Politechnika Warszawska PW OSA. Bezzałogowy Statek Latający opracowany przez studentów Politechniki Warszawskiej

Transkrypt

1 Politechnika Warszawska Bezzałogowy Statek Latający opracowany przez studentów Politechniki Warszawskiej Warszawa 2011

2 Rozdział: Spis treści 1 Wprowadzenie Historia Zespół Kontakt Prace dyplomowe Projekt koncepcyjny systemu Założenia projektowe Płatowiec Sposób realizacji misji Naziemna stacja kontroli lotu Planowanie misji Zobrazowanie danych Stacja odbiorcza sygnału wizyjnego Systemy pokładowe Sterowanie - układy wykonawcze System łączności Autopilot Czujniki Układ wizyjny Wstęp Kamera dla pilota Kamera do obserwacji terenu Układ rozpoznawania obrazu Urządzenie startowe Projekt wstępny płatowca Projekt aerodynamiczny Zespół napędowy Obliczenia osiągów Obciążenia w locie System odzysku GPS GSM Spadochron Projekt konstrukcyjny Podział płatowca: Struktura nośna

3 Rozdział: 8.3 Zabudowa systemów pokładowych Obliczenia wyważenia Obliczenia wytrzymałościowe Wstęp Skrzydło Spadochron Dokumentacja rysunkowa Rysunek gabarytowy Rysunek do obliczenia środka ciężkości Rysunki głównych węzłów siłowych Skrzydło kadłub Centropłat ucho Opis budowy Skrzydło Kadłub Usterzenie poziome Głowica aparatu obserwacyjnego Kosztorys Program prób Próby w locie: stateczność, sterowność, osiągi Próby autopilota Próby systemu odzyskiwania Podsumowanie

4 Rozdział: Wprowadzenie 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 cztery osoby: Kamil Karpiesiuk, Marcin Kasprzyk Grzegorz Zamecznik, oraz Robert Romaniuk. 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, NSKL, prace warsztatowe 1.3 Kontakt Robert Romaniuk phoneix_rc@o2.pl 1.4 Prace dyplomowe Prace przejściowe: Paweł Różański, Projekt zabudowy wyposażenia w kadłubie modelu bezzałogowego statku latającego Grzegorz Wnuk, Analiza MES konstrukcji skorupowego skrzydła bezzałogowego statku latającego Prace inżynierskie Marcin Kasprzyk, Projekt stacji naziemnej dla bezzałogowego statku latającego Grzegorz Wnuk, Analiza porównawcza MES konstrukcji skrzydeł modelu bezzałogowego statku latającego 4

5 Rozdział: Projekt koncepcyjny systemu Prace magisterskie: 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 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). Głównymi przesłankami przy wyborze powyższego układu była chęć uzyskania modułowości i jednocześnie uniwersalności płatowca, prostoty obsługi oraz trwałości podczas transportu czy serwisu naziemnego. 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. Główne wymiary geometrii płatowca wynikają z ograniczeń narzucanych przez poprzedni i obecny regulamin konkursu. Rozpiętość skrzydła 2000 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: mm Długość: mm Wysokość: mm Masa:...3,5 kg 5

6 Rozdział: Naziemna stacja kontroli lotu 2.3 Sposób realizacji misji Po starcie z katapulty płatowiec ma osiągnąć zadany pułap i rozpocząć wykonywanie misji, której profil będzie można kontrolować za pomocą NSKL. Start i lot mają być wykonywane automatycznie, tj. pod kontrolą autopilota. Lądowanie sposobem klasycznym bądź na spadochronie odbywa się przy pomocy sterowania 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 Główną część NSKL stanowi otwarte oprogramowanie APM Planner 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. 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. 6

7 Rozdział: Naziemna stacja kontroli lotu Rysunek 3.1 NSKL 3.1 Planowanie misji Rysunek 3.2 Widok na okno planera misji 7

8 Rozdział: Naziemna stacja kontroli lotu 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 Rysunek 3.3 Zobrazowanie misji 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: możliwość zarządzania na żywo wykonywaniem misji wyświetlanie informacji o aktualnej nawigacji płatowca wyświetlanie aktualnego położenia na mapie wyświetlanie surowych danych z sensorów przedstawienie na żywo na wykresie kątów orientacji płatowca, prędkości i wysokości 8

9 Rozdział: Systemy pokładowe logowanie odebranych danych 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 4 Systemy pokładowe 4.1 Sterowanie - układy wykonawcze Sterowanie płatowcem jest zapewnione przy wykorzystaniu standardowego wyposarzenia RC. Sercem układu jest siedmiokanałowy odbiornik Futaba działający na paśmie 35Mhz i wyposażony w syntezę częstotliwości dzięki czemu można w łatwy sposób ją przełączyć unikając kolizji częstotliwości. Poszczególne kanały są przypisane w następujący sposób: 1. Lotka lewa 2. Wysokość 3. Kierunek 4. Przepustnica (Y kabel o dwóch regulatorów) 5. Lotka prawa 6. Spadochron 7. Sterowanie trybami autopilota Jako mechanizmy wykonawcze zastosowano: Hitec HS-125MG lotki Hitec HS-85MG kierunek 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 9

10 Rozdział: Systemy pokładowe 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 czterech częstotliwościach: 1. sterowanie RC Futaba 35 MHz 2. sterowanie systemem obserwacyjnym (RC) Jeti Rex 5 35 MHz 3. telemetria X-Bee Pro 900 MHz 4. sygnał wideo moc 1W 2,4 GHz 4.3 Autopilot Rysunek 4.1 Autopilot zamontowany w modelu Zastosowano otwarty autopilot Ardupilot MEGA. Zbudowany jest na bazie dwóch mikrokontrolerów AVR Atmega 1280 jako główny procesor oraz wspomagający Atmega 328 działający jako multiplexer (czytanie sygnału z odbiornika oraz wyjścia na serwomechanizmy) oraz fail-safe (kontrola głównego procesora). Autopilot do pracy wykorzystuje dane z stacji areometrycznej, odbiornika GPS oraz IMU. 10

11 Rozdział: Systemy pokładowe 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. 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. 11

12 Rozdział: Systemy pokładowe 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 Odbiornik sterowania funkcjami aparatu i jego położeniem Aparatura sterująca wyborem kamery, położeniem aparatu oraz przyciskami migawki, nagrywania wideo oraz zoom Schemat 4.2 Link wideo 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. Moduł kamery zawiera także przełącznik sygnału sterowany serwomechanizmem. Rysunek 4.2 Kamera dla pilota zamontowana w nosku 12

13 Rozdział: Urządzenie startowe 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. Loty testowe wykazały, że zastosowana guma jest odpowiednia do samolotu i w pełni spełnia stawiane jej wymagania. 6 Projekt wstępny płatowca 6.1 Projekt aerodynamiczny Główne wymiary płata zostały zdeterminowane przez wymagania regulaminowe. Powierzchnia 46 dm 2 została określona ze wzoru:, gdzie przyjęto C z = 1,2 a prędkość minimalną 10 m/s. Profil płata został wybrany z katalogu profil używanych w wyczynowych modelach szybowców co zapewniało wysoki współczynnik siły nośnej bez użycia mechanizacji płata oraz mały opór przy niskich współczynnikach siły nośnej. Ostatecznie zdecydowano się na SD 7037, którego numeryczne charakterystyki zamieszczono na poniższym rysunku. Profil ten poza cechami wymiennymi wcześniej charakteryzuje się 13

14 Rozdział: Projekt wstępny płatowca bardzo dobrą charakterystyką oderwania płat pomimo rosnącego kata natarcia nie traci gwałtownie na sile nośnej. 14

15 Rozdział: Projekt wstępny płatowca Wykres 6.1 Charakterystyki profilu SD 7037 dla trzech liczb Reynolda reprezentatywnych dla projektowanego płatowca 15

16 Rozdział: Projekt wstępny płatowca 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: C 0,58 - cecha objętościowa HT S HT C HT cws l HT w 7,7dm 2 c - SCA W S - powierzchnia skrzydła W l HT S HT - dźwignia usterzenia poziomego - powierzchnia usterzenia S Usterzenie pionowe: VT C VT bws l VT w 2 4dm CVT b W SW l VT cecha objętościowa - rozpiętość - powierzchnia skrzydła - dźwignia usterzenia pionowego S - powierzchnia usterzenia VT 16

17 Rozdział: Projekt wstępny płatowca 6.2 Zespół napędowy W płatowcu zastosowano dwa silniki AXi 2814/6 oraz regulatory Pulso DLU33A+. Pakiet zasilający to 2 x 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 1 godzina. Rysunek 6.1 Wykres ciągu i oporu aerodynamicznego w funkcji prędkości 6.3 Obliczenia osiągów 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 optymalnej 15 m/s (3,5kg) i 18 m/s (5kg). Wykres 6.3 Wizualizacja ciśnień dla kata natarcia 1,5 17

18 Rozdział: Projekt wstępny płatowca Wykres 6.4 Współczynnik siły nośnej w funkcji współczynnika oporu całkowitego Wykres 6.5 Współczynnik siły nośnej w funkcji kąta natarcia 18

19 Rozdział: Projekt wstępny płatowca Wykres 6.6 Doskonałość w funkcji prędkości lotu Wykres 6.7 Funkcja energetyczna w funkcji prędkości lotu 19

20 Rozdział: Projekt wstępny płatowca Wykres 6.8 Biegunowa prędkości Wykres 6.9 Prędkość w funkcji kata natarcia 20

21 Rozdział: Projekt wstępny płatowca 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: Prędkość przeciągnięcia Prędkość nurkowania Prędkość nieprzekraczalna Prędkość przelotowa ( ) Prędkość manewrowa Przyjęta prędkość podmuchów pionowych wyniosła U D = ±15 m/s dla V NE oraz U C = ±7,5 m/s dla V C. Odpowiednie współczynniki obciążeń zostały obliczone ze wzoru: Gdzie: współczynnik złagodzenia podmuchu 21

22 load factor n Rozdział: System odzysku współczynnik masowy pierwsza pochodna aerodynamiczna prędkość podmuchu 5 4 A D 3 2 P 1 0 P 0,00 10,00 20,00 30,00 40,00 50,00-1 E G -2-3 V [m/s] Obwiednia U = 15m/s U = 7,5m/s U = -15m/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. 7.2 Spadochron 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. Po zwolnieniu sworzni cały układ wypychany jest z komory przez sprężynę wykonaną z drutu stalowego. Dzięki takiemu rozwiązaniu spadochron nie jest ściskany w luku przez sprężynę co zwiększa niezawodność jego działania i zapobiega zacinaniu się czaszy pomiędzy ścianki luku a ruchowe dno, jak to miało miejsce w poprzedniej wersji. 22

23 Rozdział: Projekt konstrukcyjny 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 z dwoma elektrycznymi (trójfazowymi) silnikami umieszczonymi w gondolach w centropłacie. 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. 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 ratunkowy. część przednia zawiera autopilot, moduł zasilający, radiomodem, aparat fotograficzny, kamera oraz nadajnik obrazu. W tegorocznej konstrukcji zdecydowano się zastosować nowy kształt noska zabezpieczając przednią kamerę przed uszkodzeniami podczas lądowań. Usterzenie w układzie T. 23

24 Rozdział: Projekt konstrukcyjny 8.1 Podział płatowca: 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 o balsowa konstrukcja o wzmocnienie mocowania do kadłuba o wręga serwa steru wysokości o poszycie z foli termokurczliwej o ster wysokości 24

25 Rozdział: Projekt konstrukcyjny o balsowa konstrukcja poszycie z foli termokurczliwej dźwigienka 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 W kadłubie zostały zabudowane następujące systemy: Autopilot z czujnikami Pakiety zasilające Odbiorniki RC do sterowania płatowcem Odbiornik RC do sterowania systemem obserwacyjnym Głowica z aparatem obserwacyjnym Kamera pilota Spadochron ratunkowy Nadajnik 2,4 GHz Telemetria Logger zespołu napędowego 25

26 Rozdział: Projekt konstrukcyjny Sosna klasy S Lekka balsa Średnia balsa EN AW-2017A- T$ (PA6) Natomiast w gondolkach silnikowych umieszczono silniki i regulatory prędkości obrotowej. 8.4 Obliczenia wyważenia Współrzędna x = 0 mm została przyjęta na nosku cięciw przykadłubowych. Tabela 8.1 Tabela wyważenia płatowca z kompletnym wyposażeniem Lp. Nazwa elementu Masa [g] x [mm] S X [gmm] 1 Kadłub kompletny Skrzydło kompletne Statecznik poziomy kompletny Nadajnik wideo Autopilot Aparat z głowicą Kamera przednia z mocowaniem Odbiornik RC Pakiet napędowy Pakiet wideo Spadochron SUMA Daje to środek ciężkości x SC = 80 mm, co odpowiada 31% SCA. 8.5 Obliczenia wytrzymałościowe 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. Tabela 8.2 Dane wytrzymałościowe zastosowanych materiałów Gęstośd ρ kg/m Wytrzymałośd na rozciąganie R m MPa 78,3 7,6 10,3 572 Wytrzymałośd na ściskanie R c MPa 47 4,7 5,1 + Granica plastyczności R 0,2 MPa Moduł sprężystości E x GPa 12,7 0,46 0,46 71,7 Moduł sprężystości postaciowej G x GPa 0,9 0,2 0,2 26,9 Liczba Poissona ν ,33 26

27 Rozdział: Projekt konstrukcyjny Skrzydło Obliczenia skrzydła zostały wykonane metodą elementów skończonych w pakiecie ANSYS. Rysunek 8.2 Wizualizacja naprężeń dźwigara w płaszczyźnie ścianki dźwigara 27

28 Rozdział: Dokumentacja rysunkowa Rysunek 8.3 Wizualizacja naprężeń kompletnego skrzydła Spadochron Obliczona została maksymalna siła działająca na linki i okucia dla następujących danych: Czas otwarcia t f -t i = 1,2 sekundy Prędkość pionowa V descent = 5 m/s Prędkość otwarcia V i = 30 m/s Masa m = 3,5 kg Siła pozioma: ( ) [ ] Siła pionowa: ( ) [ ( ) ] 9 Dokumentacja rysunkowa 9.1 Rysunek gabarytowy 28

29 Rozdział: Dokumentacja rysunkowa 29

30 Rozdział: Dokumentacja rysunkowa 9.2 Rysunek do obliczenia środka ciężkości 9.3 Rysunki głównych węzłów siłowych 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. Rysunek 9.1 Mocowania skrzydła 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. 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. 30

31 Rozdział: Opis budowy Rysunek 9.2 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. 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. 31

32 Rozdział: Opis budowy 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. 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. Rysunek 10.2 Centropłat 32

33 Rozdział: Opis budowy 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 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. 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. 33

34 Rozdział: Opis budowy Rysunek 10.4 kadłub podczas rozformowywania W tylną część kadłuba wklejono luk na spadochron, wręgę pod serwomechanizm steru kierunku oraz półkę pod usterzenie poziome 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 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. 34

35 Rozdział: Kosztorys Rysunek 10.5 Widok od dołu na głowicę i obiektyw aparatu 11 Kosztorys Poniżej przedstawiono koszty poniesione podczas trwania tegorocznego projektu. Tabela 11.1 Kosztorys budowy L.p. Materiał Koszt 1. Materiały kompozytowe 500 zł 2. Inne materiały 200 zł 3. Autopilot + czujniki zł 4. Narzędzia 100 zł 5. Materiały eksploatacyjne 300 zł SUMA: zł 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. 35

36 Rozdział: Program prób 12 Program prób 12.1 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. Bardzo ważnym etapem było odpowiednie dobranie położenia nadajników sygnałów tak aby zapewnić jak najlepszy przekaz sygnału oraz uniknąć wzajemnych interferencji. Rysunek 12.1 Zdjęcie pionowe z aparatu 36

37 Rozdział: Program prób Rysunek 12.2 Zdjęcie pionowe wykonane z dużej wysokości 12.2 Próby autopilota Głównymi celami prób autopilota było określenie współczynników: proporcjonalnego, całkującego i różniczkującego regulatora PID służącego zarówno do sterowania i stabilizacji. Dzięki dwustronnemu układowi telemetrii można było zmieniać parametry bez potrzeby lądowania. 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 Próby systemu odzyskiwania System odzyskiwania spadochron był wielokrotnie testowany podczas wielu lotów testowych poprzednich egzemplarzy samolotu. Nigdy nie zdarzyło się aby uruchomienie systemu doprowadziło do poważnych szkód w modelu. Jedynym mankamentem była możliwość zaplatania się czaszy lub linek w usterzenie wysokości. Dlatego też w tym roku wprowadziliśmy nową mocniejszą sprężynę, która także dzięki specjalnemu kształtowi zajmuje mniej miejsca. Dodatkowym usprawnieniem było dodanie systemu blokowania klapki wypychającej czaszę w dolnym położeniu co zapobiega zgniataniu spadochronu 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. 37

38 Rozdział: Program prób 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. Liczymy, że wyżej wymienione cechy, które posiada nasza konstrukcja pozwolą nam na odniesienie zwycięstwa. 38