PR-9 TUKAN BEZZAŁOGOWY APARAT LATAJĄCY DOKUMENTACJA TECHNICZNA

Transkrypt

1 Studenckie Koło naukowe Lotników Politechnika Rzeszowska Wydział Budowy Maszyn i Lotnictwa Ul. Powstańców Warszawy Rzeszów BEZZAŁOGOWY APARAT LATAJĄCY PR-9 TUKAN DOKUMENTACJA TECHNICZNA

2 SPIS TREŚCI I. Wprowadzenie 1. Geneza projektu 2. Skład drużyny 3. Prace dyplomowe realizowane w ramach projektu II. Projekt koncepcyjny systemu 1. Przedstawienie założeń projektowych 2. Opis misji i sposób jej realizacji 3. Układ BSL oraz główne parametry geometryczne i masowe 4. Konstrukcja i podział komponentów III. Naziemna stacja kontroli lotu, systemy pokładowe 1. Naziemna stacja kontroli lotu (NSKL) 2. Planowanie misji oraz zobrazowanie danych 3. Łączność samolot NSKL 4. Pokładowe układy pomiarowe 5. Komputer pokładowy 6. Systemy rozpoznania 7. Oświetlenie samolotu 8. System lokalizacji samolotu IV. Projekt wstępny płatowca BSP 1. Obliczenia charakterystyk aerodynamicznych 2. Dobór zespołu napędowego 3. Obliczenia osiągów 4. Obciążenia w locie i obsługowe V. Wyrzutnia 1. Charakterystyka urządzenia 2. Obliczenia 3. Konstrukcja VI. System spadochronu 1. Ogólny opis systemu 2. Budowa systemu 3. Obliczenia 1

3 VII. Projekt konstrukcyjny płatowca BSP 1. Opis struktury nośnej i podziałów płatowca 2. Opis zabudowy systemów pokładowych w BSP ( sterowanie, rozpoznawczy, ratowniczy) 3. Obliczenie wyważenia 4. Obliczenia głównych elementów i węzłów 5. Dokumentacja rysunkowa VIII. Opis budowy 1. Zastosowane technologie 2. Budowa form 3. Kadłub 4. Skrzydła 5. Końcówki 6. Usterzenie 7. Spis materiałów i oprzyrządowania użytych do budowy 8. Powtarzalność wyrobu, modułowość i zamienność 9. Kosztorys projektu 10. Czas rozwoju i wykonania IX. Program prób 1. Próby bezpilotowa w locie: stateczność, sterowność, osiągi 2. Próby systemu ratunkowego 3. Próby i badania układu sterowania 2

4 I. WPROWADZENIE 1. Geneza projektu Bezzałogowy Statek Latający PR-9, zaprojektowany został przez studentów Wydziału Budowy Maszyn i Lotnictwa Politechniki Rzeszowskiej, zrzeszonych w Studenckim Kole Naukowym Lotników (opiekun dr inż. Przemysław Mazurek). Początki prac nad samolotem bezzałogowym sięgają roku Opracowany został wtedy projekt wstępny aparatu latającego PR-1. Konstrukcja bazowała na materiałach i technologiach modelarskich, jedyne nieliczne elementy wykonane zostały z zaawansowanych technologicznie kompozytów polimerowych. We wrześniu tego samego roku trzyosobowa ekipa z jeszcze nie latającym modelem wystartowała w konkursie na Bezzałogowy Statek Latający organizowany przez Stowarzyszenie Młodych Inżynierów Lotnictwa, zajmując trzecie miejsce. Po odbyciu serii lotów i testów PR-1, opracowano kolejną wersję bezzałogowca, o mocno zmienionej konstrukcji. PR-2, posiadał skrzydła i kadłub kompozytowe o konstrukcji skorupowej. 15 września 2007, podczas 4 edycji Międzyuczelnianych Inżynierskich Warsztatów Lotniczych, PR-2 Gacek wzbił się w powietrze po raz pierwszy. Samolot ukończył zawody na drugim miejscu. Kolejny rok przyniósł kolejny, rozwinięty egzemplarz PR-3, o zmienionej konstrukcji skrzydeł, innym kształcie kadłuba, oraz wyposażony w ruchomą głowicę obserwacyjną na dziobie, z obserwacyjną kamerą o wysokiej rozdzielczości. W marcu 2008 roku do zespołu dołączył Michał Wojas. Opracował i zbudował system ratunkowy którego brakowało w poprzednich wersjach PR-1 i PR-2. Kilka miesięcy później w Bezmiechowej, PR-3 Struś wywalczył w Bezmiechowej 2 miejsce. Po zawodach w 2008 roku przyszedł czas na zupełnie nową konstrukcję PR-5 Wiewiór (oznaczenia PR-4 i PR-6 otrzymały samoloty udźwigowe biorące udział w zawodach SAE AeroDesign w USA w 2009 i 2010 roku). Całkowicie zmieniona została geometria płatowca, Wiewiór otrzymał motylkowe usterzenie i nową głowicę obserwacyjną. Zmiany te zaowocowały rozwiązaniem zwycięskim w konkursie na najlepszy bezpilotowiec podczas Międzyuczelnianych Inżynierskich Warsztatów Lotniczych w 2009 roku. Odniesiony sukces zachęcił nas do dalszej pracy. Na kolejną, VII edycję warsztatów, przygotowaliśmy lekko zmienioną konstrukcję. Zmieniona została geometria głowicy i skrzydeł. Zastosowaliśmy konstrukcję przekładkową, z wypełniaczem ulowym. Do wspomagania startu stworzona została katapulta wykorzystująca siłę naciągu gum. Wiewiór +, zajął w 2010 roku po raz kolejny pierwsze miejsce w zawodach, broniąc tytułu zdobytego rok wcześniej. Kilka miesięcy później zdobył też pierwsze miejsce na konferencji Aerodays 2011 w Madrycie, i uhonorowany został tytułem najlepszego projektu studenckiego w Europie. Obecnie dobiegły 4 końca prace nad nowym samolotem PR-9. Podczas budowy naszego najnowszego samolotu, wykorzystaliśmy nowe rozwiązania konstrukcyjne, programowe, technologiczne oraz materiałowe, a także zupełnie nowe wyposażenie, wynikłe z kilkuletniego rozwoju samolotu bezzałogowego, a także z doświadczenia nabytego przez członków zespołu. Główne zmiany względem poprzedniej wersji to: - zmieniony kształt głowicy - nowa głowica obserwacyjna ze stabilizowaną kamerą jakości HD - autopilot - zwiększona powierzchnia nośna - rozpraszacze wirów na końcach skrzydeł - automatyczna wyrzutnia 3

5 2. Skład zespołu - inż. Maciej Dubiel student 1 roku studiów magisterskich; specjalność: Płatowce; w zespole od 4 lat; mad_rc@op.pl; zadania: główny konstruktor płatowca, projekt i wykonanie form, budowasamolotu, pilot. - inż. Grzegorz Szostek student 4 roku studiów inżynierskich; specjalność: Awionika; w zespole od 2 lat; grzegorz.szostek@gmail.com; zadania: twórca stacji naziemnej i autopilota. - Michał Wojas student 4 roku studiów inżynierskich; specjalność: Pilotaż; W zespole od 3 lat; hosik.kuba@gmail.com; zadania: konstruktcja systemu spadochornowego bezzałogowca, budowa płatowca. - Mirosław Musiał student 4 roku studiów inżynierskich; specjalność: Pilotaż; w zespole od 2 lat; e- mail: musiał.mirek@gmail.com; zadania: konstruktor głowicy obserwacyjnej, montaż i optymalizacja systemów pokładowych. - Marcin Marchewka student 3 roku studiów inżynierskich; specjalność: Płatowce; w zespole od 3 lat; marcin.epkk@gmail.com; zadania: konstrukcja wyrzutni, projekt konstrukcji końcówek skrzydeł oraz wykonanie płatowca. - Piotr Szaniec student 4 roku studiów inżynierskich; specjalność: Płatowce; w zespole od 2,5 roku; piotr.szaniec@gmail.com; zadania: frezowanie form i elementów konstrukcyjnych, pomoc przy budowie płatowca. - Mateusz Przytuła student 2 roku studiów inzynierskich; specjalność ogólna w zespole od 0,5 roku; mateusz.przytula@vp.pl; zadania: opracowanie systemu automatycznego zwalniania wyrzutni. Osoby które pomogły przy projekcie: - Mateusz Szpryngier student 4 roku studiów inżynierskich; specjalność: Pilotaż. - inż. Michał Nawrot student 4 roku studiów inżynierskich; specjalność: Awionika. - inż. smarcin Światłoń student 4 roku studiów inżynierskich; specjalność: Awionika. 3. Prace przejściowe realizowane w ramach projektu: Sebastian Majewski: Wytrzymałość lotniczych elementów konstrukcyjnych na przykładzie skrzydła samolotu bezzałogowego; Mateusz Biesok: Flatter skrzydła małego samolotu bezzałogowego; Szymon Cyran: System transmisji danych dla bezpilotowych aparatów latających; Przemysław Lekston: System obserwacji dla operatora naziemnej stacji kontroli lotu samolotu bezzałogowego Mieczysław Małek: Elektroniczny układ pozycjonowania anteny śledzącej; Michał Wojas: Projekt systemu spadochronowego dla Bezzałogowego Aparatu Latającego Marcin Marchewka: Rozpraszacze wirów brzegowych typu Raked Wingtip; Marcin Światłoń: Centrala aerometryczna dla miniaturowych aparatów latających; 4

6 II. PROJEKT KONCEPCYJNY SYSTEMU 1.Przedstawienie założeń projektowych 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 BSP: - Duża powtarzalność w przypadku wykonania produkcji seryjnej - Konstrukcja w całości wykonana z materiałów kompozytowych 2. Opis misji i sposób jej realizacji Zadanie polega na opracowaniu systemu wykorzystującego Bezzałogowy Statek Powietrzny i zdolncego do realizacji wymienionych zadań: - Odnalezienie obiektu w postaci białej tablicy w kształcie kwadratu o boku długości 1,5m, z wymalowanymi po przekątnych czarnymi pasami o szerokości 0,3m. Tablica ta leży poziomo na ziemi, na obszarze 1000m na 1000m. Należy podać współrzędne z dokładnością do 25m (0,0002 stopnia szerokości i długości geograficznej). - Ciągła obserwacja nieruchomego obiektu naziemnego przez 60 sekund - Lot po założonej trasie z odchyłką do 80m Do wykonania tych zadań stworzony został samolot bezzałogowy, wykonujący autonomiczny lot po zadanej trasie. Samolot posiada wysuwaną z kadłuba ruchomą głowicę obserwacyjną o 3 stopniach swobody, oraz aparat fotograficzny. Obraz z kamery przekazywany jest w czasie rzeczywistym do stacji naziemnej, gdzie operator prowadzi obserwacje terenu i lokalizuje poszukiwane punkty. Po zlokalizowaniu punktu samolot wykona nad nim krążenie pozwalające na ciągłą obserwacje punktu. 3. 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 wolnonośny 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 wymiary skrzyni transportowej. Wyznaczone parametry masowe płatowca są przybliżonymi wartościami spodziewanymi, zostaną one doprecyzowane na etapie projektu wstępnego, po ustaleniu topologii wewnętrznej samolotu. 5

7 Główne parametry BSL: Płat: Profil CLARK Y15 Rozpiętość 2,7m Powierzchnia 0,625m 2 Wydłużenie geometryczne 11,7 Usterzenie: Profil NACA 0009 Powierzchnia 0,12m 2 Wydłużenie geometryczne 4,3 Zbieżność: 0,6 Kadłub: Długość 1,35m Wysokość 0,35m Masa: Maksymalna masa startowa 5,5kg Masa struktury nośnej 2,3kg Masa wyposażenia 1,3kg Masa akumulatorów 1,5kg Masa zespołu napędowego 0,4kg 4. 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 kompozytowym o pasach z rowingu węglowego i ściance z wypełniacza piankowego. W celu umożliwienia transportu płatowiec jest częściowo demontowany. Demontowane są lewe i prawe skrzydła, końcówki i usterzenie, a kadłub rozkładany jest na część przednią i tylną. Część przednia zawiera akumulator oraz głowicę obserwacyjną. Część tylna zawiera system ratunkowy, aparat fotograficzny, odbiornik, GPS oraz komputer pokładowy.jest też łącznikiem miedzy pozostałymi głównymi komponentami płatowca. 6

8 III. NAZIEMNA STACJA KONTROLI LOTU 1. Naziemna stacja kontroli lotu (NSKL) Naziemna stacja kontroli lotu składa się z dwóch komputerów osobistych (laptopów), z którego jeden służy jako komputer realizacji misji, a drugi służy do wyświetlania obrazu wideo z kamery pokładowej samolotu. Dodatkowymi elementami naziemnej stacji kontroli lotu są: radiomodem, odbiornik wideo, aparatura fly-by-wire, joystick kontroli kamery. NSKL komunikuje się również z katapultą w celu wykonania automatycznego startu. Schemat blokowy stacji naziemnej Zdjęcie prototypowej stacji kontroli lotu wraz z operatorem 7

9 2. Planowanie misji oraz zobrazowanie danych Oprogramowanie stacji naziemnej umożliwia wizualizację parametrów lotu w czasie rzeczywistym jak i planowanie trasy oraz sterowanie samolotem. W oknie programu (fotografia na następnej stronie) po lewej stronie na górze, znajduje się wskaźnik położenia przestrzennego samolotu oraz wyświetlenie kątów Eulera. Pod wskaźnikiem położenia znajduje się panel wizualizujący pomiary napięć na akumulatorach oraz mocy radiomodemu. Następnie jest panel wizualizujący dane przychodzące z centrali aerometrycznej, takie jak: prędkość IAS, wysokość barometryczna oraz temperatura. Na dole po lewej stronie, znajduje się panel wyświetlający przychodzące dane GPS takie jak długość i szerokość geograficzna, kurs, prędkość względem ziemi, wysokość n.p.m. W centralnej górnej części okna znajduje się panel wyboru modów autopilota. Z prawej górnej strony znajduje się panel wyboru parametrów autopilota takich jak pochylenie, przechylenie, kurs, wysokość i prędkość. W centralnej dolnej części znajduje się mapa na której można wprowadzać punkty trasy oraz odczytać odległość od punktu trasy, współrzędne geograficzne punktu trasy, jak i zadaną prędkość i wysokość oraz planowany czas dolotu do punktu trasy. W prawej dolnej części okna znajduje się panel z wszystkimi punktami trasy, panel ten umożliwia usuwanie punktów oraz edycję ich parametrów. Interfejs programu kontroli lotu i planowania misji 3. Łączność samolot NSKL Parametry lotu jak i sterowanie samolotu przekazywane są za pomocą radiomodemu XBee-PRO 868 OEM pracującego w paśmie 868 MHz, natomiast transmisja obrazu odbywa się przy pomocy nadajnika wideo o częstotliwości pracy 2,4 GHz. ParametrymodemuXBee-PRO 868 OEM: Przepustowość danych: 24 Kbps, 8 XBee-PRO 868 OEM

10 Maks. zasięg w terenie otwartym: 20km (dla anteny dipolowej), Moc: 1-315mW, regulowana skokowo, Czułość odbiornika: -112dBm, Częstotliwość: 868Mhz, Możliwość szyfrowania transmisji. Protokół transmisji łącza danych umożliwia pomiar ilości utraconych pakietów oraz sprawdzanie poprawności danych poprzez sumę kontrolną. Istnieją 2 tryby transmisji: ciągła z wybraną częstotliwością (używana do przekazywania telemetrii) oraz na żądanie stosowana do sterowania systemami pokładowymi, modyfikacji konfiguracji autopilota. 4. Pokładowe układy pomiarowe Projekt PR-9 wyposażony jest w następujące układy pomiarowe: AHRS 9 Degrees of Freedom Razor IMU określa orientację przestrzenną samolotu (kąty Eulera), przyspieszenia liniowe i prędkości kątowe i przesyła je do komputera pokładowego za pomocą interfejsu RS-232. Specyfikacja techniczna: Zakres położenia(pochylenie, przechylenie, odchylenie) - Wykorzystane czujniki: o Żyroskop 3-osiowy: ITG-3200, o Przyspieszeniomierz 3-osiowy: ADXL345, o Magnetometr 3-osiowy: HMC5883L. Zakresy pomiarowe czujników: o Żyroskopy - FS o Przyspieszeniomierze - FS o Magnetometry - Gauss FS Wymiary: 49.5 x 27.9 mm, Zasilanie: 3,3-16V. AHRS- 9 Degrees of Freedom Razor IMU Dedykowane oprogramowanie AHRSu zostało zmodyfikowane na potrzeby zastosowania na pokładzie statku powietrznego. Zaimplementowano korekcję pozornego pionu grawitacyjnego do estymowanego pionu rzeczywistego. GPS Gms-u1LP określa położenie samolotu w przestrzeni (długość geograficzna, szerokość geograficzną, wysokość npm.) i przesyła do komputera pokładowego za pomocą interfejsu RS-232. Specyfikacja techniczna: Częstotliwość: L1 ( MHz ), kod C/A, 66 kanałów Dokładność horyzontalna : 3m, Częstotliwość aktualizacji danych: 1-10Hz, Czas akwizycji: 9 GPS Gms-u1LP

11 o Zimny (Cold) Start: <35 Seconds, o Ciepły (Warm) Start: <34 Seconds, o Gorący (Hot) Start: <1 Seconds, Zasilanie: 3-3.6V, Wymiary: 16 x 16 x 6 mm. Centrala aerometryczna określa prędkości IAS/TAS, wysokość ciśnieniową, temperaturę i przesyła je do komputera pokładowego za pomocą interfejsu RS-232. Centrala aerometryczna układ PCB Specyfikacja techniczna: Rozdzielczość pomiaru wysokości: 0,1m (dla wysokości od do 3460m npm i temp. 15 ) Rozdzielczość pomiaru prędkości : 0.25km/h (dla prędkości od 50 do 150km/h, wysokości na poziomie morza, temp ) Rozdzielczość pomiaru temperatury: ( w przedziale od do ) Zasilanie: V. Sama centrala składa się z dwóch czujników ciśnienia, czujnika temperatury, mikrokontrolera i źródła napięcia odniesienia. Jako miernik ciśnienia statycznego został użyty czujnik ciśnienia absolutnego MPXA6115A firmy Freescale Semiconductor, o zakresie pomiarowym od 15 do 115kPa i o dokładności 1,5%. Jako miernik ciśnienia dynamicznego służy czujnik różnicowy MPXV7002DP również firmy Freescale Semiconductor, o zakresie pomiarowym -2kPa do 2kPa i o dokładności 2,5%. Jako miernik temperatury został wykorzystany sensor LM35 firmy National Semiconductor o zakresie pomiarowym od -55 do 150 i dokładności do 0,5 (dla temperatury 25 ). Do konwersji sygnałów analogowych i komunikacji z komputerem centralnym został użyty mikrokontroler C8051F061, posiadającego 2 przetworniki analogowo cyfrowe o rozdzielczości 16 i 10 bitów. 10

12 Schemat blokowy stacji aerometrycznej Pomiar napięć akumulatorów, mocy sygnałów odbiornika RC i modemu Napięcia akumulatorów mierzone są poprzez dzielnik napięcia, za pomocą przetwornika analogowocyfrowego w mikrokontrolerze STM32F103ZE. Moc sygnału odbiornika RC oraz modemu jest reprezentowana jako napięcie i również jest mierzona za pomocą przetworników analogowo cyfrowych w mikrokontrolerze. 5. Komputer pokładowy Komputer pokładowy składa się z dwóch mikrokontrolerów: pierwszy STMicroelectronics STM32F103ZE o rdzeniu opartym na architekturze ARM Cortex-M3, służącym jako główny komputer obliczeniowo decyzyjny autopilota, mikrokontroler ten integruje dane od podzespołów takich jak AHRS, GPS, centrala aerometryczna oraz obsługuje modem, aparat, kamerę, oświetlenie, serwomechanizmy obrotu kamery oraz mechanizmy wykonawcze sterów samolotu i silniki. Stanowi on podstawowy system w układzie sterowania automatycznego samolotu PR-9. Jest odpowiedzialny za realizację praw sterowania stabilizacji kątowej samolotu (pozycyjny autopilot kątów Eulera). Mody autopilota: a) awaryjny sterowanie ręczne z aparatury RC, b) fly-by-wire: o bezpośrednie prawo sterowania, o stabilizacja kątów przechylenia i pochylenia, o autopilot prędkości kątowych (eksperymentalny), c) automatyczny: o Roll stabilizacja kąta przechylenia, o Pitch stabilizacja kąta pochylenia, o HDG stabilizacja kursu, o ALT stabilizacja wysokości, o A/T regulator ciągu, d) autopilot trasowy: o LNAV nawigacja po trasie (punktach drogi), o VNAV profil pionowy trasy, o SPD profil prędkościowy trasy, Główna pętla stabilizacji działa z częstotliwością 50Hz (równą częstotliwości serwomechanizmów oraz AHRS) i zawiera regulatory pochylenia, przechylenia, prędkości IAS, kursu, wysokości oraz eksperymentalne: prędkości kątowych przechylania i pochylania. Pętla nawigacji i autopilota trasowego ma częstotliwość 20 Hz ze względu na planowany moduł nawigacji zliczeniowej. Układ posiada możliwość modyfikacji współczynników wzmocnienia oraz filtracji co znacząco ułatwia strojenie autopilota w locie. Automatyczny start z wyrzutni przeprowadza wstępną diagnostykę systemu (komunikacja z układami AHRS, GPS, położenie kątowe samolotu, dokładność wyznaczania położenia GPS), następnie konfiguruje samolot do startu (mody autopilota Pitch, Roll, A/T, wartości zadane), uruchamia silniki. W tej chwili możliwe jest jeszcze przerwanie startu samolotu. Następuje zgłoszenie gotowości do startu do stacji naziemnej oraz automatyczne zwolnienie zaczepu wózka wyrzutni. Jeśli w określonym czasie nie nastąpi wzrost prędkości samolotu układ sterowania uznaje że nie nastąpił start oraz przerywa 11

13 procedurę wyłączając silniki. Po udanym starcie samolot zmniejsza kąt pochylenia oraz włącza tryb nawigacji obszarowej. Autopilot nawigacji obszarowej umożliwia lot po założonej trasie opisanej jako łamana otwarta lub ciąg punktów. Możliwa jest nawigacja bezpośrednia na punkty lub trasowa, czyli minimalizująca boczne odchylenie od odcinków trasy. Nad ostatnim punktem autopilot zawsze przechodzi w tryb krążenia. Możliwa jest modyfikacja zadanej trasy w czasie lotu. Drugim mikrokontrolerem jest Silicon Laboratories C8051F040 obecnie służący jako komputer sterowania awaryjnego, umożliwiającego przełączenie pomiędzy sterowaniem ręcznym a autopilotem oraz przeprowadzającym pomiar wychyleń sterów podczas sterowania ręcznego. Planowane jest przesyłanie mierzonych sygnałów sterujących z aparatury do mikrokontrolera STM32F103ZE tak aby umożliwić sterowanie Fly-by-wire z aparatury (obecnie sterowanie fly-by-wire jest wykonywane z joysticka połączonego z NSKL). W układzie sterowania awaryjnego zastosowano zabezpieczenia pozwalające na przejęcie ręcznego sterowania obiektem w przypadku awarii jednego lub obu mikrokontrolerów (układ resetowania Watchdog, detektor spadków napięcia). Pilot-operator ma możliwość przełączania sterowanie ręczne/automatyczne, w przypadku pojawienia się pinu pływającego na wejściu multipleksera przełączającego sygnały sterujące, układ przechodzi na sterowanie ręczne. Jednocześnie układ pozostaje na sterowaniu automatycznym po utracie zasięgu lub wyłączeniu aparatury RC. Schemat blokowy komputera pokładowego 12

14 Zdjęcie mózgu PR-9 6. Systemy rozpoznania System rozpoznania składa się z dwóch głównych elementów: kamery Flycamone HD 720p oraz aparatu fotograficznego Panasonic Lumix DCM-FS16. Aparat zamontowany na stałe w kadłubie, umożliwia wykonywanie sekwencyjnych zdjęć na życzenie operatora stacji naziemnej. Najważniejsze parametry aparatu przedstawiono w tabeli: Model Lumix DCM-FS16 Matryca CCD, 1/2.33" Rozdzielczość matrycy 14 Mpix Obiektyw Leica DC Vario-Elmar Zoom optyczny x4 Zakres ogniskowych mm (ekwiwalent 35mm) Światłosiła f/ Stabilizacja obrazu optyczna Zasilanie akumulator litowo-jonowy Wymiary mm Masa 118 g (z akumulatorem i kartą SD) Sercem systemu obserwacji jest kamera. Zdecydowano się na zastosowanie wyżej wspomnianego modelu ponieważ cechuje się ona dobrymi parametrami przy bardzo małej masie. Najważniejsze dane dotyczącej kamery przedstawiono w tabeli poniżej. Model Flycamone HD 720p Sensor 5MPix CMOS Rozdzielczość filmów 1280 x 720 px Format zapisu MPeg4 Soczewka 55º Zoom x4 (cyfrowy) Zasilanie Ogniwo LiPo: 3,7V 600 mah Wymiary 95 x 42 x 19 mm Masa 59 g (razem z ogniwem LiPo) 13

15 Aby zwiększyć pole widzenia oraz ułatwić obserwację zastosowano głowicę o trzech stopniach swobody. Sterowanie w dwóch osiach (pochylanie i przechylanie) zapewniane jest poprzez ruchomą głowice obiektywu dedykowaną dla modelu Flycamone HD 720p. Trzeci stopień swobody oraz możliwość chowania się kamery w kadłubie, zapewnia dodatkowy system mechanizacji, specjalnie skonstruowany dla projektu PR-9 Całkowicie głowica umożliwia obrót obiektywu w zakresie: 180 odchylanie, 180 pochylanie, 170 przechylanie. Obroty głowicy są sterowane zdalnie przez operatora na ziemi za pomocą joystica. Zastosowano również system stabilizacji elektronicznej oparty na układzie AHRS aby umożliwić operatorowi bardziej intuicyjne sterowanie położeniem kamery. Głowica obserwacyjna dedykowana pod kamerę Flycamone HD 720p Głowica obserwacyjna wraz z mechanizmem wysuwająco/chowającym 7. Oświetlenie samolotu Projekt PR-9 został wyposażony w oświetlenie pozycyjne, migające światła stroboskopowe oraz światło antykolizyjne beacon. 14

16 Schemat oświetlenia samolotu PR-9 W projekcie PR-9 wykorzystany został gotowy układ kontroli oświetlenia samolotu NF-3XLe, urządzenie utrzymuje stały prąd płynący przez diody w szerokim zakresie napięć zasilających bez potrzeby stosowania dodatkowych rezystancji. Układ ten jest sterowany z komputera głównego samolotu, umożliwiając załączanie/wyłączanie oświetlenia. 8. System lokalizacji samolotu System GPS Tracker TK-102 to urządzenie umożliwiające odnalezienie samolotu po awarii głównego komputera, bądź w przypadku braku łączności radiowej po wylądowaniu. GPS Tracker ma możliwość powiadamiania o lokalizacji poprzez wysłanie zapytania SMS, urządzenie odsyła współrzędne geograficzne. Urządzenie lokalizujące GPS Tracker TK

17 IV. PROJEKT WSTĘPNY PŁATOWCA BSP 1. Obliczenia charakterystyk aerodynamicznych Charakterystyki profilowe: Liczba Reynoldsa: Dla danych: W samolocie PR-9 zastosowano profil CLARK Y15 o następujących charakterystykach: 16

18 Charakterystyki skrzydła: Cz 1,6 1,4 1,2 1 0,8 0,6 0,4 0, ,5 1 1,5 y [m] Rozkład współczynnika C z Wizualizacja parametrów aerodynamicznych skrzydeł 17

19 C z 1,6 1,4 1,2 1 0,8 0,6 0,4 0,2 Biegunowa profilu Biegunowa skrzydła Biegunowa samolotu 0 0 0,02 0,04 0,06 0,08 0,1 0,12 C x Biegunowa samolotu PR-9 2. Dobór zespołu napędowego Elementy zespołów napędowych: Silniki AXI Śmigła przeciwbieżne 12x6 APC E Akumulatory Li-Po Dualsky 5000 mah Regulatory Jeti Advance 40 Opto Plus Osiągi zespołu napędowego: maksymalny ciąg statyczny (2 silniki): 3,5 [kg] obroty: 9230 [obr/min] pobierany prąd: 8-10A podczas lotu, 28-20A przy starcie 18

20 Wykres parametrów pracy silnika w funkcji natężenie prądu 3. Obliczeinia Osiągów 0 V ,1 0,2 0,3 w 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 Biegunowa prędkości: 19

21 P[N] V [m/s] Ciąg wymagany do lotu poziomego Ciąg rozporządzalny Wykres ciągu niezbędnego i rozporządzalnego w funkcji prędkości poziomej w warunkach normalnych w [m/s] V [m/s] Wykres maksymalnej prędkości pionowej w funkcji prędkości poziomej w warunkach normalnych 20

22 4. Obciążenia w locie i obsługowe Schemat obciążenia Obwiednia obciążeń sterowanych (według przepisów CS-23) 21

23 V. WYRZUTNIA 1. Charakterystyka urządzenia Jako urządzenie startowe używamy katapultę wykorzystującą siłę naciągu gum. Spośród wszystkich rozwiązań ułatwiających start bezzałogowa, jest to metoda najbezpieczniejsza i niezawodna. Prosta konstrukcja zapewnia pewność działania, łatwość obsługi i naprawy, oraz komfortową eksploatacje. W skład zestawu wchodzi walizka z gumami, nóżkami i prętem mocującym, szyna katapulty oraz wózek. Cały zestaw waży ok 7,5kg. Katapulta jest mobilna - mieści się w większości samochodów osobowych, do jej obsługi i montażu wystarczy jedna osoba. Przygotowanie katapulty do startu trwa ok. 5 minut. Naciąganie gum odbywa się ręcznie. Start można przeprowadzić na kilka sposobów: ręcznie zwalniając hak, wciskając przycisk na szynie katapulty, lub zdalnie ze stacji naziemnej poprzez kabel RS. 2. 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 równiania różniczkowego otrzymujemy: ( ) ( ) ( ) ( ) ( ) W poniższej tabeli zamieszczono wyniki obliczeń dla katapultowania samolotu PR-9, przy użyciu 8 gum, dla 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. 22

24 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 3. Konstrukcja Katapulta zbudowana została głównie z aluminium, w celu uzyskania jak najmniejszej jej masy.w niektórych miejscach istniała jednak potrzeba zastosowania elementów stalowych (pręty do mocowania gum, oś blokady wózka, mocowania nóżek). Do hamowania wózka wykorzystana jest siła sprężystości gum napędzających. Rolę blokady utrzymującej wózek w pozycji do startu pełni wyfrezowany w duraluminium hak, zamocowany na stalowej osi. Katapulta zablokowana jest stalowym prętem z jednej strony, a z drugiej opiera się na aluminiowych nóżkach o zmiennej długości, umożliwiających ustawienia kąta nachylenia katapulty względem ziemi w zakresie stopni. Najważniejszą zmianą w wyrzutni jest zupełnie nowa konstrukcja wózka. Pozwoliła ona zmniejszyć masę wózka do kilkuset gram, a tym samym zmniejszyć dobieg wózka. Specjalna budowa pozwala dostosować wózek do różnych geometrii kadłuba w bardzo krótkim czasie. Wózek hamowany jest za pomocą rozpędzających go gum. Dzięki odpowiedniej blokadzie możliwe jest przeprowadzenie próby silników na wyrzutni, a także start z włączonymi silnikami. Zastosowane zostały też skuteczniejsze haki o zmienionej geometri, element ten z względów bezpieczeństwa jest zdublowany. Na szynie znajduje się specjalna blokada z brelokiem Remove BeforeFlight. Przed jej usunięciem niemożliwe jest samoczynne lub przypadkowe uwolnienie wózka. Przymocowane na stałe mocowanie nóżek skraca znacznie czas montażu. Pojawiła się też możliwość automatycznego wystrzału z wyrzutni, z całym szeregiem zabezpieczeń. Możliwe jest sterowanie ręczne poprzez przełącznik umiejscowiony na szynie oraz sterowanie ze stacji naziemnej. 23

25 Projektowanie wyrzutni Testy wyrzutni Start z wyrzutni klatka po klatce VI. SYSTEM SPADOCHRONU 1. Ogólny opis systemu: Projekt wstępny zakładał kilka modyfikacji w stosunku do poprzednich egzemplarzy samolotów bezzałogowych. Nowe rozwiązania w procesie projektowania, budowy, użytych materiałów, a także wyposażenia wynikały z kilkuletniego rozwoju samolotu bezzałogowego PR, a także doświadczenia nabytego przez członków zespołu podczas prac nad wcześniejszymi projektami. Skrzynka została wykonana z lekkiego kompozytu szklanego pasowanego ciasno we wnętrzu kadłuba. Umocowana jest na tyle mocno, że podczas otwarcia spadochronu nie wypada z kadłuba. Klapka wytworzona została z kompozytu szklanego z węglowym rowingiem na bezpośrednio na sklejonym kadłubie by otrzymać idealnie dopasowaną powierzchnię. Klapka blokowana jest magnesem neodymowym, a otwarcie następuje poprzez wypchnięcie jej ramieniem serwomechanizmu. Serwomechanizm sterowany jest z aparatury RC lub poprzez mikroprocesor znajdujący się na pokładzie. Pęd powietrza powoduje gwałtowne odchylenie klapki i wyciągnięcie poskładanego spadochronu. Spadochron znajduje się w specjalnej, materiałowej paczce, którą pilocik wyciąga poza kadłub samolotu, a otwarcie czaszy następuje w bezpiecznej odległości od samolotu. 24

26 2. Budowa systemu: W tym modelu samolotu bezzałogowego zastosowano spadochron pierścieniowy. Dokładne dane spadochronu podane zostały w tabeli: Powierzchnia Obwód Promień Powierzchnia czołowa Cx Prędkość opadania Linki główne Linka centralna Linki komina Promień komina [m 2 ] [mm] [mm] [m 2 ] [m/s] [mm] [mm] [mm] [mm] ,9 1,3 6 3, , ,6 Schemat spadochronu pierścieniowego Jako Linki mocujące spadochron zastosowano linki paralotniowe Edelrid A grubości 1.3[mm], plecione z rdzeniem aramidowym o wytrzymałości 140 [dan] min. Węzeł główny mocujący linki nośne umieszczony został 35 [mm] przed dźwigarem głównym. Węzeł pomocniczy (linki tylne) zamocowane są na belce dźwigara pomocniczego. Linki pomocnicze, według testów, nie są na tyle obciążone by wymagały specjalnych okuć. Pracują jedynie gdy samolot po otwarciu wyhamuje do prędkości opadania i wykonuje ruch wsteczny. Powstrzymują samolot by nie wykonał obrotu na plecy podczas drugiej fazy szarpnięcia podczas otwarcia przy otwarciu. Węzeł linek nośnych (czyli punkt zaczepienia spadochronu) jest przed środkiem ciężkości samolotu po to, by samolot podczas opadania przyjął pozycję z lekko zadartym nosem. Podczas lądowania płatowiec absorbuje uderzenie w taki sposób by najmniej ucierpiała głowica samolotu, w której znajduje się bardzo cenna awionika. Skrzynka spadochronowa wykonana została z kompozytu szklanego oraz przekładki z Herexu. Wyprofilowana została w programie CATIA na bazie modelu bryłowego kadłuba. Skrzynka mieściła się pomiędzy wręgą główną kadłuba, do której przymocowane było okucie główne, a okuciem pomocniczym. 25

27 Skrzynka spadochronowa w kadłubie PR-9 Po wykonaniu modelu powierzchniowego stworzono model bryłowy skrzynki. Z modelu bryłowego wykonano model formy pozytywowej. Skorupa skrzynki wykonana była na formie pozytywowej, gdyż gładką powierzchniąą powinna być wewnętrzna strona, w której mieścić miał się spadochron. Forma uwzględniała grubość ścianek skrzynki oraz grubość kadłuba. W przypadku kadłuba skorupę wykonano na formach negatywowych gdzie odzwierciedlona miała być zewnętrzna strona samolotu. Należało uwzględnić obie grubości, zarówno kadłuba jak i skrzynki, i odjąć od początkowego rozmiaru formy. Dzięki temu, nie było problemów w montażu skrzynki w kadłubie. Forma pozytywowa skrzynki spadochronowej Proces budowy rozpoczęto od wykonania szablonu klina, który należało wyciąć w materiale. Do szablonu należało dodać odpowiednio osnowę na zaszycia i połączenia kolejnych klinów. Szablon klina do spadochronu 26

28 Spadochron ten składał się z 14 klinów, które wycięto z tkaniny superlekkiej. Materiały zostały zakupione w firmie Dudek Paragliding w Bydgoszczy. W skład materiałów wchodziła tkanina na czaszę, taśma lamówka na obszycia, linki plecione, linki z rdzeniem aramidowym oraz specjalna nić paralotniowa. Kliny zostały zszyte po krawędzi i otrzymano wstępny kształt spadochronu: Budowa spadochronu pierścieniowego W produkcji tego spadochronu użyto przemysłowej jednoigłowej maszyny do szycia. Do połączenia klinów wykorzystano szew bieliźniany oznaczany wg normy PN-69/P jako Bl 13. Szew Bl 13 oraz Nk 10 Po zszyciu wszystkich klinów, należało obszyć dolną i górną krawędź czaszy, by tkanina nie strzępiła się podczas eksploatacji. Do obszycia wykorzystano specjalną lamówkę stosowaną w paralotniach oraz szew nakładany oznaczany wg normy PN-69/P jako Nk 10. Po obszyciu tkaniny należało dociąć odpowiednio linki. Po przyszyciu linek wystarczyło je tylko połączyć w jednym punkcie za pomocą żeglarskiej szekli która służyła jako połączenie spadochronu z linką od samolotu. Całkowita masa spadochronu wyniosła 180[g]. Podczas testów pierwszych spadochronów pojawiały się problemy ze zbyt szybkim napełnianiem się spadochronu, co generowało duże obciążenia konstrukcji samolotu. Zdecydowano wykonać specjalną osłonę na czaszę, podobną do tych stosowanych w spadochronach ratunkowych SP-6. Osłona ta została wykonana z elastycznego materiału by powodowała lekki ucisk na czaszę w celu lepszej jej kompresji. Dodatkowo napotkano problem z rozkładaniem się spadochronu w skrzynce spadochronowej w kadłubie. Czasza układana była w samolocie. Podczas gdy pilocik wyciągał system poza kadłub, spadochron zatrzymywał się na konstrukcji samolotu. Zdecydowano zaprojektować tak system by otwarcie spadochronu następowało poza konstrukcją bezzałogowca. W tym celu wykonano specjalną paczkę materiałową blokowaną za pomocą wplatanych linek głównych spadochronu. Paczka została wykonana na wzór fartucha spadochronowego, jaki występuje w spadochronach ratunkowych. 27

29 Schemat paczki spadochronowej 3. Obliczenia: Podczas projektowania spadochronu wykonano szereg symulacji oraz projektów komputerowych w celu uzyskania statystyk i wybraniu nowego kształtu. Proces projektowania czaszy spadochronu Na podstawie tych projektów stworzono symulację przepływu w programie Flowizard, która posłużyła się do wybrania optymalnego kształtu czaszy, który daje największy wsp. oporu przy jak najmniejszej powierzchni. Wykorzystując ten kształt, stworzono model spadochronu Wykres zależności wsp. Cx od kąta tworzącej spadochronu dla różnych rozmiarów spadochronów VII. PROJEKT KONSTRUKCYJNY PŁATOWCA BSP 1. Opis struktury nośnej i podziałów płatowca 28

30 PR-9 jest samolotem w układzie klasycznym wolnonośnego górnopłata ze skrzydłem trapezowym wyposażonym w końcówki typu raked wingtip. Mechanizacja skrzydła opiera się na bezszczelinowych klapolotkach. Samolot ma skrzydło trapezowe, z dźwigarem kompozytowym. Skrzydła z profilem CLARKY15, nie posiadają wzniosu, kąt zaklinowania wynosi 4 stopnie, brak zwichrzenia aerodynamicznego i geometrycznego. Zastosowane zostało usterzenie Rudlickiego o obrysie trapezowym. Kadłub ze względów regulamionowych dzieli się na część przednią i tylną. W części przedniej mieści się akumulator i głowica obserwacyjna, w tylnej - procesor, aparat fotograficzny, system ratunkowy, odbiornik i GPS. Samolot jest napędzany dwoma silnikami elektrycznymi ze śmigłami przeciwbieżnymi. Napęd stanowią dwa silniki elektryczne AXI2820/14 napędzające śmigła przeciwbieżne 12x6 APC E. Start może odbywać się poprzez wyrzut z ręki lub za pomocą wyrzutni. Lądowanie klasyczne na brzuchu, lub na spadochronie pierścieniowym. Samolot jest konstrukcji skorupowej, z wypełniaczem ulowym, oraz wzmocnieniami aramidowymi i węglowymi. Gabaryty wszystkich podzespołów czynią cały zestaw bardzo mobilnym. Skrzynia z samolotem, wyrzutnia, stacja naziemna oraz pozostały sprzęt i narzędzia z łatwością mieszczą się w samochodzie osobowym razem z czterema osobami. Łatwość montażu pozwala przygotować samolot do lotu w mniej niż 30 minut przy dwuosobowej obsłudze. Montaż samolotu polega na złączeniu głowicy z kadłubem, zamontowaniu skrzydeł na sworzniach, usterzenia i końcówek na bagnetach, oraz przykręceniu silników śrubami nylonowymi. Łącząc podzespoły płatowca należy również podłączyć 7 wtyczek. Stacja naziemna dla wygody operatorów składa się z dwóch laptopów - jednego do obserwacji i drugiego do obsługi samolotu. Dodatkowo wyposażona jest w składaną osłonę przeciwsłoneczną i przeciwdeszczową. Wyrzutnię należy zamocować nóżkami oraz sworzniem stalowym, naciągnąć gumy oraz podłączyć kabel RS. 2. Opis zabudowy systemów pokładowych w BSP (sterowanie, rozpoznawczy, ratowniczy) 29

31 3. Obliczenia wyważenia L.p. Element Oznaczenie Ramiona [mm] Masa [g] Moment [Nm] 1 Skrzydła z końcówkami Q skrz , Głowica obserwacyjna Q obs ,

32 3 Przednia część kadłuba Q głow , Akumulator przedni Q akup , Stateczniki Q stat , Gondolki z silnikami Q gond , Procesor Q awio , Spadochron Q spad , Aparat fotograficzny Q apar , Akumulator tylny Q akut , Akumulatory silników Q akus , Kadłub Q kadł , Suma ,37572 Obliczenie środka ciężkości: 4. Obliczenia głównych elementów i węzłów 5. Dokumentacja rysunkowa Reakcje w węźle okucia głównego skrzydła 31

33 Rysunek gabarytowy bezpilotowca w trzech rzutach Widok zdemontowanego samolotu w skrzyni 32

34 Schemat rozplanowania poszczególnych podzespołów bezpilotowca w skrzyni Rysunek złożeniowy z podziałem na podzespoły 33

35 VIII. OPIS BUDOWY 1. Konstrukcja, technologie oraz przebieg 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 jest jednoznacznie określona. Całość struktury nośnej płatowca wykonana jest z materiałów kompozytowych, przy użyciu form negatywowych. Wszystkie główne elementy płatowca mają analogiczną strukturę i podobny sposób wykonania. 2. Budowa 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. Kilka form zostało wykonanych bezpośrednio jako formy negatywowe z płyty PROLAB. 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 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 oraz odpowiednimi wzmocnieniami. Po stężeniu żywicy zdjęto gotowe formy negatywowe. Ewentualne wady form zaszpachlowano, zeszlifowano oraz wypolerowano. Zdjęcia z budowy form: 3. Kadłub Konstrukcja Kadłub podzielony jest na dwie części. Podział ten wynika z założeń konstrukcyjnych uwzględniających możliwość transportu w regulaminowym pojemniku. Dzięki podziałowi kadłuba uzyskano dwie wymienne części. Część przednia zawiera akumulator oraz głowicę obserwacyjną. Część tylna kadłuba jest łącznikiem między pozostałymi głównymi komponentami płatowca. Zawiera węzły mocowania skrzydeł, usterzenia przedniej części kadłuba, spadochronu oraz mocowanie do wyrzutni. Znajduje się w niej też aparat fotograficzny, komputer sterujący, odbiornik, GPS oraz kolejny akumulator. Kadłub jest konstrukcją o strukturze przekładkowej z okładzinami wykonanymi z tkaniny szklanej i wypełniaczem komórkowym oraz z wzmocnieniami z tkaniny węglowej. W przedniej części kadłuba znajduje się otwór z którego wysuwa się głowica obserwacyjna. Opis budowy 34

36 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 węglowo-aramidowych, oraz wypełniacza. Następnie przykryto całość 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. 4. Skrzydła Konstrukcja Skrzydła posiadają obrys prostokątny do 300mm od nasady, dalej trapezowy do 1120mm. Zakończone są rozpraszaczem typu raked wingtip, co razem daje długość skrzydła równą 1350mm. Wyposażone są w mechanizację postaci bezszczelinowych lotek o rozpiętości 540mm i cięciwie 20% cięciwy skrzydła. Skrzydła posiadają strukturę skorupową analogiczną do struktury kadłuba, tj. przekładkę z okładzinami z włókna szklanego i wypełniaczem ulowym. Skrzydła posiadają dźwigar główny z pasami z rowingu węglowego i ścianką z wypełniacza piankowego. 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 w konstrukcji skorupowej z warstw tkaniny szklanej i węglowej przesyconych żywicą epoksydową, wzmocnionej wręgami wykonanymi również z kompozytu szklano-węglowego. Mocowane są do skrzydła za pomocą śrub nylonowych. Opis budowy Z racji podobieństwa struktury skorupy skrzydeł do tylnej części kadłuba, proces ich wykonania również jest podobny. Zaczyna się od nałożenia warstwy separatora i lakieru na formy oraz wycięcia płatów materiału do budowy, następnieokładziny z tkaniny szklanej z wypełniaczem komórkowym. 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 przygotowaniu 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. Montaż dźwigni lotek, umieszczenie serwomechanizmów, oraz wyposażenia w skrzydłach, zakończyły 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. 35

37 5. Końcówki Konstrukcja Końcówki skrzydeł zwiększające powierzchnię nośną, i zmniejszające opór indukowany, dzielą się na część trapezową będącą przedłużeniem skrzydła, o rozpiętości 125mm, oraz zakończenie w postaci rozpraszacza typu raked wingtip o rozpiętości 225mm. Rozpraszacz został wybrany spośród analizowanych 486 kombinacji, dając wzrost doskonałości o 5%. Zbieżność rozpraszacza wynosi 1/6, wznios płynnie rośnie z rozpiętością do wartości -15 O. Zastosowano również geometryczne zwichrzenie równe -3 O oraz skos krawędzi natarcia wynoszący 45 O. Końcówka połączona jest ze skrzydłem za pomocą dwóch bagnetów aluminiowych. Wykonanie tego elementu w technologi przekładowej pozwoliło na zrezygnowanie z dźwigara. Na krawędzi natarcia końcówki znajduje się reflektor z oświetleniem nawigacyjnym i strobem. Oświetlenie otoczone jest folią odbijającą światło, oraz osłonięte owiewką z tworzywa sztucznego. Opis budowy Końcówki zostały wykonane z form negatywowych wyfrezowanych w płycie PROLAB. Po przygotowaniu foremników i tkanin, przystąpiono do laminowania w sposób identyczny jak w przypadku skrzydeł. Po usunięciu nadmiaru materiału, wyrównaniu krawędzi i wklejeniu tulejek na bagnety mocujące połówki zostały złączone. Następnie wykończone zostały krawędzie natarcia i spływu. Gotowe końcówki zostały wyposażone w oświetlenie oraz pomalowane. 6. Usterzenie Konstrukcja Usterzenie płatowca PR-9 jest usterzeniem w układzie motylkowym o obrysie trapezowym. Dzieli się na zamocowany na stałe stabilizator oraz ruchomy ster. Usterzenia posiada strukturę podobną do skrzydeł, czyli skorupę przekładkową z okładzinami z włókna szklanego i wypełniaczem. 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. Zdjęcia z budowy płatowca: 36

38 7. Spis materiałów i oprzyrządowania użytych do budowy Narzędzia użyte do budowy: - Numeryczny ploter przemysłowy Kimla - Pompa próżniowa technologia Vacuum - Narzędzia ręczne Materiały użyte do budowy: - Prolab 65 - Płyta HDF - Tkaniny szklane, węglowe i aramidowe o różnych gramaturach, użyte do wykonania niektórych form i niektórych elementów platowca - Rowing węglowy - Aramidowy wypełniacz komórkowy - Wypełniacz piankowy - Żywica epoksydowa, lotnicza certyfikowana L285, utwardzacz H286 - Wypełniacze: aerosil, mikrobalon, płatki bawełniane wyrób form negatywowych, elementów płatowca, a także ichłączenie - Duraluminium PA7 okucia, - Rurki i pręty aluminiowe oraz węglowe bagnety, elementy ustalające form. - Stal sprężynująca sworznie mocujące skrzydła 8. Powtarzalność wyrobu, modułowość i zamienność Konstrukcja PR-9 podzielona jest na 5głównych elementów: kadłub, głowicę, skrzydła, końcówki oraz stateczniki. Dzięki zaawansowanej technologii wykonania form 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. Dowodem na to jest fakt iż wykonane w PR-9 elementy płatowca pasują również do poprzednich wersji PR-5 Wiewiór oraz PR-5 Wiewiór +. 37

39 9. Kosztorys projektu, sposób pozyskania środków Koszt projektu szacowany jest na około zł. Wliczany tutaj jest koszt materiałów potrzebnych do budowy oraz kompletnego wyposażenia (awionika, system ratunkowy, katapulta, stacja naziemna). Koszty których w tej kwocie nie uwzględniono to: opracowanie technologii produkcji, proces projektowania godzinowy wymiar pracy oraz zakup i eksploatacja maszyn i narzędzi. Środki na realizację projektu samolotu bezzałogowego pozyskaliśmy z budżetu Politechniki Rzeszowskiej oraz Wydziału Budowy Maszyn i Lotnictwa. 10. Czas rozwoju i wykonania Wykonanie wszystkich elementów od momentu zaprojektowania w Cati, do momentu sklejenia skorup oraz ich wykończenia zajmuje około 90 dni roboczych. Zakładamy tutaj wspólną pracę 3 osób (w zależności od ilości pracowników ten czas może ulec zmianie). Cały projekt bezzałogowca trwa już od 6 lat, z czego ostatnie 3 lata to projekt PR-5, oraz jego wersji rozwojowych: PR-5 + i PR-9. Projekt ten jest systematycznie udoskonalany i poprawiany. IX. PROGRAM PRÓB 1. Próby bezpilotowca w locie stateczność, sterowność, osiągi Od lipca do września 2011 roku wykonanych zostało wiele lotów testowych na samolocie PR-5 Wiewiór+. Testowane były na nim podzespoły przygotowywane do samolotu PR-9 autopilot, systemy obserwacji, wyrzutnia oraz system ratunkowy. Loty w trudnych warunkach oraz bardzo wymagające testy autopilota pozwoliły na weryfikację osiągów, sterowności, stateczności oraz samej wytrzymałości konstrukcji. Niekiedy twarde i nieprecyzyjne lądowania Wiewióra w żaden sposób nie naruszyły jego konstrukcji, dając dowód na bardzo dużą wytrzymałość płatowca, który całe testy przeszedł bez konieczności naprawy. Potwierdza to szacowaną wcześniej przez nas wytrzymałość. Dodatkowo wykonanych zostało wiele testów osiągów, od lotów szybowych, przeciągnięć i korkociągów, po lądowania przy różnych konfiguracjach klap i z wiatrem bocznym. Samolot okazał się zadowalająco stateczny i sterowny, łatwy w pilotażu oraz trudny do wprowadzenia w korkociąg. Próby przeszła także nowa wyrzutnia, która została względem wersji poprzedniej znacząco zmieniona. Wszystkie wprowadzone zmiany okazały się słuszne, a założenia zostały zrealizowane. Przetestowane zostały: blokady umożliwiające próbę silników, hamowanie wózka za pomocą gum napędzających, zwalnianie za pomocą przycisku na szynie, zwalnianie zdalne ze stacji naziemnej, oraz w powiązaniu z autopilotem pełny autostart. 38

40 Próby przeprowadzane na PR-5 Wiewiór + 2. Próby systemu ratunkowego Każdy uszyty spadochron został przetestowany na samolocie bezzałogowym w celach sprawdzenia działania całego systemu odzysku lub na specjalnie przygotowanych platformach. Pierwsze testy pokazały jak ważne jest zachowanie odpowiedniej odległości spadochronu od samolotu zwłaszcza przy dużych prędkościach opadania rzędu [ ]. Oddziaływanie płatowca jest tym większe im większa jest jego powierzchnia czołowa. Podczas prób zauważono znaczne oddziaływanie usterzenia na pozycję samolotu podczas opadania. Należy mieć to na uwadze, podczas planowania położenia punktu zaczepienia samolotu względem środka ciężkości bezzałogowca. W celach wyznaczenia współczynnika oporu dla spadochronu, przeprowadzono test z ładunkiem w postaci żeliwnego ciężarka o masie 5 [kg]. Spadochron został zwolniony z platformy zabudowanej do uprzęży motoparalotni. Ładunek zamontowany został w specjalnej uprzęży w której zaplecione było 20 [m] linki z niewielką masą na końcu. Miało to na celu spowodować wysunięcie się całej linki podczas otwarcia spadochronu. Przeciążenie wynikające podczas napełniania się czaszy miało wysunąć masę na końcu linki i swobodne jej rozwinięcie się. Obserwator na ziemi miał za zadanie zliczać czas od dotknięcia końca linki ziemi do momentu zetknięcia ładunku podłoża. Czasza spadochronu była złożona w specjalnej osłonie, która powodowała zabezpieczenie przed wpadnięciem spadochronu w śmigło napędu paralotniowego. Osłona wykonana została z czepka pływackiego, w którym obszyto gumkę ściągającą by spadochron nie wypadł w locie. Podczas zwolnienia układu, masa ładunku wystarczyła by bezpiecznie wyciągnąć spadochron z osłony i napełnienie następowało w bezpieczniej odległości od napędu. Testy przeprowadzone zostały na wysokości ok. 100 [m] nad bezpiecznym terenem. Opisana metoda była podobna do tych jakie stosowano podczas prób spadochronów ratunkowych, lecz zrzuty wykonywane były z balonów lub ze śmigłowców. 39

41 Kolejne testy wykonane zostały na samolotach bezzałogowych serii PR. Większość testów wykonano na samolocie PR-5 Wiewiór+, w którym zamontowano rejestrator lotu, dzięki któremu zarejestrowano wykres wysokości w czasie. Na podstawie tego wykresu odczytać można średnią prędkość opadania samolotu na spadochronie. W przedstawionym poniżej teście porównane zostały dwa spadochrony. Krzyżowy i pierścieniowy o powierzchni 2.6 [m 2 ]. Rejestracja lotu - wykres wysokości samolotu w czasie, próba nowego spadochronu. Z powyższych prób wynikło, że spadochron pierścieniowy został zaprojektowany prawidłowo zgodnie z założeniami. Średnia prędkość opadania tego spadochronu wyniosła 3,8 m/s. 3. Próby i badania układu sterowania. Elementy układu sterowania zostały poddane testom naziemnym w celu weryfikacji stabilności ich działania, kalibracji pomiarów oraz sprawdzenia poprawności funkcjonalnej: Układ AHRS poddano kalibracji przesunięcia zera czujników oraz dobrano eksperymentalnie współczynniki wzmocnień. Sprawdzono obciążenie mikrokontrolera. Centralę aerometryczną skalibrowano kalibratorem ciśnień. Podczas pomiarów oszacowano niepewność pomiaru prędkości na 1 km/h oraz wysokości na 2 m (rozdzielczość oraz stabilność krótkookresowa utrzymuje się na poziomie 0,5 m). Kalibrator ciśnienia 40

42 Modem sprawdzono pod kątem stabilności łącza danych i na tej podstawie dobrano ilość retransmisji w protokole komunikacyjnym. Komputery sterowania awaryjnego oraz główny komputer nawigacji poddano testom funkcjonalnym. Wybrane fragmenty oprogramowania (nawigacja) testowano w symulacjach SIL, rozwiązania regulatorów autopilota oraz filtracji danych symulowano w pakiecie Matlab/Simulink. Próby w locie obejmowały testy oraz strojenie układu stabilizacji, nawigacji, łącza danych oraz telemetrii. Próby te potwierdziły założenia projektu. Podczas autonomicznego lotu po trasie, na prostych odcinkach odchylenie boczne nie przekraczało 10 metrów. Doskonale sprawowała się również stabilizacja lotu, która spełniła wszystkie stawiane jej wymagania. 41