ten poza cechami wymiennymi wcześniej charakteryzuje się bardzo
dobrą charakterystyką oderwania – płat pomimo rosnącego kata natarcia nie traci gwałtownie na sile nośnej.
wstępny płatowca
PW OSA
PW OSA
Obrys płata: prostokątny centropłat i trapezowe końcówki zostały podyktowane przez względy praktyczne:
łatwość budowy oraz naprawy, a co za tym idzie ograniczenie kosztów produkcji i użytkowania.
Rozkład cięciw oraz skręcenia geometryczne zostały tak zaprojektowane aby uzyskać rozkład siły jak
najbliższy najbardziej korzystnemu eliptycznemu rozkładowi. Zastosowano także prostą krawędź spływu
poprawiając trójwymiarowy opływ płata.
Wykres 6.2 Rozkład lokalnego współczynnika siły nośnej dla kąta natarcia 0,5° i 9°
Skręcenie końcówki uszu o -2° zapewniło późne oderwanie w obszarze lotek zapobiegając skłonnościom do
wpadania w korkociąg na wysokich katach natarcia.
Powierzchnia usterzenia została obliczona korzystając z cechy objętościowej. Jej wartość została dobrana
na podstawie własnego doświadczenia oraz analizy podobnych konstrukcji.
Usterzenie poziome:
cw S w
 7,7dm 2
lHT
S HT
- powierzchnia usterzenia
Usterzenie pionowe:
CVT  0.035 - cecha objętościowa
bW
- rozpiętość
wstępny płatowca
S HT  CHT
CHT  0,58 - cecha objętościowa
cW - SCA
S W - powierzchnia skrzydła
l HT - dźwignia usterzenia poziomego
PW OSA
6.2 Zespół napędowy
W płatowcu zastosowano dwa silniki AXi 2814/6 oraz regulatory Pulso DL40A++. Pakiet zasilający to Li-Po
3S 5000mAh. Napęd został dobrany z myślą o dużej prędkości wznoszenia aby móc operować na dużych
pułapach. Obliczenia zostały przeprowadzone w programie Motocalc 8.
Przewidywana długotrwałość lotu to 30 min.
Rysunek 6.1 Wykres ciągu i oporu aerodynamicznego w funkcji prędkości
6.3 Obliczenia osiągów
wstępny płatowca
Osiągi zostały obliczone z użycie programu XFLR5 v6.02 metodą siatki wirowej dla dwóch mas: 3,5kg – linia
ciągła oraz 5kg – linia przerywana. Środek ciężkości został ustawiony z 30% SCA, natomiast usterzenie zostało
zaklinowane na kat 3° co zapewnia równowagę poprzeczną przy prędkości optymalnej15 m/s (3,5kg) i 18 m/s
(5kg).
PW OSA
wstępny płatowca
Wykres 6.4 Współczynnik siły nośnej w funkcji współczynnika oporu całkowitego
PW OSA
wstępny płatowca
Wykres 6.6 Doskonałość w funkcji prędkości lotu
PW OSA
wstępny płatowca
Wykres 6.8 Biegunowa prędkości
PW OSA
Wykres 6.10 Moc potrzebna do lotu poziomego
6.4 Obciążenia w locie
Obwiednia obciążeń została skonstruowana na podstawie lotów testowych oraz własnego doświadczenia.
Loty z akcelerometrem wykazały największe przyśpieszenie pionowe równe n=3,61 oraz n=-1,64. Pozwoliło to na
przyjęcie współczynników obciążenia n=4 i n=-2. Lot odwrócony nie był rozważany.
Prędkości charakterystyczne zostały określone na podstawie następujących wzorów:
𝑉𝑆1 = √
𝑉′𝑆1 = √
Prędkość nurkowania
Prędkość nieprzekraczalna
2𝑔𝑚
𝑚
= 9,70
𝜌 𝑆 𝐶𝑍𝑚𝑎𝑥
𝑠
2𝑔𝑚
𝜌 𝑆| 𝐶𝑍𝑚𝑖𝑧 |
3
𝑉𝐷 = 5 √
𝑊
𝑆
𝐶𝑋𝑚𝑖𝑛
= 17,36 𝑚/𝑠
= 40,09 𝑚/𝑠
𝑉𝑁𝐸 = 0.9 𝑉𝐷 = 36,08 𝑚/𝑠
wstępny płatowca
Prędkość przeciągnięcia
PW OSA
𝑛 =1±
Gdzie:
0.88 𝜇 𝑔
𝑘𝑔 =
– współczynnik złagodzenia podmuchu
𝑘𝑔 𝜌0 𝑈𝑑𝑒 𝑉
𝑊
2
𝑆
5.3+𝜇 𝑔
2
𝜇𝑔 =
𝑊
𝑆
𝜌 𝑐̅ 𝑎 𝑔
– współczynnik masowy
𝑎 – pierwsza pochodna aerodynamiczna
𝑈𝑑𝑒 – prędkość podmuchu
5
A
4
D
load factor n
3
2
P
1
0
-1
0,00
10,00
20,00
30,00
40,00
50,00
P’
-2
E
G
-3
V [m/s]
Obwiednia
U = 15m/s
U = -15m/s
U = -7,5m/s
U = 7,5m/s
Wykres 6.11 Obwiednia obciążeń od sterowania i podmuchów
7 System odzysku
7.1 GPS GSM
Po utracie łączności oraz lądowaniu w terenie przygodnym poza zasięgiem wzroku operatora możliwe jest
określenie pozycji geograficznej za pomocą modułu GPS GSM Tracker. Działa on na zasadzie odpowiedzi
wiadomością tekstową z położeniem płatowca na próbę wykonania telefonu na numer powiązany z kartą SIM
zamontowana w urządzeniu. System działa jedynie w obszarze pokrytym zasięgiem sieci GSM czyli ok 99%
powierzchni kraju.
Czasza spadochronu mieści się w luku na grzbiecie kadłuba za skrzydłem i głównymi włącznikami..
Zamykana z góry klapką mocowaną czterema magnesami neodymowymi. Zwalnianie mechanizmu wyrzucającego
odbywa się za pomocą serwomechanizmu napędzającego dwa popychacze, które blokują dno luku
spadochronowego w dolnej pozycji.
odzysku
7.2 Spadochron
PW OSA
Czasza spadochronu jest zapakowana w pokrowcu. Dzięki odpowiedniemu systemowi linek i zawleczek
paczka z czaszą otwiera się dopiero po minięciu stateczników, eliminując tym samym niebezpieczeństwo
zaplątania się w stery. Po otwarciu czaszy, samolot opada w pozycji poziomej, z lekkim pochyleniem na ogon.
Rysunek 7.1 Lądowanie na spadochronie
8 Projekt konstrukcyjny
Płatowiec w układzie wolnonośnego górnopłata
umieszczonymi w gondolach w centropłacie.
z dwoma elektrycznymi
(trójfazowymi) silnikami
Kadłub będący nosicielem systemów sterowana, przekazywania obrazu, rejestracji danych, oraz systemu
ratunkowego, składa się z dwóch części:

część zasadnicza łącząca skrzydło wraz ze statecznikami zawiera: zasilenie realizowane przez
akumulatory Li-Pol, serwomechanizmy napędzające stery, akcelerometry i giroskopy oraz spadochron
konstrukcyjny
Skrzydło trójdzielne z centropłatem i trapezowymi końcówkami. Konstrukcja centropłata i uszu wykonana jest z
styropianowego rdzenia oraz zalaminowanego tkaniną szklaną balsowego poszycia oraz sosnowego dźwigara. Do
centropłata doczepione są węglowe gondole silnikowe. Końcówki z centropłatem łączone są za pomocą
duraluminiowych okuć.





centropłat
o rdzeń
o skorupa balsowa
o dźwigar
o okucie
o gondola silnikowa lewa
 skorupa
 wręga silnikowa
o gondola silnikowa prawa
o okablowanie
o poszycie z foli termokurczliwej
skrzydło lewe
o lotka lewa
 rdzeń
 poszycie
 dźwigienka
o rdzeń
o poszycie
o dźwigar
o okucie
o mocowanie serwomechanizmu
o napęd lotki
o poszycie z foli termokurczliwej
o okablowanie
skrzydło prawe
kadłub
o nosek
 wręga przedniej kamery
 pólka na wyposażenie
 przekładka Herex
 skorupa szklano-węglowa
 okablowanie
o część tylna z statecznikiem pionowym
 przekładka Herex
 skorupa szklano-węglowa
 dźwigar statecznika pionowego
 ścianka zamykająca statecznik pionowy
 ścianka zamykająca ster kierunku
 wręga serwa steru kierunku
 dźwigienka steru kierunku
 napęd steru kierunku
usterzenie poziome
konstrukcyjny
PW OSA
PW OSA
o
napęd steru wysokości
8.2 Struktura nośna
Struktura nośna skrzydła stanowi :



wypełnienie wykonane z styropianu
dźwigar wykonany z listwy sosnowej
poszycie wykonane balsy z lokalnymi wzmocnieniami z kompozytu węglowo-epoksydowego.
Rysunek 8.1 Struktura centropłata
Przeniesienie momentu gnącego i siły tnącej od skrzydła prawego/lewego na centropłat zapewnia okucie
wykonane z duralu. Moment skręcający przenosi także okucie oraz tylni kołek.
8.3 Zabudowa systemów pokładowych







Autopilot z czujnikami
Pakiety zasilające
Odbiorniki RC do sterowania płatowcem
Odbiornik RC do sterowania systemem obserwacyjnym
Głowica z aparatem obserwacyjnym
Kamera pilota
Spadochron ratunkowy
konstrukcyjny
W kadłubie zostały zabudowane następujące systemy:
PW OSA
Tabela 8.1 Tabela wyważenia płatowca z kompletnym wyposażeniem
Lp.
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
SUMA
Nazwa elementu
Masa [g] x [mm] SX [gmm]
Kadłub kompletny
956
101
96556
Skrzydło kompletne
1508
121
182468
Statecznik poziomy kompletny
150
850
127500
Nadajnik wideo
50
359
17950
Autopilot
50
50
2500
Aparat z głowicą
150
50
7500
Kamera przednia z mocowaniem
50
-348
-17400
Odbiornik RC
20
50
1000
Pakiet napędowy
474
-261
-123714
Pakiet wideo
140
-358
-50120
Spadochron
147
350
51450
3695
295690
𝑋𝑆𝐶 =
∑𝑛𝑖=1 𝑚𝑖 ∙ 𝑥𝑖
∑𝑛𝑖=1 𝑚𝑖
Daje to środek ciężkości xSC = 80 mm, co odpowiada 31% SCA.
8.5 Obliczenia wytrzymałościowe
8.5.1
Wstęp
Do obliczeń zastosowano dane wytrzymałościowe materiałów jak podano w poniższej tabeli.
Współczynnik bezpieczeństwa przyjęto k = 1,5, który jest standardowo wykorzystywany w tego typu konstrukcjach.
ρ
Rm
Rc
R0,2
Ex
kg/m3
MPa
MPa
MPa
GPa
460
78,3
47
12,7
110
7,6
4,7
0,46
EN AW-2017AT$ (PA6)
Średnia balsa
150
10,3
5,1
0,46
2810
572
+
503
71,7
konstrukcyjny
Gęstość
Wytrzymałość na rozciąganie
Wytrzymałość na ściskanie
Granica plastyczności
Moduł sprężystości
Moduł sprężystości
Lekka balsa
Sosna klasy S
Tabela 8.2 Dane wytrzymałościowe zastosowanych materiałów
PW OSA
konstrukcyjny
Rysunek 8.2 Wizualizacja naprężeń dźwigara w płaszczyźnie ścianki dźwigara
PW OSA




Czas otwarcia tf-ti = 1,2 sekundy
Prędkość pionowa Vdescent = 5 m/s
Prędkość otwarcia Vi = 30 m/s
Masa m = 3,5 kg
Siła pozioma:
𝐹𝑚𝑎𝑥 ≈
2𝑚𝑉𝑖
(𝑡𝑓 − 𝑡𝑖 )
[1 −
𝑉𝑜𝑝𝑎𝑑𝑎𝑛𝑖𝑎
] = 416 𝑁
𝑉𝑖
Siła pionowa:
𝐹𝑚𝑎𝑥 ≈
𝑚𝑉𝑖
(𝑡𝑓 −
𝑖𝑓
𝑡𝑖 )𝐼𝐹
[1 −
𝑉𝑓 𝑔(𝑡𝑓 − 𝑡𝑖 )
+
] = 318 𝑁
𝑉𝑖
𝑉𝑖
9 Dokumentacja rysunkowa
entacja rysunkowa
9.1 Rysunek gabarytowy
entacja rysunkowa
PW OSA
PW OSA
9.2 Rysunek zdemontowanego BSP
9.3 Rysunek do obliczenia środka ciężkości
9.4 Rysunki głównych węzłów siłowych
9.4.1
Skrzydło – kadłub
Skrzydło jest przymocowane do kadłuba za pomocą dwóch kołków wklejonych w natarcie skrzydła oraz
śruby stalowej M4 w spływowej części płata.
Łoże skrzydła w kadłubie zostało wyprofilowane tak aby ściśle przylegało do obrysu płata co zapewnia
sztywne i pewne połączenie.
9.4.2
Centropłat – ucho
Połączenie pomiędzy centropłatem a uchem jest zrealizowane za pomocą pary okuć duralowych. Cześć
wystająca z końcówki wchodzi pomiędzy uszy okucia wklejonego w końcówkę płata.
entacja rysunkowa
Moment gnący przenoszony jest przez śrubę stalową M3, która spina oba okucia, natomiast siła tnąca
przenosząca jest przez połączenie kształtowe pomiędzy elementami. Moment skręcający odbiera okucie oraz
kołek ustalający umiejscowiony w tylnej części profilu.
PW OSA
Rysunek 9.1 połączenie centropłat - ucho
10 Opis budowy
10.1 Skrzydło
Płat nośny został wykonany jako konstrukcja samonośna z dźwigarem przenoszącym moment gnący oraz
siłę tnącą oraz poszycie przenoszące moment skręcający. Stateczność powłoki oraz odporność w trakcie
użytkowania poszycia zapewnia rdzeń styropianowy oraz pokrycie z foli termokurczliwej.
dowy
Pierwszym etapem było wycięcie rdzeni na termo wycinarce CNC. Dzięki temu uzyskaliśmy bardzo dobre
odwzorowanie profilu i obrysu. Następnie zostały wykonanie poszycia poprzez sklejenie deseczek balsowych 1,5
mm. Dźwigar został sklejony z listew sosnowych i balsy ze słojami zorientowanymi pionowo. Dźwigar został
wklejony w rdzenie, a następnie do całości przyklejono poszycie na klej poliuretanowy.
PW OSA
Rysunek 10.1 Rdzenie z wklejonymi dźwigarami
Kolejnym krokiem było wklejenie okuć, przyklejenie żeber zamykających oraz listwy natarcia. Aby uzyskać
dobre odwzorowanie profilu płat był szlifowany z wykorzystanie sklejkowych przymiarów i wzorników wyciętych na
laserze CNC.
dowy
Gondolki silnikowe zostały wylaminowane w dwuczęściowej formie negatywowej z kompozytu węglowoepoksydowego. Następnie sklejono górną i dolną część oraz wklejono wręgę silnikową. Ważnym etapem było
wklejenie gondolek w centropłat zachowując wymagany skos i skłon osi silników.
PW OSA
Mocowanie do kadłuba stanowią dwa kołki węglowe z przodu praz śruba z tyłu. Otwór na śrubę został
dodatkowo wzmocniony kompozytem.
Na koniec przeciągnięto okablowanie do silników i serwomechanizmów oraz oklejono płat.
10.2 Kadłub
Kadłub jest wykonany jako konstrukcja skorupowa z kompozytu szklano- oraz węglowo-epoksydowego z
przekładką z pianki PCW (Herex).
Obie połówki wylamionowano w formach negatywowych. Aby zapobiec worzeniu się pęcherzy oraz wad
zastosowana technikę formowania próżniowego. Dodatkowo prawa połówka zawiera wargę dzięki której sklejono
obie części kadłuba. Przed sklejeniem wklejono w statecznik pionowy: ściankę dźwigara, ściankę zamykającą
statecznik, ściankę zamykającą ster kierunku oraz wzmocnienia pod mocowanie statecznika pionowego oraz
spadochronu.
Rysunek 10.3 Wylamonowane powłoki noska
Ster kierunku jest zawieszony na tkaninie aramidowej tworząc bezszczelinowe połączenie z statecznikiem.
dowy
W nosek wklejono wręgę przedniej kamery oraz prowadnice do półki z wyposarzeniem. Nosek jest łączony
z resztą kadłuba połączeniem wciskanym „na zakładkę” i dodatkowo zabezpieczony taśmą klejącą.
PW OSA
Rysunek 10.4 kadłub podczas rozformowywania
W tylną część kadłuba wklejono luk na spadochron, wręgę pod serwomechanizm steru kierunku oraz półkę
pod usterzenie poziome.
10.3 Usterzenie poziome
Statecznik pionowy jest wykonany w większości z balsy. Część kesonową stanowi lita deska 5 mm,
natomiast część tylna to płaskie żeberka. Ster wysokości tworzy pełna deska balsowa oszlifowana w klin. Całość
została sklejona na płaskim stole i oszlifowana. Następnie wklejono wzmocnienia sklejkowe na połączeniu w
statecznikiem poziomym. Na koniec całość oklejono i przyklejono ster wysokości na taśmę tworząc połączenie
bezszczelinowe.
10.4 Głowica aparatu obserwacyjnego
Głowica aparatu została wykonana ze sklejki 3 mm tworząc kołyskę zamocowana wręgi i półki, które zostały
wykonane w tworzywa EPP. Dzięki takiemu rozwiązaniu na głowice nie przenoszą się drgania o wyższych
częstotliwościach np. od niewyważonych śmigieł.
Głowica jest obracana tylko w jednej osi – osi podłużnej za pomocą serwomechanizmu, tak aby pomimo
przechylenia, być w stanie obserwować jeden punkt na powierzchni ziemi w krążeniu.
11 Kosztorys
Poniżej przedstawiono koszty poniesione podczas trwania tegorocznego projektu .
L.p.
1.
Materiał
Materiały kompozytowe
Koszt
500 zł
ys
Tabela 11.1 Kosztorys budowy
PW OSA
Środki pozyskaliśmy z Samorządu Studentów Politechniki Warszawskiej, Dziekana Wydziału Mechanicznego
Energetyki i Lotnictwa oraz funduszy pozyskanych z realizacji grantów rektorskich Politechniki Warszawskiej.
Cześć materiałów pochodziła z poprzednich projektów koła.
12 Opis procesu integracji płatowca z systemem sterowania automatycznego
Celem analitycznego procesu integracji jest uzyskanie dobrego pierwszego przybliżenia parametrów
regulatorów, uzyskanie przewidywalnych osiągów układu oraz redukcję potrzebnego czasu na strojenie.
Przedstawiony poniżej opis dotyczy kanału wysokości płatowca.






wybór modelu matematycznego dla strojonego kanału odzwierciedlającego rzeczywisty obiekt
stworzenie modelu matematycznego
próby w locie – zbadanie odpowiedzi na skok jednostkowy oraz parametrów statycznych
weryfikacja modelu matematycznego
dobór nastaw regulatora
o założenie pożądanych osiągów układu sterowania
o obliczenia pasma przenoszenia
o dobór transmitancji pętli sprężenia zwrotnego
o przeliczenie wyznaczonej transmitancji na nastawy regulatora PID
testy i weryfikacja w locie.
12.1 Model matematyczny
Zdecydowano się na zastosowanie opisu parametrycznego zachowania płatowca w kanale pochylenia.
Ogólna postać transmitancji została wyprowadzona z równań ruchu płatowca. Współczynniki zostały wyznaczone
na podstawie danych geometrycznych, masowych (momenty bezwładności oraz położenie środków ciężkości
elementów składowych BSL) oraz w wyniku obliczeń aerodynamicznych wykonanych na podstawie modelu AVL.
Postać ogólną transmitancji samolotu w kanale pochylania (wychylenie steru wysokości na wejściu, kąt pochylenia
jako odpowiedź) przedstawiono poniżej:
Wykres 12.1 Transmitancja obiektu
Wygodnym sposobem przedstawienia własności przyjętego modelu jest wykres Bodego. Można na nim wyróżnić
kilka charakterystycznych punktów takich jak częstotliwość drgań fugoidalnych oraz oscylacji szybkich. Zostały one
następnie wykorzystane wraz z danymi eksperymentalnymi do weryfikacji poprawności modelu układu w
programie Simulink.
ocesu integracji płatowca z systemem sterowania automatycznego
Proces strojenia został podzielony na następujące etapy:
PW OSA
Częstotliwość drgań fugoidalnych
Wykres 12.2 Wykres Bode'go transmitancji
Przedstawiony poniżej model w programie Simulink przedstawia wewnętrzną pętlę sterowania. Po walidacji przy
pomocy danych z eksperymentu służy do wizualizacji zachowania BSL w odpowiedzi na zmiany zadanego kąta
pochylenia płatowca oraz oceny poprawności działania dobranych nastaw regulatora PID.
Wykres 12.3 Model w programie Simulink
12.2 Weryfikacji modelu matematycznego
ocesu integracji płatowca z systemem sterowania automatycznego
Częstotliwość oscylacji szybkich
PW OSA
fugoidalne samolotu najłatwiej zarejestrować obserwując prędkość lotu. Wykonano kilka prób a zebrane dane
pozwoliły na określenie okresu drgań wynoszącego 12,4 sekundy.
19
17
1
v [m/s]
15
2
3
13
4
11
5
6
9
7
7
8
5
9
t [s]
Wykres 12.4 Ruchy fugoidalne płatowca. Okres T=12.4s
Do uzyskanego okresu drań został dostrojony model układu. Poniżej przedstawiono zmienność kąta pochylania
BSL jako konsekwencję gwałtownej zmiany kąta wychylenia steru wysokości.
ocesu integracji płatowca z systemem sterowania automatycznego
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25
PW OSA
12.3 Dobór nastaw regulatora
Nastawy regulatora PID opisanego poniższą transmitancją, zostały określone tak, aby uzyskać odpowiedni
zapas fazy dla całego pasma przenoszenia oraz odpowiednią jego szerokość, uzależnioną od zakładanych
osiągów układu (prędkości pochylania).
𝐺𝐶 (𝑠) = 𝐾𝑃 +
𝐾𝐼
+ 𝐾𝐷 ∗ 𝑠
𝑠
𝑠 2 𝐾𝐷 𝐾𝑃 𝑠
[
+
+ 1]
𝐾𝐼
𝐾𝐼
𝐺𝐶 (𝑠) = 𝐾𝐼
𝑠
Kształtowanie transmitancji pętli sterowania wykonano poprzez umieszczenie zer kontrolera. Wartości
wzmocnień dla regulatora PID są wielkościami wynikowymi zaprojektowanej transmitancji.
Wykres 12.6 Wykres Bode'go obiektu oraz otwartej pętli sterowania
12.4 Podsumowanie
W wyniku zaprezentowanej procedury uzyskano precyzyjny i stabilny układ sterowania płatowcem. Prezentuje to
ocesu integracji płatowca z systemem sterowania automatycznego
Wykresy Bodego dla obiektu sterowania w kanale wysokości oraz otwartej pętli sterowania pochyleniem
(regulator PID + obiekt) przedstawiono poniżej. Warto zwrócić uwagę na wystarczający zapas fazy dla systemu
(powyżej 60 stopni).
PW OSA
Wykres 12.7 Log kanału wysokości w locie sterowanych automatycznie. PMI oraz PMX określają maksymalne, zadane
katy pochylenia, PITCH rzeczywisty kąt, a ELEV wychylenie steru..
13 Program prób
13.1 Próby w locie: stateczność, sterowność, osiągi
BSL OSA wykonała kilkanaście testów w locie. Testowaniu podlegały systemy sterowania, urządzenia
rozpoznania, systemy transmisji danych i obrazu, oprogramowanie stacji naziemnej, przelicznik pokładowy wraz z
czujnikami.
Pierwszym etapem testów było odpowiednie dobranie położenia środka ciężkości, wychyleń maksymalnych
sterów oraz określeniu prędkości przelotowej. Celem było zapewnienie jak najbardziej stabilnego lotu w
różnorodnych warunkach, co umożliwiło podjęcie prac nad integracją autopilota oraz pozostałych systemów
pokładowych.
prób
Bardzo ważnym etapem było odpowiednie dobranie położenia nadajników sygnałów tak aby zapewnić jak
najlepszy przekaz sygnału oraz uniknąć wzajemnych interferencji.
PW OSA
prób
Rysunek 13.1 Zdjęcie pionowe z aparatu
PW OSA
Kolejnym krokiem było ustawienie odpowiednich nastawów prędkości w locie poziomym oraz
odpowiedniego promienia krążenia pozwalającego utrzymać obserwowany punkt w polu widzenia aparatu.
Zadawalający rezultat osiągnięto dzięki zwiększeniu współczynników sterowania sterem kierunku co umożliwiło
wykonywanie płaskich zakrętów.
13.3 Próby systemu odzyskiwania
13.4 Próby systemu rozpoznania
13.5 Podsumowanie
W powyższej dokumentacji opisaliśmy projekt samolotu bezzałogowego zaprojektowanego i zbudowanego
w sposób, który jak najpełniej wypełni wymagania Konkursu BSL organizowanego w ramach Międzyuczelnianych
Inżynierskich Warsztatów Lotniczych w Bezmiechowej.
Bezzałogowiec OSA jest konstrukcją rozwijaną od wielu lat, co roku modyfikowaną i ulepszaną. Jest to
doskonały przykład, że zawody, w których uczestniczymy są niezwykle wymagające, promujące przemyślane
konstrukcje oraz ciągły rozwój i otwarcie na najnowsze osiągnięcia w dziedzinie techniki lotniczej.
prób
Liczymy, że wyżej wymienione cechy, które posiada nasza konstrukcja pozwolą nam na odniesienie
zwycięstwa.