WYDZIAŁ MECHANICZNO-ENERGETYCZNY. Bezzałogowy samolot obserwacyjny GROT

Transkrypt

1 WYDZIAŁ MECHANICZNO-ENERGETYCZNY WYDZIAŁOWY ZAKŁAD INŻYNIERII LOTNICZEJ Bezzałogowy samolot obserwacyjny GROT

2 1 WPROWADZENIE HISTORIA UCZESTNICTWA W KONKURSIE. Politechnika Wrocławska i koło naukowe Da Vinci uczestniczyło już w konkursie na bezzałogowy statek powietrzny w roku 25 i 26, nasza grupa bierze udział w zawodach pierwszy raz. Członkami grupy są: Jakub Kluz. Tel Karol Łukaszewski Tel Adam Sikorski Tel ORGANIZACJA ZESPOŁU. Rozwiązania konstrukcyjne, obliczenia wytrzymałościowe i aerodynamiczne Jakub Klus, Karol Łukaszewski. Wizualizacja modelu i komputerowa analiza aerodynamiczna Adam Sikorski. 2 PROJEKT KONCEPCYJNY SYSTEMU ZAŁOŻENIA PROJEKTOWE. - masa maksymalna startowa do 5 kg - w stanie gotowym do transportu płatowiec BSP musi zmieścić się w pojemniku transportowym o wymiarach wewnętrznych 1 x 3 x 35 mm - wyposażony w system spadochronowy zapewniający wyhamowanie prędkości lotu i lądowanie z prędkością pionową nie większą niż 7 m/s. - prezentacja graficzna aktualnej pozycji, kierunku lotu, wysokości, prędkości lotu BSL - przekazywanie obrazu z kamery w czasie rzeczywistym - rejestracja obrazu z kamery - prezentacja graficzna zadanej trasy lotu - rejestracja pozycji samolotu - przekazywanie osiągów aerodynamicznych, kierunku i odległości samolotu od stacji sterującej 2

3 -przekazywanie warunków atmosferycznych: prędkości i kierunku wiatru, temperatury powietrza, warunków oblodzenia OPIS SPOSOBU REALIZACJI MISJI. Na podstawie obrazu wyświetlanego na monitorze komputera danych przekazywanych z czujników telemetrycznych oraz przez obserwacje przez rolnetkę będzie oceniana aktualna pozycja, i prowadzone działania w celu realizacji misji WYBÓR UKŁADU I PODZIAŁ PŁATOWCA. [5,4] Skrzydło jest konstrukcją półskorupową wykonaną z profili węglowych balsy i laminatu żywicowego. Jest to dolnopłatem o konstrukcji dźwigarowej z usterzeniem klasycznym. Elementem konstrukcyjny skrzydła są dźwigary węglowe i żebra wykonane z balsy DOBÓR GŁÓWNYCH PARAMETRÓW MASOWYCH I GEOMETRYCZNYCH. [2,8] Wstępnie wybrano najbardziej nośny profil możliwy do wykonania przy użyciu dostępnego zaplecza sprzętowego. Przyjęto główne gabaryty narzucone wymiarami opakowania do transportu, oraz przyjęto cieciwę Tab.1. Oszacowano wstępne charakterystyki aerodynamiczne w programach Excel i Ansys cfx. Tab.2.1 Główne parametry geometryczne. PODSTAWOWE PARAMETRY GEOMETRYCZNE PŁATOWCA DANE symbol jednostka wartość rozpiętość skrzydeł l m 2,8 powierzchnia S m^2,624 cięciwa przy kadłubie Co m,3 cięciwa na końcu skrzydła Ck m,3 β kąt skosu deg cieciwa aerodynamiczna Ca m,3 wydłużenie płata Λ 6, λ wydłużenie geometryczne skrzydła 1 zbieżność płata eta 1 Kolejnym krokiem było opracowanie osiągów za pomocą programu Motocalc. Dokonano analizy dostępnych na rynku materiałów i wstępnie na wypełnienie wybrano deprom i styropian. Na drodze selekcji wybrano polistyren spieniony (styropian) gdzie głównymi kryteriami były masa i podatność na wytapianie. Pozostałe użyte materiały tkaniny szklane i węglowe, sklejka lotnicza i kształtowniki węglowe wybrano odpowiednio do technologii budowy płatowca. 2.2 NAZIEMNA STACJA KONTROLI LOTU, SYSTEMY POKŁADOWE. 3

4 2.2.1 NAZIEMNA STACJA KONTROLI LOTU. Odbiór sygnału zapewnia szczelinowa antena sektorowa o dużym zysku (19 dbi ) połączona z komputerem za pomocą tunera, przekazywany sygnał będzie wyświetlany na matrycy komputera i zapisywany w jego pamięci. Do odbioru danych telemetrycznych w stacji kontroli naziemnej wykorzystany będzie odbiornik firmy Jeti, dane pochodzące z sensorów będą wyświetlane na dwuliniowym wyświetlaczu niezależnie działającym od komputera, co pozwali na nieprzerwaną analizę aktualnego stanu w wypadku awarii jednego z systemów PLANOWANIE I ANALIZA MISJI. Planowanie misji będzie się odbywać przez analizę warunków atmosferycznych i ukształtowania terenu. Analiza misji będzie dokonywana na bieżąco na podstawia parametrów i obrazu przekazywanych do naziemnej stacji kontrolnych od systemów pokładowych i kamery ZOBRAZOWANIE DANYCH. Zapis wartości skrajnych parametrów z sensorów telemetrycznych w pamięci odbiornika firmy Jeti oraz rejestracja obrazu z kamery w pamięci notebooka ŁĄCZNOŚĆ SAMOLOTU. Sterowanie samolotem zapewnia modelarska aparatura RC przesyłająca sygnał w paśmie 2,4 GHz, za pomocą tych samych urządzeń przesyłane są do naziemnej stacji kontroli lotu informacje zbierane z czujników zamontowanych w modelu. Przesył obrazu będzie realizowany za pomocą nadajnika i odbiornika 2,4 GHz SYSTEMY POKŁADOWE. a) System przesyłu obrazu -kamera CCD z przetwornikiem ¼ i obiektywem 2,4 mm o stałej jasności, zasilanie kamery jest niezależne od pozostałych systemów. b) System pomiaru danych telemetrycznych. -pomiar temperatury silników i opływającego model powietrza, -pomiar i przesył napięcia i natężenia akumulatorów pokładowych zasilających silnik oraz kamerę, -pomiar wysokości i prędkości pionowej. c) System awaryjnego lądowania. 4

5 -system składa się ze spadochronu głównego wyciąganego pilocikiem. Piloci jest wyrzucany za pomocą sprężyny zwalnianej serwem. d) Systemy rozpoznawania: -kamera CCD służąca do rejestracji obrazu i komputer służący do zapisu obrazu. 3 PROJEKT WSTĘPNY PŁATOWCA. [3,2,6] OBLICZENIA CHARAKTERYSTYKI AERODYNAMICZNEJ. Obliczenia zostały przeprowadzone przy użyciu poniższych wzorów, wyniki przedstawiono w tab. 1-3 i zobrazowane na wykresie nr 1. S C x = C xp + C xszk + H C xh (1+ K int erf ) S C xp -współczynnik oporu płata C xszk C xh S SH K int erf -współczynnik oporu usterzenia poziomego -współczynnik oporów szkodliwych samolotu -pole powierzchni całego płatowca -pole powierzchni usterzenia poziomego - współczynnik wzrostu oporów na skutek interferencji Cz ' = Cz + Cz S SH C zh (1) SH C zh S (2) - współczynnik siły nośnej płata -pole powierzchni całego płatowca -pole powierzchni usterzenia poziomego -współczynnik siły nośnej usterzenia poziomego 5

6 Tab.3.1.Współczniki siły oporu i siły nośnej samolotu. współczynniki samolotu kąt Cx Cz Cz^2-7,5,676 -,4639,2152-5,5,379 -,1763,311-5,336 -,968,94-4,5,327 -,399,16-4,289,31,9-3,5,25,92,81-2,5,258,265,426-2,256,2675,716-1,5,273,3255,159-1,295,3856,1487 -,5,319,4428,1961,345,51,251,5,377,5592,3127 1,412,6172,389 1,5,46,6749,4555 2,54,7312,5347 2,5,554,789,6226 3,69,8415,782 4,746,9453,8937 4,5,819,9943,9887 5,887 1,388 1,79 5,5,974 1,932 1,195 6,162 1,1438 1,383 6,5,1156 1,199 1,4182 7,1257 1,2329 1,52 7,5,1357 1,273 1,6136 8,1445 1,335 1,6992 8,5,1529 1,3351 1,7824 9,168 1,3615 1,8538 9,5,1678 1,3798 1,937 1,1747 1,3946 1,945 1,5,1822 1,4128 1, ,19 1,4336 2,552 11,5,1971 1,4418 2,789 12,254 1,455 2, ,5,2133 1,477 2,163 13,2211 1,4826 2,1982 6

7 BIEGUNOWE 1,75 1,5 1,25 Cz profil 1 p³at,75 samolot,5,25,,5,1,15,2,25 Cx wyk.3.1 Zestawienie biegunowych. Tab.3.2 Zestawienie wyliczonych prędkości charakterystycznych PRĘDKOŚCI CHARAKTERYSTYCZNYCH ekonomiczna prędkość lotu optymalna prędkość lotu minimalna prędkość opadania optymalna prędkość opadania minimalny kąt toru lotu (dla w ek) v ek v opt w ek w opt γ min m/s m/s m/s m/s deg 14,8 18,53 1, 1,15 3,54 7

8 Obliczanie zespołu napędowego. Obliczenia zespołu napędowego były wykonywane w programie motocalc, 3.2 SYSTEM SPADOCHRONU. [3] OBLICZENIE SPADOCHRONU. Obliczenie spadochronu wykonane było na podstawie nomogramu(rys. 1), przeprowadzono ekstrapolacje istniejącego monogramu do wartości wymaganej Nomogram pozwala dobrać średnicę czaszy spadochronu do masy obiektu, dobrana średnica ma za zadanie zapewnić bezpieczne wylądowanie modelu. 8

9 Rys. 3.1 Dobór spadachronu SPOSÓB ZABUDOWY SPADOCHRONU. Miejsce na spadochron jest przeznaczone w tylniej części kadłuba, spadochron jest przymocowany do wręgi w środku ciężkości modelu obliczonym bez spadochronu co gwarantuje poziome opadanie modelu SPOSÓB UŻYTKOWANIA. Spadochron będzie wyciągany za pomocą pilocika wystrzeliwanego sprężynowo z działa zamontowanego w kadłubie (rys.2). rys.3.2 Działo do wystrzeliwania pilocika. 4 PROJEKT KONSTRUKCYJNY PŁATOWCA. 9

10 4.1.1 OPIS STRUKTURY NOŚNEJ I PODZIAŁÓW PŁATOWCA. [8,7,1] Obciążenia w skrzydłach obliczone zostały dla dźwigara węglowego 1,2x7. Z przeprowadzonych obliczeń wynika że jest on w stanie przenieść wszystkie obciążenia w skrzydle a jego masa jest relatywnie małą w związku z czym pozostałe elementy zostały pominięte przy obliczaniu wytrzymałości. Obciążenia na kadłub przenosi belka ogonowa z rurki węglowej 19,5 o zbieżności 5%. Obciążenia w kadłubie przenosi główna podłużnica i podłużniczki zamontowane w narożach. Główna podłużnica została przygotowana ze sklejki balsowej laminowanej tkaniną szklaną oraz wzmocnionej tkaniną węglową. Obciążenia w kadłubie są przenoszone przez wręgi wykonane także ze sklejki laminowanej. Laminowane poszycie zostało w newralgicznych miejscach wzmocnione tkaniną węglową. rys.4.1. Rysunek złożeniowy samolotu PODZIAŁ PŁATOWCA. 1

11 Skrzydło wolnonośne z pojedyńczym wzniosem, montowane do kadłuba na bagnet wsuwany we wzmacniane szufladki. Od kadłub oddzielana jest belka ogonową mocowana za pomocą 4 śrub. Dodatkowy podział stanowi demontowalny statecznik poziomy OPIS ZABUDOWY SYSTEMÓW POKŁADOWYCH. a) systemy sterowania Sygnał odbierany przechodzi przez separator optyczny zamontowany w kadłubie, który zabezpiecza przed przepięciami oraz eliminuje mogące występować zakłócenia. następnie sygnał poprzez żyroskopy przesyłany jest do mechanizmów wykonawczych zamontowanych w skrzydłach i usterzeniu. Dzięki temu połączeniu żyroskopy zapewniają odporność płatowca na zmianę toru lotu wywołaną podmuchów wiatru. b) system rozpoznawczy System rozpoznawczy w postaci kamery zamontowany jest na dziobie. Przymocowany jest do wzmocnionej wręgi za pomocą śrub. Kamera jest umieszczona w obudowie odpornej na uderzenia. c) system ratowniczy. Miejsce na spadochron jest przeznaczone w tylniej części kadłuba, spadochron jest przymocowany do wręgi w środku ciężkości modelu obliczonym bez spadochronu co gwarantuje poziome opadanie modelu OBLICZENIE WYWAŻENIA. [2] Środek ciężkości jest przesunięty względem zakładanego o,3 m co mieści się w dopuszczalnych granicach. Tab.4.1.Wyważenie samolotu. masa 4994suma 179skrzydło 874konstrukcja 125bagnety 4serwa 52silniki 1kołpaki i Przesunięcie środka ciężkości względem Moment założonego[m] Ramie[m] pochylający[nm] Ramie[m],328 -,77295,578 -, ,971865,372 1,223242,12 11

12 łopatki gondole i 5koncówki 17usterzenie 3rdzeń 3poszycie 4natarcie spływ 15dzwigar 15balsa 4serwa 65rurka 71przesył wzmacniacz i kabel 54antena 7nadajnik 47kamera BECe 2markusy 15pakiet 677spadochron 27czasza 53pilot 354katapulta mechanizm 1535kadłub 25laminat 65pakiet 225wręga główna 2konstrukcja 7regulatory odbiornik 22,4ghz mechanizm 2klapki 1kable 22bajery 2expander 31mui3 2mt3 21mui15 sensor 6wysokości separator 2optyczny 6żyroskopy 24piszczyk,9128,7578,65,27444,241244,528,578, ,8181-5,211,7,98257, ,76555,422,165,9,38, , ,5819-9, ,452599,336799,2,11,672,472,55459,27 -,1765,279715,4185,19368,385321,1372,13,95,18,92966,152, , ,14141,22,23 12

13 Dodatkowo wyliczono środek masy w programie SOLID Edge. rys.4.1 Wyważenie samolotu w SOLID Edge. 5 OPIS BUDOWY. 13

14 5.1.1 ZASTOSOWANE TECHNOLOGIE. [5,4,7,1] Podczas budowy modelu zastosowano laminowanie podciśnieniowe w komorze termicznej(rys.3).technologia ta została wykorzystana do wykonania poszycia skrzydła oraz kadłuba W celu odciążenia i zwiększenia powierzchni użytkowej zastosowano chemiczne wytopienie styropianu. rys.5.1 Komora termiczna i pompa podciśnieniowa podczas laminowania. Wycięcie rdzeni styropianowych oraz foremników styrodurowych przeprowadzono za pomocą drutu oprowego prowadzonego po szablonach wycinanych metodą CNC. 14

15 rys.5.2. Drut oporowy. Dzięki zastosowaniu foremników jest możliwe osiągnięcie powtarzalności wyrobu, dobrego odwzorowania profilu i uzyskanie gładkiej powierzchni. Dodatkową zaletą zastosowania foremników jest znaczne skrócenie czasu wykonania skrzydła PRZEBIEG BUDOWY-ETAPY. 15

16 Wykonanie szeregu próbek w celu ustalenia optymalnej technologii produkcji oraz wystarczającej wytrzymałości i minimalnej masy. Kolejnym etapem było wycięcie foremników oraz wykonanie elementów skrzydła. Następnie dokonano montażu skrzydła oraz laminowania. Wykonano trzy prototypy systemów ratunkowych oraz dokonano serii testów które wyłoniły najpewniejsze rozwiązanie. Następnym etapem budowy płatowca było wykonanie kadłuba metodą laminowania z wytapianiem rdzenia. W końcowym etapie dokonano zabudowy wszystkich systemów pokładowych oraz dokonano ich sprawdzenia. Czas potrzebny na budowę modelu trzy tygodnie, czas poświęcony na dojście od efektu finalnego 3 miesiące SPIS MATERIAŁÓW I PRZYRZĄDÓW UŻYTYCH DO BUDOWY. Materiał: -styropian, styrodur -tkaniny szklane oraz węglowe -balsa, sklejka -kształtowniki węglowe i aluminiowe -żywica epoksydowa, kleje cyjanoakrylowy, dwuskładnikowe kleje epoksydowe Przyrządy: -pompa podciśnieniowa -komora termiczna -wiertarki -piła tarczowa -piła oporowa -elektryczna wycinarka włośnicowa POWTARZALNOŚĆ WYROBU. Dzięki zastosowania foremników osiągnięto duża powtarzalność wyrobu MODUŁOWOŚĆ I ZAMIENNOŚĆ. W modelu jest możliwość wymiany uszkodzonych skrzydeł. Istniej możliwość wymiany systemów zamontowanych na samolocie i zastąpienia ich odpowiednimi do misji KOSZTORYS I SPOSOBY POZYSKANIA ŚRODKÓW. Projekt w pełni finansowany przez Politechnikę Wrocławska. 16

17 6 LITERATURA: 1. Cheda W. :Techniczny poradnik lotniczy tom1, Wydawnictwo Komunikacji i Łączności, Warszawa Danielecki S. : Projektowanie samolotów, Oficyna Wydawnicza Politechniki Wrocławskiej, Wrocław Elsztein P. : Przegląd konstrukcji modelarskich, Wydawnictwo Ministerstwa Obrony Narodowej wydanie I, Warszawa Gajewski O. :Modelarstwo lotnicze, Wydawnictwo Obrony Narodowej, Warszawa Miklaszewski G. :W. Modele latające, Wydawnictwo Prasa Wojskowa, Warszawa Schier W. :Miniaturowe lotnictwo, Wydawnictwo Komunikacji i Łączności, Warszawa Sołtyk T. :Amatorskie projektowanie samolotów, Biblioteka Naukowa Instytutu Lotnictwa, Warszawa Staszek J. :Aerodynamika modeli latających, Wydawnictwo Komunikacji i Łączności, Warszawa