ANALIZA WYBRANYCH WŁASNOŚCI LOTNYCH MINI-BSP O KLASYCZNYM UKŁADZIE AERODYNAMICZNYM

Transkrypt

1 MECHANIK 7/213 Prof. dr hab. inż. Aleksander OLEJNIK Dr inż. Robert ROGÓLSKI Mgr inż. Maciej CHACHIEL Wydział Mechatroniki i Lotnictwa Wojskowa Akademia Techniczna ANALIZA WYBRANYCH WŁASNOŚCI LOTNYCH MINI-BSP O KLASYCZNYM UKŁADZIE AERODYNAMICZNYM Streszczenie: W pracy przedstawiono analizę stateczności miniaturowego samolotu bezzałogowego z uwzględnieniem wyznaczonych analitycznie jego charakterystyk aerodynamicznych. Przedstawiono stosowne kryteria z zakresu mechaniki lotu, jakie powinien spełniać minisamolot dla podanych założeń projektowych; podano wartości tychże kryteriów uzyskane dla analizowanej konstrukcji. Zaproponowano sposób przeprowadzania symulowanych testów lotnych mini-bsp z wykorzystaniem zaawansowanego symulatora lotu. SOME FLYING QUALITIES ANALYSIS OF T-TAILED MINI-UAV 1. WPROWADZENIE Abstract: In the paper authors present a part of flight stability analysis of new-designed mini-uav with taking into account its aerodynamic characteristics. The basis criteria of flight mechanics were described to be met by a small aircraft at defined design conditions; the results calculated for researched UAV were presented. A new way of conducting flight tests using sophisticated flight simulator was also proposed. Słowa kluczowe: projektowanie bezzałogowych statków powietrznych, charakterystyki aerodynamiczne, stateczność i sterowność Keywords: design of unmanned aerial vehicle, aerodynamic characteristics, stability and controllability W latach w Instytucie Techniki Lotniczej Wydziału Mechatroniki i Lotnictwa WAT oraz Katedrze Robotyki i Mechatroniki AGH realizowano konsorcyjny projekt badawczo-rozwojowy pt. Autonomiczne bezzałogowe statki powietrzne wyposażone w środki monitorowania i nadzorowania wspomagające działania policji i straży pożarnej. Celem projektu było opracowanie bezzałogowego systemu rozpoznania powietrznego (BSR), który operując na małych odległościach (do 15 km), znacznie zwiększy możliwości służb publicznych (Policji, Straży Pożarnej, Straży Granicznej itp.) w zakresie obserwacji dozorowanych lokalnie obszarów. W ramach pracy badawczej w ITL WAT zaprojektowano i wykonano kilka egzemplarzy miniaturowego samolotu bezzałogowego Rybitwa. Niniejsze opracowanie poświęcone jest prezentacji wyników uzyskanych dla badanego minisamolotu w zakresie własności aeromechanicznych w szczególności charakterystyk aerodynamicznych i podstawowych kryteriów stateczności. Pokrótce zaprezentowano także wstępne testy w zakresie zainicjowanej w ostatnim czasie metody wspomagania projektowania mechaniki lotu mini-bsp z wykorzystaniem programowalnego środowiska symulacyjnego. 543

2 MECHANIK 7/ PROJEKT KONCEPCYJNY MINI-BSP Założono klasyczny układ aerodynamiczny minisamolotu, tzn. skrzydło proste o stosunkowo dużym wydłużeniu i tradycyjne usterzenie ogonowe. Do zabudowy wyposażenia awionicznego przewidziano owalny zasobnik podkadłubowy. Argumenty sprzyjające podjęciu decyzji o takiej właśnie formie płatowca to m.in.: prostota czynności obsługowych pilota-operatora w początkowej fazie prób, naturalna stateczność obiektu, łatwość znalezienia warunków zrównoważenia aerodynamicznego. a) b) c) d) Rys. 1. Uproszczone schematy rysunkowe płaskich rzutów geometrii elementów płatowca: a) płat nośny, b) usterzenie poziome, c) usterzenie pionowe, d) kadłub z zasobnikiem Podział konstrukcyjno-technologiczny płatowca uwzględnia takie elementy, jak: płat nośny (centropłat z konsolami skrzydłowymi lewą i prawą), kadłub, usterzenie pionowe, usterzenie poziome, belka ogonowa, zespół napędowy, podwieszany zasobnik ładunkowy (gondola). Bryłę płatowca opracowano w systemie NX 7.5. Płatowiec BSP to górnopłat 544

3 MECHANIK 7/213 o skrzydłach prostych z usterzeniem typu T. Statecznik poziomy ma kształt trapezowy z zaokrąglonymi końcami krawędzi natarcia. Usterzenie pionowe stanowi integralną część skorupy kadłuba. Zastosowano gondolę podczepioną do kadłuba, w której przewidziano umieszczenie źródeł zasilania i większości wyposażenia awionicznego. Uproszczone schematy geometryczne elementów płatowca z zaznaczonymi wymiarami charakterystycznymi pokazano na rys. 1. W skrzydłach zastosowano profil SD 737 o grubości 8%. Profil ten z powodzeniem sprawdza się w statkach powietrznych, które nie osiągają dużych prędkości, szczególnie w szybowcach. Jest to profil dwuwypukły, turbulentny, gwarantujący niski opór aerodynamiczny i dobrze sprawdzający się w zakresie małych liczb Reynoldsa. W powierzchniach usterzeniowych zastosowano symetryczny profil NACA 6 i NACA 8. Zastosowanie takiego profilu gwarantuje zminimalizowanie oporu usterzenia w locie ustalonym oraz aerodynamiczną symetryczność usterzenia poziomego (identyczne, lecz przeciwne co do wartości przyrosty siły nośnej i momentu pochylającego przy wychyleniu steru na dodatnie i ujemne kąty). W wyniku późniejszych modyfikacji, spowodowanych m.in. wzrostem rozpiętości płata nośnego, dodaniem powierzchni lotkowych, zwiększeniem wymiarów zasobnika i kadłuba przyjęto nieco inne wymiary poszczególnych elementów płatowcowych w samolocie nr 3. Płatowce określane wg kolejności wytworzenia jako nr 2 (geometria praktycznie identyczna jak w pierwszym wykonanym płatowcu nr 1) i nr 3 wykonano wg wymiarów geometrycznych zestawionych w poniższej tabeli. Tab. 1. Parametry geometryczne charakteryzujące konstrukcje płatowców samolotu nr 2 i nr 3 Parametr Oznaczenie Wartość parametru samolot nr 2 Wartość parametru samolot nr 3 Profil skrzydła: SD 737 Względna grubość profilu g = 8% 1% Położenie maksymalnej grubości profilu Xg = 3% 3% Pochodna charakterystyki wyporowej profilu C α = 4,5 4,5 Kąt natarcia profilu przy zerowej sile nośnej α = 3 3 Współczynnik momentu pochylającego przy zerowej sile C = -,65 -,65 nośnej. Skrzydło Powierzchnia nośna płata (powierzchnia odniesienia) S =,925 m 2 1,15 m 2 Wydłużenie λ = 7,17 1,215 Zbieżność η = 1,43 1,75 Kąt wzniosu ψ = 4 2 Odległość środka ciężkości od krawędzi natarcia centropłata X =,82 m,745 m Cięciwa bazowa b =,4 m,35 m Cięciwa końcowa b =,28 m,2 m Rozpiętość płata L = 2,575 m 3,22 m Odległość noska kadłuba od krawędzi natarcia N =,4,45 m Powierzchnia skrzydła zajęta przez lotki S =,3 m 2,33 m 2 545

4 MECHANIK 7/213 Usterzenie poziome: profil NACA 6 Grubość względna profilu g = 6% 6% Charakterystyczna stała profilu C α = 6,5 6,5 Położenie maksymalnej grubości profilu X = 3% 3% Powierzchnia usterzenia S =,121 m 2,1533 m 2 Powierzchnia steru wysokości S =,36 m 2,46 m 2 Wydłużenie usterzenia λ 5,143 5,28 Rozpiętość usterzenia L =,8 m,9 m Odległość ogniska skrzydła do ogniska usterzenia X = 1,221 m 1,326 m Odległość ogniska skrzydła do linii cięciwy przykadłubowej Z =,212 m,228 m Usterzenie pionowe: profil NACA 8 Grubość względna profilu: g = 9% 9% Położenie maksymalnej X grubości profilu = 3% 3% Powierzchnia usterzenia pionowego S =,85 m 2,85 m 2 Powierzchnia steru kierunku S =,283 m 2,283 m 2 Wydłużenie usterzenia pionowego λ = 1,25 1,25 Kąt skosu linii,25 cięciw usterzenia χ, = 5 5 Wysokość usterzenia pionowego L =,32 m,32 m Odległość środka parcia usterzenia pionowego od osi środka masy z =,5 m,5 m Kadłub Długość L = 1785 m 1,98 m Średnica osiowosymetrycznej części kadłuba D =,4 m,54 m Maksymalna wysokość h =,1 m,94 m Wydłużenie kadłuba λ = 14,64 15,77 Powierzchnia skrzydeł zajęta przez kadłub S =,189 m 2,191 m 2 Powierzchnia największego S =,9 m 2,141 m 2 przekroju poprzecznego Powierzchnia rzutu poziomego S =,76 m 2,82 m 2 Powierzchnia rzutu bocznego S =,961 m 2,16 m 2 Długość odcinka pomiędzy śmigłem a krawędzią natarcia n =,11 m,13 m Gondola Długość L =,42 m,7 m Wydłużenie λ = 3,86 3,18 Powierzchnia rzutu poziomego S =,528 m 2,77 m 2 Powierzchnia rzutu bocznego S =,528 m 2,77 m 2 Powierzchnia omywana S =,1265 m 2,42 m 2 Powierzchnia największego przekroju poprzecznego S =,121 m 2,95 m 2 Średnica obliczeniowa największego przekroju D =,124,11 m Odległość noska gondoli od krawędzi natarcia centropłata ξ =,9 m,22 m Długość noska gondoli n =,85 m,55 m 546

5 MECHANIK 7/213 Rys. 2. Modele CAD płatowca mini-bsp samolot nr 2 i nr 3 Wykonano wstępne obliczenia z zakresu wyważenia masowego obu konfiguracji mini-bsp, uwzględniając zarówno masę płatowca, jak i masę elementów zabudowanych w ramach wyposażenia pokładowego. Przyjęto lokalizację zbiorczych mas skupionych względem układu odniesienia pokazanego na rysunku 3. Wartości mas elementowych jednej z wersji mini-bsp wraz ze współrzędnymi ich geometrycznych środków zestawiono w tabelach 2a i 2b. Całkowite masy i położenia środków ciężkości względem osi X wyniosły odpowiednio: dla mini-bsp nr 2: m = 7.19 kg, x =.61 m); dla mini-bsp nr 3: m = 8.3 kg, x =.72 m). Rys. 3. Rozmieszczenie zastępczych mas skupionych mini-samolotu nr 2 z orientacyjnie naniesionym środkiem ciężkości Tab. 2a. Masy elementów konstrukcyjnych Lp. Elementy płatowca Masa [kg] 1 skrzydło 2,38 centropłat 1,11 ucho,64 2 kadłub,95 3 belka kadłubowa,18 4 gondola,33 5 usterzenie poziome,21 6 usterzenie pionowe,27 Łącznie płatowiec 4,25 Tab. 2b. Masy elementów wyposażenia Lp. Elementy wyposażenia Masa [kg] 7 silnik elektryczny,45 8 śmigło,35 9 regulator obrotów,38 z przewodami 1 serwomechanizm lotki,24 11 odbiornik RC,31 12 pakiet akumulatorów,95 silnikowych 13 pakiet akumulatorów zasilania awioniki,4 547

6 MECHANIK 7/ autopilot z wyposażeniem,28 15 antena GPS,3 16 głowica video,95 Łącznie wyposażenie 2,94 3. PODSTAWOWE CHARAKTERYSTYKI AERODYNAMICZNE Poniżej przedstawiono wyniki obliczeń charakterystyk aerodynamicznych samolotu bezzałogowego Rybitwa nr 2 i nr 3. Obliczenia zostały wykonane metodą analityczną, w oparciu o formuły z zakresu mechaniki lotu oraz wzory empiryczne podawane m.in. w pozycjach literaturowych [1, 2, 4, 5]. Rezultaty obliczeń odniesiono do wyników badań uzyskanych w tunelu aerodynamicznym dla modelu redukcyjnego samolotu nr 1 wykonanego w skali 1 : 4. Do obliczeń przyjęto konfigurację statyczną, tzn. bez uwzględnienia przyspieszenia opływu w strumieniu zaśmigłowym. Uwzględniona w obliczeniach maksymalna wartość współczynnika siły nośnej profilu płata C zmax = 1,8 ustalona została na podstawie charakterystyki z rys. 4 [3]. Również ze sprawozdania [3] zaczerpnięto charakterystyki tunelowe zamieszczone jako odniesienie dla wyznaczonych analitycznie charakterystyk aerodynamicznych dwóch rozpatrywanych wariantów minisamolotu (rys. 5-8). 1,4 C 1,2 Z,8 1,6,4,2 -,2 α [ o ] , ,6 -,8-1 Rys. 4. Przebiegi charakterystyki C = f(α) dla profilu SD 737 1,2 1,8,6,4,2 -,2 -,4 -,6 -,8 C z,5,1,15,2 typ3 typ2 obl.tunel Rys. 5. Biegunowa mini-bsp Rybitwa C = f(c ) C X,1,8,6,4,2 typ3 typ2 obl.tunel α[ o ] C X Rys. 6. Przebiegi charakterystyki współczynnika oporu C = f(α) 1,5,5 α[ o ] , typ3 typ2 obl.tunel Rys. 7. Przebiegi charakterystyki siły nośnej C = f(α) C Z 548

7 MECHANIK 7/ α [ o ] typ3 typ2 obl.tunel Rys. 8. Przebiegi zależności doskonałości aerodynamicznej samolotu K = f(α) Charakterystyki aerodynamiczne wyznaczone dla wariantu nr 3 są nieco korzystniejsze niż w przypadku wariantu samolotu nr 1 i nr 2. Maksymalna doskonałość oszacowana dla samolotu nr 3 wynosi K max-3 = 13,4 i jest większa niż dla samolotu nr 2 (K max-2 = 12,7) i zdecydowanie większa niż wartość uzyskana z pomiarów tunelowych (K max-tun = 11,35). Wynik 13,4 nie jest zbyt zadowalający, w związku z czym wciąż prowadzone są prace nad zwiększeniem tej wartości. Wartość współczynnika siły nośnej dla samolotu nr 3 przy zerowym kącie natarcia wynosi C z (α = ) =,2, a współczynnika oporu C x (α = ) =,35. Kąt natarcia odpowiadający zerowej sile nośnej to α = - 3, natomiast pochodna charakterystyki wyporowej (rys. 7) wyniosła = 3, STATECZNOŚĆ STATYCZNA I STEROWNOŚĆ PODŁUŻNA Stateczność statyczna podłużna charakteryzuje ruch samolotu wywołany zaburzeniem przepływu powietrza, takim jak wiatr lub wychylenie organów sterowania. Najważniejszym parametrem dotyczącym stateczności statycznej podłużnej jest zapas stateczności. Ogólne kryterium stateczności mówi, że samolot jest stateczny wtedy, kiedy pochodna współczynnika momentu pochylającego względem współczynnika siły nośnej jest mniejsza od zera. Wielkość tej pochodnej determinuje podatność samolotu na wszelkie zmiany kąta natarcia. Im zapas stateczności jest większy, tym samolot trudniej wyprowadzić z pozycji równowagi, a gdy to się uda, łatwiej do niego wraca. W analizie stateczności statycznej podłużnej i dalszych rozważaniach brano pod uwagę tylko minisamolot nr 3. Badany minisamolot posiada zapas stateczności określony wartością pochodnej = -,514. Nieco ponad 5% zapasu stateczności podłużnej to w zasadzie minimalna wartość dopuszczalna, przy założeniu przedziału wartości akceptowalnych 5-3%. Powoduje to, że samolot jest bardziej podatny na podmuchy wiatru, ale również wykazuje się lepszą reakcją na wychylenia steru. K,12,1,8,6,4,2 Cm -,2-1,2 -,9 -,6 -,3,3,6,9 1,2 Rys. 9. Charakterystyka stateczności statycznej podłużnej C = f(c ) Cz δ h [ o ] -1 -,5-5,5 1 Cz Rys. 1. Zależność wychylenia steru wys. od współczynnika siły nośnej δ = f(c ) 549

8 MECHANIK 7/ δ h [ o ] V [m/s] Rys. 11. Krzywa równowagi zależność kąta wychylenia steru wysokości od prędkości lotu 5. STATECZNOŚĆ I STEROWNOŚĆ STATYCZNA BOCZNA MINISAMOLOTU Główną przyczyną powstania siły bocznej i momentów bocznych jest ślizg, czyli niesymetryczny opływ samolotu. Kąt ślizgu β jest zawarty między wektorem prędkości a płaszczyzną symetrii samolotu. Wielkość siły bocznej i momentów bocznych można regulować, zmieniając położenie organów sterowania: lotek i steru kierunku. Momenty boczne mogą jeszcze ulegać zmianie przy istnieniu niesymetrycznego ciągu silników, asymetrii geometrycznej samolotu bądź podwieszeń. Stateczność poprzeczną, podobnie jak stateczność podłużną, charakteryzuje zdolność samolotu do samoistnego przeciwdziałania siłom i momentom bocznym wywołanym przez ślizg lub przechylenie. Warunkiem stateczności poprzecznej jest to, aby współczynnik momentu przechylającego C malał wraz ze wzrostem kąta ślizgu β. Parametr charakteryzujący tę zmianę to pochodna 55 <. Dla minisamolotu Rybitwa = -.1, więc spełniony jest warunek stateczności poprzecznej. Z kolei pod pojęciem stateczności statycznej kierunkowej rozumie się zdolność samolotu do samoistnego przeciwdziałania zmianie kąta ślizgu przy ruchu prostoliniowym oraz do utrzymywania zadanego kąta ślizgu przy locie ze ślizgiem. Warunek stateczności statycznej kierunkowej wyraża się jako >. Dla minisamolotu Rybitwa =,27. Umieszczone poniżej wykresy przedstawiają dokładny charakter zmian współczynników momentu przechylającego C i odchylającego C w funkcji kąta ślizgu w zakresie ich liniowego przebiegu. W wykresach uwzględniono również wpływ kąta wychylenia lotek i sterów na przebiegi współczynników momentowych.,2,1 β [ o ] ,1 -,2 Rys. 12. Wykres wpływu kąta ślizgu na moment przechylający minisamolotu w konfiguracji gładkiej C l Rybitwa,8,6 C l,4,2 β [ o ] , ,4 -,6 -,8 δl=-15 δl= δl=15 Rys. 13. Zależność współczynnika momentu przechylającego od kąta ślizgu dla różnych wartości kątów wychylenia lotek, przy kącie wychylenia steru kierunku równym zeru

9 MECHANIK 7/213,3,2,1 β [ o ] , ,2 -,3 δv=-15 δv= δv=15 Rys. 14. Zależność współczynnika momentu przechylającego od kąta ślizgu dla różnych wartości kątów wychylenia steru kierunku, przy kącie wychylenia lotek równym zeru C l,6,4,2 β [ o ] , ,4 C n -,6 δv=15 δv= δv=-15 Rys. 15. Zależność współczynnika momentu odchylającego od kąta ślizgu dla różnych wartości kątów wychylenia steru kierunku, przy kącie wychylenia lotek równym zeru 6. WIZUALIZACJA WŁASNOŚCI LOTNYCHCH MINI-BSP W DEDYKOWANYM ŚRODOWISKU SYMULACYJNYM Powyższe zależności posłużyły jako dane wsadowe do dedykowanego środowiska symulacyjnego. W tym celu wykorzystano symulator lotu X-Plane [6, 7]. Program ten jest profesjonalnym środowiskiem symulacyjnym z powodzeniem stosowanym w symulatorach lotu na całym świecie, ze szczególnym uwzględnieniem USA. W Instytucie Techniki Lotniczej WAT trwają badania nad wykorzystaniem zaawansowanych symulatorów lotu do wstępnej analizy mechaniki lotu projektowanych samolotów. Wzrost mocy obliczeniowej komputerów pozwala wykorzystywać coraz wydajniejsze środowiska symulacyjne, jeszcze wierniej odwzorowując rzeczywistość. Testowanie reakcji samolotu w symulatorze pozwala szybko wykryć niedoskonałości konstrukcji i przyczynić się do wyeliminowania wad projektowych. Dzięki temu można wstępnie przebadać wiele układów aerodynamicznych, nie ponosząc wysokich kosztów budowy prototypów i prób w locie. Na rysunkach przedstawiono rezultaty symulowanej próby w locie samolotu mini-bsp Rybitwa. Rysunek 16 przedstawia model samolotu wykonany w programie CAD NX 7.5. Jest to konfiguracja gładka bez umieszczonej głowicy obserwacyjnej. Kolejny rysunek (rys. 17) przedstawia zrzut ekranu z dedykowanego programu do tworzenia wstępnej geometrii modelu. Na rysunku 18 zademonstrowano obrazy z symulowanych lotów, które przeprowadzono w trybie sterowania manualnego oraz automatycznie z zastosowaniem zewnętrznego autopilota włączonego w wewnętrzne pętle sterowania programu symulacyjnego (tryb Hardware-In-The-Loop). Przeprowadzone później rzeczywiste próby w locie potwierdziły własności minisamolotu zaprognozowane we wstępnych testach symulacyjnych. Rys. 16. Model mini-bsp Rybitwa wykonany w programie NX

10 MECHANIK 7/213 Rys. 17. Model samolotu mini-bsp Rybitwa wykonany na potrzeby symulatora lotu X-Plane Rys. 18. Model samolotu mini-bsp Rybitwa w trakcie symulowanej próby w locie 7. PODSUMOWANIE Przeprowadzenie próby w locie nowo utworzonego samolotu jest niejako końcowym etapem procesu projektowo-badawczego. Standardowo do tego celu używa się prototypów wykonywanych w pojedynczych ilościach, co powoduje, że całkowity koszt przeprowadzenia tego typu prób jest bardzo duży. W Instytucie Techniki Lotniczej WAT trwają prace nad wykorzystywaniem popularnego środowiska symulacyjnego X-Plane do modelowania prób w locie. Metoda wykorzystania wirtualnej przestrzeni testowej umożliwi przetestowanie różnych wersji układów aerodynamicznych w krótkim czasie, bez ponoszenia kosztów związanych z koniecznością wykonania wielu wariantów płatowca oraz organizacją i ubezpieczeniem lotów. Wstępnie przeprowadzone symulowane próby w locie samolotu mini-bsp Rybitwa dowiodły, że charakterystyki dynamiczne wyznaczane w sposób analityczny można z powodzeniem zaimplementować do używanego programu symulacyjnego i uzyskiwać jakościowe efekty lotu w sposób wirtualny. Symulacyjne środowisko można więc z powodzeniem wykorzystywać jako użyteczne narzędzie do wstępnego testowania rozważanych wariantów aerodynamicznych, zanim podjęta zostanie decyzja o wykonaniu wariantu ostatecznego, czyli przeznaczonego już do walidacji w locie rzeczywistym. LITERATURA [1] Krzyżanowski A.: Mechanika lotu, WAT, Warszawa, 29. [2] Raymer D.P.: Aircraft Design: A Conceptual Approach. Fifth edition, AIAA Education Series 212. [3] Rogólski R., Chachurski R., Frant M. i inni: Demonstrator technologii bezzałogowego statku powietrznego klasy mini, Sprawozdanie z realizacji grantu rektorskiego nr 586/27 finansowanego przez Rektora WAT, Warszawa, 29. [4] Russel J.B.: Performance and Stability of Aircraft. Butterworth Heinemann, 23. [5] Staszek J.: Mechanika lotu modeli latających, WKiŁ, Warszawa, [6] X-Plane X-Plane 1 Manual. Laminar Research. [7] X-Plane Plane Maker Manual. Laminar Research. 552