PP-2 Kestrel. Projekt bezpilotowego aparatu latającego. klasy Mini-UAV

Transkrypt

1 PP-2 Kestrel Projekt bezpilotowego aparatu latającego klasy Mini-UAV Opracowali: Sekcja Silników Lotniczych mgr inż. Jędrzej MOSIĘŻNY mgr inż. Bartosz RAKOWSKI mgr inż. Mikołaj WOŹNIAK mgr inż. Bartosz ZIEGLER mgr inż. Krzysztof RAPIEJKO Koło Naukowe Obróbki Skrawaniem: Wiktor HOFFMANN Małgorzata SULSKA Łukasz FĄFEREK Patryk MAIK Adam GRZEŚKOWIAK,Błażej SZYMUL

2 Spis treści 1 Skład Koła Naukowego Obróbki Skrawaniem 2 Projekt koncepcyjny systemu 2.1 Przedstawienie założeń projektowych 2.2 Opis sposobu realizacji misji 2.3 Wybór układu i podziałów płatowca 2.4 Dobór głównych parametrów geometrycznych i masowych płatowca 3 Naziemna stacja kontroli lotu 4 Systemy pokładowe 4.1 Pokładowe układy pomiarowe 4.2 Systemy rozpoznania 4.3 System zrzutu 5 Urządznie startowe 5.1 Procedury transportu i montażu 5.2 Wymóg podania procedór bezpieczeństwa przy obsłudze 6 System odzysku 7 Projekt wstępny i konstrukcyjny płatowca BSP 8 Programy do autopilota 8.1 Automatyczne uwalnianie spadochronu 8.2 Testy silników 8.3 Przesył informacji 9 Wnioski końcowe 10 Kosztorys projektu 11 Wykaz literatury 12 Wykaz oprogramowania

3 1 Skład Koła Naukowego Obróbki Skrawaniem Opiekunowie koła: Dr inż. Agnieszki Wróblewskiej Dr inż. Rafał Talar Wsparcie techniczne: inż. Karol Czajkowski Zespół: Wiktor Hoffmann tel Adam Grześkowiak Łukasz Fąferek tel Małgorzata Sulska tel Patryk Maik Błażej Szymul Pomoc: Przemek Poszwa Katarzyna Aleksandrowicz Mateusz Hoffmann 2 Projekt koncepcyjny systemu 2.1 Przedstawienie założeń projektowych Celem projektu jest wykonanie bezpilotowego aparatu latającego klasy Mini-UAV. Efekty naszej pracy zostaną zaprezentowane na Międzyuczelnianych Inżynierskich Warsztatach Lotniczych 2014r. w Bezmiechowej. Bezzałogowiec wyposażony będzie w kamerę, która pomoże w poprawnym wykonaniu zadań konkursowych. Zgodnie z regulaminem konkursu na bezpilotowy statek powietrzny projektowany samolot ma spełniać następujące wymagania: maksymalna masa startowa 5kg w stanie gotowym do transportu płatowiec BSP musi zmieścić się w pojemniku transportowym o wymiarach wewnętrznych 1000 x 300 x 350 mm. Pojemnik transportowy- pojemnik, który zabezpiecza główne elementy systemu (bez stacji naziemnej i katapulty startowej) takie jak skrzydła, kadłub, usterzenie, wyposażenie pokładowe wyposażenie bezpieczeństwa: BSP musi być wyposażony w system odzysku (spadochronowy bądź inny) zapewniający wyhamowanie prędkości lotu i lądowanie z prędkością pionową nie większą niż 7 m/s

4 2.2 Opis sposobu realizacji misji Do wykonania są dwie misje: a) Rozpoznanie z powietrza obiektów- wykonamy to zadanie używając pokładowej kamery, sterowanie odbędzie się manualnie b) Zrzut soczku w kartoniku- cel soczku odnajdziemy poprzez obserwację obrazu na kamerze, a zrzut nastąpi w sposób manualny z wykorzystaniem serwonapędu uwalniającego soczek. 2.3 Wybór układu i podziałów płatowca Pierwszym krokiem do stworzenia samolotu PP-2 Kestrel było stworzenie szkicu koncepcyjnego. Strona 2

5 Rysunek 2.1 Pierwsza koncepcja samolotu Na podstawie szkicu koncepcyjnego wyłoniono ogólną charakterystykę bezpilotowa PP-2 Kestrel. Projektowany bezpilotowiec to wolnonośny górnopłat o konstrukcji skorupowej. Usterzenie typu T. Napęd, dwa silniki elektryczne o łącznej mocy 1,6 kw, śmigła o stałym skoku, składane. Celem było stworzenie samolotu, który mimo ograniczeń wymiarów pojemnika transportowego będzie charakteryzował się bardzo dobrymi właściwościami aerodynamicznymi. Z racji napędu silnikami elektrycznymi oraz dużej masy pakietów ogniw, wydłużenie długotrwałości lotu może zostać osiągnięte jedynie przez maksymalne dopracowanie aerodynamiki samolotu. 2.4 Dobór głównych parametrów geometrycznych i masowych płatowca Szkic koncepcyjny wyłonił geometrię projektowanego Bezpilotowego Aparatu Latającego: Rozpiętość: 2,6 m Długość: 1,8 m Powierzchnia nośna: 0,8 m 2 3 Naziemna stacja kontroli lotu Stacja naziemna składa się z: aparatury SPEKTRUM DX10 Ipada 2 wyposażonego w moduł odbiorczy SPEKTRUM (jest to moduł odbierający sygnał z nadajnika telemetrii) Laptopa SAMSUNG R540, na którym wyświetlany będzie obraz z kamery Strona 3

6 Poprzez umieszczenie na pokładzie samolotu modułów odpowiedzialnych za badanie parametrów lotu oraz przekazywanie danych do stacji naziemnej wszelkie dane telemetryczne są przez nas na bierząco monitorowane. Łączność obiektu z naziemną stacją kontroli lotów odbywa się za pomocą aparatury zdalnego sterowania SPEKTRUM na częstotliwości 2,4GHz (z modulajcą DSMX) oraz za pomocą modułu przesyłu danych telemetrycznych. Dla zachowania bezpieczeństwa układu umieszczono w środkowym skrzydle spadochron, który otwiera się w przypadkach planowanych lub w sytuacji utraty łączności modułu SPEKTRUM z odbiornikiem na pokładzie bezzałogowca. Dodatkowym elementem stacji naziemnej jest katapulta do wystartowania bezzałogowca oraz moduł ładowania akumulatorów. Rysunek 3.1 Spektrum DX10 4 Systemy pokładowe 4.1 Pokładowe układy pomiarowe Moduł Moduł GPS Spektrum Cel Odczyt aktualnej pozycji Obrotomierz spektrum Znajomość aktualnych obrotów silnika Strona 4

7 Żyroskop Rurka pitota Moduł pomiaru wysokości Utrzymanie oczekiwanego położenia kątowego Pomiar prędkości modelu wględem powietrza Pomiar wysokości względem ziemi 4.2 Systemy rozpoznania W celu rozpoznania obiektów umieściliśmy na pokładzie kamerę FlyCamOne. Przekazywanie obrazu będzie się odbywało poprzez nadajnik FPV zamieszczony na pokładzie. Nadajnik ten będzie wysyłał obraz na częstotliwości 5,8GHz do odbiornika. Obraz zostanie wyświetlony na monitorze. Dodatkowe obserwowanie parametrów lotu pozwoli nam na kontrolę procesu rozpoznania, czyli za razem wykonania zadań konkursowych. 4.3 System zrzutu Zadaniem konkursowym będzie zrzucenie soczku. Zidentyfikowanie obszaru, na który ma zostać zrzucony soczek nastąpi podobnie jak wykonanie misji rozpoznania. Uwalnianie soczku nastąpi poprzez ruch dodatkowego serwonapędu. 5 Urządznie startowe 5.1 Obliczenia urządzenia startowego 5.2 Procedury transportu i montażu Urządzenie startowe składa się z: Dwóch ceowników o długości 1,1m Haka, o który zaczepiona jest guma Gumy modelarskiej o przekroju prostokątnym Stalowego łącznika agregującego dwie części katapulty Nóżki ustalającej odpowiedni kąt wystrzału W celu ułatwienia transportu opracowaliśmy następujące procedury: Strona 5

8 PP-2 Kestrel. Projekt Bezpilotowego owego Aparatu Latającego Ceownik dzielony jest na części równej długości i po złożeniu tworzy przekrój prostokątny, tak aby zoptymalizować zajmowaną objętość Nóżka zostaje odkręcona do transportu Guma modelarska jest zdemontowana i zwinięta Hak jest zmontowany z ceownikiem Łącznik jest zdemontowany Procedury montażu: 1. Wypakować części katapulty z bagażnika 2. Do tylnej części ceownika dokręcić nóżkę 3. Tylną część ceownika obrócić o 180 o względem osi wzdłużnej 4. Za pomocą łącznika oraz 4 śrub M8 i nakrętek motylkowych, przyspieszających procedurę montażu, złączyć ze sobą dwie części katapulty 5. Ponownie obrócić całość wzdłuż osi pionowej opierając górną część (tą bez nóżki, w której znajduje się hak) o skrzynię startową 6. Skrzynia startowa stanowi drugą podporę katapulty 5.3 Wymóg podania procedur r bezpieczeństwa przy obsłudze Start z katapulty nie jest możliwy bez świdomego naciągnięcia gumy wyrzucającej model. Aby zachować bezpieczeństwo nie należy wprowadzać w obszar pracy gumy żadnych przedmiotów obcych. W bezpośrednim sąsiedztwie (3m) od katapulty startowej może znajdować się tylko osoba starująca model i powinna ona stać z tyłu katapulty. Wszyscy ocserwatorzy oraz pilot muszą znajdować się za katapultą. 6 System odzysku Systemem odzysku jest spadochron wraz z elementami wykonawczymi uwalniającymi go. Automatyczne uruchamianie spadochronu nastąpuje po utracie zasięgu. Działanie to opiera się na ustaleniu położenia serwomechanizmów w odpowiednich kątach. Manualne uwalnianie spadochronu następuje za pomocą ą dwupozycyjnego przełącznika w aparaturze SPEKTRUM do zdalnego sterowania. 7 Projekt wstępny i konstrukcyjny płatowca BSP Skrzydło zaproponowane w szkicu koncepcyjnym charakteryzuje się dużym wydłużeniem i cienkim profilem ( ). Skrzydło tego typu ma małą sztywność i dużą podatność na skręcanie. Strona 6

9 Aby zapewnić wymaganą sztywność takiego skrzydła, należałoby zastosować grube i ciężkie powłoki kompozytowe. Aby zoptymalizować aerodynamikę i sztywność konstrukcji zdecydowano się na zmianę pierwotnych wymiarów samolotu. Tabela 7.1 Dane wejściowe do obliczeń Parametr Symbol Wartość Jednostka Gęstość powietrza ρ 1,225 kg/m 3 Przyspieszenie ziemskie g 9,81 m/s 2 Masa startowa MTOW 5 m/s Prędkość minimalna VMIN 10 m/s Prędkość optymalna V OP 20 m/s Prędkość maksymalna V NE 30 m/s Rozpiętość l 2,6 m Cięciwa przykadłubowa b 0,3 m Główna cięciwa aerodynamiczna MAC 0,265 m Powierzchnia nośna S 0,667 m 2 Wydłużenie λ 10,14 - Dla założonych prędkości i masy startowej wymagany jest następujący współczynnik siły nośnej: Strona 7

10 6, 00 5, 00 wymagany cz Cz - max Cz - start Cz - lot 4, 00 Cz 3, 00 2, 00 1, 00 0, V [m/s] Rysunek 7.1 Wymagany współczynnik siły nośnej Na podstawie wykresu można sformułować następujące wymagania: C z maksymalny: 1,3 C z dla α=0 o : 0,3 Ponadto, wybrany profil powinien cechować się: dużą wartością dc z /dα łagodnym przejściem przy α kryt Grubością ok. 10% Profil spełniający te wymagania to SD7037: Rysunek 7.2 Profil SD7037 (XFLR5) Strona 8

11 Tabela 7.2 Właściwości profilu SD7037 Parametr Symbol Wartość Jednostka Maksymalna grubość Poł. Maks grubości Maks. zakrzywienie Poł. Maks zakrzywienia C z maksymalny (α=10 o ) C z przelotowy (α=0 o ) g 9,20 % x g 29 % c 3,02 % x c 39,91 % Cz MAX 1,3 - Cz LOT 0,3 - Rysunek 7.3 Biegunowe profilu SD7037 (XFLR5) Wybrany profil spełnia postawione wymagania i zostanie zastosowany w skrzydle samolotu. Projekt skrzydła Strona 9

12 Wymiary geometryczne skrzydła odpowiadają wymiarom przedstawionym w tabeli 2.1. Jako, że projektowany statek powietrzny ma być zdolny do lotu autonomicznego, skrzydło poza wytwarzaniem siły nośnej ma także zapewnić odpowiednią stateczność kierunkową i podłużną samolotu. Profil skrzydła jest stały na całej długości, zmienia się tylko cięciwa (rys. 3.4). Zwężenie skrzydła powoduje wyrównanie lokalnego współczynnika siły nośnej na całej długości skrzydła. Taki rozkład współczynnika sprawia, że w przypadku przeciągnięcia samolotu, utrata siły nośnej nastąpi wpierw przy kadłubie. Pozwoli to na zachowanie działania lotek i zachowanie sterowności (rys. 3.5). Strona 10

13 Rysunek 7.4 Obrys prawego skrzydła (Autodeks Inventor) Rysunek 7.5 Rozkład lokalnego współczynnika siły nośnej (XFLR5) Biegunowe skrzydła, bez wpływu kadłuba przedstawiono na rysunku 3.7. Usterzenie samolotu Ze względów konstrukcyjnych (wymóg skrzyni transportowej) usterzenie samolotu projektowano przede wszystkim pod kątem łatwego wytwarzania oraz łatwego montażu poszczególnych elementów płatowca. Strona 11

14 Zdecydowano, że usterzenie poziome będzie oparte na profilu symetrycznym o zerowym kącie zaklinowania, a ramię działania usterzenia wyrównawczego będzie zdefiniowane względami konstrukcyjnymi. Trymowanie samolotu będzie odbywać się za pomocą cyfrowych serwomechanizmów odpowiedzialnych za ruch powierzchniami sterowymi. Usterzenie pionowe także wymiarowano względem wymiarów skrzyni transportowej. Ze względu na symetryczną konstrukcję bryły aerodynamicznej oraz zespół napędowy oparty na dwóch silnikach o przeciwnych kierunkach obrotu, usterzenie pionowe będzie oparte na profilu symetrycznym. Bryła aerodynamiczna Bryła aerodynamiczna projektowanego samolotu ma wytwarzać jak najmniejszy opór aerodynamiczny. Kadłub samolotu zaprojektowany tak, by wszystkie przejścia między poszczególnymi elementami płatowca były możliwie płynne i bez gwałtownych uskoków. Rysunek 7.8: Rzut izometryczny bryły aerodynamicznej samolotu (XFLR5) Ze względu na brak dokładnych danych dotyczących oporu kształtu kadłuba i usterzenia, dalszą analizę przeprowadzono w programie XFLR5. Program symuluje opływ ze stałą prędkością wokół płatowca dla zadanego zakresu kątów natarcia. Strona 12

15 Rysunek 7.9: Wyniki analizy numerycznej bryły aerodynamicznej Zestawienie danych Przeprowadzone obliczenia i analizy numeryczne pozwoliły na uzyskanie pełnego zestawu danych aerodynamicznych płatowca. Rysunek 7.10 Biegunowe płatowca (XFLR5) Strona 13

16 50, 00 45, 00 40, 00 do35, 00 sk 30, 00 on ał 25, 00 oś ć 20, 00 15, 00 doskonałość 10, 00 5, 00 0, V [m/s] Rysunek 7.11 Krzywa doskonałości samolotu 0 V [m/s] , , 5 w [m- 2 /s] - 2, 5-3 opadanie [m/s] - 3, , 5 Rysunek 7.12: Biegunowa opadania samolotu Strona 14

17 0,0600 N wy ma ga na [k W] 0,0500 0,0400 0,0300 0,0200 0,0100 N wymagana 0, V [m/s] Rysunek 7.13: Krzywa mocy wymaganej Przeprowadzone obliczenia pozwoliły na uzyskanie zestawu prędkości eksploatacyjnych projektowanego bezpilotowego aparatu latającego. Tabela 7.3 Wykaz prędkości charakterystycznych projektowanego samolotu (IAS) Parametr Symbol Wartość Jednostka Prędkość minimalna V min 10 m/s Prędkość startu V TO 11 m/s Prędkość minimalnego opadania V ek1 15 m/s Prędkość ekonomiczna V ek2 16 m/s Prędkość optymalna V OP 20 m/s Prędkość opadania przy V ek1 W min1 0,4 m/s Prędkość opadania przy V ek2 W min2 0,45 m/s Prędkość opadania przy V OP W OP 0,5 m/s Doskonałość przy V OP K 45 - Strona 15

18 Efektem końcowym obliczeń aerodynamicznych jest gotowa bryła aerodynamiczna projektowanego bezpilotowca: Tabela 7.4 Dane geometryczno-masowe PP-2 Kestrel Parametr Symbol Wartość Jednostka Masa startowa MTOW 5 kg Rozpiętość skrzydeł L 2,6 M Powierzchnia nośna S 0,637 m 2 Wydłużenie skrzydeł λ 9,81 - Kąt zaklinowania β 0 deg Kąt skosu χ 2,31 deg Kąt wzniosu δ 5 deg Profil skrzydła - SD Rozpiętość usterzenia poziomego l H 0,6 m Powierzchnia usterzenia poziomego S H 0,11 m 2 Wydłużenie usterzenia poziomego λ H 3,43 - Kąt zaklinowania usterzenia β H 0 deg Profil usterzenia poziomego - NACA Wysokość usterzenia pionowego h V 0,275 m Powierzchnia usterzenia pionowego S V 0,06 m 2 Profil usterzenia pionowego - NACA Długość całkowita L 1,85 m Ramię działania usterzenia wyrównawczego L H 1,221 m Wyważenie samolotu Dane bryły aerodynamicznej pozwoliły na dobranie elementów wyposażenia i wstępne rozłożenie elementów w płatowcu w celu jego odpowiedniego wyważenia masowego. Strona 16

19 Rysunek 7.14 Schemat obliczenia środka ciężkości samolotu Środek ciężkości oblicza się poprzez obliczenie sumarycznego momentu statycznego pochodzącego od elementów wyposażenia względem punktu odniesienia na nosie samolotu. Tabela 7.5 Wykaz elementów wyposażenia płatowca Urządzenie Sztuk Masa [g] Ramię [mm] Momenty [g*mm] Jeti Model - MT300 Sensor temperatury Jeti Model - E8 EXPANDER Jeti Model - MGPS - sensor położenia GPS Jeti Model - MRPM-AC Sensor obrotów silnika Jeti Model - MUI 200 Sensor prądowy Jeti Model - MSpeed Sensor prędkości Spadochron Jeti Model - MVario - sensor wysokości Kamera FlyCamOne3 V2 - Acme FCO3 - FlyCamOne3 5,8 GHz Transmission Set Strona 17

20 FCO3 - Moduł LinX 433 MHz microsd 8GB Pakiet KOKAM 5000mAh 7,4V 30C Silnik 3F Turnigy SK Kv /630W Kołpak aluminiowy TURBO 40/4/ Łopaty AERO-naut 9x5/ Regulator obrotów 3F HK SS 50-60A ESC Serwo Alturn ADS 640 LTG Serwo Hitec HS 5125MG Digital Serwo Hitec HS 5125MG Digital kadłub , ogon skrzydła suma Uzupełniając bilans mas i momentów o wartość i moment obciążenia wyrównawczego, uzyskano położenie środka ciężkości samolotu. W celu uzyskania danych liczbowych, w szczególności współczynnika momentu pochylającego, należy przeprowadzić analizę aerodynamiczną płatowca bez statecznika poziomego. Strona 18

21 Rysunek 7.15 Wyniki analizy samolotu bez statecznika (XFLR5) Tabela 7.6 Wartości obciążenia wyrównawczego i położenie środka ciężkości C m -0,636 [-] P H P H L H M H M GŁÓWNY x C -2,72 [N] -231 [g] 1723 [mm] [g*mm] 2,99E+06 [g*mm] 562 [mm] Analiza aerodynamiczna płatowca wyposażonego w statecznik poziomy o profilu symetrycznym przy zerowym kącie zaklinowania wykazała, że dla dodatnich kątów natarcia środek parcia znajduje się w odległości mm od krawędzi natarcia skrzydła, tj w odl mm od punktu odniesienia. Strona 19

22 Rysunek 3.16 Wędrówka środka parcia samolotu (XFLR5) Z przedstawionych obliczeń wynika, że środek ciężkości znajduje się za środkiem parcia, dla kątów natarcia zbliżonych do zera. Bez odpowiedniej korekcji samolot będzie ciężki na ogon i niestateczny. W celu wyeliminowania niestateczności i zapewnienia odpowiedniego położenia środka ciężkości należy zapewnić odpowiednią wartość obciążenia na usterzeniu poziomym. Idealne wyważenie aerodynamiczne nastąpi, gdy środek ciężkości samolotu przesunie się w odległość mniejszą niż 100mm od krawędzi natarcia lub 500mm od punktu odniesienia. Modyfikacja obliczeń masowych pozwoliła na określenie potrzebnego obciążenia pochodzącego od trymera. Tabela 7.7 Modyfikacja położenia środka ciężkości przez trymowanie samolotu P H trym P H trym L H (od nosa) M H trym x C -2,60 [N] -250 [g] 1723 [mm] [g*mm] 491 [mm] Strona 20

23 Obliczenia wykazały, że przyłożenie dodatkowego obciążenia o wielkości 2,5 [N] przesunie środek ciężkości w bezpieczne położenie zapewniając odpowiedni zapas stateczności samolotu. Dalsze obliczenia wykazały, że w celu osiągnięcia położenia środka ciężkości w bezpieczne położenie, należy zastosować statecznik poziomy zaklinowany pod kątem O względem płaszczyzny O xy samolotu oraz zastosować trymer. Jako że położenie poszczególnych elementów przedstawione w tabeli 3.4 może ulec zmianie przy dalszym etapie projektowania, zdecydowano, że statecznik poziomy zostanie umieszczony równolegle do skrzydła (tj. przy kącie zaklinowania 0 O ), a wyważenie aerodynamiczne będzie realizowane przez cyfrowy trymer w jaki wyposażono dobrane serwomechanizmy. Projekt struktury siłowej Obwiednia obciążeń Pierwszym krokiem jest określenie obwiedni obciążeń w locie określającej obszar dopuszczalny użytkowania bezpilotowego aparatu latającego. Projektowany samolot nie będzie wykonywał akrobacji oraz lotów z dużymi współczynnikami obciążeń. W dalszych obliczeniach będzie rozpatrywany jako samolot nieakrobacyjny. Oznacza to, że maksymalny i minimalny współczynnik obciążeń takiego samolotu wynoszą odpowiednio 4 i Obwiednia od sterowania n -] [ , 00 10, 00 15, 00 20, 00 25, 00 30, 00 35, V [m/s] Rysunek 7.17 Obwiednia obciążeń od sterowania Powyższy wykres uwzględnia dopuszczalne obciążenia w funkcji prędkości dla lotu w nieruchomej atmosferze. Aby uwzględnić obciążenia pochodzące od lotu w burzliwej atmosferze, należy skonstruować obwiednie obciążeń od turbulencji. Regulamin konkursu zakłada, że loty będą się odbywały przy prędkości wiatru do 10m/s. Zakłada się więc, że Strona 21

24 samolot będzie eksploatowany w turbulentnej atmosferze, której ruchy pionowe powietrza nie będą przekraczały 10 m/s. 8 6 Obwiednia od podmuchów n -] [ V [m/s] Rysunek 7.18 Obwiednia obciążeń od podmuchów W celu określenia obszaru dopuszczalnego użytkowania samolotu, połączono powyższe wykresy i uzyskano obwiednie obciążeń w locie: n -] [ 2 0 0, , 00 10, 00 15, 00 20, 00 25, 00 30, 00 35, Obwiednia od sterowania Obwiednia od podmuchów V [m/s] Rysunek Obwiednia obciążeń w locie Z powyższego rysunku wynika, że samolot musi podołać obciążeniom eksploatacyjnym n=(7, -5). Obliczenia struktury siłowej zostaną przeprowadzone dla tych obciążeń eksploatacyjnych. Strona 22

25 Struktura siłowa skrzydła Ze względu na fakt, że skrzydło projektowanego bezpilotowa ma zostać wykonane z kompozytów szklano-epoksydowych, zdecydowano, że zostanie zaprojektowane i wykonane jako konstrukcja skorupowa. Oznacza to, że powłoka skrzydła będzie elementem przenoszącym obciążenia. W celu wyznaczenia sił wewnętrznych działających w skrzydle, należy poznać rozkład siły aerodynamicznej działającej wzdłuż długości skrzydła. Rysunek 7.20 Rozkład lokalnego współczynnika siły nośnej dla współczynnika obciążeń n=7 (XFLR5) Wykorzystywane narzędzie pozwala na określenie momentu zginającego skrzydło, pochodzącego od sił aerodynamicznych. Strona 23

26 Rysunek 7.21 Wykres momentu zginającego dla współczynnika obciążeń n=7 (XFLR5) Uzyskany wykres momentów zginających skrzydło pozwoli na obliczenie skrzydła pod względem wytrzymałościowym. Zdecydowano, że struktura skrzydła będzie oparta na głównym dźwigarze skrzynkowym oraz dźwigarze pomocniczym o profilu ceownika. Dźwigar skrzynkowy ma za zadanie przejąć moment skręcający skrzydło oraz moment zginający. Dźwigar pomocniczy ma za zadanie usztywnienie konstrukcji oraz zamknięcie profilu lotniczego w miejscu lotki. Rysunek 7.22 Projekt wstępny struktury siłowej skrzydła (Autodesk Inventor) Strona 24

27 PP-2 Kestrel. Projekt Bezpilotowego owego Aparatu Latającego Dźwigar główny znajduje się w 30% cięciwy skrzydła, licząc c od noska profilu. Dźwigar pomocniczy znajduje się ę w 25% cięciwy licząc od krawędzi spływu. Elementy struktury siłowej zostaną wykonane z włókna węglowego impregnowanego żywicą.. Wg danych katalogowych wytrzymałość na rozciąganie CFRP wynosi R m = 600MPa, na ściskanie R c = 570MPa. Będzie to wartość odniesienia do zdefiniowania warunków wytrzymałościowych. Zakłada się, że e samolot musi przenieść obciążenie eksploatacyjne n e e=7 powiększone o współczynnik bezpieczeństwa 1.5. Daje to współczynnik obciążeń niszczących n n =10,5. Odpowiada to przelotowi z prędkością 31 [m/s] na maksymalnym kącie natarcia α=12 O. Obliczenia zakładają dwie możliwości wykonania dźwigara skrzynkowego, o profilu prostokątnym tnym o wymiarach b x h oraz o profilu kwadratowym o wymiarach h x h. Rysunek 7.23 Wymiary rozpatrywanych przekrojów dźwigara Sporządzono rozkład naprężeń zastępczych wzdłuż długości skrzydła dla obydwu możliwych konfiguracji dźwigara. Wykres uwzględnia także naprężenia pochodzące ce od skręcania skrzydła zgodnie z hipotezą Hubera. Przyjęto grubość ścianki profilu dźwigara g=1mm Strona 25

28 Rysunek 7.24 Rozkład naprężeń zastępczych wzdłuż długości skrzydła Z powyższego wykresu wynika, że maksymalne naprężenia dla dowolnego profilu dźwigara głównego wynoszą ok. 140MPa. Maksymalne naprężenia są ok 3-krotnie mniejsze od naprężeń niszczących. Z obliczeń wynika, że obciążenia działające na skrzydło przejmie sam dźwigar główny, bez uwzględnienia dźwigara pomocniczego oraz powłoki skrzydła. Pozornie, projektowane skrzydło zdaje się być przewymiarowane. Jednak wartość R m = 600MPa jest wartością orientacyjną dla idealnie wykonanego materiału. Nie jest znana rzeczywista wytrzymałość materiału z jakiego będzie wykonany dźwigar. Kolejnym czynnikiem jest ryzyko błędnego oszacowania obciążeń jakim będzie poddany projektowany samolot. Zdecydowano, że projektowane skrzydło będzie przewymiarowane, w celu uwzględnienia niedokładnych danych materiałowych, oraz ewentualnych błędów przy produkcji elementów samolotu. 25 Rozkład szerokości dźwigara, wzdłuż rozpiętości skrzydła przedstawiono poniżej: 20 szerokośc dzwigara Rysunek 7.25 Rozkład szerokości dźwigara wzdłuż długości skrzydła Struktura siłowa kadłuba Obliczenia wytrzymałościowe kadłuba przeprowadzono w module projektowania wałów programu Autodesk Inventor. Zgodnie z literaturą, modelem obliczeniowym kadłuba jest belka na dwóch podporach obciążona obciążeniem ciągłym, pochodzącym od masy kadłuba i belki ogonowej oraz obciążeniami skupionymi, pochodzącymi od elementów wyposażenia znajdujących się w kadłubie. Obliczenia wykonano dla współczynnika obciążeń n=10. Wartości obciążeń ciągłych obliczono na podstawie znanych mas elementów, ich długości przyspieszenia ziemskiego powiększonego o współczynnik obciążeń niszczących. Wartości sił skupionych obliczono na podstawie mas elementów wyposażenia umieszczonych w kadłubie (tabela 3.4) oraz wartości przyspieszenia działającego na płatowiec. W środku parcia usterzenia poziomego przyłożono moment pochodzący od obciążenia wyrównawczego. W środku parcia skrzydła przyłożono Strona 26

29 moment zginający równy momentowi skręcającemu skrzydło dla danego przypadku obliczeniowego. Obliczenia sił tnących i momentów zginających przeprowadzono na modelowym elemencie o profilu rurowym o wymiarach: D= 41 [mm], g=3 [mm], l= 1850 [mm]. Model obliczeniowy przedstawiono na rysunku Rysunek 7.26 Model obliczeniowy kadłuba Na podstawie wprowadzonych danych uzyskano następujące rozkłady sił tnących i momentów zginających w kadłubie: Rysunek 7.27 Rozkład sił tnących wzdłuż długości kadłuba Strona 27

30 Rysunek 7.28 Rozkład momentów zginających wzdłuż długości kadłuba Założenie, że model obliczeniowy to belka o profilu rurowym D= 41 [mm], g=3 [mm], l= 1850 [mm] pozwoliło na uzyskanie wielkości naprężeń zredukowanych wzdłuż belki. Rysunek 7.29 Rozkład naprężeń zredukowanych wzdłuż kadłuba Wymiar belki odpowiada wymiarowi połączenia belki ogonowej z kadłubem. Połączenie znajduje się w odległości 870mm od nosa samolotu, więc wartość naprężenia zredukowanego w tym położeniu odpowiada naprężeniom w połączeniu belka ogonowa-kadłub. Strona 28

31 Rysunek 7.30 Wymiary mocowania belki ogonowej do kadłuba Tabela 7.8 Wartości wymuszeń w łączeniu kadłub belka ogonowa Parametr Wartość Jednostka Odległość od nosa 870 [mm] Siła tnąca 990 [N] Moment zginający 475 [Nm] Naprężenia ścinające 2,5 [MPa] Naprężenia zginające 147 [MPa] Naprężenia zredukowane 150 [MPa] Ze względu na wielkość naprężeń i oraz charakter pracy połączenia (konieczność wielokrotnego montażu i demontażu) zdecydowano, że element łączący kadłub będzie wykonany z aluminium AL6061 T4. Wytrzymałość materiału na zginanie to R g =143MPa. Jednak element współpracuje z tuleją montażową o większej średnicy i powierzchni przekroju poprzecznego. Ze względu na znikomo małe siły i momenty działające w przekroju łączącym przedział nosowy z kadłubem nie wykonywano obliczeń wytrzymałościowych tego połączenia. Założono, że cztery sworznie wykonane z aluminium AL6061 T4 będą wystarczające dla tego połączenia. Struktura siłowa płatowca. Strona 29

32 Wolnonośny górnopłat z usterzeniem typu T. Konstrukcja skrzydeł, usterzeń i kadłuba skorupowa. Powłoki zewnętrzne wykonane z laminatu szklano-epoksydowego, elementy siłowe wykonane z kompozytu węglowego. Łączenie belki ogonowej z kadłubem oraz łączenie przedziału wyposażenia z kadłubem aluminiowe. Łączenie skrzydeł z kadłubem oraz konsol skrzydła przy użyciu bagnetów węglowych. Współczynniki obciążeń eksploatacyjnych: n = (7, -5); Współczynniki obciążeń niszczacych: n = (10, -7); Współczynnik bezpieczeństwa: xb = 1,5; Aktualny projekt struktury siłowej przedstawia rysunek 3.31 Rysunek 7.31 Projekt struktury siłowej PP-2 Kestrel Wykonanie poszczególnych elementów Płatowiec został wykonany z połączenia laminatem włókien szklanych, kevlaru i siatki włókien węglowych. Ten typ połączenia daje odpowiednią sztywność. Kadłub samolotu, belka ogonowa, skrzydła, konsole oraz statecznik poziomy zostały wykonane w formach negatywowych. Każdy z elementów został wykonany z dwóch połówek laminowanych w formach negatywowych oraz utwardzanych za pomocą żywicy epoksydowej. Po laminowaniu w połówki elementów zostały wklejone elementy siłowe jak dźwigary i podłużnice oraz elementy pomocnicze jak wręgi i żebra. Następnie połówki elementów zostały Strona 30

33 sklejone razem, a spoina zostanie wzmocniona rowingiem węglowym. Spoiwem jest żywica L285. Użycie laminatów szklano-epoksydowych i kompozytów węglowych pozwoli na uzyskanie elementów o niezwykle dużej wytrzymałości przy jednoczesnym uzyskaniu niskiej masy. Ponadto, formy użyte do wykonania elementów są formami wielokrotnego użytku. Pozwoli to na wykonanie dowolnej ilości elementów płatowca będących idealnie spasowanymi z już istniejącymi. Takie rozwiązanie zapewni seryjność produkcji poszczególnych elementów i umożliwi wykonanie kilku identycznych egzemplarzy płatowca. System obserwacji PP-2 Kestrel został zaprojektowany tak, by móc zostać wyposażony w dowolny sprzęt badawczy o masie mniejszej niż 1kg. Przedział nosowy jest przestrzenny i pozwala na umieszczenie w nim sprzętu obserwacyjnego, meteorologicznego, aerometrycznego, geodezyjnego itp. Podstawowym wyposażeniem przygotowywanym na MIWL 2014 jest głowica obserwacyjna wyposażona w kamerę światła dziennego i tor AV. Przykładowy projekt miniaturowej głowicy obserwacyjnej przedstawiono na rysunku 4.1. Głowica jest umieszczona w części dolnej przedziału nosowego. Rysunek 7.32 Projekt wstępny głowicy obserwacyjnej. Zastosowanie takiego rozwiązania wymagało od nas zaprojektowania oddzielnego toru AV do przekazywania obrazu z kamery na żywo. Obraz przesyłamy przez nadajnik FPV zamieszczony na pokładzie. Przesył następuje na częstotliwości 5,8GHz i obraz odtwarzany jest na monitorze komputera. Strona 31

34 Rysunek 7.33 FlyCamOne HD 1080p Przedstawiona kamera jest dostarczana wraz z gotowym systemem transmisji video dostosowanym do urządzenia, antenami kierunkowymi oraz oprogramowaniem umożliwiającym podgląd obrazu na komputerze klasy PC. Zastosowanie gotowego systemu pozwoli na uniknięcie problemów związanych z koniecznością dostrojenia ze sobą poszczególnych elementów systemu. Kamera, system przesyłu danych, system sterowania głowicą oraz pakiety ogniw zasilających system obserwacyjny znajdują się w przedziale nosowym bezpilotowca. Wyrzutnia Według regulaminu konkursu na bezpilotowiec elementem dodatkowo punktowanym jest wyrzutnia startowa. Wyrzutnia ma zapewnić startującemu bezpilotowcowi odpowiednią prędkość startu na krótkim dystansie. Zastosowanie wyrzutni zapewni powtarzalne warunki startu co wyeliminuje ryzyko utraty kontroli nad samolotem podczas startu. Projekt wstępny wyrzutni przedstawiono na rysunku 4.5. Strona 32

35 Rysunek 7.34 Projekt wyrzutni 8 Programy do autopilota Poniżej prezentujemy kilka programów do autopilota. Są one napisane w języku C z użyciem blibliteki STM. Przy kluczowych poleceniach programu znajdują się opisy wyjaśniające działanie. Mieliśmy możliwość przetestowania tylko niektórych programów, pozostałe napisane zostały jako podstawa do dalszych działań. Planujemy w tym roku usprawnić naszego drona o ten system. Będzie on wymagał regulacji parametrów lotu oraz odczytu sygnałów przepływających między poszczególnymi modułami. Podstawą działania naszego autopilota ma być gotowa płytka STM 32 F4 discovery. 8.1 Automatyczne uwalnianie spadochronu Poniższy prototyp programu wywołuje automatyczne uwolnienie spadochronu w momencie zaniku sygnału ze Spektrum. Wypuszcza on spadochron z lekkim opóźnieniem, aby nie dopuścić do uruchomienia programu w momencie tylko chwilowego zaniku sygnału. #include <stm32f4xx_gpio.h> #include <stm32f4xx_rcc.h> #include <stm32f4xx_tim.h> #include <stm32f4xx_exti.h> #include <misc.h> int licznik=0; int getsignalspektrumchannel(); //interrupt /1 jesli wykryto brak zasiegu // po wykryciu braku zasięgu odpalamy timer void settimer();// after set time, get signal channel second time void houston_we_have_a_problem();//wypuszczamy spadochron void InitializeGPIO(); void InitializePWMChannel1(int); void InitializeTimer4();//timer 4 do serwa void timer_2_init();//timer do analizy sygnału //PD13-> channel //PD12->Serwo Strona 33

36 void executeprogram(); int main(void) InitializeGPIO(); InitializePWMChannel1(0); InitializeTimer4(); timer_2_init(); while(1) executeprogram(); int getsignalspektrumchannel() TIM_Cmd(TIM2, DISABLE); TIM_SetCounter(TIM2,0); if(gpio_readinputdatabit(gpiod,gpio_pin_13)) while(gpio_readinputdatabit(gpiod,gpio_pin_13)); while(!gpio_readinputdatabit(gpiod,gpio_pin_13)); TIM_Cmd(TIM2, ENABLE); while(gpio_readinputdatabit(gpiod,gpio_pin_13)); licznik=tim_getcounter(tim2); if(licznik>1000 && licznik<1200)//zakres do ustawienia gdy utrata zasięgu return 1; else return 0; return 0; void executeprogram() if(getsignalspektrumchannel()) TIM_Cmd(TIM2, DISABLE); TIM_SetCounter(TIM2,0); TIM_Cmd(TIM2, ENABLE);//odpalamy timer while(tim_getcounter(tim2)< );//jeżeli minie 5 s sprawdzamy stan sygnału jeszcze raz if(getsignalspektrumchannel()) /// to pozwalam zmieniać TIM4->CCR1=1000;// ten parametr ustawiasz tak aby wypuciło spadochron void InitializeGPIO() RCC_AHB1PeriphClockCmd(RCC_AHB1Periph_GPIOD, ENABLE); Strona 34

37 GPIO_InitTypeDef gpiostructure; gpiostructure.gpio_pin = GPIO_Pin_12;//pin trig gpiostructure.gpio_mode = GPIO_Mode_OUT; gpiostructure.gpio_speed = GPIO_Speed_50MHz; GPIO_Init(GPIOD, &gpiostructure); gpiostructure.gpio_pin = GPIO_Pin_13; gpiostructure.gpio_mode = GPIO_Mode_IN; gpiostructure.gpio_speed = GPIO_Speed_50MHz; GPIO_Init(GPIOD, &gpiostructure); void timer_2_init()// timer -> 2us na takt TIM_TimeBaseInitTypeDef TIM_TimeBaseStructure; RCC_APB1PeriphClockCmd(RCC_APB1Periph_TIM2, ENABLE); TIM_TimeBaseStructure.TIM_Period = ; TIM_TimeBaseStructure.TIM_Prescaler = 30; TIM_TimeBaseStructure.TIM_ClockDivision = 0; TIM_TimeBaseStructure.TIM_CounterMode = TIM_CounterMode_Up; TIM_TimeBaseInit(TIM2, &TIM_TimeBaseStructure); //TIM_Cmd(TIM4, ENABLE); void InitializeTimer4() RCC_APB1PeriphClockCmd(RCC_APB1Periph_TIM4, ENABLE); TIM_TimeBaseInitTypeDef timerinitstructure; timerinitstructure.tim_prescaler = 15; timerinitstructure.tim_countermode = TIM_CounterMode_Up; timerinitstructure.tim_period = 20000; timerinitstructure.tim_clockdivision = TIM_CKD_DIV1; timerinitstructure.tim_repetitioncounter = 0; TIM_TimeBaseInit(TIM4, &timerinitstructure); TIM_Cmd(TIM4, ENABLE); void InitializePWMChannel1(int pozycja)// ms, 1500ms dla pozycji zero TIM_OCInitTypeDef outputchannelinit = 0,; outputchannelinit.tim_ocmode = TIM_OCMode_PWM1; outputchannelinit.tim_pulse =pozycja; outputchannelinit.tim_outputstate = TIM_OutputState_Enable; outputchannelinit.tim_ocpolarity = TIM_OCPolarity_High; TIM_OC1Init(TIM4, &outputchannelinit); TIM_OC1PreloadConfig(TIM4, TIM_OCPreload_Enable); GPIO_PinAFConfig(GPIOD, GPIO_PinSource12, GPIO_AF_TIM4); 8.2 Testy silników Kolejny program posłużył nam do testów silników oraz serwomotorów. Pozwolił on ustalić jakie parametry będą niezbędne do przemieszczenia serwosilnika o oczekiwany kąt. Program ten więc został przetestowany. Strona 35

38 #include "funkcje.h" int serwo1=0; int serwo2=0; int serwo3=0; int serwo4=0; int silnikl=0; int silnikp=0; int x=0; void Delay() int i=0; int j=0; for(i=0;i<= ;i++) for(j=0;j<=1;j++) int main() InitializeOut(); InitializeTimer();//UstawieniePWM na okres 20ms serwo1=900; serwo2=900; silnikl=900; silnikp=900; InitializePWMChannel1(serwo1); InitializePWMChannel2(serwo2); InitializePWMChannel3(silnikL); InitializePWMChannel4(silnikP); Delay(); //1400 -> max//500 ->minhs-5495bh // while(1) //TIM4->CCR1=serwo1; //TIM4->CCR2=serwo2; //TIM4->CCR3=silnikL; //TIM4->CCR4=silnikP; Delay(); TIM4->CCR1=1400; TIM4->CCR2=1400; TIM4->CCR3=1200; TIM4->CCR4=1200; Delay(); //wcisniecie przycisku przerobić na interrupt if(gpio_readinputdatabit(gpioa,gpio_pin_0)) x++; if(x==1) serwo1=600; Strona 36

39 serwo2=1200; else if(x==2) silnikl=1200; silnikp=500; serwo2=600; serwo1=1200; else if(x==3) silnikl=500; silnikp=1200; serwo1=600; serwo2=1200; else if(x==4) silnikl=1200; silnikp=1200; serwo2=600; serwo1=1200; else serwo1=900; serwo2=900; silnikl=1000; silnikp=1000; x=0; while(gpio_readinputdatabit(gpioa,gpio_pin_0)); 8.3 Przesył informacji Trzeci program przestawia funkcje do wymiany informacji z żyroskopem, testowane z akcelerometrem. #ifndef _funkcje_h_ #define _funkcje_h_ #include <stm32f4xx_gpio.h> #include <stm32f4xx_rcc.h> #include <stm32f4xx_tim.h> #include <stdio.h> void InitializePWMChannel1(int pozycja)// ms, 1500ms dla pozycji zero TIM_OCInitTypeDef outputchannelinit = 0,; outputchannelinit.tim_ocmode = TIM_OCMode_PWM1; outputchannelinit.tim_pulse =pozycja; outputchannelinit.tim_outputstate = TIM_OutputState_Enable; Strona 37

40 outputchannelinit.tim_ocpolarity = TIM_OCPolarity_High; TIM_OC1Init(TIM4, &outputchannelinit); TIM_OC1PreloadConfig(TIM4, TIM_OCPreload_Enable); GPIO_PinAFConfig(GPIOD, GPIO_PinSource12, GPIO_AF_TIM4); void InitializePWMChannel2(int wypelnienie) TIM_OCInitTypeDef outputchannelinit = 0,; outputchannelinit.tim_ocmode = TIM_OCMode_PWM1; outputchannelinit.tim_pulse = wypelnienie; outputchannelinit.tim_outputstate = TIM_OutputState_Enable; outputchannelinit.tim_ocpolarity = TIM_OCPolarity_High; TIM_OC2Init(TIM4, &outputchannelinit); TIM_OC2PreloadConfig(TIM4, TIM_OCPreload_Enable); GPIO_PinAFConfig(GPIOD, GPIO_PinSource13, GPIO_AF_TIM4); void InitializePWMChannel3(int wypelnienie) TIM_OCInitTypeDef outputchannelinit = 0,; outputchannelinit.tim_ocmode = TIM_OCMode_PWM1; outputchannelinit.tim_pulse = wypelnienie; outputchannelinit.tim_outputstate = TIM_OutputState_Enable; outputchannelinit.tim_ocpolarity = TIM_OCPolarity_High; TIM_OC3Init(TIM4, &outputchannelinit); TIM_OC3PreloadConfig(TIM4, TIM_OCPreload_Enable); GPIO_PinAFConfig(GPIOD, GPIO_PinSource14, GPIO_AF_TIM4); void InitializePWMChannel4(int wypelnienie) TIM_OCInitTypeDef outputchannelinit = 0,; outputchannelinit.tim_ocmode = TIM_OCMode_PWM1; outputchannelinit.tim_pulse = wypelnienie; outputchannelinit.tim_outputstate = TIM_OutputState_Enable; outputchannelinit.tim_ocpolarity = TIM_OCPolarity_High; TIM_OC4Init(TIM4, &outputchannelinit); TIM_OC4PreloadConfig(TIM4, TIM_OCPreload_Enable); GPIO_PinAFConfig(GPIOD, GPIO_PinSource15, GPIO_AF_TIM4); void InitializeOut() // Init Pinu PWM PD12 PD13 PD14 PD15 RCC_AHB1PeriphClockCmd(RCC_AHB1Periph_GPIOD, ENABLE); GPIO_InitTypeDef gpiostructure; gpiostructure.gpio_pin = GPIO_Pin_12 GPIO_Pin_13 GPIO_Pin_14 GPIO_Pin_15; gpiostructure.gpio_mode = GPIO_Mode_AF; gpiostructure.gpio_speed = GPIO_Speed_50MHz; GPIO_Init(GPIOD, &gpiostructure); Strona 38

41 // Init Pinu Przycisk PA0 jako wejcie RCC_AHB1PeriphClockCmd(RCC_AHB1Periph_GPIOA, ENABLE); GPIO_InitTypeDef gpiostructure2; gpiostructure2.gpio_pin = GPIO_Pin_0; gpiostructure2.gpio_mode = GPIO_Mode_IN; gpiostructure2.gpio_speed = GPIO_Speed_50MHz; GPIO_Init(GPIOA, &gpiostructure2); void InitializeTimer() RCC_APB1PeriphClockCmd(RCC_APB1Periph_TIM4, ENABLE); TIM_TimeBaseInitTypeDef timerinitstructure; timerinitstructure.tim_prescaler = 15; timerinitstructure.tim_countermode = TIM_CounterMode_Up; timerinitstructure.tim_period = 20000; timerinitstructure.tim_clockdivision = TIM_CKD_DIV1; timerinitstructure.tim_repetitioncounter = 0; TIM_TimeBaseInit(TIM4, &timerinitstructure); TIM_Cmd(TIM4, ENABLE); #endif Kolejne funkcje wykonane są na bazi tutowiali internetowych. #include "stm32f4xx.h" #include <stm32f4xx_gpio.h> #include <stm32f4xx_rcc.h> #include <stm32f4xx_spi.h> int8_t data_x; void myspi_init(void); uint8_t myspi_getdata(uint8_t); void myspi_senddata(uint8_t, uint8_t);//address, data void InitializeOut(); int main(void) InitializeOut(); myspi_init(); myspi_senddata(0x20, 0xC0); //LIS302D Config //0x while(1) data_x = myspi_getdata(0x29); GPIO_SetBits(GPIOD,GPIO_Pin_13); uint8_t myspi_getdata(uint8_t adress) GPIO_ResetBits(GPIOE, GPIO_Pin_3); adress = 0x80 adress; Strona 39

42 while(!spi_i2s_getflagstatus(spi1, SPI_I2S_FLAG_TXE)); //transmit buffer empty? SPI_I2S_SendData(SPI1, adress); while(!spi_i2s_getflagstatus(spi1, SPI_I2S_FLAG_RXNE)); //data received? SPI_I2S_ReceiveData(SPI1); //Clear RXNE bit while(!spi_i2s_getflagstatus(spi1, SPI_I2S_FLAG_TXE)); //transmit buffer empty? SPI_I2S_SendData(SPI1, 0x00); //Dummy byte to generate clock while(!spi_i2s_getflagstatus(spi1, SPI_I2S_FLAG_RXNE)); //data received? GPIO_SetBits(GPIOE, GPIO_Pin_3); return SPI_I2S_ReceiveData(SPI1); //return reveiced data void myspi_senddata(uint8_t adress, uint8_t data) GPIO_ResetBits(GPIOE, GPIO_Pin_3); while(!spi_i2s_getflagstatus(spi1, SPI_I2S_FLAG_TXE)); //transmit buffer empty? SPI_I2S_SendData(SPI1, adress); while(!spi_i2s_getflagstatus(spi1, SPI_I2S_FLAG_RXNE)); //data received? SPI_I2S_ReceiveData(SPI1); while(!spi_i2s_getflagstatus(spi1, SPI_I2S_FLAG_TXE)); //transmit buffer empty? SPI_I2S_SendData(SPI1, data); while(!spi_i2s_getflagstatus(spi1, SPI_I2S_FLAG_RXNE)); //data received? SPI_I2S_ReceiveData(SPI1); GPIO_SetBits(GPIOE, GPIO_Pin_3); void myspi_init(void) RCC_APB2PeriphClockCmd(RCC_APB2Periph_SPI1, ENABLE); SPI_InitTypeDef SPI_InitTypeDefStruct; SPI_InitTypeDefStruct.SPI_BaudRatePrescaler = SPI_BaudRatePrescaler_2; SPI_InitTypeDefStruct.SPI_Direction = SPI_Direction_2Lines_FullDuplex; SPI_InitTypeDefStruct.SPI_Mode = SPI_Mode_Master; SPI_InitTypeDefStruct.SPI_DataSize = SPI_DataSize_8b; SPI_InitTypeDefStruct.SPI_NSS = SPI_NSS_Soft; SPI_InitTypeDefStruct.SPI_FirstBit = SPI_FirstBit_MSB; SPI_InitTypeDefStruct.SPI_CPOL = SPI_CPOL_High; SPI_InitTypeDefStruct.SPI_CPHA = SPI_CPHA_2Edge; SPI_Init(SPI1, &SPI_InitTypeDefStruct); RCC_AHB1PeriphClockCmd(RCC_AHB1Periph_GPIOA RCC_AHB1Periph_GPIOE, ENABLE); GPIO_InitTypeDef GPIO_InitTypeDefStruct; GPIO_InitTypeDefStruct.GPIO_Pin = GPIO_Pin_5 GPIO_Pin_7 GPIO_Pin_6; GPIO_InitTypeDefStruct.GPIO_Mode = GPIO_Mode_AF; GPIO_InitTypeDefStruct.GPIO_Speed = GPIO_Speed_50MHz; GPIO_InitTypeDefStruct.GPIO_OType = GPIO_OType_PP; GPIO_InitTypeDefStruct.GPIO_PuPd = GPIO_PuPd_NOPULL; GPIO_Init(GPIOA, &GPIO_InitTypeDefStruct); GPIO_InitTypeDefStruct.GPIO_Pin = GPIO_Pin_3; GPIO_InitTypeDefStruct.GPIO_Mode = GPIO_Mode_OUT; GPIO_InitTypeDefStruct.GPIO_Speed = GPIO_Speed_50MHz; GPIO_InitTypeDefStruct.GPIO_PuPd = GPIO_PuPd_UP; GPIO_InitTypeDefStruct.GPIO_OType = GPIO_OType_PP; GPIO_Init(GPIOE, &GPIO_InitTypeDefStruct); Strona 40

43 GPIO_PinAFConfig(GPIOA, GPIO_PinSource5, GPIO_AF_SPI1); GPIO_PinAFConfig(GPIOA, GPIO_PinSource6, GPIO_AF_SPI1); GPIO_PinAFConfig(GPIOA, GPIO_PinSource7, GPIO_AF_SPI1); GPIO_SetBits(GPIOE, GPIO_Pin_3); SPI_Cmd(SPI1, ENABLE); void InitializeOut() // Init Pinu PWM PD12 PD13 PD14 PD15 RCC_AHB1PeriphClockCmd(RCC_AHB1Periph_GPIOD, ENABLE); GPIO_InitTypeDef gpiostructure; gpiostructure.gpio_pin = GPIO_Pin_13; gpiostructure.gpio_mode = GPIO_Mode_OUT; gpiostructure.gpio_speed = GPIO_Speed_50MHz; GPIO_Init(GPIOD, &gpiostructure); 9 Wnioski końcowe Projekt w obecnym stadium jest zrealizowany konstrukcyjnie. Poprzedni zespół wykonał wszystkie obliczenia i projekty umożliwiające rozpoczęcie prac nad budową bezpilotowego aparatu latającego PP-2 Kestrel. Nasz zespół zajął się skonstruowaniem płatowca oraz wykonaniem praktycznym całego projektu. Planujemy usprawnić działanie bezzałogowca poprzez zastosowanie autopilota zarówno do startowania, jak i do wyznaczania toru lotu. Z danych udostępnionych przez konkurencyjne zespoły wynika, że reprezentacje pozostałych uczelni są już na etapie wykonywania lotów próbnych i ostatecznych przygotowań do konkursu. Prezentacje zespołów konkurencyjnych przedstawione na MIWL 2010 zawierały także dane dotyczące kosztów wykonania projektów. Koszty projektów, które zajęły pierwsze trzy miejsca to kwoty rzędu zł. Zespół uważa, że koszt projektu PP-2 Kestrel wynoszący zł, z uwzględnieniem 40% rezerwy na poczet zakupu części wymiennych, to niewielka kwota, biorąc pod uwagę potencjał projektu. 10 Kosztorys projektu Pierwsze finansowanie L.p. Nazwa jednostka ilość cena jedn. Cena 1 aparatura spektrum DX10 kpl Strona 41

44 2 obrotomierz spektrum szt moduł GPS Spektrum szt taśmy dwustrone, rzepy szt farba szt przewody i złączki kpl spadochron kpl Kamera FlyCamOne HD 720p kpl autopilot - płytka szt folia modelarska biała mb żyroskop szt moduł telemetrii spektrum szt farba/szpachla/pędzle/papiery kpl Spektrum STi szt spadochron dla ładunku szt łopatki aeronaut 13x8 kpl Zestaw nadawczy 900MHz kpl rurka węglowa 8mm szt złączki "gold" kpl WYDANO 5161 GRANT 5738 zostanie zostało SUMA -401,44 zł 576,56 zł 6 139,44 zł Drugie finansowanie Lp Nazwa Jednostka Ilość koszt_jedn koszt_całk Strona 42

45 1 Taśma z włókna węglowego (roving) op. (6,35m) 5 22,9 114,00 zł 2 Tkanina szklana 50g 2mb 2 23,9 89,30 zł 3 Tkanina szklana 110g 2mb 2 17,9 47,50 zł 4 Tkanina szklana 220g 2mb 1 2,9 28,50 zł 5 Tkanina aramidowa 110g 1m2 4 99,9 380,00 zł 6 Żywica+utwardzacz E5/E53+Z1 zestaw 1 159,99 159,99 zł 7 Wosk Bufa 1kg ,00 zł 8 polialkohol winylowy 1kg ,00 zł 9 wosk rozdzielczy blue Wax 400g ,00 zł 10 żywica Z-Poxy 30min 256g ,95 zł 11 żywica Z-Poxy 5min 113,5g ,30 zł 12 wypełniacz szklany 113g 1 25,3 46,55 zł 14 płyta węglowa 1,5x350x150 szt 2 99,5 199,00 zł 15 płyta laminatowa 1,4x360x120 szt 2 13,9 13,90 zł 20 serwo HS 5087MH DIG.7,4V szt 4 135,90 zł 444,60 zł 21 serwo HS 5495BH DIG.7,4V szt 2 82,90 zł 178,60 zł 22 SILNIK RAY C3548/06 +FOXY 65A szt 2 295,90 zł 661,20 zł 23 AERONAUT ŁOPATKI SKŁ.13* 8 kpl 2 35,90 zł 77,90 zł 24 RAY 7060 KOŁPAK ŚM. 40/5/8/3mm szt 2 54,90 zł 87,40 zł 25 akumulatory Li-Po14,8 5000mAh szt 4 531,00 zł 1 463,00 zł 26 prędkościomierz do spektrum szt 1 299,99 zł 284,05 zł 27 wysoskościomierz do spektrum szt 1 257,99 zł 245,10 zł 30 FCOHD - Ruchoma głowica obiektywu kpl 1 275,18 zł 261,42 zł 31 Szpachlówka NOVOL SOFT PLUS miękka 3 kg 56,00 zł 32 styrodur ark 1 272,00 zł 272,00 zł 33 pipeta wielomiarowa szt 1 11,00 zł 11,00 zł Strona 43

46 34 ładowarka szt 1 500,00 zł 530,02 zł 35 zawiasy/dźwignie/popychacze kpl pilniki iglaki kpl 1 10,00 zł 10,00 zł SUMA zostało 5 994,28 zł 5,72 zł 11 Wykaz literatury 1. Błaszczyk, J; Konstrukcja samolotów; Wydawnictwo WAT, Warszawa 1984; 2. Danilecki, S; Projektowanie samolotów; Wydawnictwo Politechniki Wrocławskiej, Wrocław 2006; 3. Skowron, M; Budowa samolotów obciążenia. Zbiór zadao; Wydawnictwo Politechniki Warszawskiej, Warszawa 1979; 4. Szulżenko, M. N, Mostowoj, A. S; Konstrukcja samolotów; Wydawnictwo Komunikacji i Łączności, Warszawa 1970; 5. Oficyna wydawnicza, red. Nacz. Marek Hlebowicz; RC przegląd modelarski 12 Wykaz oprogramowania 1. Autodesk Inventor 2011 Professional 2. Autodesk AutoCAD Mechanical XFLR5 v Microsoft Office Strona 44