Adeli2. Bezzałogowy Statek Latający opracowany przez studentów MSKN SAE

Transkrypt

1 Adeli2 Bezzałogowy Statek Latający opracowany przez studentów MSKN SAE Warszawa

2 Spis treści 1. Wprowadzenie Projekt koncepcyjny systemu Naziemna stacja kontroli lotu Systemy pokładowe Urządzenie startowe katapulta Projekt wstępny płatowca Projekt konstrukcyjny Opis budowy Program prób w locie Wprowadzenie 1.1. Historia Międzywydziałowe Studenckie Koło Naukowe działa na Politechnice Warszawskiej od 1991 r. Do 2008 roku naszą główną działalnością było uczestnictwo w zawodach SAE Aero Design, mających miejsce w USA. Dwa lata temu z inicjatywy Marcina Chilika podjęliśmy prace, której efektem miało byd wzięcie udziału w Konkursie BSL w 2009r. Obecna edycja konkursu jest drugą w historii koła. W ubiegłym roku nasz zespół zajął II miejsce. Tegoroczny projekt jest kontynuacją prac rozpoczętych w 2009 roku. Obejmowały one zaprojektowanie i zbudowanie płatowca Adeli oraz zastosowanie podstawowych systemów pokładowych dla tej klasy bezpilotowców. Adeli1 jest głęboką modyfikacją mającą jak najlepiej spełnid wymogi aktualnego regulaminu Zespół Marek Malinowski student II-ego roku Wydziału Mechanicznego Energetyki i Lotnictwa, główny konstruktor i technolog płatowca, pilot Michał Sokołowski odpowiedzialny za wykonanie wielu części płatowca Piotr Tyrała student II-ego roku Wydziału Mechanicznego Energetyki i Lotnictwa, Kamil Baraoski student IV-ego roku Wydziału Mechanicznego Energetyki i Lotnictwa, projekt i wykonanie głowicy aparatu obserwacyjnego, finanse Kamil Karpiesiuk - student IV-ego roku Wydziału Inżynierii Produkcji, odpowiedzialny za autopilota Marcin Kwiatkowski - student III-ego roku Wydziału Mechanicznego Energetyki i Lotnictwa, integracja czujników z autopilotem, programowanie autopilota 1.3. Kontakt Marek Malinowski marekmlk@o2.pl tel.:

3 2. Projekt koncepcyjny systemu 2.1. Założenia projektowe Projekt Adeli2 zakłada spełnienie wymogów zawartych w regulaminie Konkursu BSL na rok 2010: 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 niekomercyjnego autopilota Start z katapulty Użycie spadochronu jako systemu odzysku 2.2. Płatowiec Górnopłat z odwróconym usterzeniem Rudlickiego zamontowanym na dwóch belkach ogonowych. Konstrukcja w większości wykonana z kompozytu węglowo-, szklano- oraz aramidowo-epoksydowego. Skrzydło z rdzeniem ze spienionego polistyrenu pokrytego fornirem wzmocnionego tkaniną węglową. Usterzenie balsowe. Podstawowe dane: Rozpiętośd: mm Długośd: mm Wysokośd:...301mm Masa:...4,5kg 2.3. Sposób realizacji misji Po starcie z katapulty płatowiec ma osiągnąd zadany pułap i rozpocząd wykonywanie zadanej misji, której profil będzie można kontrolowad za pomocą NSKL. Start i lot mają byd wykonywane automatycznie, tj. pod kontrolą autopilota. Lądowanie odbywa się prz pomocy sterowania ręcznego. System obserwacji będzie składał się z kamery umieszczonej na usterzeniu, szczególnie pomocnej dla pilota. W celu uzyskania dokładniejszego obrazu, cele naziemne będą fotografowanie aparatem cyfrowym umieszczonym na obrotowej głowicy sterowanej z NSKL. Pogdląd z aparatu przesyłany na żywo znacznie ułatwia określenie momentu zrobienia zdjęcia. 3. Naziemna stacja kontroli lotu 3.1. Planowanie misji 3

4 Rys. 1. Zrzut ekranu z stacji naziemnej Planowanie trasy przelotu odbywa się na podstawie planera misji ArdupilotMegaPlanner. Program przepisuje długośd, szerokośd oraz wysokośd z Google Earth. Następnie przesyła przez przewód portu szeregowego zapisaną trasę do pamięci nieulotnej procesora. Możliwe jest też wgrywanie i zmiana trasy lotu poprzez radiomodem w trakcie lotu. Link radiowy jest obecnie w fazie testów Zobrazowanie danych W planach, po pomyślnej instalacji linku radiowego, mamy zastosowanie programu stacji naziemnej stworzonego przez stowarzyszenie ludzi zajmujących się tworzeniem ArduPilota. Jest to program uruchamiany na komputerze przenośnym wyposażonym w naziemny moduł komunikacji radiowej. Cechy tego programu to: wyświetlanie informacji o aktualnej nawigacji płatowca wyświetlanie aktualnego położenia na mapie logowanie odebranych danych synteza dźwiękowa informująca o bieżących wydarzeniach przychodzących z płatowca 3.3. Stacja odbiorcza sygnału wizyjnego Odbiorniki sygnałów wizyjnych umieszczono w zamkniętej obudowie. Odbiorniki zasilane są z zewnętrznego źródła zasilania (11.1 V), co zapewnia autonomicznośd systemu. 4

5 Rys.2. Schemat blokowy stacji odbioru sygnału wizyjnego Rys. 3. Stacja odbioru sygnału wizyjnego 5

6 4. Systemy pokładowe 4.1. Autopilot Rys. 4. Autopilot zamontowany w modelu Zastosowano open-sourcowy autopilot Ardupilot MEGA. Wyposażony jest w 5Hz GPS, 6osiowy IMU oraz czujniki ciśnienia statycznego i dynamicznego. Zbudowany jest na bazie dwóch mikrokontrolerów AVR Atmega1280 jako główny procesor oraz wspomagający Atmega 328 działający jako multiplexer( czytanie sygnału z odbiornika oraz wyjście na serwa) oraz failsafe( kontrola głównego procesora). Planowanie trasy odbywa się na komputerze z zainstalowanym Google Earth, punkty trasy zapisywane są w pamięci nieulotnej procesora. Może on pracowad w trybach manualnym, stabilizacji ( używane do sprawdzania nastawów regulatorów) oraz automatycznym. Przewidujemy również zastosowanie radiomodemu Aerocomm 868, który będzie służył do komunikacji pomiędzy stacja naziemną a płatowcem. 6

7 Rys. 5. Schemat blokowy autopilota 4.2. Układ wizyjny Wstęp Samolot Adeli II został wyposażony w dwa kanały przekazywania obrazu z samolotu. Kamera mająca na celu ułatwienie pilotażu pilotowi znajduje się w stateczniku. Kluczem do drugiego z członów jest aparat cyfrowy Olympus 8010 umieszczony na obracanej w dwóch płaszczyznach ramce. Nadajniki wideo przy zastosowanych antenach prętowych oraz warunkach jakie panują w Bezmiechowej zapewniają zasięg powyżej 1500 m Układ wykorzystujący kamerę 520 linii i nadajnik 1.2 GHz Tor wideo jest przeznaczony dla pilota. Kamera umieszczona została na statecznikach tak, że widoczna jest częśd centropłata samolotu. Dzięki zastosowaniu układu odwróconego usterzenia motylkowego kadłub samolotu nie ogranicza widoczności ziemi. 7

8 Rys. 6. Schemat blokowy toru 1,2 GHz Rys. 7. Miejsce umieszczenia kamery dla pilot 8

9 Rys. 8. Widok z kamery umieszczonej na ogonie Rys. 9.Kamera dla pilota i nadajnik video 1,2 GHz (pod klapką) 9

10 Pochylenie kamery można regulowad za pomocą śrub mocujących. W przyszłości zastosowana będzie mocowanie pozwalające na pochylenie kamery za pomocą serwa Układ wykorzystujący aparat cyfrowy i nadajnik 2.4 GHz Głowica wykorzystywana do poszukiwania celów naziemnych znajduje się w tylnej części kadłuba i pozwala na prowadzenie obserwacji z boku i za samolotem. Dzięki zastosowaniu aparatu cyfrowego o łamanej optyce i podwyższonym stopniu odporności na wstrząsy zwiększono niezawodnośd 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 zdjęd do 14 MPX oraz kręcenie filmów w rozdzielczości 720p. Posiada również zoom cyfrowy 4x. Opisanymi funkcjami można sterowad z ziemi. Rys. 10.Schemat blokowy toru 2,4 GHz 10

11 Rys. 11.Budowa głowicy Rys. 12. Umieszczenie głowicy w samolocie - widok od dołu 11

12 Perspektywy rozwoju wprowadzenie możliwości pochylania kamery na usterzeniu stabilizacja głowicy za pomocą IMU integracja głowicy z autopilotem wprowadzenie systemów autonomicznej analizy obrazu. 5. Urządzenie startowe katapulta W celu usprawnienia startu i zniwelowania błędu złego wyrzucenia samolotu została zaprojektowana katapulta. Dane geometryczne i charakterystyka wyrzutni: Wózek przemieszcza się po prowadnicy. Naciąg za pomocą lin gumowych średnicy 6 mm. Siła naciągu w celu wystrzelenia samolotu z prędkością ok. 10 m/s wynosi F=484 N Przeciążenie przy starcie n=7. Lekka, aluminiowa konstrukcja Zwarta budowa Rys. 13. Rysunek złożeniowy katapulty startowej 12

13 6. Projekt wstępny płatowca 6.1. Projekt aerodynamiczny Głównym celem w projektowaniu aerodynamicznym płatowca było osiągnięcie jak największej długotrwałości i jak największego zasięgu samolotu. Długotrwałośd lotu jest ściśle związana z ilością energii potrzebnej do lotu poziomego. Współczynnikiem odwrotnie proporcjonalnym do mocy jest współczynnik energetyczny: Natomiast największy zasięg można uzyskad podczas lotu z prędkością odpowiadającą najmniejszemu zapotrzebowaniu na energię. A więc istotą optymalizacji było znalezienie układu o maksimum funkcji E(V preelotowa ). Po serii lotów testowych i analizie wyników kluczowe okazało się pogodzenie niskiej prędkości startowej rzędu i jak największej prędkości przelotowej. Zdecydowaliśmy się na zastosowanie profili o małej grubości względnej, dzięki którym zwiększono prędkośd przelotową oraz użycie klap i klapolotek zwiększając tym samym. Porównanie profili wykazało, że najlepszy dla osiągów profil przy wychylonej klapie zapewnia tylko C z na poziomie 1,4. Poskutkowało to zwiększeniem prędkości startowej do 10 i powierzchnią nośną 55 dm 2. Aby zminimalizowad opór indukowany, zwiększono wydłużenie do 14,7 w porównaniu do poprzedniego modelu oraz zapewniono za pomocą obrysu płata, zwichrzeo geometrycznych i aerodynamicznych rozkład siły nośnej odpowiadający jak najbardziej idealnemu rozkładowi wg teorii Munk a. 13

14 Rys. 14. Rozkład siły nośnej wzdłuż rozpiętości współrzędna rozpiętości (połowa płata) [mm] cięciwa [mm] profil względna grubośd [%] względna strzałka ugięcia [%] AG 16 7,11 1, AG 17 6,49 2, AG 18 5,87 2, AG 19 5,40 2,27 Tab. 1. Zestawienie profili i danych geometrycznych 14

15 Rys. 15 Porównanie kształtu profili Zdecydowaliśmy się zastosowad odwrócone usterzenie Rudlickiego. Pozwoliło to zmniejszyd powierzchnię omywaną usterzenia oraz zmniejszyd opory interferencyjne w porównaniu do klasycznego układu. Szczególną uwagę zwrócono na kształt połączenia gondolek silnikowych i kadłuba, mając na uwadze zmniejszenie oporów interferencyjnych. Rys. 16. Charakterystyki profili 6.2. Dobór zespołu napędowego Do napędu płatowca użyliśmy dwóch silników Mega Motors ACn 22/30/4 sterowane regulatorami Jeti Advanced 40 opto i zasilanymi z wspólnego pakietu Powerizer 8Ah. Moc maksymalna silnika wynosi 320W przy poborze 30A. Tak dobrany napęd pozwala na ok 1h lotu. 15

16 Wykres 1. Moc w zależności od poboru prądu Wykres 2. Pobór mocy i prądu podczas lotu 16

17 Po lotach testowych okazało się, że moc pobierana z akumulatora napędowego potrzebna do lotu poziomego wynosi ok 100 W. Należy w to wliczyd sprawnośd silnika oraz śmigła, których sumaryczna wartośd waha się w granicach 60-80% w zależności od użytego śmigła Obliczenia osiągów Obliczenia zostały przeprowadzone w programie XFLR wersja 6. Wykres 3. Wykres współczynnika siły nośnej z zależności od kąta natarcia 17

18 Wykres 4. Wykres dokonaności względem kąta natarci Wykres 5. Wykres funkcji energetycznej względem kąta natarcia 18

19 Wykres 6. Moc potrzebna do lotu poziomego Wykres 7. Prędkośd w zależności od kąta natarcia 6.4. Obciążenia w locie Wykres 8. Wykres momentu gnącego wzdłuż rozpiętości dla V = 40 m/s i kąta natarcia 9º 19

20 7. Projekt konstrukcyjny 7.1. Podział płatowca: centropłat skrzydło lewe o lotka lewa rdzeo poszycie dźwigienka o rdzeo o poszycie o dźwigar o skrzynka bagnetowa o mocowanie serwomechanizmu o okablowanie skrzydło prawe kadłub o przekładka aramidowa o strukturze plastra miodu o skorupa szklano-węglowa o mocowanie skrzydła tulejki o wzmocnienie mocowania skrzydła o wręga pomocnicza kamery przednia tylna o owiewki przednia górna tylna (luk kamery) o okablowanie usterzenie o poszycie o dźwigar o żebra o mocowanie belek o mocowanie serwomechanizmów o ster lewy poszycie żebra dźwigarek dźwigienka o ster prawy o okablowanie belka lewa 20

21 o mocowanie usterzenia o okablowanie belka prawa gondolka silnikowa lewa o wręgi mocujące skrzydło przednia tylna o wręga silnikowa o poszycie o okablowanie gondolka silnikowa prawa elementy łączące o popychacz lotki lewej o popychacz lotki prawej o popychacz steru lewego o popychacz steru prawego o popychacz klapy lewej o popychacz klapy prawej o łącznik skrzydła lewego o łącznik skrzydła prawego 7.2. Struktura nośna: Struktura nośna skrzydła stanowi : wypełnienie wykonane z styropianu; dźwigar wykonany z rowingu węglowego; doszycie wykonane forniru i kompozytu węglowo-epoksydowego (powierzchnie sterowe, centropłat, nasady uszu) Przeniesienie sił pochodzących od skrzydła prawego/lewego na centropłat zapewnia połączenie bagnetowe. Składające się z łącznika wykonanego z rowingu węglowego oraz skrzynki bagnetowej 7.3. Zabudowa systemów pokładowych W kadłubie zostały zabudowane następujące systemy: Autopilot Pakiety zasilające Odbiorniki RC Głowica z aparatem obserwacyjnym Spadochron ratunkowy Nadajnik 2,4 GHz 21

22 Natomiast w gondolkach silnikowych umieszczono silniki i regulatory prędkości. zamontowano nadajnik 1,2 GHz oraz kamerkę dla pilota. W usterzeniu 7.4. Obliczenia wyważenia Współrzędna x = 0mm została przyjęta na nosku cięciw przykadłubowych. Lp. m*x Masa [g] Odległośd x *mm+ Nazwa elementu [g*mm] 1 Kadłub Skrzydło centropłat lewe ucho prawe ucho bagnety pierdoły x Hitec HS-125MG gondolka gondolka Belka ogonowa Belka ogonowa Statecznik x Hitec HS-85MG Silnik Silnik Śmigło + piasta Śmigło + piasta Regulator Regulator Pakiet napędowy Pakiet zasilający sterowanie Pakiet zasilający awionikę Kamera pilota Głowica + kamera ArduPilot Mega Nadajnik wideo Antena wideo Nadajnik wideo Antena wideo Antena 2.4GHz Spadochron Przewody do ogona SUMA Tab. 2. Tabela wyważenia 22

23 W koocowym etapie obliczone zostały położenia środka ciężkości w % SCA według zależności: Dane do obliczeo: X sc = 75mm X A = 94mm (dla prędkości przelotowej V = 15 m/s) C a = 194mm Po podstawieniu otrzymujemy 16% zapasu stateczności poprzecznej Obliczenia wytrzymałościowe Wstęp Do obliczeń wytrzymałościowych elementów wykonanych z kompozytu węglowo-epoksydowego przyjęto maksymalna naprężenia rozciągające 1300 MPa i ściskające 800 MPa. Przyjęty współczynnik bezpieczeństwa 1, Dźwigar Wykres 10. Rozkład momentu gnącego, siły w pasie i naprężeń wzdłuż rozpiętości Dźwigar w części centralnej o stałej szerokości 10mm, w uszach zbieżny do 5 mm. Ilość pasm rowingu na środku sięga 7 i maleje do 1 na końcówce. Maksymalne dopuszczalne naprężenia to 575 Mpa zarówno dla pasa górnego, jak i dolnego. Celem było zwiększenie sztywności skrzydła Bagnet Maksymalny moment gnący: 45 Nm 23

24 Maksymalne naprężenia: 533 Mpa Przekrój poprzeczny: 8x8 mm Długość 190 mm Belka ogonowa Wykres 11. Rozkład momentu gnącego i napręże wzdłuż długości. Stożek zbieżny od 20 do 15 mm. Ilość tkanin od 3 do 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 = 25 m/s Masa m = 5 kg Siła pozioma: F max = 416 N Siła pionowa: 24

25 F max = 318 N 7.6. Dokumentacja rysunkowa Rysunek gabarytowy 25

26 Rysunek zdemontowanego BSP 26

27 8. Opis budowy 8.1. Wstęp Słowem wstępu chcielibyśmy przybliżyd technologię wykonania struktur kompozytowych tak szeroko użytych w naszej konstrukcji. Większośd elementów została wykonana z wysokiej jakości materiałów. Do budowy użyto tkanin klasycznych szklanych, węglowych, aramidowych, jednokierunkowych węglowych praz rowingu węglowego. Były one przesycane żywicą L285 z odpowiednio dobranych utwardzaczem, tak aby czas pracy żywicy odpowiadał wymaganiom technologicznym. Za każdym razem kiedy to było możliwe korzystaliśmy z technologii próżniowej i po wstępnym utwardzeniu przez 24 godziny w temperaturze 20 C, stosowaliśmy dotwarzanie w temp. 54 C w celu zwiększenia usieciowienia mieszanki sycącej. Do połączeo klejonych stosowaliśmy Aerosil jako wypełniacz. Dodatkowo w niektórych, mniej odpowiedzialny miejscach, używaliśmy także odchudzonego mikrobalonu ze względu na oszczędnośd masy. Dzięki zastosowaniu form do wykonania elementów kompozytowych, frezarki numerycznej do wycięcia wręg i wyfrezowani makiet na foremniki uzyskaliśmy dużą dokładnośd i powtarzalnośd wyrobu Skrzydło Skrzydło wykonane w konstrukcji pracującego poszycia z rdzeniem styropianowym zapewniającym statecznośd powłoki. Moment gnący przenosi dźwigar w układzie dwuteownika. Poszycie stanowi fornir olchowy 0,4mm wzmocniony w newralgicznych punktach tkaniną węglową. Natomiast rdzenia zostały wycięte drutem oporowych z lekkiego styropianu. Dźwigary wykonansliśmy w technologii próżniowej z rowingu węglowego o wysokiej wytrzymałości. Ściankę stanowi balsa zalaminowana tkaniną szklaną ułożoną pod kątem 45. Kieszeo na bagnety łączące uszy z centropłatem powstały z kewlanu ze względu na wysoką udarnośd tego materiału. Całośd następnie została wklejona w rdzenie. Przy okazji zostały wklejona bloczki twardej balsy pod miejsca mocowao różnych elementów. Następnym etapem było oklejenie przygotowanego rdzenia poszyciem. Jednocześnie wklejono zawias z taśmy nylonowej. Kolejnym krokiem było wycięcie powierzchni sterowych, przyklejenie listew natarcia oraz wklejenia łóż serw i tulejek pod śruby. 27

28 Ostatnim etapem było oszlifowanie całości, zaimpregnowanie i pomalowanie na docelowe kolory. Bagnety łączące centropłat i uszy zostały wykonane z formach negatywowych z rowingu węglowego. Bagnety także ustawiają kąt wzniosu uszu. Czas wykonania skrzydła wyniósł dwa tygodnie Kadłub Kadłub ze względu na skomplikowany kształt i chęd osiągnięcia dużej przestrzeni ładunkowe oraz sztywnej konstrukcji został wykonany w formach. Pierwszym krokiem było wyfrezowanie pozytywowych makiet ze Styroduru, które po sklejeniu i przygotowaniu powierzchni posłużyły do wykonania form negatywowych. Powłokę stanowiły po kolei (od zewnątrz): tkanina szklana, tkanina węglowa, przekładka aramidowa o strukturze plastra miodu, tkanina węglowa jednokierunkowa i tkanina węglowa. Połówki zostały sklejone na wargę oraz wzmocnione pachwiną z tkaniny szklanej. Owiewki kabiny i luku aparatu zostały wykonane z tkanin aramidowych aby umożliwid promieniowanie nadajników radiowych. Ostatnim etapem było wklejenie tulejek mocujących skrzydło i wręgi do których jest przykręcona głowica. Czas wykonania kadłuba sięgnął tygodnia Usterzenie Klasyczna konstrukcja wykonana w całości z balsy o różnych stopniach twardości. Oklejona folią termokurczliwą. W środku przewidziano miejsce dla nadajnika dla kamery zamontowanej u szczytu usterzenia.zminimalizowaliśmy tym straty i zakłócenia wynikające z użycia długich przewodów sygnałowych, oddalając silny nadajnik od ważnych systemów pokładowych oraz zapewniając jednocześnie doskonały widok dla pilota. Dzięki prostej konstrukcji wykonanie usterzenia trwało 3 dni. 28

29 8.5. Gondolki silnikowe i belki ogonowe Gondole silnikowe i belki ogonowe stanowią integralną całośd. Gondole są wykonane w formach negatywowych w technologii próżniowej z tkaniny węglowej. Zapewniło to doskonałą sztywnośd i wytrzymałośd oraz zachowanie minimalnej masy konstrukcji. Natomiast belki ogonowe zostały zwinięte na formie pozytywowej z tkanin węglowych jednokierunkowych. Ilośd tkanin stopniowo malała w kierunku ogona, aby zmniejszyd masę. Silniki są zamocowane do gondolek na wrędze, która umożliwia proste wyjęcie silnika po odkręcenie 4 śrubek. Tuż za silnikiem znajduje się regulator prędkości obrotowej. Na koocach belek zostały przyklejone mocowania usterzenia, które umożliwiają prostą zmianę kąta zaklinowania. Czas wykonania: 5 dni Głowica aparatu obserwacyjnego Struktura głowicy obracającej aparatem jest wykonana z dwóch ramek realizujących obroty w dwóch osiach oraz kilku wręg. Ramki zostały wykonane z rowingu węglowego, natomiast wręgi ze sklejki brzozowej 3mm. Stalowe ośki zostały osadzone na łożyskach aby zapewnid bezproblemowy obrót. Całośd jest przykręcana do struktury kadłuba na trzy śruby, co zapewnia łatwy i szybki montaż. 29

30 8.7. Kosztorys L.p. Materiał Koszt 1. Żywica epoksydowa 250zł 2. Tkanina szklana 50zł 3. Tkaniny węglowe 500zł 4. Tkaniny aramidowe 300zł 5. Fornir 50zł 6. Sklejka 30zł 7. Balsa 40zł 8. Metale 50zł 9. Narzędzia 100zł 10. Materiały eksploatacyjne 300zł SUMA: 1670zł Tab. 3. Kosztrys budow Środki pozyskaliśmy z Samorządu Studentów Politechniki Warszawskiej, Dziekana Wydziału Mechanicznego Energetyki i Lotnictwa, firmy DREMEL oraz funduszy pozyskanych z realizacji grantów rektorskich Politechniki Warszawskiej. Cześd materiałów pochodziła z poprzednich projektów koła. 9. Program prób w locie Przeprowadzone próby to: Regulacje samego płatowca (trymowania, kąty, wyważenie) próby w nurkowania, przeciągnięcia, sprawdzenie wpływu oporu powierzchni sterów, wychodzenie oraz utrzymanie zakrętu Do zbierania danych o locie używana jest pamięd EEPROM 16Mb zabudowana na płytce autopilota, na której zapisujemy dane wykorzystywane przez płatowiec w locie oraz zapisujemy informacje kontrolne o pomyślnym działaniu programu Zebraliśmy też dane o silnikach, które pozwoliły nam oszacowad moc potrzebną do lotu poziomego, a tym samym określid maksymalną długotrwałośd i maksymalny zasięg płatowca Przeprowadzono regulacje układy sterowania na zapasowym płatowcu treningowym Zastosowany autopilot posiada tryby pracy, w którym możliwe jest sprawdzenie nastaw regulatorów PID przed przełączeniem do trybu w pełni automatycznego. Do dobrania właściwych parametrów używaliśmy miniaturowych kamer instalowanych na płatowcu, które pozwoliły zaobserwowad działania systemu ( małych oscylacji nie widad z ziemi). Pomocne były też informacje logowane w pamięci wbudowanej w płytkę autopilota (odpowiedzi sterów, zmienne z czujników) Po wyregulowaniu regulatorów płatowiec testowany był w trybie automatycznym latając po narzuconej trasie. 30