DOKUMENTACJA TECHNICZNA

Transkrypt

1 Studenckie Koło naukowe Lotników Politechnika Rzeszowska Wydział Budowy maszyn i lotnictwa Ul. Powstańców Warszawy8, Rzeszów Bezzałogowy Aparat Latający PR-5 Wiewiór + DOKUMENTACJA TECHNICZNA

2 Spis treści 1. Wprowadzenie Geneza projektu Skład drużyny Prace dyplomowe zrealizowane w ramach projektu Projekt koncepcyjny systemu Założenia Układ BSL oraz główne parametry geometryczne i masowe Konstrukcja i podział komponentów Opis misji i sposób jej realizacji Naziemna stacja kontroli lotu (NSKL) Naziemna stacja kontroli lotu Planowanie i analiza misji Obrazowanie danych Łączność NSKL z samolotem Systemy pokładowe Układy pomiarowe Komputer pokładowy System rozpoznania Układ stabilizacji lotu oparty na logice rozmytej Katapulta Charakterystyka urządzenia Budowa System odzysku Spadochron krzyżowy Spadochron pierscieniowy Budowa Projekt wstępny płatowca BSP Charakterystyki aerodynamiczne Zespół napędowy Osiągi Obciążenia Projekt konstrukcyjny BSP Zabudowa systemów w BSP Wyważenie Dokumentacja rysunkowa

3 9. Opis konstrukcji i budowy Opis budowy form Kadłub Skrzydła Usterzenie Spis materiałów i oprzyrządowania Czas Budowy Modułowość konstrukcji Kosztorys projektu Program prób Próby wytrzymałościowe Próby w locie Testy systemu ratunkowego

4 1. Wprowadzenie 1. Geneza projektu Bezzałogowy Statek Latający PR-5 Wiewiór + został zaprojektowany przez grupę studentów Wydziału Budowy Maszyn i Lotnictwa Politechniki Rzeszowskiej, przy współpracy dwóch kół naukowych: Studenckiego Koła Naukowego Lotników (opiekun: dr inż. pil. Jerzy Bakunowicz, a obecnie dr inż. Przemysław Mazurek) oraz koła naukowego Euroavia-Rzeszów (Opiekun: dr inż. Grzegorz Kopecki). Do zespołu konstruktorów nalezą studenci: Maciej Dubiel, Michał Wojas, Marcin Marchewka, Piotr Szaniec, Filip Pawlak, Jakub Rogóż, Grzegorz Gorzkiewicz, Grzegorz Szostek, mgr inż. Przemysław Lekston oraz mgr inż. Piotr Nieckarz. Początki prac sięgają roku 2006, wtedy to opracowano projekt wstępny aparatu łatającego PR-1 i rozpoczęto jego budowę. Konstrukcja PR-1 bazowała na materiałach i technologiach modelarskich, jedynie nieliczne elementy wykonano z zaawansowanych technologicznie kompozytów polimerowych. We wrześniu tego samego roku trzyosobowa ekipa z jeszcze nielatającym modelem wystartowała w konkursie na Bezzałogowy Statek Latający organizowany przez Stowarzyszenie Młodych Inżynierów Lotnictwa, zajmując trzecie miejsce. Po serii lotów oraz testów BSL PR-1 opracowano diametralnie zmodyfikowana konstrukcje. Drugi samolot bezzałogowy posiadał skrzydła o integralnej konstrukcji i skorupowy kompozytowy kadłub. PR-2 Gacek po raz pierwszy wzbił sie w powietrze 15 września 2007 roku na lądowisku w Bezmiechowej podczas trwania Międzyuczelnianych Inżynierskich Warsztatów Lotniczych, na których to nasz samolot zajął 2 miejsce. Kolejny rok przyniósł kolejny, rozwinięty egzemplarz PR-3, który wyposażono w kompozytowe skrzydła, zmieniono kształt kadłuba i umieszczono na dziobie ruchomą głowicę obserwacyjną, wykonaną z kompozytu węglowego, w której znajdowała sie kamera o wysokiej rozdzielczości do obserwacji obiektów z powietrza. W marcu 2008 do zespołu dołączył Michał Wojas. Opracował i zbudował system ratunkowy, którego brakowało w poprzednich wersjach PR-1 i PR-2. W roku 2009 zaprezentowano samolot PR-5 Wiewiór. Szereg zmian wprowadzonych względem poprzednich wersji oraz rewolucyjna zmiana płatowca zaowocowały rozwiązaniem zwycięskim w konkursie na najlepszy bezpilotowiec podczas Międzyuczelnianych Inżynierskich Warsztatów Lotniczych Odniesiony sukces zachęcił nas do dalszego rozwoju konstrukcji. Obecnie realizowana jest wersja samolotu PR-5 Wiewiór +(stworzony w międzyczasie egzemplarz PR-4 oraz PR-6 brały udział w konkursie na samolot udźwigowy w USA SAE Aero Design w 2009 i 2010 roku). Podczas budowy niniejszego aparatu wykorzystano nowe rozwiązania konstrukcyjne, programowe, technologiczne, materiałowe oraz wyposażenia, wynikłe z kilkuletniego rozwoju samolotu bezzałogowego PR, a także z doświadczenia nabytego przez członków zespołu. Główne zmiany: Zmiana geometrii dziobowej części kadłuba zawierającą głowicę obserwacyjną Pomniejsze zmiany geometrii płatowca Zmiana struktury skorupy płatowca zastosowanie konstrukcji przekładkowej z wypełniaczem ulowym Zastosowanie wyrzutni wspomagającej start aparatu Formy pozytywowe frezowane w płycie MDF 4

5 2. Skład drużyny Maciej Dubiel student 4-go roku MDLiK, specjalność: płatowce. W zespole zajmuje sie pilotowaniem BSLa i budową płatowca. Jest głównym konstruktorem i budowniczym każdej z powstałych wersji bezpilotowca. Brał udział w wykonaniu form, a także elementów kompozytowych. W zespole od trzech lat. Adres mad_rc@op.pl Michał Wojas student 4-go MDLiK, specjalnosc: silniki lotnicze, a także Pilotaż. Konstruktor systemu ratunkowego dla BSLa. Wykonał głowicę obserwacyjną oraz projekt, obliczenia i testy spadochronu, mocowania go do płatowca oraz systemu jego wyrzucania. W zespole od dwóch lat. Adres hosik.kuba@gmail.com Marcin Marchewka student 2-go MDLiK. Wykonawca wyrzutni. W zespole od dwóch lat. Adres Marcin.epkk@gmail.com Piotr Szaniec student 3-go MDLiK, specjalność płatowce. Pomoc w budowie płatowca oraz form, księgowość. W zespole od roku i czterech miesięcy. Adres piotr.szaniec@gmail.com Filip Pawlak student 3-go MDLiK. Pomoc w budowie płatowca oraz form, dokumentacja techniczna. W zespole od czterech miesiecy. Adres f.pawlak@gazeta.pl Jakub Rogóż student 2-go MDLiK. Pomoc w budowie płatowca. W zespole od czterech miesiecy. Adres jakub.rogoz@gmail.com Grzegorz Gorzkiewicz student 3-go MDLiK specjalność pilotaż. Wykonawca awioniki. Adres gtwice@trioptimum.com Grzegorz Szostek student 3-go MDLiK specjalność awionika. Wykonanie stacji naziemnej, oraz systemu komunikacji z aparatem latającym oraz transferu danych. Adres gszo123@gmail.com Mirek Musiał student 3-go MDLiK specjalność pilotaż. Wykonawca sytemu obserwacji oraz stacji naziemnej. Adres musiał.mirek@gmail.com Mateusz Szpryngier student 3-go MDLiK specjalność pilotaż. Wykonawca stacji naziemnej. Adres szprynka@o2.pl mgr inż. pil. Przemysław Lekston absolwent Prz, specjalność pilotaż oraz student specjalności awionika. Wykonawca systemu stabilizacji w locie. Adres p.lekston@gmail.com mgr inż. Piotr Nieckarz asystent naukowy PRz, absolwent PRz specjalność: samoloty. Zakres działalności w drużynie: systemy CAD/CAM, frezowanie form pozytywowych, pomoc w budowie płatowca i form negatywowych, konsultacje. W zespole od czterech miesięcy. Adres piotr_nieckarz@10g.pl 3. Prace dyplomowe zrealizowane w ramach projektu Wytrzymałość lotniczych elementów konstrukcyjnych na przykładzie skrzydła samolotu bezzałogowego Sebastian Majewski, Flatter skrzydła małego samolotu bezzałogowego Mateusz Biesok, System transmisji danych dla bezpilotowych aparatów latających Szymon Cyran, System obserwacji dla operatora naziemnej stacji kontroli lotu samolotu bezzałogowego Przemysław Lekston, Elektroniczny układ pozycjonowania anteny śledzącej Mieczysław Małek. 5

6 2. Projekt koncepcyjny systemu 1. Założenia Projekt musi być zgodny z regulaminem konkursu Bezzałogowy Statek Powietrzny (BSP) edycja 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, nie zawsze wynikające z regulaminu konkursu BSP: Duża powtarzalność w przypadku wykonania produkcji seryjnej Konstrukcja w całości wykonana z materiałów kompozytowych 2. 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 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 pojemnik transportowy. Wyznaczone parametry masowe płatowca są przybliżonymi wartościami spodziewanymi, zostaną one doprecyzowane na etapie projektu wstępnego, po ustaleniu topologii wewnętrznej samolotu. Główne parametry BSL: Płat: profil CLARKY 15% rozpiętość: 2,14 m wydłużenie geometryczne 8 zbieżność 0,5 Usterzenie profil NACA 0009 powierzchnia 0,24 m2 wydłużenie 2,16 zbieżność 0,6 Kadłub: długość 1,35 m wysokość 0,35m Maksymalna masa startowa masa struktury nośnej masa wyposażenia masa akumulatorów masa zespołu napędowego 5kg 2,5 kg 1,3 kg 0,8 kg 0,4 kg 6

7 3. 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 wykonanym z materiałów kompozytowych pasy z rowingu węglowego, ścianka dźwigara przekładka z wypełniaczem piankowym. W celu umożliwienia transportu płatowiec jest częściowo demontowany. Demontowane są skrzydła lewe i prawe, lewe i prawe usterzenie oraz kadłub rozkładany jest na część przednią i tylną. Część przednia zawiera główne elementy wyposażenia radioelektronicznego oraz głowicę obserwacyjną. Część tylna zawiera układ odzysku aparatu oraz jest łącznikiem miedzy pozostałymi głównymi komponentami płatowca. 4. Opis misji i sposób jej realizacji Zadanie polega przygotowaniu i starcie BSP, a następnie na znalezieniu w obszarze o powierzchni 1km2 celu o wymiarach 1,5 x1,5 m, a następnie podaniu współrzędnych geograficznych i obserwacji celu. Częścią zadania jest również przelot po założonej trasie i lądowanie, najlepiej przy użyciu spadochronu. Dużym atutem systemu BSP będzie automatyczne wykonanie elementów misji (start, przelot po określonej trasie, obserwacja celu, lądowanie) Do wykonania tej misji BSL będzie posiadał ruchomą głowicę obserwacyjną wyposażoną w kamerę oraz aparat fotograficzny. Obrazy z kamery i aparatu przekazywane będą w czasie rzeczywistym do stacji naziemnej, dzięki której, jej operator będzie przeprowadzał obserwację terenu. Po zlokalizowaniu celu, zadaniem operatora stacji naziemnej jest stała obserwacja oraz wykonanie zdjęć z powietrza. 3. Naziemna stacja kontroli lotu (NSKL) 1. Naziemna stacja kontroli lotu Stacja naziemna składa sie z komputera klasy PC, umieszczonego w skrzyni z monitorem LCD oraz z modemem nadawczo-odbiorczym, odbiornikiem video oraz systemem sterowania kamery. Została ona zmontowana od podstaw, bazując na przenośnej obudowie wykorzystanej w poprzednim projekcje PR-5. Najważniejsze jej elementy to: - Procesor AMD Athlon II X2 3, GHz, 2.0 MB Cache - Płyta główna MSI 785GM-E51 z wbudowanym modułem graficznym ATI Radeon HD Zasilacz AC/DC MICRO ATX&PFC 230V/12V - Monitor LG Flatron W1943SS-PF 18,5 Wszystkie części składowe zostały umocowane w obudowie. Płyta główna została umocowana na specjalnie przygotowanej płycie z aluminium. Zostały na niej umiejscowione specjalne wkręty z tuleją dystansową, pozwalające na łatwe zamontowanie płyty głównej. Aluminiowa platforma została przymocowana do obudowy za pomocą kleju na gorąco, podobnie jak zasilacz AC/DC. Dysk twardy został umocowany do istniejącej wcześniej ramy za pomocą specjalnej półki aluminiowej. Monitor został umiejscowiony w specjalnie wykonanej ramie, która następnie została przykręcona do górnej części obudowy. Celem zakrycia powierzchni nieużytkowych wokół wyświetlacza, umocowano specjalnie przygotowane zaślepki z czarnej pleksy, z możliwością łatwego demontażu. Pozostałe podzespoły elektroniczne przykryte zostały dwiema specjalnie wykrojonymi płytami aluminiowymi, 7

8 z których jedna miała przygotowane otwory pod wloty powietrza do wentylatorów procesora i zasilacza. Obydwie płyty zostały wykończone za pomocą szczotki drucianej. Stacja naziemna Schemat blokowy stacji naziemnej 2. Planowanie i analiza misji Program do stacji naziemnej umożliwia wizualizację parametrów lotu samolotu. Dane mogą być odbierane z samolotu w czasie rzeczywistym bądź analizowane po locie na podstawie zintegrowanego systemu rejestracji parametrów. Program pokazuje dane takie jak: orientacja przestrzenna samolotu, pozycja geograficzna, kurs, wysokość i prędkość lotu (aerometryczne oraz na podstawie systemu GPS), temperaturę OAT i procesora, czas GPS. Parametry przedstawiane są na wyświetlaczach podobnych do tych spotykanych w zwykłych samolotach, pozycja jest przedstawiana na trójwymiarowej mapie wraz z rysowaniem przebytej drogi. Dodatkowo przedstawiane są liczbowe wartości analizowanych parametrów. Wykonywane są wykresy prędkości i wysokości w funkcji czasu. Przy analizie w czasie rzeczywistym są one tworzone na bieżąco z dotychczas otrzymanych danych, przy analizie po locie tworzone są na podstawie danych odczytanych z pliku. Program umożliwia także sterowanie systemem ratunkowym samolotu, położeniem głowicy kamery, oraz aparatem. 8

9 Interfejs graficzny oprogramowania do planowania i analizy misji 3. Obrazowanie danych Obrazowanie danych odbywa się w sposób dwojaki: Przy pomocy gogli, które zakłada operator, odpowiadający za manipulator ruchu głowicy obserwacyjnej. Na goglach wyświetlany jest widok z kamery dziobowej oraz parametry z centrali areometrycznej w czasie rzeczywistym za pomocą oprogramowania OSD. Na głównym monitorze NSKL wyświetlona jest mapa terenu wraz z pozycją samolotu w przestrzeni oraz głównymi parametrami lotu pobieranymi z GPS i AHRS. 4. Łączność NSKL z samolotem Parametry lotu przekazywane są przy pomocy radiomodemów Atmel ZigBit ATZB-A24 pracujące w paśmie 2,4 GHz, natomiast transmisja obrazu odbywa sie przy pomocy nadajnika video o częstotliwości pracy 2,4 GHz. Sygnał sterowania samolotem przekazywany jest drogą radiową na paśmie 35 MHz. Sterowanie głowicą obserwacyjną odbywa się za pośrednictwem komputera pokładowego. 9

10 4. Systemy pokładowe 1. Układy pomiarowe - AHRS MicroStrain 3DM-GX1 określa położenie przestrzenne samolotu (kąty Eulera) i przesyła do komputera pokładowego za pomocą interfejsu RS-232 Specyfikacja: Zakres położenia (pochylenie, przechylenie, odchylenie) Zakres czujników Rozdzielczość pomiarowa Powtarzalność 0.20 Dokładność Tryby prezentacji danych Transmisja cyfrowa 360 wszystkie osie (macierz orientacji, kwaternion) ± 90, ± 180,± 180 (kąty Eulera) żyroskopy: ± 300 /sek FS przyspieszeniomierze: ± 5 g FS magnetometry: ± 1.2 Gauss FS <0.1 minimum ± 0.5 typowo dla warunków statycznych ± 2.0 typowo dla warunków dynamicznych macierz, kwaternion, kąty Eulera oraz 9 wyskalowanych wyjść z czujników szeregowo RS-232 & RS moduł gps GlobalTop FGPMMOPA6B: Częstotliwość: L1 (1575,42MHz), kod C/A, 66 kanałów Zintegrowana antena wewnętrzna Częstotliwość uaktualniania: 5 Hz / protokół NMEA 0183 Dokładność horyzontalna: 3m (50%) Interfejs UART/USB Funkcja wstrzymania Czas akwizycji danych: Gorący (hot) start: 1 sek Ciepły (warm) start: 34 sek Zimny (cold) start: 35 sek Czułość śledzenia: -165 dbm Pobór mocy: 37mA / 3.3V Chipset: firmy MediaTek Wymiary: 16.0 x 16.0 x 6.0 mm - przetwornik ciśnienia statycznego Freescale Semiconductor MPXA6115A - zakres pomiarowy: kPa - dokładność: ±1,5% - przetwornik ciśnienia dynamicznego Freescale Semiconductor MPX5010DP - zakres pomiarowy 0-10kPa - dokładność: ±5% - czujnik temperatury National Semiconductor LM335 - zakres pomiarowy: -40 C do 100 C - dokładność: ±1 C 10

11 2. Komputer pokładowy Samolot jest wyposażony w mikrokontroler Silicon Laboratories C8051F040, będący głównym elementem systemu zbierania i transmisji danych. Specyfikacja: - 25 MIPS 8051 CPU - 64 kb or 32 kb Flash B RAM - 12-bit przetwornik ADC do 100 ksps - 8-bit przetwornik ADC do 500 ksps - 64 Cyfrowe I/O - Interfejsy 2xUART, SPI, CAN, I 2 C Mikrokontroler zbiera dane z systemów cyfrowych (GPS, AHRS) poprzez interfejsy szeregowe, z czujników analogowych poprzez wbudowany przetwornik ADC, oraz steruje ruchami kamery w głowicy i aparatem cyfrowym. Komunikuje się ze stacją naziemną poprzez modem firmy Atmel. 3. System rozpoznania Sercem systemu rozpoznania jest kamera przeznaczona do nadzoru wizyjnego firmy Novus. Dodatkowo w głowicy zamontowany jest aparat cyfrowy, który robi zdjęcia na życzenie operatora stacji naziemnej. Kamera wyposażona jest w kolorową matryce SONY CCD o przekątnej 1/3, która cechuje się większą odpornością na drgania. Najważniejsze parametry zostały zestawione w tabeli: Matryca Rozdzielczość pozioma Czułość Migawka Balans bieli Kompresja jasnego tła Zasilanie Pobór mocy Wymiary (mm): Masa SONY SuperHAD HQ1 DSP 540TVL 0,5lx/F=2.0 Automatyczna: 1/50s ~ 1/ s Automatyczny Automatyczna 12 VDC 2 W 38 (szer) x 38 (wys) x 38 (dł) 25 g Kamera Novus, model: HVC-HC100B Standardowy obiektyw f=3.8 mm, w który wyposażony był wybrany przez nas model zastąpiony został obiektywem f=6 mm firmy EVIX przeznaczonych do tego typu sprzętu. Większa ogniskowa spowodowała polepszenie ostrości obrazu, co pozwoliło na dokładniejszą obserwację terenu. Wadą tego rozwiązania jest zmniejszenie pola widzenia, czego bezpośrednim następstwem będzie konieczność większej aktywności operatora kamery. Podstawę kamery stanowi głowica o dwóch stopniach swobody, pozwalająca na kontrolę przechylenia i pochylenia. Wykonana została z aluminium i materiałów kompozytowych. Jej zastosowanie zwiększa pole widzenia oraz ułatwia obserwację. Całość wmontowana została w oryginalną obudowę kamer przemysłowych. 11

12 Wykorzystanie gotowego, powszechnie dostępnego elementu obniżyło koszty. Mocowanie do kadłuba w systemie trzypunktowym pozwala na stabilizację i dodatkową redukcję drgań, które mogłyby wystąpić na skutek dwupunktowego(niestatecznego) połączenia obudowy układu wizyjnego z płatowcem. Kopułka kamery Kamera obserwacyjna wraz z mocowaniem 4. Układ stabilizacji lotu oparty na logice rozmytej. Samolot bezzałogowy PR-2 Gacek został wykorzystany jako platforma do testowania systemu stabilizacji lotu obejmującego stabilizację przechylenia, wysokości i prędkości. Pochylenie samolotu jest utrzymywane w poprawnym zakresie dzięki dodatniej stateczności samego samolotu wspomaganej przez automat zwiększania stateczności, będący również elementem omawianego układu stabilizacji. Samolot PR-2 wyposażony w omawiany system stabilizacji w pełni automatyczne wykonuje lot po prostej, krążenie z zadana prędkością kątowa odchylenia, utrzymuje stałą prędkość w locie poziomym oraz zadaną prędkości wznoszenia lub opadania. Ponadto, przedstawione w poprzedniej edycji rozwiązanie stabilizacji pochylenia zostało uzupełnione o obsługę steru kierunku co pozwoliło na wyeliminowanie niestateczności holendrowania oraz poprawienie koordynacji wejścia i wyjścia z krążenia. Jest to kolejny krok grupy konstruktorskiej SKNL do zaprojektowania i wykonania w pełni funkcjonalnego autopilota dla całej rodziny aparatów bezzałogowych PR. Głównym założeniem projektowym opisywanego układu stabilizacji było stworzenie układu przypominającego standardowego autopilota montowanego na pokładzie samolotu lotnictwa ogólnego (jak PA34 Seneca II lub PA28 Arrow ). Zatem wybór czy sterowanie odbywa się automatycznie czy też manualnie pozostaje ciągle w gestii pilota operatora i odbywa sie za pośrednictwem jednego przełącznika na aparaturze modelarskiej. Odpowiada to załączeniu funkcji Roll i VS w panelu sterowania autopilotem samolotu załogowego. Zadana prędkość kątowa odchylania jest wprowadzana z aparatury poprzez pokrętło potencjometru o zakresie od maksymalnie w lewo poprzez po prostej do maksymalnie w prawo. Podobnie zadana prędkość wznoszenia (lub opadania) obsługiwana jest pokrętłem potencjometru na aparaturze, dając płynną możliwość wyboru pomiędzy opadaniem wznoszeniem i lotem poziomym. Po wprowadzeniu obu parametrów samolot wykonuje w pełni automatyczny lot po prostej i krążenie przy zadanych prędkościach pionowych. 12

13 Schemat ogólny układu stabilizacji lotu Cały układ sterowania lotem, obejmujący zarówno sterowanie ręczne jak i automatyczną stabilizacje obsługiwany jest poprzez 7 kanałów odbiornika aparatury RC. Priorytetowy sygnał to położenie przełącznika źródła sygnału sterującego dla serwomechanizmów wykonawczych. Tu, w zależności od długości impulsu PWM wyboru sterowania (1ms lub 2ms), na serwomechanizmy modelarskie podawany jest ostateczny sygnał sterujący, bezpośrednio z aparatury RC (sterowanie ręczne), lub z mikrokontrolera (sterowanie automatyczne). W przypadku wybrania opcji sterowania ręcznego na przełączniku źródła sygnału sterującego kontrola nad lotem aparatu PR-2 przebiega jak w przypadku zwykłego modelu RC za pomocą 4 kanałów odbiornika aparatury RC. Z kolei przy wyborze lotu automatycznego aparatura modelarska służy wyłącznie przekazaniu nakazanych wartości czemu służą dwa kanały odbiornika. Wielkość prędkości obrotowej odchylania oraz prędkości pionowej z odbiornika są przechwytywane przez mikrokontroler rodziny 8051 na którym zaimplementowany jest rozmyty stabilizator lotu. Wyjściowy sygnał sterowania automatycznego jest dalej podawany na przełącznik źródła sygnału. Tu z kolei, w zależności od długości impulsu PWM wyboru sterowania (1ms lub 2ms), na serwomechanizmy modelarskie podawany jest ostateczny sygnał sterujący, bezpośrednio z aparatury RC (sterowanie ręczne), lub z mikrokontrolera (sterowanie automatyczne). Wielkości fizyczne wykorzystywane do ustabilizowania przechylenia w zakręcie to: Przyspieszenie a y wzdłuż osi OY samolotu mierzone za pomocą 3-osiowego cyfrowego akcelerometru LIS302DL, obsługiwanego przez interfejs SPI; Prędkość kątowa odchylania r określana poprzez żyroskop ADXRS150ABG, który podaje sygnał w postaci analogowej od 0.25V do 4.75V (2.5V to brak obrotu). Prędkość kątowa pochylania q, żyroskop j.w. Ciśnienie dynamiczne, mierzone za pomocą przetwornika różnicowego MPXV5004DP Zmiana ciśnienia statycznego w czasie, przetwornik j.w. Zmierzone wielkości przetwarzane są za pomocą regulatora opartego na logice rozmytej zaimplementowanego na ww. mikrokontrolerze. Regulator został stworzony za pośrednictwem programu FuzzyTech 5.0 i w obecnej wersji składa sie z dwu oddzielnych kanałów, które niezależnie obsługują przechylenie i pochylenie samolotu. Docelowo układ ten będzie wzbogacony o połączenia skrośne poprawiające zachowanie sterowanego obiektu podczas głębokich zakrętów. 13

14 Schemat zastosowanego regulatora logiki rozmytej Płaszczyzny sterowania regulatora rozmytego zastosowanego w PR-2 Dla umożliwienia współdziałania regulatora rozmytego z mikrokontrolerem należało stworzyć interfejsy wejścia i wyjścia, które tłumaczyły wielkości charakteryzujące ruch samolotu oraz instrukcje wychylenia lotek. Przykładowo zarówno na wejściu jak i wyjściu regulatora rozmytego wykorzystywane są 8-bitowe zmienne o formacie unsigned, z kolei dla peryferia PCA sterującego generowaniem sygnału PWM dla serwomotorów konieczna jest wartość z zakresu od do uwzględniająca zarówno wynik z regulatora jak i dane kalibracyjne. Zastosowany mikrokontroler - C8051F040 - ma na tyle duży zapas peryferiów jak i mocy obliczeniowej, że powinien być w stanie obsłużyć również tryb nakazowy wykorzystujący sygnał z odbiornika GPS. Docelowo powinno to umożliwić stworzenie pełnego autopilota z wszystkimi podzespołami (z wyjątkiem anten i czujników) na jednym płycie PCB. 14

15 5. Katapulta 1. Charakterystyka urządzenia Jako urządzenie startowe używamy katapulty wykorzystującej siłę naciągu gum. Spośród wszystkich rozwiązań ułatwiających start bezzałogowa, jest to metoda najbardziej bezpieczna, niezawodna i odpowiednio nieskomplikowana, co zapewnia pewność działania, łatwość obsługi i naprawy, oraz komfortową obsługę. Zarówno zwalnianie wózka jak i naciąganie gum odbywa się mechanicznie, przez co uniezależniamy się od kapryśnej elektroniki i potrzeby zasilania urządzenia. 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 równania różniczkowego otrzymujemy: W poniższej tabeli zamieszczono wyniki obliczeń dla katapultowania samolotu PR-5 Wiewiór +, przy użyciu 8 gum, przy 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] Prędkość katapultowania [m/s] 0,39 (130%) 80,60 1,1 0,317 1,54 0,52 (140%) 107,49 1,7 0,292 2,44 0,65 (150%) 134,37 2,2 0,280 3,31 0,78 (160%) 161,25 2,7 0,273 4,17 0,91 (170%) 188,14 3,3 0,268 5,01 1,04 (180%) 215,02 3,8 0,265 5,86 1,17 (190%) 241,91 4,3 0,262 6,70 1,3 (200%) 268,80 4,9 0,260 7,54 1,43 (210%) 295,67 5,4 0,259 8,38 1,56 (220%) 322,56 6,0 0,257 9,22 1,625 (225%) 336,00 6,2 0,257 9,64 2. Budowa Katapulta zbudowana została głównie z aluminium, w celu uzyskania jak najmniejszej jej masy, w niektórych miejscach istniała jednak potrzeba zastosowania elementów stalowych (pręty do 15

16 mocowania gum, oś blokady wózka, mocowania nóżek). Do hamowania wózka wykorzystana jest siła sprężystości gum napędzających, wspomagana dodatkowymi gumami hamującymi zamocowanymi na osobnym pręcie. Rolę blokady utrzymującej wózek w pozycji do startu pełni wyfrezowany na uczelnianej frezarce hak, zamocowany na stalowej osi, blokowany dzięki sprężynie skrętnej, i zwalniany przez linkę. Obsługuje ją pilot samolotu, z bezpiecznej odległości 2 metrów od katapulty. Katapulta zablokowana jest stalowym prętem z jednej strony, a z drugiej spoczywa na aluminiowych nóżkach, o zmiennej długości, umożliwiających ustawienia dowolnego kąta nachylenia katapulty względem ziemi w zakresie stopni. Zdjęcia z budowy katapulty Próby katapulty 6. System odzysku 1. Spadochron Krzyżowy Spadochrony tego typu używane są najczęściej, jako spadochrony hamujące, dzięki dobrej wytrzymałości konstrukcji. Uzyskuje sie to dzięki odpowiedniemu przepływowi powietrza pomiędzy prostokątami bocznymi. Ich kolejna zaleta jest również znacznie większy czas otwarcia w porównaniu do tradycyjnych spadochronów. Dzięki powolnemu otwarciu prędkość wytracana jest wolniej i co za tym idzie przeciążenia działające na ładunek, linki oraz czaszę spadochronu są mniejsze. Spadochrony tego typu najczęściej są używane w samolotach myśliwskich do skracania dobiegu przy lądowaniu. 16

17 Koncepcja spadochronu krzyżowego Powierzchnia całkowita: 1.98m2 Powierzchnia kwadratu bazowego: 0.5m2 Powierzchnia trapezu bocznego: 0.37m2 Wysokość trapezu: 520mm Długość boku kwadratu bazowego: 710mm Znamionowa długość linki: 1200mm Współczynnik oporu: 1.1 Prędkość opadania: 6.2 [m/s] 2. Spadochron pierścieniowy Spadochrony tego typu używane są najczęściej, jako spadochrony ratunkowe. Ich główną zaleta jest błyskawiczne otwarcie i szybkie wyhamowanie. Wada jest jednak to, że są używane do stosunkowo niewielkich prędkości. Oddziałują duże przeciążenia podczas tak szybkiego otwarcia. Zapewniają jednak stabilne i powolne opadanie przy stosunkowo niewielkiej powierzchni. Stosuje sie pewne metody spowalniania otwarcia czaszy. Powszechnie stosowane są osłony na czasze lub tzw. Slajdery czyli pierścienie na linki, które podczas otwarcia wstrzymują rozwarcie linek a co za tym idzie otwarcie całej czaszy. Koncepcja spadochronu pierścieniowego 17

18 Powierzchnia: 2.3m2 Znamionowa długość linek głównych: 1445mm Znamionowa długość linki centralnej: 1295mm Znamionowa długość linek kominowych: 266mm Współczynnik oporu: 1.44 Prędkość opadania: 3.1 [m/s] 3. Badania Przeprowadzono badania spadochronu pierścieniowego. Różne warianty geometryczne zostały zaprojektowane w Cati, następnie przebadane przy pomocy programu Flowizard. Wyniki przedstawia poniższy wykre. 3,25 cx 3,15 3,05 2,95 2,85 2,75 2,65 2,55 2,45 2,35 2,25 2,15 2,05 1,95 1,85 1,75 1,65 1,55 1,45 1,35 1, Charakterystyka cx od kąta tworzącej 200x50x0-(y)deg 200x50x15-(y)deg 200x50x30-(y)deg 200x50x45-(y)deg 200x50x60-(y)deg α [ ] Rysunek poniżej przedstawia sposób wyznaczenia kąta tworzącej. 18

19 7. Projekt wstępny płatowca BSP 1. Charakterystyki aerodynamiczne Szacowana liczba Re: dla danych: W projekcie PR-5 Wiewiór + zastosowano profil CLARK Y 15%. Przyjęte charakterystyki aerodynamiczne pokazano na rysunkach: , ,4 Charakterystyka Cz(a) Profilu CLARKY15 dla Re= ,05 0,045 0,04 0,035 0,03 0,025 0,02 0,015 0,01 0, ,8 1,6 1,4 1,2 1 0,8 0,6 0,4 0,2 0 Cz( ) Cx(Cz) -0,5 0 0,5 1 1,5 2 Charakterystyka Cx(Cz) Profilu CLARKY15 dla Re=

20 Geometrię skrzydeł wyznaczono jako prostokątne, bez wzniosu w części wewnętrznej z trapezowymi końcówkami o wzniosie 1 o (zmniejszony z 4 o w stosunku do PR-5 Wiewiór ) w celu polepszenia sterowności poprzecznej. Po dobraniu profilu skrzydeł i ustaleniu geometrii samolotu wyznaczono biegunową samolotu. 0,16 0,14 0,12 0,1 0,08 0,06 0,04 0,02 0 Cx(Cz) -0,5 0 0,5 1 1,5 2 Profil samolot Biegunowa analityczna samolotu: Charakterystyka Cz(a) samolotu PR-5 Wiewiór + Rozkład Cz wzdłuż rozpiętości skrzydła (wg Schrenka) 20

21 h [%] w [m/s] Wizualizacja rozkładu siły nośnej, oporu i momentu podłużnego skrzydeł v [m/s] Biegunowa prędkości Prędkość minimalna: 10,55 [m/s] Prędkość ekonomiczna: 11,13 [m/s] Prędkość optymalna: 12,32 [m/s] Minimalna prędkość opadania: 1,13 [m/s] v [m/s] Zapas stateczności w funkcji prędkości 21

22 2. Zespół napędowy Elementy zespołów napędowych: Silniki AXI Śmigła APC 11x5,5 Akumulatory Li-Po Dualsky 5000 mah Regulatory Jeti Advance 40 Opto Plus Osiągi zespołu napędowego: maksymalny ciąg statyczny: 1,72 [kg] obroty: 9230 [obr/min] pobierany prąd: 32 [A] Wykres parametrów pracy silnika w funkcji natężenia prądu 3. Osiągi Prędkość minimalna: Prędkość maksymalnego wznoszenia: Maksymalna prędkość wznoszenia: Prędkość maksymalna w locie poziomym: 10,55 [m/s] 15,7 [m/s] 6,59 [m/s] 26,3 [m/s] 22

23 w [m/s] P[N] w [m/s] Ciąg wymagany do lotu poziomego Ciąg rozporządzalny Wykresy ciągu niezbędnego i rozporządzalnego w funkcji prędkości poziomej w warunkach normalnych v [m/s] Wykres maksymalnej prędkości pionowej w funkcji prędkości poziomej w warunkach normalnych 23

24 4. Obciążenia Z powodu braku przepisów podobnych obiektów latających Krzywą obciążeń manewrowych skonstruowano w oparciu o przepisy CS-23. Krzywa obciążeń manewrowych samolotu PR-5 Wiewiór + 8. Projekt konstrukcyjny BSP 1. Zabudowa systemów w BSP Główny moduł elektroniczny samolotu mieści sie w głowicy. Umieszczona tam jest kamera (przymocowana do ruchomej głowicy), nadajnik video, komputer pokładowy, modem, a także bateria zasilająca li-pol Dualsky (umieszczone na wysuwanej płytce węglowo - aramidowej). Głowica wraz z wysuwanym modułem wyposażenia elektronicznego 24

25 Baterie zasilające silniki znajdują sie w skrzydłach miedzy gondolami i kadłubem przed dźwigarem głównym. Aparat umieszczono na dolnej ściance kadłuba. Nad nim znajduje się AHRS i skrzynka spadochronowa. GPS przymocowany jest na górnej ściance kadłuba za skrzydłami i osłonięty przezroczystą kopułką z tworzywa sztucznego. 2. Wyważenie Tabela wyważenia: L. p. Nazwa Rozkład masy elementów BSL Masa (m i ) [kg] Odległość od bazy (x i ) [m] m i *x i [kg*m] 1 Baterie zasilające silniki 0,81-0,05-0, Głowica + dziób 1,36-0,245 0, Gondole + silniki 0,55-0,125-0, System odzysku 0,38 0,075 0, Usterzenie 0,29 0,77 0, Kadłub 0,61 0,155 0, Skrzydła 0,96 0,04 0,0384 Suma: 4,96 0,6087 Obliczenia środka ciężkości: 25

26 3. Dokumentacja rysunkowa Rysunek gabarytowy bezpilotowca w 3 rzutach: 26

27 Rozmieszczenie płatowca w skrzyni, rzuty: 9. Opis konstrukcji i 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 jednoznacznie określone. Całość struktury nośnej płatowca wykonana jest z materiałów kompozytowych, przy użyciu form negatywowych. Wszystkie główne elementy płatowca mają analogiczną strukturę i podobny sposób wykonania. 1. Opis budowy 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. 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 27

28 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. Kolejny etap to położenie warstw tkaniny z włókna szklanego, a następnie wklejenie przygotowanych wcześniej elementów wzmacniających i zalaminowanie ich tkaniną szklaną. Po stężeniu żywicy zdjęto gotowe formy negatywowe. Ewentualne wady form zaszpachlowano, zeszlifowano oraz wypolerowano. 2. Kadłub Konstrukcja Kadłub podzielony jest na dwie części. Podział ten jest podziałem wynikającym z założeń konstrukcyjnych uwzględniających możliwość transportu w regulaminowym pojemniku. Dzięki podziałowi kadłuba uzyskano dwie wymienne części z wyraźnie wyodrębnionymi funkcjami Część przednia jest modułem zawierającym wyposażenie radioelektroniczne, anteny oraz system obserwacji. Część tylna kadłuba jest łącznikiem między pozostałymi głównymi komponentami płatowca. Zawiera węzły mocowania skrzydeł, usterzenia przedniej części kadłuba, spadochronu oraz mocowanie do wyrzutni. Część tylna kadłuba jest konstrukcją o strukturze przekładkowej z okładzinami wykonanymi z tkaniny szklanej i wypełniaczem. Dodatkowo ścianki kadłuba wzmacniane są tkaniną węglową w miejscu łączenia z innymi komponentami. Wręgi wykonane z włókien węglowych. Część przednia kadłuba jest strukturą skorupową wykonaną z warstw kompozytu szklanego i węglowego. W przedniej części znajduje się przeźroczysta kopułka z tworzywa sztucznego pełniąca rolę osłony systemu obserwacji. 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 węglowych i aramidowej, oraz wypełniacza. Następnie przykryto 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. Przednia część kadłuba wykonana jest analogicznie do tylnej, z drobnymi wyjątkami. Jej struktura nie posiada wypełniacza, a jedynie warstwy tkanin szklanych i węglowych, toteż sposób wykonania połówek skorup tej części różni się nieznacznie od tylnej części kadłuba. Po nałożeniu separatora, lakieru i warstwy żywicy na formę nakładane są warstwy tkanin o większej gramaturze,. Po zalaminowaniu niezbędnej ilości warstw tkaniny, a następnie delaminażu, folii perforowanej i maty odsysającej nadmiar żywicy, całość pozostawiana jest do stężenia żywicy pod dociskiem próżniowym. Po utwardzeniu żywicy wyciągnięciu z formy połówek skorupy, odcięciu nadmiaru i wyrównaniu 28

29 krawędzi sklejono je razem podobnie jak tylną część kadłuba. Po wykończeniu krawędzi łączenia wklejono elementy łączenia z tylną częścią kadłuba oraz elementy konstrukcji niezbędne do montażu wyposażenia elektronicznego. 3. Skrzydła Konstrukcja Skrzydła z centropłatem o obrysie prostokątnym bez wzniosu i trapezowymi końcówkami o wzniosie 1 o. Skrzydła bez skosu. Wyposażone są w mechanizację postaci lotek o połowie rozpiętości skrzydła i cięciwie 20% cięciwy skrzydła. Skrzydła posiadają strukturę skorupową analogiczną do struktury tylnej części kadłuba, tj. przekładka z okładzinami z włókna szklanego i wypełniaczem ulowym. Skrzydła posiadają dźwigar główny z pasami z rowingu węglowego. 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 jako skorupa z warstw tkaniny szklanej i węglowej przesyconych żywicą epoksydową, wzmocnione wręgami wykonanymi również z kompozytu szklano-węglowego. Mocowane są do skrzydła za pomocą śrub nylonowych. rozkład momentów gnących wzdłuż rozpiętości skrzydła Siła tnąca wzdłuż rozpiętości skrzydła 29

30 Rekcje w węźle okucia głównego skrzydła Opis budowy Z racji podobieństwa struktury skorupy skrzydeł do tylnej części kadłuba, proces ich wykonania również jest podobny. Zaczyna się od nałożenia warstwy separatora lakieru na formy oraz wycięcia płatów materiału do budowy, następne nałożono wypełniacz i zamykającą warstwę tkaniny szklanej. 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 przygotowanie 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 za pomocą zawiasów. Montaż dźwigni lotek, umieszczenie serwomechanizmów, oraz wyposażenia w skrzydłach zakończyło 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. 30

31 4. Usterzenie Konstrukcja Usterzenie płatowca PR-5 Wiewiór + jest usterzeniem w układzie motylkowym o obrysie trapezowym. Dzieli się na zamocowany na stałe stabilizator oraz ruchomy ster. Usterzenia posiada strukturę podobną do skrzydeł, to jest skorupę przekładkową z okładzinami z włókna szklanego i wypełniaczem. zastosowanie takiej struktury pozwoliło wyeliminować obecność dźwigara i tym samym zredukować masę usterzenia. 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. 5. Spis materiałów i oprzyrządowania Narzędzia użyte do budowy: Numeryczny ploter przemysłowy Kimla, Pompa próżniowa technologia Vacuum. Narzędzia ręczne Materiały użyte do budowy: Płyta HDF, Tkaniny szklane, węglowe,, aramidowe o różnych gramaturach -wykonanie form negatywowych i elementów płatowca, Rowing węglowy i szklany, Aramidowy wypełniacz komórkowy Żywica epoksydowa, lotnicza certyfikowana L285, utwardzacz H286, wypełniacze: aerosol, mikrobalon,. płatki bawełniane wyrób form negatywowych, elementów płatowca, a także ich łączenie, Duraluminium PA7 okucia, Rurki i pręty aluminiowe oraz węglowe bagnety, elementy ustalające form. 6. Czas budowy Wykonanie wszystkich elementów od momentu zaprojektowania w Cati, do momentu sklejenia skorupek oraz ich wykończenia zajmuje około 35 dni roboczych. Zakładamy tutaj wspólną pracę 3 osób (w zależności od ilości pracowników ten czas może ulec zmianie). 31

32 7. Modułowość konstrukcji Konstrukcja PR-5 Wiewiór + podzielona jest na 4 główne elementy: kadłub, głowica, skrzydła, stateczniki. Dzięki zaawansowanej technologii wykonania form negatywowych 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. Formy negatywowe 8. Kosztorys projektu. Koszt projektu szacujemy na około zł. Wliczamy tutaj koszt materiałów potrzebnych do budowy oraz kompletnego wyposażenia (awionika, system ratunkowy, katapulta, stacja naziemna). Opracowanie technologii produkcji, proces projektowania oraz godzinowy wymiar pracy znacząco podwyższają całkowity koszt. 10. Program prób 1. Próby wytrzymałościowe Próbom sztywnościowym poddano skrzydło samolotu bezzałogowego PR-2 Gacek. Skrzydło o konstrukcji integralnej, wypełnienie skrzydła z ażurowanego polistyrenu ekspandowanego, natomiast pokrycie z warstwy balsy klejonej żywicą epoksydową oraz wysokowytrzymałej folii termokurczliwej. Skrzynka bagnetowa o przekroju prostokątnym zrobiona ze sklejki lotniczej klejonej żywicą epoksydowa i wzmocnionej rowingiem węglowym. Skrzydło wzmocniono dwoma żebrami oraz jednym półżebrem, łączonymi ze skrzynka bagnetowa. 32

33 Schemat struktury skrzydła poddanego próbom sztywnościowym W eksperymentalnych próbach sztywnosciowych określono doświadczalnie położenie środka sił poprzecznych (SSP) oraz dokonano pomiaru sztywności giętnej. Poszukiwane wartości są niezbędne do wyznaczenia momentu skręcającego skrzydła oraz weryfikacji danych otrzymanych w drodze obliczeń metodą analityczną. W pierwszej kolejności wyznaczono SSP, a następnie znając jego położenie wyznaczono parametry sztywności giętnej. Opis stanowiska W celu wykonania próby zbudowano stanowisko składające sie z platformy do sztywnego utwierdzenia skrzydła, odbierającego wszystkie stopnie swobody w jego nasadzie. Wykonano układ obciążający składający sie z obejmy skrzydła, cięgien, belki poziomej i szalki z obciążnikami. Odczyt strzałki ugięcia wykonano przy pomocy dwóch teodolitów optycznych Opis przebiegu próby. Próba została przeprowadzona dla trzech przekrojów skrzydła odległych od utwierdzenia odpowiednio o y1, y2, y3. Układ obciążano stopniowo aż do wartości maksymalnej 8 [kg]. Stanowisko do pomiaru sztywności giętej Odległość SSP od krawędzi natarcia w 70% rozpiętości: Sztywność giętna wynosi w 70% cięciwy : x T =115 [mm] m =614,032 [Nm/rad] 2. Próby w locie Pierwsze próby w locie wiązały się z oblotem BSL i miały na celu weryfikację oraz regulację własności lotnych. Miały one na celu w pierwszej kolejności stateczność i sterowność oraz sprawdzenie jakości reakcji samolotu na wychylenie powierzchni sterowych. Po niezbędnej regulacji i uzyskaniu zadowalających własności lotnych płatowca rozpoczęto dalsze próby, łącznie z rejestracją głównych parametrów lotu. 33

34 3. Testy systemu ratunkowego Dnia wykonano 4 próby w locie w celu zbadania dwóch typów spadochronów: krzyżowego i pierścieniowego. W wyniku tych badan uzyskano wykresy zależności wysokości od czasu. Wykorzystano do tego czujniki ciśnieniowe e-logger. Próby te zostały zarejestrowane na kamerze z ziemi, dzięki czemu dobrano odpowiednia długość głównej linki nośnej oraz długość nakładanej osłony czaszy w celu spowolnienia otwierania spadochronu pierścieniowego. Na tej podstawie oszacowano współczynniki oporów obu typów spadochronów. Poniżej przedstawiono wybrane wykresy z opisanych prób oraz wyniki prób spadochronów. Zapis testu spadochronu pierścieniowego Zapis testu spadochronu krzyżowego Prędkość opadania dla spadochronu pierścieniowego: v=3.2 [m/s] Prędkość opadania dla spadochronu krzyżowego: v=6.1 [m/s] Współczynnik siły oporu spadochronu pierścieniowego: Cx=1.53 Współczynnik siły oporu spadochronu krzyżowego: Cx=1 34