prezenatacja konkursowa PW SAE Mini

Mini UAV
opracował: Jacek Mieloszyk
Założenia projektowe
- Długotrwałość lotu – 1h lub dłużej.
- Kompozytowa konstrukcja, odporna na uszkodzenia.
- Samostateczność.
- Bezpieczne lądowanie z małą prędkością.
- Masa całkowita do 3kg.
- Pojemnik transportowy o wymiarach 610 x 308 x 162mm.
Wyposażenie:
Wyposazenie
nazwa
wysokść
szerokość
długość
masa
ilosc
masa calkowita
mm
mm
mm
g
[-]
g
Oprzyrządowanie
serwa
hs 85mg
30
13
29
22
4
88
odbiornik
multiplex micro ipd 7
16
29
52
30
1
30
regulator obrotów
Jeti advance 40 opto plus
10
25
52
34
1
34
silnik
Axi gold line 2808/24
35
-
31
76
1
76
zasilanie
lipo 11,1V
43
84
130
540
1
540
spadochron
-
-
-
-
150
1
150
nadajnik wideo
-
20
74
125
200
1
200
kamera
MB-1250U
32
32
32
11
1
11
gps
GPS Garmin 35
57
27
96
125
1
125
osd
On Screen Display for GPS Intuative
Circuts
63.5
12.7
89
34
1
34
antena
Antenex TRA24003N antena
58.5
-
-
30
1
30
zasilanie kamery i gps
lipo 11,1V 1450 mAh li-batt multiplex
18
50
60
114
1
114
Ładunek użyteczny
Masa ładunku użytecznego:
514 g

1.133 lbs
Analiza trendów:
18
16
Total weight [lbs]
14
12
10
8
6
4
2
0
0
0.5
1
1.5
2
2.5
Payload [lbs]
3
3.5
4
4.5
10
9
8
Wingspan [ft]
7
6
5
4
3
2
1
0
0
2
4
6
8
10
Total weight [lbs]
12
14
16
18
35
30
Endurance [h]
25
20
15
10
5
0
0
2
4
6
8
10
Total weight [lbs]
12
14
16
18
Wyniki analizy trendów:
Dane uzyskane na podstawie:
„Turner 2005 Worldwide UAV”
„Jane’s UAV 2005”
• Masa całkowita:
2500 g
• Rozpiętość:
1.2 m
• Długotrwałość lotu: 1h


4.755 lbs
4 ft
Długotrwałość lotu - czynniki
kształtujące:
T
U  f  m p   b
m g
    b  3 
1
 c f ef  S wet
Kv
8  m  g  S wet  c f ef  K v
 mAh

kg
2
V

kg

m
m 3  m


W  s  3.6 N  m  3.6
kg
m



 3.6s  0.001h
m
m
m
m


kg  2
kg  2  m 2
N
N


s
s
s
s
Projekt wstępny
Oszacowanie osiągów:
Długotrwałość lotu:
65
60
T[min]
55
GM15 T[min]
CR001 T[min]
ARPLAST T[min]
M14 T[min]
50
45
40
35
30
0
5
10
V[m/s]
15
20
Projekt
szczegółowy
Stateczność dynamiczna:
mi
AC
CG
0.2
0.1
Zi[m ]
0
-0.4
-0.3
-0.2
-0.1
0
0.1
0.2
0.3
-0.1
Xi[m ]
0.4
0.5
0.6
0.7
0.8
0.9
Optymalizacja profilu
aerodynamicznego skrzydła:
Optymalizacja geometrii kadłuba:
Optymalny obrys skrzydła:
0.3
0.2
0.1
0
0
0.1
0.2
0.3
rzut skrzydła na płaszczyznę YZ
0.4
0.5
0.6
rzut skrzydła na płaszczyzne XY po rozwinięciu
0.7
0.8
Optymalizacja pełnego modelu
3D samolotu:
UAV gotowy do lotu:
UAV spakowany:
Bibliografia:
Programy użyte w projekcie:
[1] „Design of Aircraft” T.C.Corke
University of New Dame, 2003
AVL 3.26 User Primer
Mark Drela, MIT Aero & Astro
Harold Youngren, Aerocraft, Inc.
[2] „Kluczowe problemy w projektowaniu
mikrosamolotów i entomopterów” C.Galiński,
Oficyna Wydawnicza Politechniki Warszawskiej,
Warszawa 2006
[3] “Przewodnik po projektach z osiągów samolotów”
Z.Paturski Warszawa 2003
[4] „Wing-Winglet Design Methodology for Low Speer
Application” K.Kubryński
Warsaw University of Technology, Institute of
Aeronautics and Applied Mechanics
41st AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit
January 6-9,2003/Reno, NV
[5] “Wing-Fuselage Design of High-Performance
Sailplanes” L.M.M.Boermans, K.Kubryński
F.Nicolosi
KK-AERO v. 5e2 © K.Kubryński (1987-2006)
LINDOP V2.5
Mark Drela, MIT Computational Aerospace Sciences
Laboratory June 1996
MSES 2.95
Mark Drela, MIT Computational Aerospace Sciences
Laboratory September 1996
MUNK K.Kubryński
Ad. 1996.04.12
PROFILI 2.15b
XFOIL 6.94 User Primer
Mark Drela, MIT Aero & Astro
Harold Youngren, Aerocraft, Inc.