PIL_216.pdf

ISSN 0509-6669

PRACEINSTYTUTU LOTNICTWA

Nr 216/2011

BEZZAŁOGOWE APARATY LATAJĄCEredaktor wydania prof. Zdzisław Gosiewski

Wydanie publikacji jest dofinansowane przezMinisterstwo Nauki i Szkolnictwa Wyższego

Kolegium Redakcyjne Instytutu Lotnictwa: Maciej Bossak, Zdobysław Goraj, Marian Jeż,

Agata Urbanowska (Sekretarz kolegium), Antoni Niepokólczycki, Wojciech Potkański,

Kazimierz Szumański (Przewodniczący kolegium), Piotr Wolański, Zbigniew Wołejsza

TRANSACTIONSOF THE INSTITUTE OF AVIATION

No. 216/2011

UNMANNED AERIAL VEHICLESZdzisław Gosiewski, editor

Wydawnictwa Naukowe Instytutu LotnictwaAl. Krakowska 110/114, 02-256 Warszawa, Polska

tel.: (4822) 846 00 11 wew. 442, faks: (4822) 846 44 32Edycja, redakcja, skład komputerowy: mgr Agata Urbanowska

Druk: ALKOR, ul. Krucza 4, 05-070 Sulejówek, Polska

SPIS TREśCI

L. AMBROZIAk, J. CIEśLUk, Z. GOSIEWSkI: MEtODA ROZPOZNAWANIA

PRZESZKóD PRZEZ bEZZAłOGOWy StAtEK POWIEtRZNy Z WyKORZyStANIEM

jEDNEj KAMERy........................................................................................................................ 5L. AMBROZIAk, Z. GOSIEWSkI, M. kONDRATIUk: IDENtyfIKAcjA chARAKtERyStyK

AERODyNAMIcZNych MIKROSAMOLOtU ................................................................................ 17R. CHACHURSkI: DOśWIADcZENIA EKSPLOAtAcjI ZESPOłóW NAPęDOWych

bEZZAłOGOWych StAtKóW POWIEtRZNych O MASIE POWyżEj 50KG .............................. 30R. CHACHURSkI, M. CHOSZCZEWSkI: ObcIążENIA bęDącE WyNIKIEM PRAcy

ZESPOłU NAPęDOWEGO bEZZAłOGOWEGO StAtKU POWIEtRZNEGO KLASy MINI .............. 39Z. GOSIEWSkI, P. kŁOSkOWSkI, M. kONDRATIUk: ZAłOżENIA KONStRUKcyjNE

PłASKIEGO IMPULSOWEGO NAPęDU LINIOWEGO................................................................... 49Z. GOSIEWSkI, D. OŁDZIEJ, M. SŁOWIk: StANOWISKO DO bADAń INERcyjNych

jEDNOStEK POMIAROWych WyKONANych W tEchNOLOGII MEMS................................. 61A. MOLDENHAWER, W. PERkOWSkI: PNEUMAtycZNA WyRZUtNIA StARtOWA

bEZPILOtOWych SAMOLOtóW............................................................................................... 74A. MYSTkOWSkI: bADANIA UKłADU StEROWANIA ODPORNEGO bEZZAłOGOWyM

APARAtEM LAtAjącyM ........................................................................................................... 82A. MYSTkOWSkI, P. OSTAPkOWICZ: WERyfIKAcjA MODELU DyNAMIcZNEGO

MIKRO-SAMOLOtU Z WIbRUjącyMI GENERAtORAMI WIRóW DO StEROWANIA

PRZEPłyWEM........................................................................................................................... 103P. OSTAPkOWICZ: KONcEPcjE ROZWIąZAń WIbRAcyjNych URZąDZEń

MANEWROWych DO StEROWANIA LOtEM bEZZAłOGOWych MODELI LAtAjących

tyPU MAV .............................................................................................................................. 126P. OSTAPkOWICZ: ANALIZA KONcEPcjI StEROWANIA LOtEM bEZZAłOGOWych

MODELI LAtAjących tyPU MAV Z WyKORZyStANIEM URZąDZEń MANEWROWych

UMIESZcZONych NA KRAWęDZI NAtARcIA SKRZyDłA......................................................... 146W. WALENDZIUk: MODUł ObRAZOWANIA ORAZ MONItOROWANIA PARAMEtRóW

LOtU bEZPILOtOWEGO APARAtU LAtAjącEGO..................................................................... 168

PRACE iNSTYTUTU LOTNiCTWA ISSN 0509-6669216, s. 5-16, Warszawa 2011

METOdA ROzPOzNAWANiA PRzESzkód PRzEzbEzzAłOgOWY STATEk POWiETRzNY z WYkORzYSTANiEM

jEdNEj kAMERY

LeSzek AmbrozIAk*, JAkub CIeśLuk*, zdzISłAW GoSIeWSkI**Politechnika Białostocka*, Instytut Lotnictwa**

Streszczenie

W artykule poruszony został problem omijania przeszkód i unikania kolizji przez bezzałogowy

statek powietrzny z wykorzystaniem informacji zawartych w obrazie pobranym z jednej kamery.

Zaprezentowany algorytm lokalizowania przeszkód wykorzystuje jedną z metod przepływu

optycznego – gradientową metodę Lukas Kanade (LK), polegającą na analizowaniu podobieństw

pomiędzy kolejnymi ramkami przetwarzanego obrazu. Wizyjny algorytm rozpoznawania prze-

szkód został zaimplementowany na systemie czasu rzeczywistego uClinux. Jego działanie zostało

zweryfikowane na drodze symulacji komputerowej hardware-in-the-loop z modelem latającego

skrzydła.

WproWAdzeNIe

Lokalizowanie i rozpoznawanie przeszkód jest ważną częścią aplikacji urządzeń mobilnych,mających za zadanie działać autonomicznie w określonych warunkach swojej pracy. do tej poryopracowanych zostało wiele metod pozwalających na wydobycie informacji o przeszkodzie, wy-korzystując obraz pobrany z jednej kamery [7,8,9]. Są to metody oparte na segmentacji obrazu,wydobyciu głębi obrazu oraz grupa metod przepływu optycznego [2,3]. metody bazujące nasegmentacji obrazu wykorzystują barwę do opisu części obszaru niestanowiącego zagrożenia(np. barwę jezdni bądź nieba) i charakteryzują się dużą wydajnością obliczeniową, jednak małądokładnością działania. bardziej uniwersalne są metody służące do wydobycia głębi obrazu,które pozwalają na stworzenie mapy 3d badanego obszaru, dzięki czemu znane są informacjeo odległości od widzianych przeszkód. metody te wymagają jednak teksturowania środowiska,co pociąga za sobą konieczność tworzenia dobrej jakości zdjęć o jednolitym oświetleniu i wy-sokiej rozdzielczości. może stanowić to duży problem, jeśli chcemy wykorzystać omawiane me-tody do sterowania urządzeniami mobilnymi. ostatnią przedstawioną grupą, najbardziejuniwersalną ze względu na obszar działania, są metody przepływu optycznego [1]. polegają onena porównywaniu kolejno pobranych ramek (klatek) obrazu i lokalizowaniu podobieństw mię-dzy nimi. metoda ta pozwala dość precyzyjne określić odległości sterowanego obiektu od zlo-kalizowanej przeszkody. Ich wadą jest dość duża złożoność obliczeniowa algorytmu, którą da sięjednak w pewnym stopniu zniwelować, stosując ograniczenie obszarów opisujących zagrożenie.

W niniejszym opracowaniu wybór metody został podyktowany głównie chęcią zastosowa-nia jej do sterowania bezzałogowym aparatem latającym (uAV). W tym przypadku jedynymrozsądnym wyjściem była metoda przepływu optycznego, która pozwala zarówno zlokalizowaćprzeszkodę jak i ocenić odległość. dodatkowym atutem była możliwość pracy na obrazie o nie-wielkiej rozdzielczości i monitorowanie przeszkód w rzeczywistym czasie lotu jednostki uAV.

1. metodA LuCAS – kANAde

metoda optical Flow (pola przepływu optycznego) generuje wektor przepływu, który po-wstaje podczas tworzenia sekwencji obrazu. Aby otrzymać badaną strukturę otoczenia w prze-strzeni 3d (wydobycie głębi obrazu) została wykorzystana metoda przepływu optycznegooparta na gradientowej metodzie Lucas-kanade [1]. pozwala ona na wygenerowanie rzadkiegopola przepływu pewnych lokalnych informacji pochodzących z określonego sąsiedztwa, któreotacza interesujące nas punkty.

W metodzie Lk zakłada się, że jasność punktu (x,y) obrazu jest stała w czasie, więc:

(1)

gdzie: δx, δy opisują pewne przesunięcia między ramkami obrazu w określonym przedzialeczasu. równanie różniczkowe dla (1) można zapisać w postaci:

(2)

gdzie:

, (3)

są składowymi wektora prędkości.

drugie założenie metody Lk mówi, że ruch jest mały w następujących po sobie klatkach. porozwinięciu prawej strony równania (1) otrzymamy:

(4)

gdzie ;It - pochodne pierwszego rzędu, O2 - pochodne wyższych rzędów któremożna zaniedbać. po odjęciu od obu stron równania I(x, y, t), pominięciu wyrazu O2 i podziele-niu przez δt otrzymamy:

(5)

gdzie: jest przestrzennym gradientem funkcji intensywności, ajest wektorem przepływu optycznego. równanie (5) jest równaniem ograniczenia przepływuoptycznego i definiuje pojedyncze, lokalne ograniczenie na wektor prędkości optycznej [6].

do wyznaczenia wektorów przepływu optycznego użyto iteracyjnej piramidalnej wersji al-gorytmu Lucas-kanade.

I x y t I x x y y t t( , , ) ( , , )= + + +

∂∂

+ ∂∂

+ ∂∂

=I

x

dx

dt

I

y

dy

dt

I

t0

∂∂

=yt

v∂∂

=xt

u

I x y t I x y t I x y tI OT

t( , , ) ( , , ) ( ) ( , )= + ∇ + +

2

∇ =I I Ix y

T( , )

( )∇ + =I v IT

t

r

0

v u v Tr

= ( , )∇ =I I x t I y tx y

T( ( , ), ( , ))

6 LeSzek AmbrozIAk, JAkub CIeśLuk, zdzISłAW GoSIeWSkI

rys. 1. przemieszczenie pomiędzy dwiema krzywymi

mając dane funkcje i , które opisują wartość pikseli w poszczególnych lokacjachobrazu (punkt (x,y)), można wyznaczyć wektor przesunięcia danego regionu zaintereso-wania. W tym przypadku należy znaleźć różnicę h pomiędzy dwiema krzywymi F(x) i G(x) =F(x-h) jak pokazano na rys. 1. dla małego h można zapisać:

(6)

gdzie:

(7)

dodatkowo, aby znaleźć najmniejszą różnicę pomiędzy krzywymi F(x) i G(x) wyznaczamy:

(8)

Wyliczając pochodną oraz rozwijając równanie (8) względem h otrzymamy:

(9)

po zróżniczkowaniu otrzymamy:

(10)

ostatecznie przybliżenie przemieszczenia h wynosi :

(11)

Wartość h, dla gradientu znajdującego się na dwóch kolejnych ramkach obrazu, jest wektoremprzepływu optycznego tego obszaru. ponieważ przesunięcie h przyjmuje niewielkie wartości,metoda Lk jest metodą lokalną stosowaną do generowania „rzadkiego” pola. Wadą tego typurozwiązania jest możliwość zgubienia większego ruchu, który może wychodzić poza obszar po-szukiwania, czyli nie może być lokalizowany przez algorytm. problem ten został zniwelowany,dzięki zastosowaniu rozwinięcia algorytmu Lk w piramidy. polega ono na badaniu obrazu

G x( )r

F x( )r

r

hr

x

′ ≈ + − = −F x

F x h F x

h

G x F x

h( )

( ) ( ) ( ) ( )

hG x F x

F x≈ −

′( ) ( )

( )

E F x h F xx

= + − =∑( ( ) ( ))20

02= ∂

∂≈ ∂

∂+ ′ −∑E

h hF x hF x G x

x

[ ( ) ( ) ( )]

2 0′ + ′ − ≈∑ F x F x hF x G xx

( )[ ( ) ( ) ( )]

hF x G x F x

F x

x

x

≈′ −

′∑

∑( )[ ( ) ( )]

( )2

7metodA rozpozNAWANIA przeSzkÓd przez bezzAłoGoWY StAtek...

z różną rozdzielczością, zaczynając od najwyższego poziomu piramidy (o najniższej liczbie de-tali), schodząc do poziomu o największej liczbie detali, czyli dla najwyższej rozdzielczości obrazu,co przedstawia rys. 2.

rys. 2. Schemat dekompozycji hierarchicznej do analizy obrazu

2. LokALIzACJA WektorÓW

działanie algorytmu rozpoczyna się według założonej dekompozycji piramidalnej Gaussa, odbadania obrazu o najniższej rozdzielczości. przyjętych zostało Lm = 4 poziomów piramidy o roz-miarach L0 = 320x240, L1 = 160x120, L2 = 80x60, L3 = 40x30 pikseli. dla każdego z obrazów wy-konywane są operacje mające na celu zlokalizowanie wektorów przepływu optycznego .

W tym celu należy skorzystać ze wzoru (5) uwzględniając warunek na jak najmniejszy modułwektora (8). przyjmujemy, że jest wyliczane z drugiego obrazu F(x).

gdzie:

(12)

gdzie po podstawieniu do (4) mamy:

(13)

oznaczamy:

, zatem optymalny wektor przepływu optycznego wynosi:

(14)

macierz G wyznaczamy tylko raz dla danego poziomu piramidy, ponieważ wersja piramidalnaalgorytmu zakłada, że przesunięcia pomiędzy dwoma obrazami są bardzo małe. Aby zwiększyćdokładność wyznaczania przemieszczenia h ze wzoru (9) potrzebna jest estymacja szerszejliczby wyników. przeprowadzana w związku z tym jest większa liczba iteracji.

(15)

r

v

∇I

∇ =

∂∂

∂∂

I

F

F

F

x

F

y

x

y

T

F F F

F F Fv

I x F

I x F

x x y

x y y

x

yx

2

20

r

−

=∑

( )

( )

r

bI x F

I x F

x

yx

=

∑

( )

( )G

F F F

F F F

x x y

x y yx

=

∑

2

2,

r

r

v G b= −1

h hw x F x h G x F x h

w x F x hk k

x k k

x k

+ = +′ + − +

′ +∑

∑1 2

( ) ( )[ ( ) ( )]

( ) ( )


W pętli iteracyjnej obliczana jest wartość wektora , aż do momentu uzyskania wynikuo ustalonej dokładności lub przekroczenia liczby przewidzianych powtórzeń. ten krok algo-rytmu jest najbardziej złożony obliczeniowo, mimo że wprowadzono pewną optymalizację. po-lega ona na sumowaniu wartości najpierw w kolumnach a następnie po wierszach. otrzymanyw tym przypadku dodatkowy błąd jest niewielki ze względu na dużą lokalność obliczeń. Algo-rytm działania omówionej aplikacji przedstawiony został na rys. 3.

rys. 3. Schemat działania metody Lk

efekt działania algorytmu przedstawiony został dla obrazu zapisanego w czasie lotu jedno-stki uAV w formacie avi o rozdzielczości 320x240 pikseli. Na rys. 4 przedstawione zostały dwiewybrane ramki obrazu oraz na rys. 5 efekt działania algorytmu Lucas-kanade. obszary opi-sujące ruch na obrazie zostały oznaczone kolorem niebieskim.

rys. 4. dwie przykładowe ramki obrazu

r

b


rys. 5. efekt działania algorytmu Lk przedstawiający różnice pomiędzy obrazami z rys. 4.

3. opIS przeSzkodY

dokladności z jakimi wykreślane są wektory przepływu optycznego zależą przede wszyst-kim od kierunku lotu lub wykonywanych manewrów uAV. W przypadku lotu w linii prostej,wektory układają się jak na rys. 6. zlokalizowanie przeszkody możliwe jest, dzięki rozpoznaniuwektorów tworzących lustrzane odbicie względem osi symetrii środka obrazu. to podejściesprawdza się jedynie i wyłącznie w idealnych modelach przeszkód. W rzeczywistości należyprzeprowadzić estymację wyników współrzędnych zlokalizowanych wektorów w poszczegól-nych częściach obrazu.

W przypadku manewrów uAV (rys. 7) kierunek wektorów opisujących przeszkody przed-stawiony jest zgodnie z wykonywanym ruchem kamery. dla części obrazu, w kierunku której od-bywa się manewr, np. prawo (rys. 7a) wektory skierowane są wzdłuż poziomej osi środkaobrazu. podobna sytuacja zachodzi, gdy skręcamy w inną stronę wektory skierowane są w kie-runku odpowiedniej osi przechodzącej przez centrum obrazu.

rys. 6. uAV porusza się ruchem liniowym nie zmieniając trajektorii

znając zachowanie parametrów wektorów przepływu optycznego, dla poszczególnych przy-padków lokalizacji przeszkód na obrazie, można ustalić z pewną dokładnością ich obecność.Sprawą najbardziej istotną jest to, czy dana przeszkoda stanowi zagrożenie dla lecącej jedno-stki uAV. problem ten rozwiązany został w trzech etapach.

A. Lokalizacja przeszkód będących zagrożeniem poprzez wyodrębnienie obszarów zawie-

rających istotne wektory przepływu optycznego

pierwszy etap rozwiązany został w bardzo prosty sposób, który polega na wyodrębnieniuwektorów skierowanych jedynie do określonego, w pewnym przedziale, centrum obrazu. Wy-korzystane zostały współrzędne wektorów (opisujące prostą przechodzącą przez dwa punkty)oraz współrzędne prostej poziomej, przechodzącej przez środek obrazu. mając te dane wy-znaczony został punkt wspólny obu prostych. Następnie wybrane zostały tylko te punkty, które


znajdują się w przedziale oddalonym o 20 pikseli od centrum obrazu. pozwoliło to na wyod-rębnienie wektorów przypisanych tym punktom.

rys. 7. zachowanie się uAV w czasie manewrów

rys. 8. Wykreślone wektory przepływu optycznego

ograniczenie liczby wektorów branych pod uwagę w działaniu algorytmu, znacznie przy-spieszyło jego pracę. przykładowo wyodrębnione wektory (z wyników otrzymanych na rys. 8)dla określonych klatek obrazu przedstawione zostały na rys. 9.

rys. 9. Lokalizacja wektorów opisujących przeszkodę


B. Wnioskowanie odległości od przeszkody, dzięki parametrom długości wektora.

kolejnym etapem jest wnioskowanie odległości przeszkody od jednostki uAV. W tym celu po-nownie wykorzystano współrzędne wektorów przepływu optycznego, co pozwoliło na obli-czenie ich modułu. Aby zwiększyć szybkość działania aplikacji należy ograniczyć tablicowaniedanych. W tym celu płynnie porównywane są wyniki ze średnią wartością modułów lokalizo-wanych wektorów. Wartość średnia wyliczana jest na podstawie 20 pierwszych wektorów, a na-stępnie uwzględnia moduły kolejnych. kalkulacja odległości sprowadza się do określenia grupy,w której znajdują się dane wektory widziane na obrazie. Na rys. 10 przedstawione zostałodziałanie algorytmu. różnymi odcieniami zieleni oznaczono obszary o podobnych parametrach,dzięki czemu możliwe staje się wydobycie głębi obrazu (przestrzeni 3d). barwa jasna opisujeobiekty znajdujące się bliżej kamery. Im ciemniejszy kolor, tym przeszkody są bardziej odda-lone od lecącego uAV.

rys. 10. Wnioskowanie odległości

przy pomocy metody optical Flow można najdokładniej odwzorować odległość w przypadkuuAV poruszającego się ruchem liniowym, niewykonującym manewrów. dodatkowo mając pa-rametry odnośnie prędkości poruszania się uAV jest możliwość wyznaczenia zależność międzyprędkością, a długością wektora przepływu. zależy ona od rozdzielczości obrazu. Im większarozdzielczość, tym dokładność pomiaru się zwiększa. Wykożystanie jednak dodatkowej za-leżności jaką jest prędkość poruszania się samolotu jest bardzo kłopotliwe w implementacji. towłaśnie z tego powodu moduły wektorów porównywane są bezpośrednio ze średnią wartościąwszystkich wektorów. pozwala to na traktowanie wektora jako jednego z elementów złożonegoobrazu, a nie pojedyńczego obiektu.

C. Decyzja o istnieniu zagrożenia.

ostatnim etapem jest podjęcie decyzji o tym czy istnieje zagrożenie kolizji uAV z przeszkodą.Jest to zagadnienie, które łączy dwa wcześniej omówione etapy. W zależności od charakterulotu uAV implementowany jest odpowiedni ciąg programu. W momencie, gdy generowany jestnowy punkt poza dotychczasową trajektorią lotu uAV (wykonywany odpowiedni manewr), uru-chamiana jest procedura lokalizacji wektorów zbiegających do określonego w pewnym prze-dziale centrum obrazu. Natomiast, gdy uAV nie zmienia swojej trajektorii wykorzystany zostałalgorytm wnioskowania odległości i tworzenia mapy przestrzennej obrazu. Jeśli obszar będącycentrum obrazu będzie posiadał wektory o dużym module, to stanie się informacją o bliskiejobecności przeszkody. przykład lokalizacji przeszkody przedstawiony został na rys. 11. zloka-lizowane wektory przepływu optycznego ze względu na dużą wartość swego modułu przed-stawiają obiekt znajdujący się w niebezpiecznej odległości od uAV.


rys. 11. Lokalizacja przeszkody

obszar wolny od przeszkód wyznaczany jest na podstawie histogramu opisującego poszcze-gólne moduły wektorów znajdujących się w danych kolumnach i wierszach obrazu. odpowied-nie progowanie badanego histogramu pozwala na zlokalizowanie grup wektorów o podobnychcechach (rys. 12 - 13). mając te informacje możliwe staje się określenie bezkolizyjnej trajekto-rii lotu jednostki uAV.

rys. 12. testowane wektory

rys. 13. ocena odległości od przeszkody

podjęcie decyzji o zmianie kierunku lotu wykonywane jest z pewnym opóźnieniem. W celuzniwelowania błędów badanych jest pięć kolejnych ramek obrazu, z których cztery mają wska-zywać na obecność przeszkody przed lecącym uAV. Gdy dany warunek jest spełniony wysyłanyjest sygnał do autopilota samolotu informujący o konieczności wykonania określonego ma-newru.


4. rozWIĄzANIe SprzĘtoWe

prezentowany algorytm jest implementowany na urządzeniu wyposażonym w mikroproce-sor blackfin AdSp-bF537. Aplikacja działa pod kontrolą systemu uClinux wspierającym archi-tekturę wybranego mikrokontrolera. Na urządzeniu zainstalowany został sterownik pamięcimasowej Flash, sterownik obsługi plików JFFS2, sterownik interfejsu sieciowego ethernet, ser-wer SSH oraz badany algorytm wizyjny. działanie aplikacji na urządzeniu oraz podgląd i mody-fikację niektórych parametrów w trybie działania programu można wykonać poprzezutworzony webserver urządzenia.

rys. 14. Hardware diagram

do komunikacji wizyjnego komputera pokładowego z autopilotem wykorzystane zostałozłącze szeregowe rS232. Wypracowane na procesorze blackfin sygnały decyzyjne trafiająw postaci odpowiednich ramek danych do autopilota, w celu przetworzenia ich na sygnały ste-rujące serwami i ruchem samolotu w określonym kierunku. diagram przedstawiający hard-ware przedstawiony został na rys. 14.

5. WYNIkI SYmuLACYJNe

Sprawdzony został czas wykonywania obliczeń dla każdej ramki obrazu (rys. 15). pod uwagębrana była rozdzielczość oraz ilość lokalizowanych pikseli. Aby nie obciążać procesora dane od-czytywane były z portu rS232, bez użycia webserwera urządzenia.

rys. 15. Czas obliczeń dla danej liczby lokalizowanych pikseli

Największy wpływ na szybkość działania aplikacji ma rozdzielczość obrazu, która znaczniespowalnia obliczenia. rozdzielczość, z jakiej korzystano, to 320x240 pikseli, gdzie wystarczająca


ilość lokalizowanych wektorów wynosi 300. Jak widać na wykresie czas wykonywania obliczeńdla jednej ramki obrazu wynosi około 60ms. taki wynik pozwala na częstotliwość odświeżaniaobrazu rzędu 15 ramek/sek. przy uwzględnieniu, że algorytm podejmuje decyzję o zmianie kie-runku lotu na podstawie pięciu kolejnych ramek obrazu, to czas opóźnienia wynosi ok. 0.3s. ba-dane przez nas obiekty poruszają się z prędkością w granicach 17m/s. podsumowując, abyprzeszkoda została ominięta musi zostać zlokalizowana w odległości większej niż osiem metrówod lecącego samolotu.

przeprowadzone zostały badania symulacyjne przy użyciu oprogramowania Virtualkokpitudostępnionego przez producenta autopilota kestrel. ustalono trajektorię lotu samolotu jakookrąg o zadanym promieniu. Symulacja przeszkody polegała na załączaniu algorytmu wizyj-nego w ustalonym momencie lotu jednostki uAV. korzystano z zapisanych w pamięci flashurządzenia, kilkunastu klatek obrazu opisujących zbliżającą się przeszkodę. przeprowadzonedoświadczenie uwidacznia głównie prawidłowe działanie komunikacji między wykorzystywa-nymi urządzeniami. Wyniki wygenerowanej trajektorii lotu przedstawione zostały na rys. 16.

rys. 16. Symulacja trajektorii lotu

WNIoSkI

W artykule przedstawiony został algorytm rozpoznawania przeszkód wykorzystujący obrazpobrany z jednej kamery. Aplikacja zaimplementowana została na specjalnie zaprojektowanejplatformie sprzętowej, której wymiary pozwalają na umieszczenie jej na uAV. uwzględnionotakże moc obliczeniową zastosowanego urządzenia. musi ono pozwalać na zastosowanie pira-midalnej reprezentacji metody Lucas kanade. Algorytm wymaga określonej ilości pamięci ope-racyjnej na zapis dwóch porównywanych ramek obrazu oraz jak największej mocy obliczeniowejmikroprocesora.

Napisana aplikacja spisuje się dobrze, gdy mamy do czynienia z pojedynczą przeszkodą bądźlotem w kanionie ulic. problemy mogą pojawić się w przypadku licznych przeszkód o bardzojednolitych teksturach np. wysokie budynki o jednolitej barwie. Wymogiem prawidłowegodziałania jest także zachowanie odpowiednich warunków atmosferycznych (opady, oświetle-nie). kolejną wadą tym razem wykorzystanej metody Lk jest brak możliwości użycia stabiliza-cji cyfrowej. omówione problemy można w pewnym stopniu rozwiązać dzięki zastosowaniubardziej zaawansowanej optyki.


pracę wykonano w ramach realizacji projektu rozwojowego nr or00002911 "SIeCIoCeN-trYCzNY SYStem WSpArCIA rozpozNANIA I doWodzeNIA SYtuACJAmI krYzYSoWYmINA tereNACH zurbANIzoWANYCH z AutoNomICzNYmI bezzAłoGoWYmI ApArAtAmILAtAJĄCYmI" finansowanego ze środków ministerstwa Nauki i Szkolnictwa Wyższego.

bIbLIoGrAFIA

[1] b. d. Lucas and t. kanade. An iterative image- registration technique with an applicationto stereo vision. proceedings of the 1981 dArpA Imaging understanding Workshop, pp.121–130, 1981.

[2] G. bradski and A. kaehler. Learning openCV. o’reilly media, Inc., 2008.[3] I. ulrich and I. r. Nourbakhsh, “Appearance-based obstacle detection with monocular color

vision,” in AAAI/IAAI, 2000[4] p. C. merrell, d.-J. Lee, and r. W. beard, “obstacle avoidance for unmanned air vehicles

using optical alow probability distributions,” mobile robots XVII, Vol. 5609, No. 1, pp. 13–22, 2004.

[5] W. S. p. Fernando, L. udawatta, p. puthirana, „Identiaication of moving obstacles with py-ramidal Lucas kanade optical Flow and k means Clustering”, 2007

[6] S.S. beauchemin and J.L. barron. the computation of optical alow. ACm Computing Sur-veys, 27(3):433 – 467, 1995.

[7] A. Giachetti, m. Campani, and V. torre, “the use of optical Flow for road Navigation,” Ieeetransactions. on robotics and Automation,, vol. 14, Issue.1, pp. 34-48, February 1998

[8] d. Lieb, A. Lookingbill, and S. thrun, “Adaptive road Following using Self-Supervised Lear-ning and reverse optical Flow,” Stanford Artiaicial Intelligence Laboratory, Stanford uni-versity, 2005.

[9] b. k. p. Horn, b. G. Schunck, “determining optical Flow,” Artiaicial Intelligence Laboratory,mIt, Cambridge, mA, pp. 185-203, 1981

LeSzek AmbrozIAk, JAkub CIeśLuk, zdzISłAW GoSIeWSkI

ObSTACLE idENTYFYiNg bY UNMANNEd AERiAL VEHiCLEWiTH USiNg ONE CAMERA

Abstract

A problem of obstacles and collisions avoiding by unmanned aerial vehicles (UAVs), using the

information provided from an image taken from one camera is presented in the paper. The opti-

cal flow method based on gradient method of Lukas-Kanade was used to obtain the tested struc-

ture in 3D space environment (extraction of image’s depth). This method allow to generate local

information flow patterns from particular neighborhood of surrounding points. Presented algo-

rithm for obstacle location and estimation of its shape was developed and implemented on the

workstation with real time uClinux system. Proposed vision based obstacle avoidance algorithm

are demonstrated in simulation and in hardware in the loop flight tests on a fixed-wing UAV.


PRACE iNSTYTUTU LOTNiCTWA ISSN 0509-6669

216, s. 17-29, Warszawa 2011

iDENTYFiKACJA CHARAKTERYSTYK AERODYNAMiCZNYCH

MiKROSAMOLOTU

LeSzek AmbrozIAk*, zdzISłAW GoSIeWSkI**, mIroSłAW koNdrAtIuk*

Politechnika Białostocka*, Instytut Lotnictwa**

Streszczenie

W artykule zaprezentowano proces obliczeniowy charakterystyk aerodynamicznych bezzało-

gowego aparatu latającego. Jako obiekt badań wybrany został mikro-samolot typu delta w ukła-

dzie latającego skrzydła o symetrycznym profilu płata. Do identyfikacji współczynników

aerodynamicznych modelu oraz analizy opływu samolotu zostały zastosowane programy kom-

puterowe XFLR5 oraz COMSOL Multiphysics wykorzystujące odpowiednio metodę panelową oraz

metodę elementów skończonych. W pracy zawarto matematyczny model opływu ciała, podstawy

teoretyczne użytych metod obliczeniowych, pokazano wyniki przeprowadzonych analiz oraz do-

konano ich porównania. W rezultacie oceniono możliwość zastosowania metod panelowych do

obliczeń pochodnych stateczności mikro-samolotu.

WProWAdzeNIe

Proces modelowania dynamiki ruchu statku powietrznego jest pierwszym i najważniejszym

etapem projektowania układu sterowania mikro-samolotem. zasadniczym źródłem trudności

na tym etapie jest precyzyjny opis sił i momentów aerodynamicznych, które występują w rów-

naniach ruchu obiektu i w jego modelu matematycznym. dynamika ruchu bezzałogowego

statku powietrznego oraz aerodynamika wpływają na siebie znacząco w każdej fazie jego lotu.

Stąd też opis matematyczny tych procesów jest zagadnieniem trudnym do zrealizowania. Iden-

tyfikacja parametrów statku powietrznego i wyprowadzenie dokładnego modelu matema-

tycznego badanego obiektu pozwoli na dokładne zaprojektowanie układu sterowania,

integrację autopilota oraz określenie i przeanalizowanie zachowania się modelu w trakcie lotu.

model matematyczny jest więc niezbędny do oceny własności obiektu sterowania.

Pochodne aerodynamiczne statku powietrznego, wchodzące w skład modelu matematycz-

nego, są funkcjami fizycznych własności powietrza otaczającego samolot a także jego geomet-

rycznych charakterystyk i kinematycznych parametrów lotu. do wyznaczenia wspomnianych

parametrów aerodynamicznych często stosowane są metody komputerowe [1, 11, 13]. W ostat-

nich latach nastąpił duży rozwój metod CFd (ang. Computational Fluid dynamics) opartych

o równania Naviera – Stokesa [3, 5]. obliczenia z wykorzystaniem tych metod dają dobre wy-

niki oraz dużą zgodność z wynikami eksperymentalnymi. Ich wykorzystanie jest jednak ogra-

niczone ze względu na długi czas obliczeń oraz konieczność użycia sprzętu komputerowego

o dużej mocy obliczeniowej. Alternatywą dla obliczeń z wykorzystaniem metod CFd są metody

potencjalne (pomimo wielu uproszczeń jakie wprowadzają) [13]. Pozwalają one na dość do-

kładne wyznaczenie obciążeń aerodynamicznych samolotu przy znacznie niższych kosztach

obliczeń w porównaniu z metodami CFd, dlatego też zdecydowano się na użycie i porównanie

obu wspomnianych metod.

W niniejszym artykule przedstawiony został proces identyfikacji parametrów aerodyna-

micznych mikro-samolotu typu delta w układzie latającego skrzydła. Współczynniki aerody-

namiczne oraz pochodne aerodynamiczne zostały wyznaczone w drodze symulacji kompute-

rowych z użyciem oprogramowania ComSoL multiphysics oraz XFLr5. do obliczeń zostały użyte

metoda elementów skończonych oraz metoda panelowa (metoda siatki wirowej). dokonano po-

równania wyników otrzymanych z użyciem obu tych metod. tak wyznaczone parametry aero-

dynamiczne mikro-samolotu pozwolą na wyprowadzenie modelu matematycznego badanego

obiektu stanowiącego podstawę w procesie projektowania układu sterowania.

1. CHArAkterYtSYkA bAdANeGo obIektu

do badań przyjęty został mikro-samolot typu delta w układzie latającego skrzydła (rys. 1).

rys. 1. mikro-samolot przyjęty do badań

Latające skrzydło to układ konstrukcyjny samolotu lub motoszybowca bez wyodrębnionego

kadłuba oraz ogona. Wyeliminowanie tych elementów teoretycznie powoduje maksymalne

zmniejszenie oporu powietrzna. mikro-samolot o takiej konstrukcji jest dosyć szybki i zwrotny,

dlatego dokładna analiza jego aerodynamiki będzie ważyła na efektywności projektowania

praw sterowania i ich jakości. z tego powodu identyfikacja modelu takiego samolotu jest waż-

nym krokiem, poprzedzającym proces implementacji układów automatycznego sterowania

lotem. Przeanalizowanie i wykrycie wszelkich osobliwości bezzałogowego statku powietrz-

nego w układzie delta pozwoli na poprawne zaprojektowanie praw sterowania.

Płat skrzydła badanego samolotu posiada symetryczny, dwuwypukły profil beLL 540, bę-

dący modyfikacją profilu NACA 0012 (rys. 2). Wymiary i ważniejsze parametry konstrukcyjne

badanego mikro-samolotu zostały zawarte w tabeli 1.

rys. 2. Profil beLL 540

18 LeSzek AmbrozIAk, zdzISłAW GoSIeWSkI, mIroSłAW koNdrAtIuk

tab. 1

W celu dokonania obliczeń z użyciem programów komputerowych został zbudowany model

CAd mikro-samolotu (rys. 3) stanowiący dokładne odwzorowanie modelu rzeczywistego.

rys. 3. model CAd badanego mikro-samolotu

2. modeL mAtemAtYCzNY oPłYWu CIAłA

opływ ciała może być modelowany za pomocą równań Naviera-Stokesa, które możemy za-

pisać w następującej formie [16]:

(1)

(2)

(3)

gdzie:

- ρ – gęstość, [kg/m3];

- u – wektor prędkości, [m/s];

∂∂

+ ∇ ⋅ =

tu( ) 0

∂∂

+ ⋅∇ = ∇⋅ − + +u

tu u pI F( ) [ ]

CT

tu T q S

T p

T

p

tu p Q

p p( ( ) ) ( ) : ( ( ) )∂∂

+ ⋅∇ = − ∇ ⋅ + − ∂∂

∂∂

+ ⋅∇ +

19IdeNtYFIkACjA CHArAkterYStYk AerodYNAmICzNYCH mIkroSAmoLotu

- p – ciśnienie, [Pa];

- τ – tensor naprężeń lepkich, [Pa];

- F – wektor siły, [N/m3];

- Cp – ciepło właściwe przy stałym ciśnieniu, [j/(kg·k)];

- t – temperatura bezwzględna, [k];

- q – wektor strumienia ciepła, [W/m2];

- Q – gęstość mocy objętościowych źródeł ciepła, [W/m3].

S jest tensorem prędkości naprężeń, który może być definiowany zgonie z [16] jako:

(4)

operacja „:” jest zależnością pomiędzy tensorami, którą możemy przedstawić [15]:

(5)

równanie (1) jest równaniem ciągłości i prezentuje zachowanie masy. równanie (2) jest

równaniem wektorowym i reprezentuje zachowanie pędu, natomiast równanie (3) opisuje nam

zachowanie energii w zależności od temperatury. Aby zamknąć układ równań (1)÷(3) są po-

trzebne pewne konstytutywne związki. Po pierwsze zakładamy, że płyn jest newtonowski.

zgodnie z założeniem Stokesa tensor naprężeń lepkich staje się [16]:

(6)

gdzie,

μ- jest lepkością dynamiczną wyrażaną w [Pa·s].

burzliwość (turbulentność) jest własnością pola przepływu i jest charakteryzowana przede

wszystkim przez szeroki zakres skali przepływu. tendencja do izotermicznego przepływu tur-

bulentnego mierzona jest liczbą reynoldsa wyrażoną jako [4, 16]:

(7)

gdzie,

- u i L są odpowiednio prędkością i wymiarem charakterystycznym zagadnienia.

Przepływ z dużymi liczbami reynoldsa jest przepływem burzliwym. do modelowania i sy-

mulacji przepływu turbulentnego mogą zostać użyte równania Navier-Stokesa. dla płynu nie-

ściśliwego i newtonowskiego może ono zostać zapisane:

(8)

(9)

Gdy przepływ staje się turbulentny wszystkie wartości zmieniają się w czasie i przestrzeni.

Wyznaczenie tych zmian wymaga znacznych mocy obliczeniowych urządzeń.

= − ∇⋅22

3S u I( )

S u u T= ∇ + ∇1

2( ( ) )

a b a bnm nm

mn

: = ∑∑

Re =

UL

∂∂

+ ⋅∇ = ∇⋅ − + ∇ + ∇ +u

tu u pI u u FT( ) [ ( ( ) )]

∇⋅ =u 0


3. SYmuLACYjNA IdeNtYFIkACjA PoCHodNYCH AerodYNAmICzNYCH

Wyprowadzenie modelu matematycznego mikro-samolotu wymaga znajomości wielu cha-

rakterystyk aerodynamicznych płatowca. do wyznaczenia potrzebnych charakterystyk oraz

wymiarowych pochodnych ruchu samolotu zostały użyte programy komputerowe XFLr5 oraz

ComSoL multiphysics. obliczenia były prowadzone odpowiednio z użyciem metody panelowej

oraz metody elementów skończonych zastosowanej do rozwiązania równań Naviera-Stokesa.

3.1. Metoda panelowa i obliczenia z wykorzystaniem programu XFLR5

oprogramowanie XFLr5 jest darmowym narzędziem umożliwiającym prowadzenie obliczeń

profili aerodynamicznych, płatów skrzydeł oraz pełnych modeli samolotów dla niskich liczb

reynoldsa. obliczenia mikro-samolotu (rys. 4) były prowadzone z wykorzystaniem metody pa-

nelowej. Istnieje wiele metod panelowych i mogą być one klasyfikowane na wiele sposobów.

z punktu widzenia potrzeb mechaniki lotu najbardziej interesujące są metody bazujące na ob-

liczeniach rozkładu ciśnień na powierzchniach nośnych samolotu, oparte na równaniach cał-

kowych aerodynamiki. W naszych badaniach wykorzystany został właśnie ten rodzaj metody

panelowej. zakłada ona, że na powierzchniach nośnych analizowanego płata rozłożone są osob-

liwości (wiry). jest to tzw. metoda siatki wirowej (ang. VLm) i należy do metod potencjalnych.

jest ona historycznie pierwszą metodą panelową. Pomija efekt grubości płata i lepkości prze-

pływu.

rys. 4. Siatka modelu mikro-samolotu (XFLr5, 1000 elementów)

Przy budowie modelu fizycznego opływu za pomocą tej metody czynimy kilka założeń do-

tyczących braku lepkości płynu oraz bez wirowości opływu (za wyjątkiem śladu wirowego za

samolotem). rozmieszczenie odpowiednio dobranych wirów dyskretnych na powierzchni noś-

nej samolotu oraz na śladzie za samolotem umożliwia obliczenia pola prędkości przepływu,

odpowiadającego przepływowi rzeczywistemu. obliczenie prędkości indukowanych przez wiry

dyskretne jest możliwe dzięki zastosowaniu prawa biota-Savarta.

W metodzie VLm zastosowano modele wirów podkowiastych (rys. 5) składające się z trzech

wirów - wiru związanego, o skończonej długości i dwóch wirów swobodnych, pół nieskończo-

nych.

Sam obiekt (samolot) modeluje się przy pomocy płaskich powierzchni. Powierzchnia jest

dzielona na płaskie panele o kształcie prostokąta lub trójkąta z którymi wiąże się wiry podko-

wiaste o nieznanej turbulencji. W każdym panelu definiuje się dwa punkty – położenia wiru

(w jednej czwartej cięciwy panelu) oraz punkt kolokacji prędkości położny w trzech czwartych

cięciwy panelu. Przyjmuje się również, że ślad wirowy jest płaski i ciągnie się równolegle do

prędkości niezaburzanej.


rys. 5. usytuowanie wirów podkowiastych

Prędkość indukowana przez „j-ty” wir w „i-tym” panelu jest równa [10]:

(10)

Gdzie Pij, Qij, rij są współczynnikami określającymi składowe prędkości wywołane wirem

o cyrkulacji jednostkowej Γj=1.

Cyrkulacje wirów muszą być tak dobrane aby prędkości w poszczególnych punktach były

styczne do powierzchni płata:

(11)

Prędkości pionowe w każdym punkcie mogą zostać wyrażone za pomocą lokalnych kątów

natarcia zgodnie z zależnością:

(12)

z równań (10)÷(12) otrzymuje się układ równań algebraicznych dla cyrkulacji Γj [10]:

(13)

gdzie i=1…n.

metoda VLm najpierw oblicza współczynnik siły nośnej związany z cyrkulacją. Wynosi on

odpowiednio:

(14)

Całkowita siła nośna płata może być przedstawiona i obliczona jak następuje:

(15)

Przy obliczeniach dokonywanych metodą VLm powstaje problem wysokich kątów natarcia.

Wyniki obliczeń dla kątów natarcia bliskich kątowi przeciągnięcia powinny być bardzo uważ-

nie przeanalizowane. jak wynika z badań w locie analizowanego modelu mikro-samolotu za-

prezentowanych w [5], optymalnym kątem natarcia jest kąt wynoszący 5°. dlatego też model

szczególnie dokładnie został przebadany w okolicach tego kąta.

v P Q Ri ij ij ij

T

j=[ , , ] Γ

v n⋅ =0

W Ui i= − ∞

v n U v U n n P Q Ri i i i i i ij

j

n

ij ij

T

i⋅ = − ⋅ = ⋅∞ ∞

=∑[ , , ] [ , , ]

1

Γ

CL

U S

y

U x yX

z

n n

n

n n

n

i

i

n

= =∞ ∞

∞ =

∑∑ ∑1

2

22

1

∆ Γ

∆ ∆

F U yz n n

n

= ∞ ∞∑ ∆ Γ


obliczeń dokonywano dla prędkości przepływu powietrza równej 15[m/s] i gęstości po-

wietrza wynoszącej 1.226[kg/m3]. Przykładowe wyniki obliczeń uzyskanych w programie

XFLr5 metodą panelową zostały pokazane na rysunkach 6÷9.

rys. 6. rozkład ciśnienia na powierzchni mikro-samolotu uzyskany w programie XFLr5

rys. 7. Wir krawędziowy za mikro-samolotem

rys. 8. Współczynnik siły nośnej


rys. 9. Współczynnik oporu indukowanego

3.2. Metoda elementów skończonych i obliczenia z wykorzystaniem programu COMSOL

Multiphysics

W celu porównania wyników uzyskanych za pomocą oprogramowania XFLr5 badany mikro-

samolot został przeanalizowany z użyciem metody elementów skończonych oraz programu

ComSoL multiphysics. W prowadzonych badaniach przy pomocy tego oprogramowania

uwzględniono zmianę gęstości powietrza na skutek zmian ciśnienia w obrębie płata skrzydła.

równanie opisujące tę zależność przedstawiono poniżej [6]:

(16)

gdzie: r – indywidualna stała gazowa, [j/(kg·k)]; t0 – temperatura powietrza, [k].

obliczenia zostały przeprowadzone dla płynu słabo ściśliwego (w przypadku niskich pręd-

kości przepływu powietrza, efekt ściśliwości może zostać pominięty). Wartości przyjętych wa-

runków modelowanego przepływu zostały zawarte w tabeli 3.

Przepływ turbulentny wokół płata skrzydła został obliczony przy pomocy metody elemen-

tów skończonych przez rozwiązanie równań Naviera-Stokesa przedstawionych w poprzednim

podrozdziale. jako model turbulencji został użyty model k – ε. model ten wprowadza dwa do-

datkowe równania transportu oraz dwie zmienne zależne – burzliwej energii turbulentnej k

oraz dyssypacji energii turbulencji ε. Lepkość turbulencji jest modelowana przez [16]:

(17)

gdzie Cμ jest stałą.

równanie transportu przybiera postać [16]:

(18)

= p

RT0

TCk=2

∂∂

+ + ∇ = ∇⋅ + ∇ + −k

tu k k PT

k

k(( ) )


gdzie Pk wyraża się następująco:

(19)

równanie transportu dla ε zapisujemy [4]:

(20)

gdzie Cμ =0.09, Cε1=1.44, Cε2=1.92, σk=1.0, σε=1.3 są współczynnikami wyznaczonymi eks-

perymentalnie [8].

Parametry modelowanego przepływu w programie ComSoL zostały pokazane w tabeli 2.

tab. 2

badany mikro-samolot był rozważany jako połowa symetryczna analizowanego obiektu,

umieszczona w tunelu aerodynamicznym o wymiarach (7 x 5 x 3 [m], rys. 10, 11) (zgodnie

z pracami A. dziubińskiego [2, 14]).

rys. 10. zdyskretyzowany model tunelu aerodynamicznego i umieszczonego w nim mikro-samolotu

badania zostały przeprowadzone dla różnych kątów natarcia. zwykle w modelach CFd efekt

zmiany kąta natarcia uzyskuje się poprzez zmianę kąta wektora zadanej prędkości powietrza.

W tym celu prowadza się składowy wektor poziomy u0 oraz pionowy w0.

P u u u u k uk T

T= ∇ ∇ + ∇ − ∇⋅ − ∇⋅ ( :( ( ) ) ( ) )2

3

2

3

2

∂∂

+ ⋅∇ = ∇⋅ + ∇ + + −t

u CkP C

k

Tk

(( ) )1 2

2


rys. 11. zamodelowana warstwa przyścienna wokół płata skrzydła mikro-samolotu

relacja pomiędzy całkowitą prędkością płynu u i wymienionymi wektorami została zapi-

sana w następujący sposób [6]:

, (21)

(22)

gdzie: α – kąt natarcia.

Wykorzystywane oprogramowanie ComSoL multiphysics w wersji 4.1 umożliwia paramet-

ryzację geometrii modelu. dzięki temu realizowana jest zmiana orientacji modelu płatowca

względem tunelu aerodynamicznego (zmiana kąta α). Wykorzystując opisaną parametryzację

badania meS zostały przeprowadzone w przedziale kątów natarcia -25°÷25°.Wyznaczonymi

wielkościami były składowe siły aerodynamicznej Fx, Fy, Fz, które zostały obliczone w drodze

całkowania ciśnienia po powierzchni płata nośnego. Następnie zostały wyznaczone składowe

siły aerodynamicznej – prostopadła i równoległa do kierunku napływu powietrza. Na tej pod-

stawie zostały wyznaczone współczynniki aerodynamiczne.

Wyniki wybranych charakterystyk aerodynamicznych otrzymanych z użyciem metody ele-

mentów skończonych zostały przedstawione na rysunkach 12-14.

rys. 12. opływ płata mikro-samolotu

u U0

180= cos( )

w U0

180= sin( )


rys. 13. Współczynnik siły nośnej w funkcji kąta natarcia

rys. 14. Współczynnik oporu aerodynamicznego w funkcji kąta natarcia

3.3. Zestawienie otrzymanych wyników

W celu porównania wyników obliczeń prowadzonych z użyciem metody siatki wirowej oraz

metody CFd i metody elementów skończonych niektóre parametry aerodynamiczne uzyskane

dla kąta natarcia 5° i prędkości 15[m/s] zostały zestawione w tabeli 3.

tab. 3


WNIoSkI I dYSkuSjA

W artykule zostały przedstawione i użyte dwie różne metody obliczeniowe parametrów aero-

dynamicznych mikro-samolotu. Wymagają one różnych czasów przygotowania danych wej-

ściowych oraz różnych czasów rozwiązania układów równań. Porównując otrzymane wyniki

można stwierdzić, że otrzymane wartości współczynnika siły nośnej Cz są bardzo zbliżone. Naj-

większe różnice wystąpiły we współczynniku oporu aerodynamicznego CX. Czas obliczeń me-

tody panelowej jest znacznie krótszy, aniżeli metody CFd. obliczenia modelu w programie

XFLr5 trwały kilkadziesiąt sekund, natomiast analiza mikro-samolotu z wykorzystaniem Com-

SoL’a zajmowała kilkadziesiąt godzin, przy równoczesnym użyciu znacznie wydajniejszego

komputera. do prostych i szybkich analiz inżynierskich metoda panelowa jest bardziej uży-

teczna i wydajna aniżeli metody CFd. jednakże metody CFd oparte na meS umożliwiają obli-

czenia modeli o złożonej geometrii, analizę nietypowych zagadnień oraz obliczenia zależne od

czasu (dynamiczne).

kolejnym krokiem badań powinno być porównanie otrzymanych wyników z badaniami tu-

nelowymi mikro-samolotu oraz ewentualne użycie innych metod panelowych np. metody siatki

dipoli czy też niestacjonarnej siatki wirowej. Porównanie wyników obliczeń kilku metod oraz

wyników badań symulacyjnych pozwoli na opracowanie dokładniejszego modelu matema-

tycznego mikro-samolotu na potrzeby projektowania i implementacji układów sterowania.

Pracę wykonano w ramach realizacji projektu rozwojowego nr or00002911 "SIeCIoCeN-

trYCzNY SYStem WSPArCIA rozPozNANIA I doWodzeNIA SYtuACjAmI krYzYSoWYmI NA

tereNACH zurbANIzoWANYCH z AutoNomICzNYmI bezzAłoGoWYmI APArAtAmI LAtA-

jĄCYmI" finansowanego ze środków ministerstwa Nauki i Szkolnictwa Wyższego.

bIbLIoGrAFIA

[1] bischel d., Wittwer P. (2007), Computation of airfoils at very low reynolds numbers, ex-

cerpt from the Proceedings of the ComSoL users Conference, Grenoble.

[2] dziubiński A. (2008), CFd w zastosowaniach inżynierskich, V międzyuczelniane inży-

nierskie warsztaty lotnicze, 27.09-1.10, bezmiechowa, materiały konferencyjne

[3] evgrafov A. (2002), topology optimization of Navier–Stokes equations, Chalmers univer-

sity of technology, Göteborg.

[4] Georgescu A. m., Sanda-Carmen Georgescu S. C. i inni (2007), ComSoL multiphysics 2d

flow simulation in the achard turbine, CeeX conference.

[5] kaufman e., Gutierrez-miravete e. (2008), Computation of velocity, pressure and tempe-

rature distributions near a stagnation point in planar laminar viscous incompressible flow,

excerpt from the Proceedings of the ComSoL users Conference, boston.

[6] kondratiuk m., (2010), badania symulacyjne charakterystyk aerodynamicznych bezzało-

gowego mikro-samolotu typu delta z barierami mechanicznymi umieszczonymi przy kra-

wędzi natarcia, Acta mechanica et Automatica, Vol. 4, No. 3

[7] menter F. r. (1993), zonal two equation k-_ turbulence models for Aerodynamic Flows,

AIAA Paper, 93-2906.

[8] mystkowski. A., (2010), Analiza aerodynamiki układu sterowania mikro-samolotem typu

delta z wbudowanymi piezo-generatorami wirów krawędziowych, Acta mechanica et Au-

tomatica, vol. 4, No.3

[9] osman S. A., Ismail m. t. (2007), Wind loads prediction using three-dimensional simulation

of k-_ turbulence model, excerpt from the Proceedings of the ComSoL users Conference.


[10] Plotkin A., katz j., (2001), Low-Speed Aerodynamics, 2nd ed., Cambridge university Press,

Cambridge.

[11] Polhamus, e. C. (1971), Predictions of Vortex-Lift Characteristics by a Leading-edge-Suc-

tion Analogy, journal of Aircraft, Vol. 8, No. 4, 193-199., Vol. 70, No. 5, 420-456.

[12] Polhamus, e. C. (1986), Vortex Lift research: early Contributions and Some Current Chal-

lenges, Vortex Flow Aerodynamics, NASA CP2416, 1-30.

[13] Sibilski k., (2004), modelowanie i symulacja dynamiki ruchu obiektów latających, oficyna

Wydawnicza mH, Warszawa

[14] Stalewski W., dziubiński A., (2006), Symulacja zjawiska pierścienia wirowego wokół wir-

nika śmigłowca w oparciu o rozwiązanie równań Naviera-Stokesa z uproszczonym mo-

delem wirnika w postaci powierzchni skoku ciśnienia, Prace Instytutu Lotnictwa,

nr 184-185, 54-65.

[15] Wilcox d. C. (2000), turbulence modelling for CFd, dCW Industrie.

[16] ComSoL 4.1 CFd module users Guide, Version october 2010.

LeSzek AmbrozIAk, zdzISłAW GoSIeWSkI, mIroSłAW koNdrAtIuk

AERODYNAMiCS CHARACTERiSTiCS iDENTYFiCATiON OF

MiCRO AiR VEHiCLE

Abstract

The paper presents the computing process of Micro Air Vehicle (MAV) aerodynamics

characteristics. As the research object a fixed wing in the delta system with a symmetrical airfoil

was chosen. To identify the aerodynamic coefficients and to flow analyzing around the MAV model

XFLR5 and COMSOL Multiphysics software were used basing on the panel method and the finite

element method respectively. The paper contains the mathematical model of flow around the body

and the theoretical framework of used methods. Flow analysis results for both methods were

shown and their comparison was made. As a result, possibility of using panel methods to calculate

the MAV aerodynamics coefficients was assessed.



DOŚWiADCZENiA EKSPLOATACJi ZESPOŁÓW NAPĘDOWYCHBEZZAŁOGOWYCH STATKÓW POWiETRZNYCH O MASiE

POWYŻEJ 50 KG

RySzaRd ChaChuRSkI

Wojskowa Akademia Techniczna

Streszczenie

Coraz powszechniejsze wykorzystywanie bezzałogowych statków powietrznych (BSP) do wy-

konywania zadań zarówno wojskowych, jak i cywilnych stwarza konieczność rozwiązywania wielu

nowych problemów natury nie tylko konstrukcyjnej, ale i eksploatacyjnej. Specyfika użytkowania

BSP wyraża się m.in. brakiem „czucia” przez operatora reakcji pilotowanego przez niego samo-

lotu lub śmigłowca na różnego rodzaju oddziaływania, w tym na mogące się pojawiać w trakcie

lotu zakłócenia w pracy zespołu napędowego. W związku z tym istotne jest możliwie szerokie poz-

nanie szczególnych warunków eksploatacji tego rodzaju obiektów latających oraz problemów po-

jawiających się w jej trakcie. W artykule zebrano doświadczenia z eksploatacji zespołów

napędowych różnych typów bezzałogowych statków powietrznych o masie powyżej 50 kg.

Słowa kluczowe: bezzałogowy statek powietrzny, zespół napędowy, silnik lotniczy, eksploatacja

Co prawda w Polsce nie produkuje się bezzałogowych statków powietrznych o masie powy-żej 50 kg, jednak w związku z burzliwym rozwojem tego rodzaju samolotów i śmigłowców na-leży się spodziewać, że mogą one być nie tylko kupowane za granicą, ale także wytwarzanew kraju. Nawet zakładając, że w kraju nie zostanie podjęta produkcja silników tłokowych dotego rodzaju bezzałogowych statków powietrznych, to z pewnością będzie można prowadzićprace związane z doskonaleniem zespołów napędowych lub przystosowywaniem ich do kon-kretnych warunków, w jakich będą one użytkowane. Prace takie mogą być prowadzone samo-dzielnie lub w kooperacji np. w Wojskowej akademii Technicznej, w Instytucie Lotnictwa, czyInstytucie Technicznym Wojsk Lotniczych i in.

W związku z tym, że w Polsce w zasadzie nie ma żadnych doświadczeń związanych z eks-ploatacją tego typu BSP i ich zespołów napędowych, celowym wydaje się określenie nieza-wodności tychże zespołów napędowych oraz problemów, jakie pojawiały się podczas icheksploatacji w armiach państw obcych, w tym głównie uSa oraz Izraela, jako krajów mającychnajwiększe doświadczenie w tym zakresie. Pozwoli to wskazać, jakie rodzaje zespołów napę-dowych są najbardziej pożądane do stosowania w bezzałogowych statkach powietrznych, czympowinny się charakteryzować i jakie są najpilniejsze kierunki ich doskonalenia.

W artykule rozpatrzono zespoły napędowe statków powietrznych wielokrotnego użycia wy-konujących zadania rozpoznania powietrznego, walki elektronicznej itd., natomiast pominiętojednorazowe BSP o charakterze celów powietrznych lub pocisków manewrujących (w składich zespołów napędowych wchodzą silniki tłokowe lub turbinowe). do analizy wybrano BSPo masie powyżej 50 kg, ponieważ lżejsze napędzane są zazwyczaj śmigłowymi zespołami na-pędowymi z silnikami elektrycznymi lub standardowymi dwu- lub czterosuwowymi tłokowymisilnikami modelarskimi.

1. zeSPoły NaPędoWe BezzałogoWyCh STaTkóW PoWIeTRzNyCh o maSIe PoWyżej 50 kg

do napędu bezzałogowych statków powietrznych o masie powyżej 50 kg stosowane są głów-nie śmigłowe zespoły napędowe z dwu- lub czterosuwowymi silnikami tłokowymi. Charakte-rystyczne jest to, że o ile w BSP o masie pomiędzy 50 kg a 100 kg stosowane są silniki różnychproducentów (często adaptowane z pojazdów motocyklowych), o tyle w przedziale mas 100 kg– 500 kg dominują silniki z tłokiem wirującym produkowane przez brytyjską firmę uaV engi-nes Ltd., natomiast w BSP o masie powyżej 500 kg chętnie stosowane są silniki firmy Rotax,a zwłaszcza model 914. Wykorzystanie silników Rotax, które są powszechnie stosowane do na-pędu załogowych ultralekkich statków powietrznych podyktowane jest ich dużą niezawodno-ścią, stosunkowo długimi okresami międzyremontowymi (rzędu kilkuset godzin), dostępnościączęści zamiennych oraz stosunkowo niskimi cenami, które są co najmniej kilkukrotnie niższeod cen silników produkowanych wyłącznie do bezałogowych statków powietrznych. jeszczeniższe ceny, a zwłaszcza przewidywane wyjątkowo duże okresy międzyremontowe rzędu 5000godzin zachęcają do prób wykorzystania do napędu BSP lotniczych wersji silników samocho-dowych, np. Subaru ea-82T o mocy 123kW przy 3000 obr/min, które również znajdują zasto-sowanie do napędu amatorskich załogowych statków powietrznych.

zarówno silnik Rotax 914, jak i Subaru ea-82T zbudowane są jako 4. cylindrowe dwurzę-dowe silniki przeciwsobne w układzie płaskim (tzw. bokser). układ taki zapewnia bardzo dobrewyrównoważenie sił występujących w układzie korbowym, co ma szczególne znaczenie w przy-padku bezzałogowych statków powietrznych, gdyż pozwala na minimalizację drgań przeno-szących się od silnika przez konstrukcję płatowca na aparaturę znajdującą się na ich pokładzie.Budowane są przede wszystkim silniki chłodzone powietrzem, ale także chłodzone cieczą lubz chłodzeniem mieszanym. W silnikach takich stosuje się głównie zasilanie gaźnikowe, chociażcoraz bardziej popularne stają się układy zasilania z wtryskiem niskociśnieniowym. Silniki z za-silaniem wtryskowym zapewniają lepsze dostosowanie jakości i składu mieszanki do zmien-nych warunków lotu i umożliwiają niższe zużycie paliwa. Ponadto należy wziąć pod uwagę, żesilniki tłokowe z zasilaniem gaźnikowym są zagrożone oblodzeniem układów dolotowychw temperaturach otoczenia powyżej +20oC (nawet do 38oC) przy wilgotności względnej nawetponiżej 30%, podczas, gdy dla silników tłokowych z zasilaniem wtryskowym zagrożenie torzadko występuje w temperaturach wyższych niż +5oC.

W wielu firmach prowadzi się również prace nad lotniczymi silnikami o zapłonie samo-czynnym (wysokoprężnymi) o małych mocach.

zespoły napędowe bezzałogowych statków powietrznych wyposaża się głównie w śmigłao stałym skoku. jedynie w strategicznych BSP latających na dużych wysokościach stosowane sąśmigła o zmiennym skoku. Co prawda śmigło o zmiennym skoku pozwala na lepsze wykorzys-tanie silnika w zmiennych warunkach lotu, ale komplikuje konstrukcję zespołu napędowegoi zwiększa jego masę. śmigła napędzane są najczęściej bezpośrednio od wału korbowego sil-nika, ale w niektórych przypadkach, zwłaszcza w dużych BSP, konieczne jest stosowanie prze-kładni redukcyjnych.

31dośWIadCzeNIa ekSPLoaTaCjI zeSPołóW NaPędoWyCh BezzałogoWyCh STaTkóW...

2. aNaLIza WłaśCIWośCI ekSPLoaTaCyjNyCh zeSPołóW NaPędoWyCh BSP o maSIePoWyżej 50 kg oRaz zagRożeń WySTęPująCyCh PodCzaS ICh ekSPLoaTaCjI

doświadczenia zebrane podczas pokojowej eksploatacji i bojowego użycia bezzałogowychstatków powietrznych o masie powyżej 50 kg pokazują, że niezawodność ich zespołów napę-dowych stanowi bardzo poważny problem.

W lutym 2003 w departamencie obrony uSa opracowano raport dotyczący niezawodnościbezzałogowych statków powietrznych wykorzystywanych przez siły zbrojne tego państwa.W raporcie tym wydzielono następujące grupy źródeł niesprawności:1. zespół napędowy i źródła energii - silnik, śmigło, układ przekazania napędu, układ zasila-

nia, generator i inne związane z pracą silnika podsystemy BSP;2. sterowanie – systemy zapewniające stabilność lotu i sterowanie, takie jak awionika, ser-

womechanizmy, systemy zbierania i przetwarzania danych na potrzeby układu sterowania,powierzchnie sterowe i ich napędy, oprogramowanie, wyposażenie nawigacyjne i inne po-dobne podsystemy BSP, a także czynniki aerodynamiczne;

3. komunikacja – systemy przekazywania danych między BSP a naziemnymi stacjami kontrolilotu;

4. czynnik ludzki i naziemna stacja kontroli – niesprawności wynikające z błędów popełnia-nych przez personel naziemny oraz problemów eksploatacyjnych związanych ze sprzętemi oprogramowaniem naziemnym;

5. inne źródła – różne czynniki nie związane z techniką.

dla poszczególnych bezzałogowych statków powietrznych wyniki badań wykazały następu-jący rozkład przyczyn niesprawności związanych z grupą 1:

RQ-1 Predator – analiza danych z eksploatacji BSP Predator w wersjach RQ-1a i RQ-1B wy-kazuje, że dla wersji RQ-1a przyczyny grupy 1. spowodowały 23% niesprawności, a dla wersjiRQ-1B 53% niesprawności, co stanowi ponad dwukrotny wzrost. Podstawowa różnica pomię-dzy obiema wersjami BSP polagała na wymianie silnika z Rotax 912 w wersji RQ-1a na silnikRotax 914 w wersji RQ-1B mająca na celu zwiększenie prędkości BSP. Ponadto RQ-1B wyposa-żono w śmigło o zmiennym skoku. Spośród 53% procent niesprawności z grupy 1. dla RQ-1B10% wywołanych było problemami ze śmigłem, a prawie 70% problemami z silnikiem. Przyczym procentowy wzrost niesprawności wywołanych przez czynniki grupy 1. nie wynika jed-noznacznie ze wzrostu niesprawności zespołu napędowego, ale jest też spowodowany obniże-niem się ilości niesprawności powodowanych przez czynniki zaliczone do innych grup. dlazwiększenia niezawodności zespołu napędowego od wersji mQ-1 Block 30 zastosowano silnikwyposażony we wtryskowy układ zasilania oraz dwa alternatory.

RQ-2 Pioneer – analiza danych z eksploatacji BSP Pioneer w wersjach RQ-1a i RQ-1B poka-zuje, że odpowiednio dla wersji RQ-2a i RQ-2B przyczyny grupy 1. stanowiły 29% i 51%.W trakcie eksploatacji BSP Pioneer wprowadzano wiele modyfikacji mających na celu zwięk-szenie niezawodności zespołu napędowego, m. in. poprawiano kształt osłon silnika aby polep-szyć jego chłodzenie i przeniesiono serwomechanizm przepustnicy silnika w inne miejsce, comiało zapobiegać wyłączaniu się silnika w locie. Rozważano także zastosowanie bardziej nie-zawodnego silnika, albowiem okazało się, że zaadaptowany z pojazdów motocyklowych silnikSachs SF2-350 ma zbyt małą moc i często bywa przeciążany. do roku 2002 nie wprowadzonojednak przewidywanej w roku 1997 wymiany silnika na bardziej niezawodny (Qattra). Podob-nie jak w przypadku RQ-1 Predator, w wersji RQ-2B Pioneer zmniejszył się procentowy udziałniesprawności spowodowanych przez systemy sterowania, natomiast znacznie zwiększył sięudział czynników z grupy 1. Podczas operacji Iraqui Freedom I problemy z zespołem napędo-

32 RySzaRd ChaChuRSkI


wych przeważały wśród mechanicznych przyczyn niesprawności RQ-2 i stanowiły 79%, nato-miast podczas operacji Iraqui Freedom II wynosiły 57%.

RQ-5 Hunter – analiza danych z eksploatacji BSP hunter wskazuje, że przyczyny związanez grupą 1. stanowią 29% wszystkich niesprawności. Szczególnie w początkowym okresie eks-ploatacji tego typu BSP (do roku 2002) występowało wiele niesprawności związanych międzyinnymi z silnikiem, który okazał się wyjątkowo mało niezawodny i miał bardzo małą trwałość.zaadaptowany z motocykla silnik firmy motto guzzi już w fazie testów wykazywał powtarza-jące się usterki, np. zakleszczanie się zaworów, co wywołało żądanie wymiany przez dostawcęwszystkich silników na zmodernizowane. Silniki zostały wymienione, przy czym wersja dlaBSP kosztowała 53 000 uSd za sztukę w porównaniu do 8 000 uSd w wersji motocyklowej,jednak nie przyniosło to pożądanego skutku, chociaż liczba niesprawności zmalała. Szacowano,że jednostka wyposażona w 2 dwusilnikowe huntery musi wymienić 3-10 silników tygodniowo,co przekraczało możliwości służb logistycznych. Testy zmodernizowanej wersji RQ-5 przepro-wadzone w roku 1994 ujawniły ponownie powtarzające się problemy z zaworami oraz ich po-pychaczami. Problemy z silnikiem były przyczyną rozbicia co najmniej dwu maszyn. Poprzeprowadzonej w połowie lat 90. XX w. modernizacji liczba niesprawności uległa zmniej-szeniu i w roku 2002 RQ-5 hunter rozkład przyczyn niesprawności był najbardziej równo-mierny, w porównaniu z wcześniej rozpatrywanymi BSP. analizy z roku 2004 wykazałyponowny procentowy wzrost liczby niesprawności spowodowanych przez przyczyny grupy 1.

RQ-7 Shadow – system został wprowadzony do eksploatacji w siłach zbrojnych uSa w roku2002 i do ukończenia przywoływanego raportu sumaryczny nalot BSP tego typu wynosił około2000 godzin. jednak i w tym przypadku analiza danych z eksploatacji ujawniła, że 50% wszyst-kich niesprawności związanych jest z przyczynami z grupy 1. W większości przypadków byłyone spowodowane wyciekaniem paliwa, niezgodną z warunkami technicznymi prędkościąobrotową wału oraz zbyt niskim stopniem sprężania. W roku 2004 procentowy udział nie-sprawności, których źródłem były czynniki grupy 1. zmniejszył się - jednak nadal był wysoki.

Podsumowując wyniki analiz dla wszystkich typów bezzałogowych statków powietrznycho masie powyżej 50 kg eksploatowanych w siłach zbrojnych uSa (rys. 1, 2) i porównując jez dostępnymi danymi dotyczącymi BSP używanych przez siły zbrojne Izraela (rys. 3), można za-uważyć zbliżony rozkład przyczyn niesprawności. Wynika to przede wszystkim z faktu, uży-wane w siłach zbrojnych uSa bezzałogowe statki powietrzne były projektowane w Izraelu.Należy przy tym zauważyć, że 32-38% ogółu niesprawności związanych było z zespołem na-pędowym i źródłami energii, a ich udział w roku 2004 wzrósł o 1% w stosunku do roku 2002.

eksploatacja bezzałogowych statków powietrznych wykazała, że są one znacznie wrażliwszena wpływ złych warunków atmosferycznych od załogowych statków powietrznych. Przepro-wadzone analizy wskazują także, że projektowane w latach 80. XX w. przez firmy izraelskie bez-załogowe statki powietrzne miały wiele wad projektowych.

Rys. 1. Rozkład przyczyn niesprawności BSP sił zbrojnych uSa do 2002 r.


Rys. 2. Rozkład przyczyn niesprawności BSP sił zbrojnych uSa do 2004 r.

Rys. 3. Rozkład przyczyn niesprawności BSP sił zbrojnych Izraela

ze względu na niskie koszty w większości lekkich bezzałogowych statków powietrznych sto-sowane są śmigła drewniane lub drewniano – poliuretanowe. śmigła takie narażone są na od-działywanie opadów atmosferycznych. Nawet intensywny deszcz może w ciągu kilku minutspowodować erozję krawędzi natarcia łopaty śmigła, pogorszenie jego własności aerodyna-micznych, a niekiedy całkowite erozyjne zniszczenie śmigła. W 1991 roku obserwowano ero-zyjne zużywanie drewniano – laminatowych śmigieł BSP Pioneer podczas operacji desertStorm. śmigła zużywają się również z powodu niewielkiej odległości końcówek łopat od płasz-czyzny lotniska, a ponadto są intensywnie niszczone w przypadku stosowania siatek do za-trzymywania lądującego BSP, np. zużycie śmigła RQ-1 Pioneer wynosiło średnio 1 na każdy lot,mimo, że jest on wyposażony w zespół napędowy ze śmigłem pchającym.

Podczas operacji enduring Freedom, Southern Watch i Iraqui Freedom poważnym proble-mem była wysoka temperatura, która powodowała nagrzewanie się bazujących w Pakistaniei kuwejcie BSP Predator do 113oC, co było przyczyną uszkodzeń elementów płatowca i jegowyposażenia elektronicznego. W efekcie niemożliwe było używanie BSP w godzinach połu-dniowych w porze letniej. Podczas operacji w afganistanie, a zwłaszcza w Iraku wystąpiło wieleuszkodzeń silników wykorzystywanych tam BSP Shadow-200 spowodowanych wysoką tem-peraturą powietrza oraz jego wysokim zapyleniem. W przypadku silników tłokowych najbar-dziej narażone na przyspieszone zużycie spowodowane oddziaływaniem pyłu sąwspółpracujące ze sobą elementy, takie jak pierścienie tłokowe, gładzie cylindrowe i tłoki, ło-żyska wału korbowego i korbowodów, prowadnice zaworowe i zawory oraz uszczelnienia wyjśćkońcówek wału z kadłuba silnika. zużywanie się tych części silników powodowane jest przedewszystkim oddziaływaniem twardych ziaren pyłu o średnicach nieco mniejszych od luzów po-między współpracującymi elementami. ziarna te przedostają się do wnętrza silnika poprzezukład dolotowy, osiadają na ściankach cylindrów i wraz z paliwem i olejem tworzą swoistą


pastę ścierną, która poprzez instalację olejową rozprowadzana jest po wnętrzu silnika. obja-wami zużywania silnika na skutek oddziaływania pyłu są wycieki oleju przez uszczelnienia,wzrost zużycia paliwa oraz spadek mocy silnika.

Istotnym czynnikiem jest także oblodzenie, które było powodem utraty wielu BSP. W insta-lacje przeciwoblodzeniowe wyposażone są wyłącznie duże BSP, np. RQ-4 Global Hawk. Coprawda w przypadku lekkich BSP, takich jak np. Shadow - 200 nie przewiduje się ich użyciaw warunkach oblodzenia, jednak są one trudne do przewidzenia. z tego powodu przewidzianowyposażenie BSP Shadow - 200 w czujniki oblodzenia sygnalizujące operatorowi naziemnemukonieczność natychmiastowego wyprowadzenia maszyny z niebezpiecznej strefy. Trzeba jed-nak pamiętać, że oblodzenie układów dolotowych silnika tłokowego może wystąpić w warun-kach, w których czujniki zlokalizowane na płatowcu nie będą w stanie go wykryć.

jednocześnie z oblodzeniem układów dolotowych silników tłokowych może wystąpić oblo-dzenie ich układów paliwowych. związane jest ono z obecnością wody w paliwie. Woda ta możezamarzać w elementach instalacji paliwowej, przede wszystkim w filtrach, ale także w zako-lach przewodów paliwowych powodując przerwanie dopływu paliwa. Woda zawarta w pali-wie dostaje się razem z nim do kanału dolotowego i może tam zamarzać w wyniku procesówopisanych powyżej.

kolejnym problemem występującym podczas eksploatacji bezzałogowych statków po-wietrznych jest hałas emitowany przez silniki – ponad 20 BSP zostało zestrzelonych podczasdziałań w kosowie, a jeszcze więcej, w tym BSP Shadow-200, zostało zestrzelonych przez siłynaziemne przeciwnika w Iraku i w afganistanie. odgłos silnika ostrzegający przeciwnika przednadlatującym BSP jest szczególnie słyszalny w terenach wiejskich, mniej w obszarach miej-skich. Fakt, że mniejsze BSP rozwijają stosunkowo niewielkie prędkości lotu ułatwia przeciw-nikowi zarówno ukrycie się, jak i ich zwalczanie.

Ciepło emitowane przez silnik tłokowy może być wystarczające do naprowadzania nowo-czesnych pocisków rakietowych ziemia - powietrze lub powietrze – powietrze naprowadza-nych na podczerwień. znany jest m. in. fakt, że 23.12.2002 r. podczas lotu patrolowego nadpołudniowym Irakiem uzbrojony bezzałogowy statek powietrzny MQ-1 Predator (wyposażonyw silnik Rotax 914) został zestrzelony pociskiem rakietowym w walce powietrznej przez sa-molot MiG-25 irackich sił powietrznych (pocisk rakietowy wystrzelony z pokładu mQ-1 nie tra-fił w cel).

3. Rodzaje zeSPołóW NaPędoWyCh PożądaNe do SToSoWaNIa W BSP o maSIe PoWy-żej 50 kg I ChaRakTeRySTyka ICh PodzeSPołóW

Przewidywane i pożądane drogi rozwoju zespołów napędowych bezzałogowych statków po-wietrznych obejmują m. in. konieczność zwiększenia ich sprawności i niezawodności, obniże-nia ich masy, zmniejszenia jednostkowego zużycia paliwa, możliwość odbioru większej mocy napotrzeby zasilania wyposażenia pokładowego. W celu obniżenia wykrywalności statku po-wietrznego należy lepiej zintegrować zespół napędowy z płatowcem, a także zmniejszyć pro-mieniowanie podczerwone emitowane przez silnik. W procesie projektowania zespołunapędowego powinno się uwzględniać specyficzne warunki eksploatacji bezzałogowych stat-ków powietrznych, w których wykonuje się długotrwałe misje przy stosunkowo niewielkiejliczbie uruchomień i wyłączeń silników. Silniki powinny być zasilane paliwem ciężkim1, a w dal-szej perspektywie przewiduje się stosowanie silników elektrycznych zasilanych ogniwami pa-liwowymi. Ważne jest obniżenie hałasu wytwarzanego przez zespół napędowy.

1olej napędowy, olej napędowy z biokomponentami, paliwo do silników turbinowych, np. jet-a, jet-a1, jP-5, jP-8 itp.

zastąpienie benzyny lotniczej lub samochodowej, używanej dotychczas w silnikach stoso-wanych do napędu BSP, przez paliwa ciężkie podyktowane jest tym, że te ostatnie są np. w armiiuSa powszechnie stosowane do zasilania pojazdów wojskowych, co eliminuje konieczność do-starczania na pole walki benzyny, która może się okazać niezbędna jedynie do zasilania bezza-łogowych statków powietrznych. z tego powodu prowadzone są prace nad możliwościązasilania silników benzynowych paliwami ciężkimi, nawet, jeśli to nie przynosi efektu w postaciobniżenia zużycia paliwa. Przewiduje się, że wkrótce wszystkie pojazdy i statki powietrzne uSabędą zasilane paliwami ciężkimi. Benzyna ze względu na jej lotność oraz niską temperaturę za-płonu jest znacznie bardziej niebezpieczna od paliw ciężkich. Ponadto ma ona mniejszą od nichwartość opałową, co ma swoje odzwierciedlenie w większym jednostkowym zużyciu paliwa,a tym samym konieczności zabudowy na BSP większych zbiorników paliwa dla uzyskania ta-kiego samego zasięgu lub długotrwałości lotu. dodatkowo, w porównaniu do silników benzy-nowych, silniki na paliwa ciężkie są tańsze w eksploatacji, prostsze w obsłudze, trwalszei wywołują mniejsze zakłócenia elektromagnetyczne. Przykładowo, resurs międzyremontowysilnika benzynowego aR741 wynosi ok. 250 godzin, natomiast dla lotniczych silników zasila-nych paliwem ciężkim jest on obliczany na co najmniej 1000 godzin. W przypadku silników za-silanych paliwami ciężkimi brak świec i układów zapłonowych powoduje redukcję zakłóceńelektromagnetycznych wpływających na działanie wyposażenia awionicznego oraz optoelek-tronicznego, a także zwiększa niezawodność silników. jednocześnie uproszczone jest sterowa-nie silnikami, nie ma potrzeby stosowania gaźników itp. jednocześnie paliwa ciężkie mająlepsze właściwości smarne, co zwiększa trwałość silników. Podstawową wadą silników zasila-nych paliwami ciężkimi jest ich duża masa jednostkowa, np. przewiduje się, że silnik na paliwociężkie o takiej samej mocy jak benzynowy silnik BSP Shadow-200 miałby ok. dwukrotnie więk-szą masę. Porównując jednak zamontowany na takim samym samolocie (załogowym) silnikbenzynowy Lycoming o-320 d z silnikiem wysokoprężnym deltahawk V-4 o takiej samej mocy(120 kW), okazuje się, że co prawda masa samego silnika V-4 jest o ponad 30 kg większa, to jeśliuwzględni się masę silnika oraz masę paliwa potrzebnego do wykonania 5,5 godzinnego loturóżnica ta maleje do ok. 4,5 kg na niekorzyść silnika V-4. jednocześnie, chociaż koszt zakupu sil-nika V-4 w porównaniu z silnikiem o-320 d jest o ok. 20% wyższy (4500 uSd), to uwzględnia-jąc koszty elementów układu zapłonowego, remontu i paliwa w ciągu 2000 godzin eksploatacjiobu silników okazuje się, że koszty te są dla silnika V-4 o ponad 25% niższe i pozwalają na za-oszczędzenie ok. 23 850 uSd.

za najbardziej perspektywiczne źródło zasilania dla bezzałogowych statków powietrznychuważane są ogniwa paliwowe. duży postęp technologiczny sprawia, że już wkrótce prawdopo-dobnie masa jednostkowa elektrycznych zespołów napędowych zasilanych takimi ogniwamibędzie porównywalna z masą jednostkową silników o spalaniu wewnętrznym, przy czym będąsię one charakteryzować niską emisją hałasu i bardzo małymi drganiami.

W celu obniżenia masy jednostkowej silników konieczne jest zastosowanie nowych mate-riałów. możliwe jest wykorzystanie np. Boralynu – odtajnionego materiału opracowanego nagłowice rakiet nuklearnych, a stosowanego już do produkcji kadłubów silników samochodówFormuły 1. Boralyn jest stosunkowo tanim kompozytem metalicznym z aluminium wzmacnia-nego węglikiem boru. jego gęstość jest porównywalna z gęstością aluminium, natomiast podwzględem wytrzymałości właściwej przewyższa on tytan, aluminium i stal. konieczne jest takżezastosowanie nowych materiałów w celu obniżenia masy elementów układu korbowego,układu zasilania, doładowania itp.

od niedawna do eksploatacji wprowadza się cyfrowe układy sterowania silnikami tłokowymi(FadeC). Systemy takie mogą być stosowane w silnikach projektowanych od nowa, ale takżemogą zostać zaadaptowane do silników wyprodukowanych nawet kilkadziesiąt lat wcześniej.


z powodu zwiększenia niezawodności są one szczególnie przydatne do stosowania bezzałogo-wych statków powietrznych.

śmigła kompozytowe, metalowe lub drewniane z kompozytowymi lub metalowymi wzmoc-nieniami krawędzi natarcia mimo, że są droższe od drewnianych, to są o wiele bardziej od-porne na wpływ opadów atmosferycznych oraz uderzenia ciałami obcymi. Przykładowo, śmigłodrewniano - poliuretanowe przeznaczone do mQ-1 Predator kosztuje ok. 275 uSd, lżejsze i bar-dziej wytrzymałe od niego śmigło kompozytowe ok. 600 uSd, a jeszcze bardziej wytrzymałe,chociaż cięższe śmigło metalowe ok. 750 uSd. koszty te są jednak znikome w porównaniuz kosztem całego BSP wynoszącym ok. 2 400 000 uSd bez uwzględnienia wyposażenia rozpo-znawczego. z punktu widzenia podniesienia sprawności zespołu napędowego ważne jest opra-cowanie śmigieł o łopatach specjalnie dostosowanych do pracy w zakresie niewielkich liczbReynoldsa.

PodSumoWaNIe

z przeprowadzonej analizy wynika, że perspektywiczny zespół napędowy do bezzałogowegostatku powietrznego powinien być zbudowany w oparciu o silnik spalinowy z tłokiem wirują-cym lub w układzie rzędowym płaskim (bokser). Powinien być sterowany przez układ cyfrowyumożliwiający przesyłanie na stanowisko operatora naziemnego w czasie rzeczywistym in-formacji o parametrach jego pracy. Silnik powinien być zasilany paliwem ciężkim. układ dolo-towy silnika powinien mieć możliwość wyposażenia w urządzenia odpylające. Silnik powinienmieć możliwie niski poziom emisji promieniowania podczerwonego oraz hałasu.

Prawdopodobne jest pojawienie się w najbliższych latach bezzałogowych statków po-wietrznych o masie powyżej 50 kg napędzanych silnikami elektrycznymi zasilanymi ogniwamipaliwowymi.

Należy przy tym pamiętać, że uzyskanie odpowiednich parametrów zespołu napędowego dobezzałogowego statku powietrznego wiąże się wysokimi kosztami, np. koszt samego silnikaaR741 o mocy 28,3 kW stosowanego w BSP Shadow-200 to około 54 000 – 85 000 zł w zależ-ności od wersji.

BIBLIogRaFIa

[1] Biass e. h., Steroids for drones, armada International, Issue 1 February/march 2005;[2] Bolkcom C., Bone e., unmanned aerial Vehicles: Background and Issues for Congress, Re-

port for Congress, Congressional Research Service, Library of Congress, 2003;[3] Chachurski R., zagrożenia oblodzeniem silników tłokowych, Prace Instytutu Lotnictwa,

nr 199, Instytut Lotnictwa, Warszawa, 2009;[4] deltahawk diesel engines, strona internetowa firmy deltahawk, www.deltahawkengi-

nes.com, 2006;[5] dzierżanowski P., kordziński W., otyś j., Szczeciński S., Wiatrek R., Napędy lotnicze. Tur-

binowe silniki śmigłowe i śmigłowcowe, Wkił, Warszawa, 1985;[6] Field Report on Raven, Shadow uaVs From the 101st, defense Industry daily, www.de-

fenseindustrydaily.com, 15.11.2005;[7] haulman d. L., u.S. unmanned aerial Vehicles in Combat, 1991 – 2003, air Force histori-

cal Research agency, 2003;[8] johnson R. o., o’Neil m., unmanned aerial Vehicles in Perspective: effects, Capabilities,

and Technologies, Volume 0: executive Summary and annotated Briefing, united Statesair Forces, Scientific advisory Board, 2003;


[9] Pilotless Warriors Soar To Success, CBS News, 25.04.2003, strona internetowawww.cbsnews.com, 2006;

[10] PowerLinkTm FadeC, aerosance, 2004;[11] unmanned aerial Vehicles. No more hunter Systems Should Be Bought until Problems are

Fixed. Report to the Secretary of defense, gao/NSIad-95-52, united States general officeaccounting, uSa, 1995;

[12] unmanned aerial Vehicles Reliability Study, office of Secretary of defense, department ofdefense uSa, 2003;

[13] unmanned aircraft Systems Roadmap 2005 - 2030, office of Secretary of defense, depar-tment of defense uSa, 2005;

[14] uS army RQ-7a Shadow 200/Shadow 600, unmanned aerial Vehicles, strona internetowawww.vectorsite.net, 2006;

[15] Winns a. L., Post m., Statement of Radm anthony L. Winns deputy Chief of Naval opera-tion deputy director, air Warfare and Bgen martin Post assistant deputy Commandant(aviation) before the Tactical air and Land Forcess Subcommitee of the house armed Ser-vices Committee on Fy2005 Navy uaV and j-uCaS Programs, 2005.

RySzaRd ChaChuRSkI

THE EXPERiENCE RESULTiNG FROM THE EXPLOiTATiON OFPOWERPLANTS OF UNMANNED AERiAL VEHiCLES WEiGHiNG

MORE THAN 50 KG

Abstract

The increasing utilization of the unmanned aerial vehicles (UAV) weighing more than 50 kg to

perform both military and civilian tasks makes it necessary to solve many new problems, not only

structural, but also operational. The specificity of the exploitation UAV is given, among others, by

the lack of “feeling” by the operator of airplane or helicopter piloted by him. It is also caused by

the response to various types of interaction, including disruptions of powerplant which may ap-

pear during flight. Therefore, it is important to have the widest possible knowledge of specific ope-

rating conditions such as flying objects and problems appearing during operation of them. The

article summarized the experience resulting from the exploitation of powerplants of different types

of unmanned aerial vehicles weighing more than 50 kg.

Keywords: unmanned aerial vehicle, powerplant, aircraft engine, operation



OBCiĄŻENiA BĘDĄCE WYNiKiEM PRACY ZESPOŁUNAPĘDOWEGO BEZZAŁOGOWEGO STATKU POWiETRZNEGO

KLASY MiNi

RySzaRd ChaChuRSkI*, MaRIuSz ChoSzCzeWSkI**

Wojskowa Akademia Techniczna*, 32 Baza Lotnictwa Taktycznego**

Streszczenie

Obciążenia zewnętrzne działające na strukturę statku powietrznego stanowią podstawę obli-

czeń wytrzymałościowych jego płatowca. Powstają one wskutek działania sił aerodynamicznych

oraz sił bezwładności i zależą od warunków lotu oraz rozkładu mas. Obliczenia obciążeń ze-

wnętrznych wykonywane są dla każdego załogowego statku powietrznego oraz dużych bezzało-

gowych statków powietrznych (BSP). W przypadku małych BSP zazwyczaj nie wykonuje się takich

obliczeń, bazując przy ich projektowaniu na doświadczeniach modelarstwa lotniczego, co może

prowadzić do przewymiarowania konstrukcji lub do jej zniszczenia w trakcie lotu. W artykule

przedstawiono wyniki obliczeń obciążeń zewnętrznych dla dwu wersji samolotu bezzałogowego

klasy mini.

Słowa kluczowe: bezzałogowy statek powietrzny, obciążenia zewnętrzne, przypadki obliczeniowe,

krzywa wyrwania

do klasy mini zaliczane są bezzałogowe statki powietrzne o zasięgu nie przekraczającym 10 kmi długotrwałości lotu poniżej 2 godzin operujące na wysokościach 150...350 m. Ich masa zawierasię w granicach 3...10 kg. Napędzane są zwykle bezszczotkowymi trójfazowymi silnikami elek-trycznymi ze śmigłem ciągnącym lub pchającym. W zastosowaniach wojskowych przeznaczo-ne są do wykonywania (na szczeblu batalionu, kompanii lub plutonu) zadań polegających głów-nie na prowadzeniu bliskiego rozpoznania i krótkotrwałej obserwacji terenu. Cywilne BSP tejklasy stosowane są do wykonywania zdjęć lotniczych, obserwacji terenów zagrożonych poża-rem lub powodzią, zbierania danych o zanieczyszczeniu atmosfery itd.

Wyznaczenie wartości i rozkładu obciążeń zewnętrznych, typowe dla obliczeń załogowychi większych statków powietrznych bezzałogowych są zwykle pomijane w przypadku BSP o naj-mniejszych wymiarach. W ich przypadku podstawą budowy są doświadczenia wynikające z kon-struowania większych lub mniejszych modeli latających. z tego powodu brak jest w literaturzenawet orientacyjnych wartości takich obciążeń, mimo, że ich wyznaczenie pozwala na optymalizacjękonstrukcji pod względem wytrzymałościowym i rzutuje na osiągi statku powietrznego.

obliczeniom poddano dwie wersje samolotu bezzałogowego wzorowane odpowiednio naBSP typu Pointer (samolot a) oraz pierwszej wersji samolotu typu Skylark (samolot B), któ-rych sylwetki przedstawiono na rys. 1.

Masa samolotu a wynosi m=4,3 kg, a pole powierzchni skrzydła S=0,6 m2, natomiast dla sa-molotu B masa m=5 kg, pole powierzchni skrzydła S=0,91 m2. założono, że w obu przypadkachmaksymalna prędkość lotu poziomego wynosi 22 m/s, natomiast minimalna 12 m/s.

Rys. 1. Schematy samolotów bezzałogowych klasy mini w wersji a i w wersji B

40 RySzaRd ChaChuRSkI, MaRIuSz ChoSzCzeWSkI

PRzyPadkI oBlICzeNIoWe

obciążenia maksymalne poszczególnych podzespołów samolotu bezzałogowego można wy-znaczyć podobnie, jak dla obiektów załogowych. oblicza się je dla określonych faz lotu, stano-wiących ujęte w normach tzw. przypadki obliczeniowe (rys. 2).

Rys. 2. Przypadki obliczeniowe dla samolotu (oznaczenia wg krzywej wyrwania)

Przypadki a i a’ dotyczą lotu samolotu po torze krzywoliniowym z maksymalnym przecią-żeniem eksploatacyjnym ne=ne max, tj. z maksymalną siłą nośną. Przypadki te mogą miećmiejsce przy wyjściu z lotu nurkowego lub locie w burzliwej atmosferze. Współczynnik bez-pieczeństwa dla skrzydła przyjmuje się f=1,5. Przypadki a i a’ różnią się kątami natarciaskrzydła oraz wielkością ciśnienia dynamicznego. W przypadku a przyjmuje się Cz skrz=Cz max,a w przypadku a’ q=qmax max. W obu przypadkach siła nośna skrzydła jest taka sama, lecz jejrozkład wzdłuż cięciwy i rozpiętości jest różny.

Przypadek B zachodzi podczas lotu po torze krzywoliniowym na małych kątach natarciaz wychylonymi lotkami przy ne=0,5 ne max, q=qmax max i f=2. W wyniku wychylenia lotekskrzydło obciążone jest znacznym momentem skręcającym.

41oBCIążeNIa BędąCe WyNIkIeM PRaCy zeSPołu NaPędoWego...

Przypadek C występuje w trakcie nurkowania z wychylonymi lotkami. Współczynnik siłynośnej samolotu Cz=0, q=qmax max i f=2. Przypadek ten może być obliczeniowym na skręcanie.

Przypadki d i d’ są charakterystyczne dla lotu po torze krzywoliniowym z ujemnym prze-ciążeniem równym ne=-0,5 nemax i f=1,5. W przypadku d lot odbywa się z Cz=Cz min, natomiastw przypadku d’ z prędkością odpowiadającą ciśnieniu dynamicznemu q=qmax max.

zakłada się, że zapewnienie wystarczającej wytrzymałości w tych wytypowanych do obli-czeń stanach lotu, zapewnia także dostateczną wytrzymałość we wszystkich innych przypad-kach.

Normy dotyczące wyznaczania obciążeń zewnętrznych obejmują różnego rodzaju załogowestatki powietrzne oraz bezzałogowe o masie powyżej 50 kg, natomiast nie ma norm dla BSPo mniejszej masie. W związku z tym obliczenia, których wyniki prezentowane są w niniejszejpublikacji, przeprowadzono dla warunków określonych normą opracowaną dla bezzałogo-wych statków powietrznych o masie powyżej 50 kg.

obszar obciążeń samolotu może być przedstawiony w postaci wykresu n=f(Cz) nazywanegokrzywą wyrwania wg Janika lub w postaci zależności n=f(V) obejmującej obciążenia od stero-wania i lotu w burzliwej atmosferze.

kRzyWa WyRWaNIa Wg JaNIka

krzywa wyrwania wg Janika n=f(Cz) przedstawia obciążenia w postaci wykresu, któregopunkty charakterystyczne odpowiadają poszczególnym przypadkom obliczeniowym. Współrzędne punktów charakterystycznych wyznaczono z zależności zestawionych w tab. 1,przy czym

(1)

(2)

Tab. 1. zestawienie zależności niezbędnych do wyznaczenia krzywej wyrwania wg Janika

Wyniki obliczeń w postaci krzywej wyrwania wg Janika dla obu rozpatrywanych wersji samo-lotu przedstawiono na rys. 3.

q p Vmaxmax maxmax

= ⋅ ⋅12

2

pm g

s= ⋅


Rys. 3. krzywa wyrwania wg Janika dla samolotu bezzałogowego klasy mini w wersji a i b

oBWIedNIa oBCIążeń doPuSzCzalNyCh W loCIe

obwiednia obciążeń dopuszczalnych w locie n=f(V) stanowi obwiednię krzywej obciążeń odsterowania i krzywej obciążeń podczas lotu w burzliwej atmosferze. Przeciążenia eksploatacyjne występujące podczas lotu samolotu bezzałogowego przyjmujązgodnie z normą następujące wartości:- maksymalne przeciążenie dodatnie (normalne)

(3)- minimalne przeciążenie przy maksymalnej prędkości

(4)- maksymalne przeciążenie ujemne

(5)

Prędkości charakterystyczne obliczono po przyjęciu gęstości powietrza ρ=1,225 kg odpowia-dającej wysokości H=0 m z zależności:- prędkości przeciągnięcia przy maksymalnej masie obliczeniowej w locie poziomym w poło-żeniu normalnym Vs1 i odwróconym Vs1’

(6)- obliczeniowa prędkość manewrowa (od brutalnego sterowania) w locie w położeniu nor-malnym VA i odwróconym VG

(7)- prędkość maksymalna lotu poziomego przy maksymalnej mocy ciągłej

(8)- maksymalna prędkość obliczeniowa (prędkość lotu nurkowego)

(9)

n1 2 7= ,

n n2 11 0 3 0 19= − ⋅ =, ,

n n3 10 8 1 1 36= − ⋅ − = −, ( ) ,

Vs

m g

S CZ1

2= ⋅ ⋅⋅ ⋅ max

,

V V nA s

= ⋅1 1 ,

V VC ≥ ⋅0 9, max

Vs

m g

S CZ1

2

'min

= ⋅ ⋅⋅ ⋅

V V nG s

= ⋅1 3'

V VD C= ⋅1 25,


dla wyznaczenia krzywej obciążeń w burzliwej atmosferze przyjęto, że stanem wyjściowymbył ustalony lot prostoliniowy, a współczynnik obciążenia od podmuchu jest liniową funkcjąprędkości i może być obliczony z zależności:

(10)w której W jest prędkością pionową podmuchu równą 7,5 m/s lub 15 m/s, V – prędkością lotu,a η – współczynnikiem złagodzenia podmuchu, który można wyznaczyć ze wzoru:

(11)a występujący w nim współczynnik μ z zależności:

(12)gdzie b jest średnią cięciwą aerodynamiczną skrzydła.

obwiednie te dla obu wersji samolotu przedstawione zostały na rys. 4.

Rys. 4. obwiednia obciążeń od sterowania i w burzliwej atmosferze dla samolotu bezzałogowego klasy mini w wersji a i b (krzywa obciążeń od sterowania – linie ciągłe, krzywa obciążeń w burzliwej

atmosferze – linie przerywane)

zgodnie z przepisami podmuch o prędkości pionowej W=±7,5 m/s rozpatrzono dla prędko-ści lotu odpowiadającej przypadkowi obliczeniowemu d, natomiast podmuch o prędkości pio-nowej W=±15 m/s dla prędkości lotu odpowiadającej przypadkowi obliczeniowemu C.

oBCIążeNIa BędąCe WyNIkIeM PRaCy zeSPołu NaPędoWego

Na podstawie przedstawionych powyżej wyników obliczeń można wyznaczyć obciążenia ze-wnętrzne podstawowych podzespołów samolotu (skrzydło, kadłub, usterzenie pionowe i po-ziome) od sterowania i podczas lotu w burzliwej atmosferze. z punktu widzenia specjalistówz zakresu silników lotniczych najciekawsze są jednak obciążenia będące wynikiem pracy ze-społu napędowego samolotu.

n W VSm g

dC

dZ= ± ⋅ ⋅ ⋅ ⋅ ⋅⋅1 2

= ⋅

+0 88

5 3

,

,

= ⋅⋅ ⋅ ⋅2 m

b SdCzd


Przewidziano, że samolot będzie napędzany bezszczotkowym trójfazowym silnikiem elek-trycznym z wirującym kadłubem1 aXI 4120/30 pozwalającym na uzyskanie, w zależności odzastosowanych śmigieł i źródła zasilania, mocy 0,4...1 kW. Rozpatrzono przypadek wykorzys-tania dwułopatowego śmigła składanego typu aeronaut CaM Carbon 13x11” pozwalającegona uzyskanie przy prędkości obrotowej 7660 obr/min maksymalnej sprawności elektrycznejwynoszącej 87%.

W wyniku pracy śmigłowego zespołu napędowego powstaje moment reakcyjny, który możnawyznaczyć z zależności:

(13)

gdzie P – jest mocą silnika [kW], n – prędkością obrotową [obr/min], natomiast współczynnik9550 wynika z przeliczenia wartości stałych.

Podstawiając wartości właściwe dla rozpatrywanego silnika uzyskano wartość momentureakcyjnego równą 0,58 Nm. dla porównania – maksymalna wartość momentu skręcającegotylną część belki ogonowej samolotu w wariancie a wynosi 1,42 Nm, natomiast dla samolotuw wersji B – 1,90 Nm.

W trakcie lotu po torze krzywoliniowym praca śmigła o dwu łopatach wywołuje moment gi-roskopowy Mgir, którego wartość zmienia się z częstotliwością odpowiadającą prędkości obro-towej śmigła, co powoduje drgania zespołu napędowego (rys. 5).

Rys. 5. zmienność momentu giroskopowego pochodzącego od śmigła dwułopatowego

Wartość momentu giroskopowego w działającego w płaszczyźnie pionowej można obliczyćz zależności:

(14)

w której ω jest prędkością kątową wirowania śmigła, Ω – prędkością kątową wykonywania ma-newru, Ismo – masowym biegunowym momentem bezwładności śmigła, a φ – chwilową war-tością kąta nachylenia łopaty śmigła w płaszczyźnie jego obrotu.

Wartość momentu giroskopowego w płaszczyźnie poziomej wynosi:

(15)

natomiast wartość momentu wypadkowego:

(16)

Mr

Pn

= 9550

M Igir z smo_ sin= 2 2 Ω

M Igir y smo_ sin= Ω 2

M M Mgir gir z gir y

= +_ _

2 2


Masowy biegunowy moment bezwładności śmigła można obliczyć w przybliżeniu ze wzoru:

(17)

zastępując geometrię śmigła modelem pręta o długości D, natomiast wartość kątowej prędko-ści wykonywania manewru może być wyznaczona z zależności:

(18)

gdzie: g oznacza wartość przyciągania ziemskiego, n –przeciążenie występujące w trakcie wy-konywania manewru, a VH – prędkość lotu.

Podstawiając odpowiednie wartości obliczono, że maksymalna wartość momentu girosko-powego od śmigła dwułopatowego wynosi w płaszczyźnie pionowej 0,43 Nm, a w płaszczyź-nie poziomej 0,215 Nm.

Przybliżoną wartość momentu giroskopowego wywołanego wirowaniem kadłuba silnikamożna wyznaczyć zastępując jego geometrię modelem walca kołowego drążonego zamknię-tego cienką płytą kołową korzystając ze wzoru:

- dla precesji prostej (19a)

- dla precesji odwrotnej (19b)

gdzie,(20)

Po podstawieniu odpowiednich wartości obliczono, że wartość maksymalna momentu giro-skopowego wywoływanego wirowaniem kadłuba silnika wynosi -0,023 Nm dla precesji prosteji 0,068 Nm dla precesji odwrotnej.

obliczone wartości momentów giroskopowych można porównać z wartością maksymalnąmomentu zginającego działającego na przednią część belki kadłuba samolotu w wariancie B,która wynosi 6,1 Nm dla przypadku obliczeniowego a.

PodSuMoWaNIe

analiza otrzymanych wyników pokazuje, że porównywane bezzałogowe statki powietrzne zewzględu na ich przeznaczenie charakteryzują stosunkowo niewielkie przeciążenia eksploata-cyjne od sterowania oraz w burzliwej atmosferze, mieszczące się w zakresie -1,36...3,0. dla obyd-wu układów aerodynamicznych decydujące znaczenie mają obciążenia od sterowania, jedyniew zakresie prędkości lotu 24...25 m/s dla samolotu w wersji a oraz w zakresie prędkości lotu17...22 m/s i 24...25 m/s dla samolotu w wersji B obciążenia w burzliwej atmosferze mogą prze-wyższyć obciążenia od sterowania. dla samolotu w wersji B przeciążenia te w przypadku obli-czeniowym C osiągają wartości maksymalne, wyższe od przewidzianych normą.

obciążenia wywołane pracą zespołu napędowego są znacznie mniejsze od obciążeń wyni-kających ze sterowania i mogących się pojawić podczas lotu w burzliwej atmosferze. Momentreakcyjny od śmigła jest ok. 3 krotnie mniejszy od momentu skręcającego tylną część belki ogo-nowej wskutek sterowania. Moment giroskopowy powodujący zginanie belki przedniej kadłu-ba samolotu w wersji B w płaszczyźnie pionowej jest o rząd wielkości mniejszy od momentuzginającego od sterowania, niemniej jego cykliczna zmienność może mieć w dłuższym czasie zna-czenie ze względu na wytrzymałość zmęczeniową. Moment giroskopowy wywoływany wiro-waniem kadłuba silnika przyjmuje wartości o dwa rzędy mniejsze od momentu zginającego odsterowania.

Ismo

mD= 2

12

Ω = ⋅g nVH

M Igir k ko_ = − 12Ω

M Igir k ko_ = 32Ω

I m R Rko z w= +12

2 2( )


otrzymane wyniki zostały wykorzystane do obliczeń obciążeń zewnętrznych działającychna podzespoły samolotu bezzałogowego klasy mini, którego prototyp oblatano w roku 2008w WaT (rys. 6).

Rys. 6. Prototyp samolotu bezzałogowego klasy mini oblatany w WaT w roku 2008

Należy jednak pamiętać, że na etapie projektowania samolotu wyznacza się jedynie obcią-żenia prawdopodobne, jakim będzie on podlegał. dokładne określenie ich wielkości, kierunkui charakteru jest możliwe tylko w rzeczywistych warunkach jego eksploatacji. z praktyki eks-ploatacyjnej tego rodzaju obiektów oraz modelarskiej wynika, że zazwyczaj decydujące zna-czenie mają nie obciążenia występujące podczas lotu tego rodzaju obiektów, ale obciążeniabędące wynikiem tzw. brutalnej obsługi oraz pojawiające się w wyniku nieumiejętnego lądo-wania, zwłaszcza w nieprzygotowanym terenie.

BIBlIogRafIa

[1] Александров В. Л., Воздушные винты, Государственное Издательство ОбороннойПромышленности, Москва, 1951

[2] Błaszczyk J., konstrukcja samolotów część pierwsza. obciążenia zewnętrzne, WaT, War-szawa, 1984

[3] Błażewicz W., Budowa samolotów. obciążenia, Warszawa, 1976[4] Cichosz e., obciążenia zewnętrzne samolotu, Warszawa, 1968[5] Chachurski R., analiza obciążeń eksploatacyjnych samolotu akrobacyjnego, praca magis-

terska, WaT, Warszawa, 1988[6] Choszczewski M., Projekt bezzałogowego statku powietrznego klasy mini, praca magis-

terska, WaT, Warszawa, 2006[7] danilecki S., konstruowanie samolotów. Wyznaczanie obciążeń, Wrocław, 2004[8] Janik f., Wymagana wytrzymałość samolotu, kraków, 1948[9] kan S., Wytrzymałość samolotu, Warszawa, 1957[10] lekkie samoloty bezzałogowe, Norma obronna No-15-a206, MoN, Warszawa, 2003[11] Sołtyk T., amatorskie projektowanie samolotów, Instytut lotnictwa, Warszawa, 1999[12] Szulżenko M.N., Mostowoj a.S., konstrukcja samolotów, Warszawa, 1970


RySzaRd ChaChuRSkI, MaRIuSz ChoSzCzeWSkI

LOADS BEiNG A RESULT OF WORK OF THE POWERPLANT OFTHE UNMANNED AERiAL VEHiCLE CLASS MiNi

Abstract

External loads acting on the aircraft structure are base for strength calculations of the air-

frame. They are formed by the action of aerodynamic and inertia forces and depend on flight con-

ditions and the distribution of masses. Calculations of external loads are performed for each

manned aircraft and large unmanned aerial vehicle (UAV). In the case of small UAV, such calcula-

tions are usually not performed. Instead of them only the experience of aviation model making is

being used, which can lead to oversizing the structure or lead to its destruction during the flight.

The article presents the results of calculations of external loads for the two versions of an un-

manned aircraft class mini.

Keywords: unmanned aircraft, external loads, computational cases, manoeuvring envelope



ZAłOżENiA kONSTRUkCYjNE PłASkiEgO imPULSOWEgO NAPędU LiNiOWEgO

ZdZISłaW GoSIeWSkI*, PIotr kłoSkoWSkI**, MIroSłaW koNdratIuk**

Instytut Lotnictwa*, Politechnika Białostocka**

Streszczenie

Praca przedstawia koncepcję konstrukcyjną, analizę numeryczną oraz wstępną weryfikację

modelu rzeczywistego płaskiego impulsowego napędu liniowego. Wykonane analizy numeryczne

odnoszą się zarówno do pola magnetycznego generowanego przez obwody magnetyczne jak i do

przebiegów prądu i spadku napięcia na baterii kondensatorów w trakcie procesu przyspieszania

pocisku. Przeprowadzone badania wstępne (niskonapięciowe) miały na celu sprawdzenie

poprawności przyjętych założeń konstrukcyjnych oraz porównanie danych eksperymentalnych

z założeniami teoretycznymi.

WProWadZeNIe

elektryczne napędy bezpośrednie znajdują obecnie coraz szersze zastosowanie jako elementywykonawcze różnego typu urządzeń przemysłowych. Niniejsza praca ma na celu przedstawieniekoncepcji konstrukcyjnej wykorzystania charakterystycznych cech bezpośredniego napędu li-niowego na potrzeby budowy modelu wyrzutni magnetycznej. Projektowana wyrzutnia łączyw sobie własności zarówno płaskiego silnika liniowego jak i klasycznej wyrzutni rail gun.

Głównym celem pracy była budowa stanowiska dla wyrzutni magnetycznej, która charak-teryzować się będzie wysokimi wartościami siły napędowej przy niskich (w porównaniu do kla-sycznych wyrzutni szynowych) wartościach natężenia prądu zasilającego urządzenie. Źródłeminspiracji do przedstawionej koncepcji były główne problemy eksploatacyjne związane z kla-sycznymi wyrzutniami szynowymi. Magnetyczne wyrzutnie rail gun potrzebują bardzo wyso-kich impulsów prądowych, aby przyspieszyć pocisk o niewielkiej masie [Iwao i inni, 2007]. W pra-cy podjęta została praktyczna próba budowy urządzenia, które będzie umożliwiało wykorzys-tanie zewnętrznego pola magnetycznego do przyspieszania pocisków o masie około 0,5[kg] doprędkości rzędu kilkudziesięciu metrów na sekundę.

1. koNCePCJa koNStrukCYJNa PłaSkIeGo IMPuLSoWeGo NaPĘdu LINIoWeGo

Podstawowymi elementami składowymi urządzenia są: stojan, pocisk oraz układ zasilaniaw postaci baterii kondensatorów. Główne założenia, na których oparta jest koncepcja budowywyrzutni magnetycznej przedstawiają się następująco:– Podstawowymi elementami stojana są trzy obwody magnetyczne ze szczelinami powietrz-

nymi, wewnątrz których znajduje się przestrzeń przyspieszania dla pocisku.– Źródłem pola magnetycznego dla każdego z obwodów magnetycznych jest osiem magnesów

trwałych.– Zwrot wektora indukcji magnetycznej dla każdych dwóch sąsiednich obwodów magnetycz-

nych jest przeciwny (rys 1, 3).– Cechą charakterystyczną pocisku są cztery skrzydła, wewnątrz których nawinięte są spe-

cjalne, prostokątne cewki magnetyczne odpowiedzialne za generowanie siły Lorentza. Siłanapędowa jest efektem przepływu ładunków elektrycznych przez uzwojenia pocisku znaj-dujące się w polu magnetycznym poszczególnych obwodów magnetycznych.

– Połączenie elektryczne pomiędzy magazynem energii elektrycznej a pociskiem jest realizo-wane za pomocą styku pomiędzy odpowiednimi elementami pocisku w postaci szczoteka szynami miedzianymi podłączonymi do baterii kondensatorów (rys. 2).

– długość oraz ułożenie poszczególnych szyn miedzianych są tak dobrane, aby było możliwemechaniczne rozłączenie oraz ponowne połączenie obwodu elektrycznego pomiędzy uzwo-jeniami pocisku a baterią kondensatorów w zależności od położenia pocisku względem sto-jana.

– układ szyn jest tak dobrany, aby zapewnić odpowiednią polaryzację uzwojeń pocisku w celuutrzymania stałego zwrotu siły napędowej.

– Na każdym etapie przyspieszania pocisku siła Lorentza jest generowana w dwóch bokachkażdej z prostokątnych cewek magnetycznych. Boki cewek znajdują się w tym czasie w szcze-linach powietrznych dwóch sąsiednich obwodów magnetycznych.

rys. 1. Model Cad 3d płaskiego impulsowego napędu liniowego – widok ogólny

50 ZdZISłaW GoSIeWSkI, PIotr kłoSkoWSkI, MIroSłaW koNdratIuk

dużą rolę w budowie modelu wyrzutni stanowią materiały nieferromagnetyczne (rys.1).Wszystkie elementy utwierdzające całość konstrukcji wykonane są z aluminium, mosiądzui drewna dzięki czemu ograniczone zostało rozproszenie pola magnetycznego. Wyjątek stano-wią niektóre elementy mocujące jak np. śruby czy nakrętki jednak ich wpływ na rozproszeniepola magnetycznego jest pomijalnie mały.

rys. 2. Model Cad 3d płaskiego impulsowego napędu liniowego – widok strefy styku pomiędzy szczotkami węglowymi a szynami miedzianymi

Ważną rolę projektowanego urządzenia stanowi styk elektryczny umożliwiający połączenieelektryczne pomiędzy baterią kondensatorów a uzwojeniami pocisku (rys 2). Istnieje szeregprac naukowych opisujących problemy związane z przepływem prądu przez styk elektrycznyw klasycznych wyrzutniach typu szynowego [Iwao i inni, 2007]. W celu uniknięcia możliwościzespawania stykających się części do budowy połączenia wykorzystano grafit i miedź na wzórkomutatora w silnikach elektrycznych prądu stałego. Zasada działania urządzenia przedsta-wia się następująco:– Początkowa pozycja pocisku względem stojana musi być taka, aby dwa boki każdej z pro-

stokątnych cewek znajdowały się na początku szczelin powietrznych dwóch sąsiednich ob-wodów magnetycznych.

– W tak ustalonej pozycji początkowej szczotki węglowe pocisku napierają na szyny miedzianepodłączone do magazynu energii elektrycznej (rys. 2).

– Zamknięcie obwodu elektrycznego poprzez przełączenie tyrystora wyzwalającego bateriękondensatorów w stan przewodzenia powoduje, że prąd przepływający przez uzwojeniacewek będzie generował siłę napędową, wskutek czego nastąpi ruch pocisku.

– W momencie, gdy uzwojenia pocisku znajdą się poza szczelinami powietrznymi pierwszejpary obwodów magnetycznych, następuje mechaniczne odłączenie uzwojeń pocisku od za-silania.

– W momencie, gdy poruszający się bezwładnie pocisk osiągnie taką pozycję, że jego uzwoje-nia będą znajdować się w szczelinach powietrznych drugiej pary obwodów magnetycznych,nastąpi ponowne, mechaniczne zamknięcie obwodu elektrycznego.

– Przedstawiony powyżej algorytm działania wyrzutni zapewnia utrzymanie stałego zwrotusiły napędowej, która działa na pocisk w sposób impulsowy.

51ZałożeNIa koNStrukCYJNe PłaSkIeGo IMPuLSoWeGo NaPĘdu LINIoWeGo

rys. 3. Przebieg linii pola magnetycznego dla poszczególnych obwodów magnetycznych

aNaLIZa NuMerYCZNa oBIektu

duży udział na etapie projektu urządzenia odgrywają wszelkiego rodzaju analizy nume-ryczne i symulacyjne. Zgodnie z równaniem opisującym siłę Lorentza jednym z podstawowychparametrów odpowiedzialnych za jej wartość jest indukcja magnetyczna [rawa, 1996].

(1)

gdzie: I – prąd przepływający przez przewodnik umieszczony w polu magnetycznym,

– długość przewodnika w polu magnetycznym,– indukcja magnetyczna oddziaływująca na przewodnik.

Na podstawie przeprowadzonych badań [Gosiewski i inni 2010] wybrany został kształt ob-wodu magnetycznego dla budowanego modelu. Przy pomocy oprogramowania CoMSoL Mul-tiphysics przeprowadzone zostały symulacje umożliwiające wyznaczenie rozkładu wektora in-dukcji magnetycznej w otoczeniu szczeliny powietrznej dla projektowanego urządzenia.Materiałem wyjściowym do wykonania magnetowodów była stal konstrukcyjna. Założona napotrzeby symulacji wartość względnego współczynnika przenikalności magnetycznej dla ma-teriału magnetowodu wynosiła μr=1200. Magnesy trwałe wykorzystane w obwodach magne-tycznych charakteryzują się następującymi własnościami:

–indukcja remanencji Br=1,2[t],–materiał – N38,–wymiary – 80x20x10mm – namagnesowanie wzdłuż wymiaru 10mm.

Poniżej (rys. 4, 5, 6) przedstawiony został rozkład wektora indukcji pola magnetycznego dlazbudowanego obwodu magnetycznego, gdzie wysokość szczeliny powietrznej wynosi 20mm.odległość pomiędzy dwoma sąsiednimi obwodami magnetycznymi (rys. 6) wynosi 40mm.

F I L B

ur ur ur

= ⋅ ×( )

L

ur

B

ur


rys. 4 . rozkład wektora indukcji magnetycznej w przekroju poprzecznym obwodu magnetycznego

rys. 5. rozkład składowej „y” wektora indukcji magnetycznej dla środka szczelin powietrznych

rys. 6. rozkład wektora indukcji magnetycznej dla środka szczelin powietrznych poszczególnych obwodów magnetycznych.


kolejnym etapem analiz było wyznaczenie przebiegów spadku napięcia na baterii konden-satorów oraz prądu przepływającego przez uzwojenia elementu napędzanego w trakcie jegoprzyspieszania. dane dotyczące parametrów uzwojeń wewnątrz pocisku oraz baterii konden-satorów przedstawiają się następująco:– poszczególne uzwojenia pocisku są połączone równolegle,– indukcyjność połączonych uzwojeń wynosi 0,223[mH],– rezystancja połączonych uzwojeń wynosi r=0,51[Ω],– pojemność baterii kondensatorów wynosi 20500 [µF],– maksymalne napięcie pracy dla kondensatorów wykorzystanych do budowy magazynu ener-

gii elektrycznej wynosi 400[V].

analityczne wyznaczenie przebiegu spadku napięcia na baterii kondensatorów jest możliwepoprzez rozwiązanie klasycznego obwodu rLC. równanie różniczkowe opisujące obwód rLCprzedstawia się następująco [Bolkowski, 2007]:

(2)

gdzie:Uc – napięcie na baterii kondensatorówR – rezystancja obwodu elektrycznegoL – indukcyjność obwodu elektrycznegoC – pojemność baterii kondensatorów

rozwiązanie równania (2) dla przestawionych wyżej parametrów obwodu rLC przedsta-wione jest na rys 7:

rys. 7. teoretyczny przebieg spadku napięcia na baterii kondensatorów (linia zielona) i prądu rozładowania (linia czerwona)

Przedstawione powyżej rozwiązanie przedstawia czysto teoretyczne wartości ponieważ nieuwzględnia rezystancji styku, którą trzeba oszacować eksperymentalnie.

dU

dt

R

L

dU

dt LCU

C C

C

2

2

10+ + =


WerYFIkaCJa ZałożeŃ koNStrukCYJNYCH

Przedstawione w poprzednich punktach założenia konstrukcyjne zostały zweryfikowanepoprzez budowę stanowiska będącego modelem wyrzutni magnetycznej (rys. 8).

Na rys. 9 przedstawiony został zbudowany model pocisku. elementami odpowiedzialnymiza utrzymanie połączenia elektrycznego są szczotki węglowe zamocowane na brzegach spe-cjalnych pasków wykonanych z blachy sprężystej służących do dociskania szczotek do szynmiedzianych w trakcie ruchu pocisku. W każdym ze skrzydeł znajduje się cewka magnetycznawykonana z drutu nawojowego o średnicy 0,5[mm]. Ilość zwojów dla każdej z cewek wynosi50 zaś całkowita masa pocisku - 0,42[kg].

rys. 8. Model płaskiego impulsowego napędu liniowego – – widok ogólny stojana z elementem napędzanym

rys. 9. Model elementu napędzanego


Magazyn energii elektrycznej (rys. 10) zbudowany został z 50 kondensatorów elektroli-tycznych połączonych równolegle (oznaczenie C1). Zastosowany został układ ładowania kon-densatorów poprzez m. in. transformator podnoszący napięcie z 230[V] na 400[V] (oznaczenietr). Wyzwalanie impulsów prądowych realizowane jest za pomocą układu z tyrystorem t52-80-12 (oznaczenie t1). rozwiązanie to pozwala na wyeliminowanie konieczności wstępnegoprzyspieszania pocisku w celu jego „wstrzelenia” i zwarcia obwodu elektrycznego. elementyoznaczone jako L1, L2 r3 odnoszą się do uzwojeń elementu napędzanego.

rys. 10. Model baterii kondensatorów z wyzwalaniem tyrystorowym – widok modelu rzeczywistegoi ogólny schemat elektryczny

Zbudowany model stojana i pocisku został poddany sprawdzeniu poprzez wyznaczenie cha-rakterystyki statycznej (rys. 11) określającej zależności siły napędowej od natężenia prąduprzepływającego przez uzwojenia pocisku. W tym celu zbudowany został układ pomiarowyskładający się z zasilacza laboratoryjnego oraz dynamometru. W celu wykonania pomiaru sto-jan ustawiony został w pozycji pionowej dzięki czemu na wartość siły napędowej nie miałowpływu tarcie pomiędzy elementami stojana a pociskiem. Wyprowadzenia uzwojeń elementunapędzanego podłączono do zasilacza stanowiącego źródło prądu (rys. 11).

rys. 11. Charakterystyka statyczna rzeczywistego modelu płaskiego impulsowego napędu liniowego


Charakterystyka statyczna urządzenia ma charakter liniowy (rys. 11) – wynika to równieżz równania (1). Pomiary siły działającej na element napędzany wykonano dla prądu uzwojeńw zakresie 0÷2,25[a]. W celu porównania modelu symulacyjnego z modelem rzeczywistymwykorzystano układ zbudowany przy użyciu oprogramowania CoMSoL Multiphysics. Modelsymulacyjny zakładał wykorzystanie obwodu magnetycznego, dla którego rozkład indukcjimagnetycznej przedstawiony został na rys. 4 i 6. dla modelu symulacyjnego zbadano wartośćsiły Lorentza działającej tylko na jednej stronie jednego ze skrzydeł elementu napędzanego,a zatem, aby otrzymać wartość działania siły na cały element napędzany, należało otrzymanąwartość zwiększyć ośmiokrotnie. Model symulacyjny odwzorowywał 50 uzwojeń dla każdejz cewek elementu napędzanego. Wartość siły całkowitej działającej na element napędzany dlaprądu uzwojeń I=2,25[a] wynosi:

–11,64 [N] dla modelu rzeczywistego,–10,82[N] dla modelu symulacyjnego.

Poniżej (rys. 12) przedstawiony został rozkład składowych wartości siły magnetycznejdziałającej na jeden bok cewki magnetycznej stanowiącej jedno z uzwojeń elementu napędza-nego. Symulacja bezpośrednio odnosi się do wartości wektora indukcji magnetycznej, któraosiąga maksimum w środku szczeliny powietrznej.

rys. 12. rozmieszczenie składowych wartości siły Lorentza działającej na uzwojenia z prądem umieszczone w szczelinie powietrznej obwodu magnetycznego

Sprawdzenie poprawności działania urządzenia dokonano poprzez testy niskonapięciowe,w trakcie których baterię kondensatorów ładowano do różnych wartości napięć z zakresu30÷160[V], po czym dokonywano próbnych strzałów. W trakcie prób rejestrowany był prze-bieg spadku napięcia na baterii kondensatorów przy użyciu przystawki oscyloskopowej dSo-2150. Zebrane dane posłużyły do określenia wpływu styku pomiędzy szczotkami pociskua szynami doprowadzającymi prąd do uzwojeń pocisku na wartość rezystancji obwodu elek-trycznego, oszacowania wartości impulsu prądowego przepływającego przez uzwojenia po-cisku oraz pomiaru prędkości przemieszczającego się elementu napędzanego.


rys. 13 Porównanie danych eksperymentalnych z teoretycznymi: zarejestrowany spadek napięcia nabaterii kondensatorów (linia niebieska), teoretyczne rozwiązanie obwody rLC – spadek napięcia na

kondensatorach (linia zielona) prąd rozładowania kondensatorów (linia czerwona)

Przedstawiony powyżej wykres odnosi się do testu działania urządzenia dla napięcia wstęp-nego kondensatorów na poziomie 160[V]. dopasowanie teoretycznego przebiegu obwodu rLCdo przebiegu zarejestrowanego dokonano doświadczalnie poprzez zmianę wartości rezystan-cji (pozostałe dane tj. pojemność kondensatorów, indukcyjność obwodu wyznaczone zostały napodstawie pomiarów przy użyciu mostka rLC). Wartość rezystancji całego układu elektrycz-nego (z uwzględnieniem styku) po dopasowaniu przebiegów (rys. 13) wynosiła 0,61[Ω]. do-pasowanie przebiegów było możliwe tylko w początkowej fazie przebiegu tzn dla t<0,005[s](rys. 13). rozbieżności pomiędzy przebiegami napięć (teoretycznym i zarejestrowanym) spo-wodowane są m.in. siłą elektromotoryczną indukowaną w trakcie ruchu elementu napędza-nego, a także charakterem pracy urządzenia, w którym układ elektryczny jest mechanicznierozłączany (płaska część przebiegu zarejestrowanego) oraz ponownie zwierany.

PodSuMoWaNIe

Przedstawiona praca jest efektem przeprowadzenia wielu doświadczeń i eksperymentóworaz analiz numerycznych. Przeanalizowane zostały różne konfiguracje, zarówno obwodówmagnetycznych, jak i elementów napędzanych. Na podstawie zarejestrowanego przebieguwidać, że dopasowanie przebiegu teoretycznego do zarejestrowanego możliwe jest wyłączniedla małych prędkości elementu napędzanego (rys. 13). Wartość siły elektromotorycznej indu-kowanej w trakcie ruchu pocisku jest jednym z priorytetów dla kolejnych serii badań. Ważnymelementem projektu wyrzutni magnetycznej jest dostosowanie indukcyjności (w szczególnościliczby zwojów) cewek w celu uzyskania założonej prędkości wylotowej pocisku. Zbyt dużaliczba zwojów będzie co prawda zwiększać wielokrotność przepływu prądu przez szczelinępowietrzną jednak ujemnym skutkiem jest wyższa wartość indukowanej siły elektromoto-rycznej, która ogranicza prąd rozładowania kondensatorów. kolejną wadą zbyt dużej induk-


cyjności cewek jest ich zmniejszona dynamika, co przy pewnych prędkościach elementu na-pędzanego może powodować, że dla kolejnych przełączeń obwodu elektrycznego impulsprądowy nie zdąży osiągnąć wartości maksymalnej.

Badany układ charakteryzuje się dużą wysokością szczeliny powietrznej (20mm), jednak za-stosowane rozwiązanie konstrukcyjne pozwala na uzyskanie indukcji magnetycznej w jej wnęt-rzu maksymalnie ~0,52[t]. Ze względu na istniejące rozproszenie strumienia magnetycznegokonieczna jest odpowiednia konstrukcja cewek w celu uniknięcia sił Lorentza działającychw kierunku poprzecznym do ruchu pocisku. Zgodnie z otrzymanymi wynikami analiz (rys. 5,6, 12) można stwierdzić, że rozproszenie pola magnetycznego wychodzi swoim zakresem około15[mm] poza zewnętrzne krawędzie zastosowanych magnesów trwałych. Pole magnetycznepoza wskazanym zakresem ma pomijalnie mały wpływ na generowanie sił magnetycznych.

Zebrane podczas badania charakterystyki statycznej dane eksperymentalne są zbliżone dowyników przeprowadzonych symulacji - równice pomiędzy uzyskanymi wynikami nie prze-kraczają 8%.

Cechą charakterystyczną badanego modelu jest duży współczynnik tarcia kinetycznego (zewzględu na masę pocisku) oraz zastosowanie naciągów ze stali sprężynowej w celu lepszegoprzylegania szczotek węglowych do miedzianych szyn. taki układ powoduje, że przy niskona-pięciowych próbach przyspieszania pocisku niemożliwe jest osiągnięcie dużych prędkości –w czasie testów prędkość pocisku przy wyjściu z wyrzutni wynosiła od kilku do kilkunastumetrów na sekundę. W dalszej pracy należy skupić się na możliwości zmniejszenia współczyn-nika tarcia oraz zwiększenia wartości prądu przepływającego przez uzwojenia.

Przedstawione w pracy praktyczne próby urządzenia miały wyłącznie charakter informa-cyjny tzn. głównym celem było sprawdzenie poprawności przyjętych założeń konstrukcyjnych.kolejnym etapem badań będzie wykonanie prób przy wyższych wartościach napięcia zasi-lającego oraz innych konfiguracjach uzwojeń w elemencie napędzanym w celu osiągnięciawyższych prędkości wylotowych pocisku. Zaprezentowane rozwiązanie może znaleźć zasto-sowanie np. jako element wykonawczy do wstępnego przyspieszania niewielkich bezzałogo-wych aparatów latających.

Praca naukowa współfinansowana ze środków europejskiego Funduszu Społecznego, środ-ków Budżetu Państwa oraz ze Środków Budżetu Województwa Podlaskiego w ramach pro-jektu „Podlaska Strategia Innowacji – budowa systemu wdrażania”.

BIBLIoGraFIa

[1] Bolkowski S. (2007), teoria obwodów elektrycznych, Wydawnictwo Naukowo-tech-niczne, Warszawa.

[2] CoMSoL, Multiphysics user’s Guide, (2008), Ver. 3.5a.[3] Gosiewski Z., kłoskowski P., kondratiuk M. (2010), analiza symulacyjna wybranych kon-

strukcji obwodów magnetycznych jako stojanów płaskiego impulsowego napędu linio-wego, acta Mechanica et automatica, Vol. 4, No. 2, 2010, str. 49-53.

[4] Iwao t., Nemoto a., Yumoto M., Inaba t. (2005), Plasma Image Processing of High Speed arcMovement in a rail-Gun, Ieee transaction on Magnetics, Vol. 33, No. 2.

[5] rawa H. (1996), Podstawy magnetyzmu, oficyna Wydawnicza Politechniki Warszawskiej,Warszawa.


ZdZISłaW GoSIeWSkI, PIotr kłoSkoWSkI, MIroSłaW koNdratIuk

dESigN iNTENT OF THE FLAT LiNEAR PULSE mOTOR

Summary

The design intend, theoretical analysis and preliminary verification of the new magnetic

launcher is presented in the paper. The numerical analysis of magnetic flux density, Lorentz force

and electrical parameters of the device was made. The preliminary verification (with low voltage)

of the real model was made to check the correctness of the construction and to compare analytical

results with experimental data.



STANOWiSKO DO BADAŃ iNERCYJNYCH JEDNOSTEKPOMiAROWYCH WYKONANYCH W TECHNOLOGii MEMS

ZdZISłaW GoSIeWSkI*, daNIel ołdZIej**, MacIej SłoWIk**Instytut Lotnictwa*, Politechnika Białostocka**

Streszczenie

Niniejsza praca przedstawia zbudowane przez autorów stanowisko do badań inercyjnych jed-

nostek pomiarowych stosowanych w bezzałogowych aparatach latających (w skrócie BAL). Scha-

rakteryzowano wybraną jednostkę pomiarową. Omówiono budowę oraz elementy składowe sta-

nowiska badawczego. Dalej przedstawiono sposób realizacji oraz wyniki pomiarów drogi kątowej

przy użyciu opisywanego stanowiska w różnych temperaturach pracy. Zaprezentowano wyniki po-

miarów uzyskane z wbudowanych w jednostkę pomiarową giroskopów oraz akcelerometrów. Na-

stępnie przedstawiono zagadnienia związane z obliczaniem błędów wskazań inercjalnej jedno-

stki pomiarowej.

WPRoWadZeNIe

Wraz z rozwojem technologii lotniczej pojawiła się potrzeba coraz dokładniejszego okreś-lania swojego miejsca i orientacji względem otoczenia. Szczególnie pozycjonowanie obiektóww przestrzeni powietrznej odgrywa kluczową rolę dla zapewnienia bezpieczeństwa i pomyśl-ności odbywania lotów. Bezzałogowe statki powietrzne w swoim autonomicznym działaniuwykorzystują szeroką gamę czujników:- akcelerometry- giroskopy- magnetometry- barometryczne czujniki wysokości- zbliżeniowe czujniki wysokości- moduły GPS- itp.

Współczesna technika oferuje skonsolidowane moduły czujnikowe, które określa się mia-nem IMU (z ang. Inertial Measurement Unit) – inercyjne jednostki pomiarowe. Zawierają onetrzy giroskopy, trzy akcelerometry, czujnik temperatury oraz opcjonalnie 3 magnetometry. Po-trójne czujniki działają względem każdej z wzajemnie prostopadłych osi x, y oraz z [1].

obecnie w wielu ośrodkach naukowych prowadzi się pracę nad badaniem czujnikówpołożenia i orientacji, jednak ich szeroka gama oraz zmiany wprowadzane w kolejnych par-tiach produktów wymagają sprawdzającego ich przebadania, celem wskazania stopnia użytecz-

ności i możliwości zastosowania. Przebadano wiele giroskopów w jednostkach IMU obracającje wokół kolejnych osi i mierząc ich wskazania. dalej porównywano odczyty z rzeczywistą pręd-kością kątową jaka miała miejsce podczas obrotu.

Postanowiono zbudować własne stanowisko do badań zmian orientacji i położenia Bal(Bezzałogowych aparatów latających) umożliwiające badanie powtarzalności inercyjnychjednostek pomiarowych z danej serii, dokładności wskazań oraz rzeczywistego zakresu po-miarowego (np. wskazania prędkości kątowych giroskopów dla wolnych i szybkich obrotówBal).

1. INeRcYjNa jedNoSTka PoMIaRoWa

Budowa stanowiska laboratoryjnego rozpatrywana jest pod kątem zastosowania go do tes-tów dla konkretnego bloku pomiarowego firmy analog devices. Niemniej stanowisko ma byćuniwersalnym stanowiskiem badawczym, wykorzystywanym do testowania dowolnych jed-nostek pomiarowych, pojedynczych giroskopów, akcelerometrów, a także magnetometrów.

Wybrano inercyjny blok pomiarowy wspomnianej firmy analog devices, która była jednymz prekursorów zintegrowanych jednostek pomiarowych. Produkt z rodziny adIS typ 16405posłużył jako jednostka testowa dla stanowiska laboratoryjnego.

Funkcjonalny schemat blokowy systemu adIS przedstawiono na rys. 1, a jego fotografie narys. 2.

Rys. 1. Schemat blokowy adIS 16405

62 ZdZISłaW GoSIeWSkI, daNIel ołdZIej, MacIej SłoWIk

Parametry metrologiczne badanego IMU [2] są następujące:– Posiada giroskop trójosiowy z zakresem pomiarowym do ±300°/s dla każdej z osi– Posiada wbudowany akcelerometr trójosiowy z zakresem pomiarowym ±18 g (g - przyspie-

szenie ziemskie) dla każdej z osi – Posiada magnetometr trójosiowy z zakresem pomiarowym ±2.5 gaussa– Praca w zakresie −40°c do +85°c– Przesył danych po magistrali SPI– Wbudowany jest czujnik temperatury - służy do kompensacji zmian temperatury otoczenia– Zasilanie 4.75 V - 5.25 V– Wytrzymałość na przeciążenia do 2000 g

Rys. 2. Inercyjna jednostka pomiarowa adIS

do badań, moduł czujnika został osadzony na płycie rozszerzeń adISUSBZ (rys. 3). oferujeona dogodne podłączenie zasilania, wejścia samo-testowania (self-test) oraz wyjścia syg-nałowe. Ponadto umożliwia komunikację w standardzie USB – upraszczającą bezpośredniepodłączenie zestawu do komputera.

Rys. 3. Płyta rozszerzeń adISUSB

63STaNoWISko do Badań INeRcYjNYch jedNoSTek PoMIaRoWYch...

2. STaNoWISko PoMIaRoWe

Stanowisko (rys. 4) do badań IMU składa się z trzech zasadniczych części:– platformy pomiarowej– komputera klasy Pc– zasilacza laboratoryjnego

Rys. 4. Stanowisko do badań inercyjnych jednostek pomiarowych położenia

Inercyjny czujnik położenia i orientacji umieszczony jest na platformie z ruchomym ele-mentem wykonawczym, zdolnym do obrotu z zadaną prędkością kątową. komputer klasy Pc(opcjonalnie układ mikroprocesorowy z możliwością zapisu na kartę pamięci) odpowiada zakomunikację z IMU oraz akwizycję danych pomiarowych wysyłanych z czujnika. Zasilacz la-boratoryjny służy do zasilania i sterowania platformą pomiarową (opis działania w dalszejczęści artykułu).

Głównym elementem stanowiska jest platforma pomiarowa (rys. 5), na której osadzony jestbadany czujnik. W jej skład wchodzi:- stelaż mocujący- dwuwarstwowy talerz obrotowy- zespół napędowy

Ruchoma część stanowiska, czyli stół obrotowy ma strukturę dwuwarstwową. Talerz dolnyjest łożyskowany i przytwierdzony na stałe do stelaża mocującego. Talerz górny jest demon-towalny. opiera się na dolnym talerzu na trzech silikonowych nóżkach, które niwelują prze-suwanie się talerzy względem siebie. Zrezygnowano ze sztywnego połączenia talerzy, coumożliwia łatwe zdjęcie górnego talerza i przytwierdzenie czujnika w pożądanej osi –szybkąrekonfigurację stanowiska. dwuwarstwowy talerz obrotowy połączony jest ciernie z mniej-szym kołem osadzonym bezpośrednio na osi silnika. Silnik zasilany prądem stałym napędzatalerz obrotowy. W zależności od napięcia przyłożonego do zacisków silnika otrzymujemyróżne prędkości obrotowe, co bezpośrednio przekłada się na różne wskazania z inercyjnej jed-nostki pomiarowej, która aktualnie jest badana.

Podczas testów budowa stanowiska ewaluowała, zastosowano dwa silniki o różnych rzę-dach prędkości obrotowych. daje to możliwość otrzymania szerokiego spektrum prędkościkątowej stołu obrotowego w zakresie od 0,18obr/min do 12 obr/min. Zakres napięć przykłada-nych na wejścia silnika powinien zawierać się w granicach 5-25V. Zastosowano silniki:


– JAPAN SERVO-DM34BE36G – 166 obr/min przy 24V – JAPAN SERVO-DM34SM37G – 14 obr/min przy 24V

Rys. 5. Budowa platformy pomiarowej: 1 - dwuwarstwowy stół obrotowy, 2 – zespół napędowy, 3 – stelaż mocujący

Wybór źródła napędu odbywa się poprzez nałożenia koła ciernego na oś odpowiedniego sil-nika (rys. 6).

Rys. 6. Połączenie zespołu napędowego z dwuwarstwowym talerzem obrotowym:1- talerz górny, 2 – talerz dolny, 3 – oś silnika pierwszego, 4 – oś silnika drugiego z nałożonym małym kołem

ciernym

Zmiana kierunku obrotu stołu odbywa się poprzez zmianę polaryzacji napięcia na zaciskachsilnika napędowego. Zaciski silników wyprowadzone są niezależnie od siebie i znajdują się nabocznej ścianie stelaża mocującego.


3. REALiZACJA POMiARÓW

Poniżej przedstawiono realizacje pomiarów dla wybranego czujnika inercyjnego - adIS16405. Pierwszym krokiem jest zamontowanie IMU na górnym talerzu platformy obrotowej.W zależności od wybranego mocowania możemy badać czujnik w wybranej osi x, y lub z

(rys. 7).

Rys. 7a. Mocowania montażowe czujnika na stole obrotowym – obrót wokół osi z

Rys. 7b. Mocowania montażowe czujnika na stole obrotowym – obrót wokół osi y

Rys. 7c. Mocowania montażowe czujnika na stole obrotowym – obrót wokół osi x(1 - adIS16405, 2 - płyta rozszerzeń adISUSB)


Po podłączeniu czujnika z komputerem Pc poprzez kabel USB uruchamiamy aplikację re-jestrującą odczyty z wyjść czujnika – w przypadku jednostki adIS 16405 jest to aplikacjaAdis16405_eval_4, która jest dostępna na stronie producenta, firmy analog devices (rys. 8).

Rys. 8. okno aplikacji archiwizującej odczyty z IMU

Znając kąt obrotu oraz czas trwania obrotu o dany kąt można wyznaczyć prędkość kątowąz jaką obracał się stół, a wraz z nim IMU. dane te porównujemy z odczytami, jakie zarejestro-wał nasz czujnik i przesłał do aplikacji archiwizującej pomiar. Wynik porównania wskazujez jaką dokładnością czujnik wykrywa i rejestruje ruch kątowy w danej osi.

4. WYNiKi POMiARÓW

Badanie przeprowadzono w trzech punktach temperaturowych:– 273k (0°c),– 293k (20°c), – 313k (40°c).

Pomiarów dokonywano w każdej z trzech osi. dodatkowo dla temperatury 293k dokonanopomiaru dla każdej z osi X, Y, Z w kierunku zgodnym oraz przeciwnym do ruchu wskazówek ze-gara. Prędkości kątowe były zadawane przez zmianę napięcia na silniku napędowym stołuobrotowego. kolejno przykładano napięcia 5V, 10V, 15V, 20V, 25V.

4.1. Błąd względny

jako kryterium dokładności wskazań inercyjnej jednostki pomiarowej adIS 16405 przyjętobłąd względny opisany wzorem:

δω – błąd względny

=−( )rr


Błąd względny jako bezwymiarowy najczęściej wyrażany jest w procentach:

gdzie: Δ = (ω - ωr), ω – prędkość kątowa zmierzona, ωr – prędkość kątowa rzeczywista

Poniżej przedstawiono wyniki badań w postaci wykresów procentowej ilustracji błęduwzględnego (dalej nazywanym błędem procentowym) między prędkością kątową rzeczywistą,a zmierzoną.

Pomiar w temperaturze 293k odbywał się w dwóch kierunkach, co na wykresie (rys. 9)przedstawione jest w sposób następujący: prędkość kątowa dla obrotów czujnika zgodnychz ruchem wskazówek zegara występuje ze znakiem minus, zaś prędkość kątowa dla ruchuw kierunku przeciwnym do ruchu wskazówek zegara występuje ze znakiem plus.

obserwujemy, że błąd procentowy dla wyników pomiaru prędkości kątowej osi X w tempe-raturze 293knie zmienia się więcej niż 0,1% (od 0,27% do 0,37%). Podobne wskazania uzys-kano w obu kierunkach pracy. Wskazania błędu procentowego dla pozostałych osi (Y, Z)przyjmują wartości na tym samym poziomie.

Rys. 9. Wykres błędu procentowego dla pomiaru wykonanego w temperaturze 293k


= ⋅∆

r

100%


dla pomiarów przeprowadzonych w temperaturze 273k , których wyniki zilustrowano nawykresie powyżej, stwierdzono brak istotnego wpływu spadku temperatury na odczyty IMU.czujnik wskazywał poprawne wartości, a błąd procentowy mieścił się w granicach 0,48% ÷0,58% dla osi X,Y oraz 0,42%÷0,56% dla osi Z.


dla pomiarów przeprowadzonych w temperaturze 313k, przedstawionych na rys.11 stwier-dzono, że błąd procentowy mieścił się w granicach 0,46%÷0,58% dla osi X, Y oraz0,40%÷0,55% dla osi Z.

analizując trzy powyższe wykresy stwierdzono, że błąd procentowy dla pomiaru w tempe-raturze pokojowej (293k) jest niższy o około 0,2% niż w pozostałych dwóch punktach tempe-raturowych (273k i 313k)

Wnioskuje się, że pewna rozpiętość błędów pomiarowych dla poszczególnych osi jest spo-wodowana zakłóceniami zespołu napędowego wynikającego ze zmian temperatury oraz zestabilnością źródła zasilania (dokładność zasilacza laboratoryjnego na poziomie 0,1V).

4.2. Zliczanie drogi

W artykule zamieszczono wyniki badań dotyczące zliczania drogi, czyli kąta o jaki obróciłsię stół z zamontowanym czujnikiem IMU. Sygnał z giroskopu podawany jest jako sygnał pręd-kości [°/s], zatem aby otrzymać pokonaną drogę musimy dany sygnał scałkować.

gdzie: φ- kąt obrotu,ω – prędkość kątowa IMU,t1 – czas początkowy pomiaru,t2 – czas końcowy pomiaru

Prędkość kątową ω uzyskujemy z przeprowadzenia pomiaru z giroskopu. czasy a oraz b sąto czasy rozpoczęcia oraz końca pomiaru zarejestrowanego na komputerze Pc. dane pomia-rowe poddano całkowaniu według dwóch metod:

= ( )∫ f dtt

t

1

2


Metoda trapezów:

Metoda Simpsona:

Tabela1 ilustruje dryf giroskopu przy obrocie współosiowym IMU o 360°. czas pomiaru50,71 [s]. Prędkość kątowa stała.

Tabela 1

Tabela 2 ilustruje dryf giroskopu przy obrocie współosiowym IMU o 720°. czas pomiaru99,27 [s]. Prędkość kątowa stała.

Tabela 2


Tabela 3


f dtn

f in

f fk p

p

k p p k

i

n

p

k

( )

( ) ( )

≈

−+

−+

−∫ ∑

=

−

20

1

f dtn

f f f

p

k

k p

i i i

i

n

( ) ( ) ( ) ( )[ ]∫ ∑≈−

+ ++ +=

−

64

1 2

0

1


Tabela 4

jak widać z Tab. 1-4 dla inercyjnego czujnika położenia adIS 16405 występuje dryf giro-skopu. Wartość błędu narasta przy każdym obrocie o 360° (rys. 12).

Rys. 12. Błąd odczytu położenia kątowego

jest on powodowany przez nagrzewanie się jednostki pomiarowej oraz charakterystykę ele-mentów elektronicznych. Pierwsze źródło powstawania błędu, jest niwelowane przez kom-pensację temperaturową, w którą jest wyposażony czujnik. Błędy zliczania drogi kątowejwynikającej z dryfu giroskopu narastającego w czasie mogą być likwidowane przy udziale od-czytów z akcelerometrów [3].

kolejnym krokiem jest zliczanie drogi z wykorzystaniem akcelerometrów. W tym celu zmo-dyfikowano stanowisko. czujnik IMU umieszczono na końcu poziomej belki łożyskowanej w osiobrotu (rys. 13).

Rys. 13. Schemat stanowiska laboratoryjnego do badania akcelerometrów. 1 - podstawa, 2 - łożyskowana oś obrotu, 3 – ramię wodzące, 4 – jednostka pomiarowa IMU,

5 – krańcówka Start/Stop


krańcówka start/stop rozpoczynała i kończyła zapis danych pomiarowych do pliku, a zara-zem dawała możliwość rejestracji danych dokładnie na drodze kątowej wynoszącej 360°. Przy-śpieszeniomierze w jednostce adIS16405 wskazują przyśpieszenie liniowe. dane pomiarowezapisywane były w jednostkach g, a następnie przemnażane były przez stałą 9,80665m/s2. Wkolejnym kroku wyliczana była prędkość liniowa oraz w drodze całkowania numerycznegowyznaczana droga jaką przebyła jednostka IMU. Znając długość ramienia (promień wodzący)można było wyznaczyć drogę kątową, kąt o jaki obrócił się czujnik podczas pomiaru. Wartośćkońcowa podana jest w radianach.

W ruchu po okręgu mamy dwie składowe przyspieszenia: styczne i normalne. W ruchu jed-nostajnym przyśpieszenie styczne jest równe zero, gdyż prędkość nie ulega zmianie. Pozostajenam tylko składowa normalna przyśpieszenia, nazywana przyśpieszeniem dośrodkowym. opi-sywane jest wzorem:

r – promień okręgu po którym porusza się IMUv – prędkość liniowa IMUax – przyspieszenie normalne (an)ay – przyspieszenie styczne (at)

Mając an które jest równoważne naszemu przyśpieszeniu w osi X uzyskanemu z pomiaruoraz znając promień wodzący r=0,7m wyznaczamy prędkość v. Następnie dane były całkowanemetodą Simpsona w wyniku czego uzyskano drogę liniową jaką pokonał czujnik. W wynikuobliczeń uzyskano obrót czujnika o kąt równy:

6,295664 rad

jest to równoważne 360,715°. Błąd 0,715° postanowiono poprawić poprzez zastosowaniedolnoprzepustowego filtru o skończonej odpowiedzi impulsowej zaimplementowanegow Adis16405 w wyniku czego dla ponownego algorytmu obliczeń uzyskano wynik:

6,284387 rad

Po przeliczeniu na stopnie daje nam 360,0688°. jest to wynik dostatecznie dokładny, gdyżzakładamy że ewentualny błąd wyznaczenia kąta spowodowany jest niedokładnością wyzna-czenia rzeczywistego promienia po którym obraca się czujnik. Wynika to z faktu, że czujnikIMU jest kostką sześcienną o wymiarach 23mm x 23mm x 23mm i założono, że akcelerometrysą umieszone centralnie na przecięciu się przekątnych. jednak nie można tego zweryfikować,gdyż jest to konstrukcja zamknięta, a ewentualne przesunięcia względem przyjętego położeniaakcelerometrów wewnątrz IMU, przekładają się na zmianę długości promienia r, co ma bez-pośredni wpływ na dokładność wyznaczenia przebytej drogi.

5. PodSUMoWaNIe

Zaprojektowane i wykonane zostało uniwersalne stanowisko do badań inercyjnych jedno-stek pomiarowych, służących do wyliczenia orientacji i położenia obiektu ruchomego. Istniejemożliwość przeprowadzenia badań dla każdej z osi x, y, z. jednocześnie mamy możliwość do-

av

rx

=2

adv

dty

=


konywania rejestracji pomiarów tylko jednej osi. do poprawnego działania stanowiska za-pewniony musi być zasilacz laboratoryjny z regulowanym napięciem wyjściowym z zakresu5-25V oraz komputer z zainstalowanym programem do archiwizacji danych. Wyniki badańinercyjnej jednostki pomiarowej adIS 16405 wskazują, że pracuje ona z wysoką dokładnością,niezależnie od kierunku obrotu wokół osi oraz w różnych punktach temperaturowych. jedno-stkę badano dla prędkości z zakresu około 1÷10 stopni na sekundę. Błąd względny pomiarówwaha się w granicach : 0,27÷0,37% dla temperatury pokojowej (293k) oraz 0,4÷0,6% dla po-miarów w temperaturze 273k i 313k. analizując wykres dla pomiarów wykonanych w tem-peraturze 293k można stwierdzić, że wartość błędu pomiarowego w zależności od kierunku niezmienia się i utrzymuje się na tym samym poziomie. dla pomiarów przeprowadzonych na zmo-dyfikowanym stanowisku badawczym zarejestrowano przyśpieszenia liniowe wzdłuż osi X,Y.W wyniku obliczeń wyznaczono przebytą drogę z dokładnością 0,019% względem drogi rze-czywistej.

Pracę wykonano w ramach realizacji projektu rozwojowego nr oR00002911 "SIecIoceN-TRYcZNY SYSTeM WSPaRcIa RoZPoZNaNIa I doWodZeNIa SYTUacjaMI kRYZYSoWYMI NaTeReNach ZURBaNIZoWaNYch Z aUToNoMIcZNYMI BeZZałoGoWYMI aPaRaTaMIlaTajĄcYMI" finansowanego ze środków Ministerstwa Nauki i Szkolnictwa Wyższego.

BIBlIoGRaFIa

[1] Gosiewski Z., ortyl a.: algorytmy inercjalnego bezkardanowego systemu orientacjii położenia obiektu o ruchu przestrzennym, Instytut lotnictwa, Warszawa, 1999.

[2] adIS 16405 datasheethttp://www.analog.com/static/imported-files/data_sheets/adIS16405.pdf

[3] artese G., Trecroci a.: calibration of a low cost MeMS ins sensor for an integrated naviga-tion system, The International archives of the Photogrammetry, Remote Sensing and Spa-tial Information Sciences. Vol. XXXVII. Part B5. Beijing 2008.

ZdZISłaW GoSIeWSkI, daNIel ołdZIej, MacIej SłoWIk

TESBED FOR TESTiNG iNERTiAL MEASUREMENT UNiTS MADE iN MEMS TECHNOLOGY

Abstract

In the paper own testbed for checking of inertial measurement units used in unmanned aerial

vehicles is shown. Chosen IMU was described. Structure and components of testbed was shown.

Method and results of experiment in which angular path was measured in different temperatures

were shown. Problems with computation of errors connected with counting path by inertial

measurement unit were described.



PNEUMATYCZNA WYRZUTNiA STARTOWA BEZPiLOTOWYCH

SAMOLOTÓW

ANdrzej MoLdeNhAWer, WItoLd PerkoWSkI

Instytut Lotnictwa

Streszczenie

W artykule przedstawiono skrótowo przebieg przeprowadzonych w ILot prac nad zaprojek-

towaniem, zbudowaniem i przetestowaniem pneumatycznej wyrzutni startowej WP1. Została

ona opracowana na potrzeby rodziny samolotów bezpilotowych zaprojektowanych, zbudowanych

i użytkowanych w ITWL.

Słowa kluczowe: bezpilotowy samolot (BS) rozpoznawczy, bezpilotowy aparat latający (BAL), la-

tający cel, wyrzutnia startowa BAL, wyrzutnia pneumatyczna BS.

WStĘP

W ostatnich latach obserwuje się bardzo dynamiczny rozwój bezpilotowych aparatów la-tających (BAL), któremu sprzyja postęp w dziedzinie miniaturowych układów sterowania, ob-serwacji i łączności. Chociaż wśród BAL spotyka się aparaty najróżniejszych typów, w tym corazliczniejsze wiropłaty, a nawet ornitoptery, najliczniejszą grupą wciąż pozostają samoloty. Wielez tych samolotów, z powodu swojej masy i rozmiarów uniemożliwiających start z ręki, a takżedużego obciążenia powierzchni nośnej i ciągu, wymaga wspomagania podczas startu, które za-pewnia np. wyrzutnia startowa. Bardzo duża rozpiętośc mas startowych samolotów bezpilo-towych sprawia, że stosowane są bardzo różne wyrzutnie startowe: od stosunkowo prostych,gumowych, po dość złożone, hydropneumatyczne. Nie istnieje, co prawda, jakiś optymalny ro-dzaj wyrzutni - każdą projektuje się do określonych zadań, jednak wyrzutnia pneumatyczna jestjedną z najbardziej uniwersalnych1. rozpoczynając w ILot projektowanie wyrzutni startowej,po przeanalizowaniu stawianych jej wymagań (opracowanych wspólnie z ItWL) oraz wad izalet wyrzutni różnych typów, zdecydowano, że będzie to właśnie wyrzutnia pneumatyczna.

1 W latach 2004 –2007 realizowany był w Instytucie Lotnictwa projekt pt: „Pneumatyczna wyrzutnia startowa dlamałych samolotów bezpilotowych” finansowany przez MNiI. W ramach tego opracowania zaprojektowano, zbudo-wano i przetestowano prototyp wyrzutni w wersji WP1 (standard) i WP2 (wydłużona), dla której wzorem „idei”działania był modelowy egzemplarz wykonany przez A. Moldenhawera, wg jego pomysłu.

1. zAłożeNIA WStĘPNe I ModeL fuNkCjoNALNy WyrzutNI

Podstawowe, wstępne wymagania techniczne dla wyrzutni były następujące:a) masa samolotu [kg]/prędkość startowa [m/s]: 25/30 ÷ 30/40 ,b) maks. przyśpieszenie startowe: ≤ 10 g,c) kąt uniesienia prowadnicy startowej (regulowany): 15° ÷ 30°,d) min. przewyższenie punktu oderwania samolotu (względem ziemi): 2 m,e) start samolotu następuje z wózka, który zostaje wyhamowany na wyrzutni,f) zabudowa wyrzutni: na podwoziu - przyczepie holowanej przez np. samochód terenowy,g) maks. wymiary transportowe (długość/szerokość/wysokość) [m]: 7 / 2,5 / 2,5 ,h) masa całkowita (wyrzutnia z podwoziem, bez wyposażenia dodatkowego): ≤ 1200 kg.

Po rozważeniu, na etapie koncepcji, kilku rodzajów napędu wyrzutni (między innymi gu-mowego i bezwładnościowego) wybrano napęd pneumatyczny, charakteryzujący się nastę-pującymi zaletami:

– pełna kontrola nad maksymalnym przyśpieszeniem startowym,– szeroki zakres parametrów obsługiwanych samolotów (masa/prędkość startowa),– stosunkowo prosta i lekka konstrukcja, niewielka masa elementów ruchomych,– niewielka wrażliwość parametrów pracy na zmiany temperatury otoczenia,– dosyć duża sprawność (z układem oszczędzania sprężonego powietrza ok. 50%).

Na bazie projektu koncepcyjnego został zbudowany, przez A. Moldenhawera, działający mo-del funkcjonalny wyrzutni w skali ok. 1:2. Podczas prób modelu wystrzeliwano obciążnik w postacidrewnianego klocka o masie ok. 5 kg z prędkością zejścia z wyrzutni ok. 15 m/s. W czasie star-tu obciążnik rozpędzany był razem z wózkiem startowym, ciągniętym, za pośrednictwem sta-lowej linki, przez tłok napędowy, obciążony ciśnieniem powietrza. Sprężone powietrze zma-gazynowane było w zbiorniku o pojemności ok. 40 dm3, a start odbywał się poprzez szybkie otwar-cie zaworu głównego (tzw. „start z zaworu”), łączącego zbiornik zasilający z cylindrem, w któ-rym poruszał się tłok napędowy. W konstrukcji tłoka napędowego wypróbowano kilka sposo-bów jego uszczelnienia i dopracowano uszczelnienie za pomocą nasmarowanych pierścieni fil-cowych. Pomiaru prędkości dokonywano za pomocą prototypowego układu optoelektronicz-nego (obciążnik, w końcowej fazie startu, przecinał 2 wiązki światła oddalone od siebie o 0,5m.

Po obliczeniach wstępnych wyrzutni było jasne, że najtrudniejszym zadaniem będzie wyha-mowanie wózka startowego, model wyrzutni posłużył więc do wstępnych prób z dwoma układa-mi hamowania: tarciowym (wózek startowy chwytał stalowe taśmy, a następnie wyciągał je spo-między zaciśniętych klocków hamulcowych) i pneumatycznym (wózek chwytał linkę na koń-cach której znajdowały się tłoki, umieszczone w cylindrach i obciążone ciśnieniem powietrza).ostatecznie w prototypie wyrzutni WP1 zastosowany został hamulec pneumatyczny, który wy-dawał się prostszy w regulacji i eksploatacji, natomiast inaczej niż w modelu wyrzutni, zasto-sowano start z użyciem zaczepu trzymającego wózek startowy (tzw. „start z zaczepu”), zwal-nianego zaraz po całkowitym otwarciu zaworu głównego.

2. ModeL fIzyCzNy I MAteMAtyCzNy WyrzutNI

Model posłużył do przeanalizowania wpływu różnych parametrów na osiągi wyrzutni. Modelfizyczny wyrzutni składał się z kilku połączonych szeregowo elementów (rys. 1) – zbiornikasprężonego powietrza (t), zaworu (V) oraz komory wstępnej (C) z otworem (A) symulującymnieszczelność układu, połączonej z nachylonym pod kątem (α) cylindrem, w którym porusza sięmasa (m), będąca zastępczą, zredukowaną masą wszystkich elementów wprawianych w ruchpodczas startu (samolot, wózek, tłok, linka, rolki).

75PNeuMAtyCzNA WyrzutNIA StArtoWA BezPILotoWyCh SAMoLotóW

rys. 1. Model fizyczny wyrzutni pneumatycznej

Na bazie opisanego modelu fizycznego utworzony został matematyczny model wyrzutni (za-stosowano równanie stanu gazu doskonałego), za pomocą którego przeprowadzono szereg sy-mulacji jej pracy. zasadnicze wnioski wynikające z rezultatów symulacji były następujące:1) wystarczająca objętość zbiornika zasilającego to 4m3,2) start samolotu powinien nastąpić możliwie szybko po otwarciu zaworu (mała zwłoka star-

towa jest ważniejsza niż duża szczelność w układzie napędowym).

3. koNStrukCjA WyrzutNI

konstrukcję wyrzutni WP1 przedstawiono na fot. 1.

fot. 1. Wyrzutnia WP1 z maksymalnie uniesioną belką startową (na wózku - obciążnik rurowy 25 kg)

zasadnicze elementy konstrukcyjne wyrzutni to:- podwozie kołowe (przyczepa holowana, jednoosiowa),- prowadnica startowa, unoszona, połączona obrotowo z podwoziem,- zespół zasilania (zbiornik sprężonego powietrza, przewód ciśnieniowy, zawór główny),- zespół napędowy (cylinder, tłok napędowy, lina napędowa, rolki liny, wózek startowy),- zespół hamowania wózka (lina hamująca z rolkami, cylindry i tłoki hamujące).

76 ANdrzej MoLdeNhAWer, WItoLd PerkoWSkI


Najtrudniejszy do opracowania był układ hamowania wózka. jego zadaniem jest wyhamo-wanie, na możliwie krótkiej drodze, wózka startowego tak, by nie uległ on uszkodzeniu, a jed-nocześnie by nastąpiło niezawodne oddzielenie startującego samolotu. Po analizieobliczeniowej oraz próbach na makiecie wyrzutni, w prototypie WP1 zastosowano pneuma-tyczny układ hamowania, którego podstawowymi elementami są: dwa cylindry hamulcowe,dwa tłoki hamujące oraz lina hamująca łącząca tłoki, rozpięta w poprzek toru, którą chwytarozpędzony wózek startowy (ideowo przypomina to rozwiązania stosowane na lotniskow-cach). zasadę działania zastosowanego układu hamowania ilustruje schemat instalacji pneu-matycznej wyrzutni, przedstawiony na rys. 2.

rys. 2. Schemat instalacji pneumatycznej prototypu wyrzutni WP11 – zbiornik zasilający, 2 – zawór główny, 3 – tłok napędowy, 4 – cylindry hamulcowe,

5 – trakt zasilania cylindrów hamulcowych, 6 – linka hamująca, P1, P2, P3 – czujniki ciśnienia (używane w trakcie prób wyrzutni)

4. PróBy dzIAłANIA WyrzutNI

zasadnicze próby wyrzutni przeprowadzono w Instytucie Lotnictwa. Polegały one na wy-strzeliwaniu z wyrzutni obciążnika i rejestrowaniu w funkcji czasu położenia i prędkości wózkastartowego oraz ciśnień P1, P2, P3 (w miejscach wskazanych na rys. 2). W czasie prób posługi-wano się 3 obciążnikami: najczęściej był to stalowy walec o masie ok. 21 kg, ale w użyciu byłateż stalowa rura (fot. 2) o masie ok. 25 kg, oraz drewniana makieta samolotu także o masie ok.25 kg. zasadę pomiaru prędkości wózka przedstawiono na rys. 3. Na torze rozpędzania roz-stawionych jest kilka bramek optycznych. Bezpośrednio rejestrowany jest czas, po którymwózek przecina światło bramki, przy czym początek odliczania rozpoczyna się z chwilą prze-cięcia światła bramki startowej (zerowej). Na końcu odcinka rozpędzania umieszczony jest do-datkowy, działający na tej samej zasadzie, ale niezależny układ mierzący i wyświetlającyprędkość startu (v) zmierzoną na odcinku kontrolnym 1 m.

rys. 3. Schemat pomiaru położenia prędkości wózka startowego


łącznie przeprowadzono ponad 40 prób wyrzutni, z obciążnikiem 21-25 kg w zakresie pręd-kości startu 20-40 m/s. Podczas próby nr 11 nastąpiła awaria wyrzutni. Przyczyną było to, żew pierwszej fazie startu obciążnik wysunął się z uchwytu i spadł z wózka startowego, który, po-zbawiony obciążenia, osiągnął prędkość ok. 50 m/s zanim został wyłapany przez układ ha-mowania. Prędkość ta okazała się zbyt duża dla tego układu – gwałtowne szarpnięciespowodowało zerwanie linki hamującej – sprawiła to bezwładność tłoków hamujących i samejlinki. Straty były stosunkowo niewielkie – do naprawy nie nadawała się jedynie rama wózkastartowego. Przeprowadzono modernizację wyrzutni, polegającą przede wszystkim na prze-konstruowaniu uchwytów na wózku (wprowadzono blokady) oraz układu hamującego tak, byznosił większe prędkości startu (dopuszczalna, obliczeniowa prędkość startu wynosiła przedmodernizacją 40 m/s, a po modernizacji wynosi 50 m/s).

rys. 4. Protokół z prób nr 10, 11 przeprowadzonych 07.03.2006 (obciążnik – stalowy walec 21 kg)


Na rys. 4 pokazano przykładowo protokół pomiarowy z prób nr 10 i 11 (awaria). W dolnejczęści protokołu widnieje przebieg chwilowej prędkości wózka startowego w funkcji jegopołożenia na prowadnicy wyrzutni. jako parametru kontrolnego używano prędkości startu(vz) wyliczanej z pomierzonego zasięgu rzutu (L). Stosowano prosty model rzutu ukośnegopod kątem (alfa), z punktu o przewyższeniu h, bez uwzględnienia oporu powietrza. teren „po-ligonu”, na którym odbywały się próby nie był zniwelowany, mimo to, jak widać, wyniki dlapróby nr 10 zgadzają się dobrze.

rys. 5,6 przedstawiają przebiegi ciśnień P1, P2 i P3 (odpowiednio krzywe: 1, 2, 3; patrz teżschemat na rys. 2.) w czasie. Przebiegi te zostały zarejestrowane za pomocą rejestratora AtMi pochodzą z programu przetwarzającego dane z tego rejestratora (wyniki pomiaru, wydruko-wane na taśmie papierowej, zostały następnie opisane ręcznie i zeskanowane). Na osi odciętychjest czas w sekundach (skala nad górze wykresu), na osi rzędnych są wartości ciśnienia abso-lutnego P1, P2, P3, przy czym 5 działek odpowiada 1 at.

rys. 5. Przebiegi ciśnień P1, P2 i P3 w próbie nr 10

Na rys. 5 wyraźnie widoczne są kolejne fazy pracy wyrzutni: skok ciśnienia P1 po otwarciuzaworu głównego; spadek ciśnienia P1 wywołany napełnianiem się cylindrów hamulcowych i nie-szczelnościami; P2 i P3 narastają z opóźnieniem – zrównują się z P1 po upływie ok. 0,6 s ruszatłok napędowy (po zwolnieniu zaczepu wózka startowego) i wszystkie ciśnienia spadają gwałtow-niej; wózek dociera do punktu hamowania – gwałtowny skok ciśnienia P2 w górę i ciśnienia P3w dół; po 2-3 odbiciach przód-tył tłoków hamujących wózek zatrzymuje się i wszystkie ciśnieniaspadają na skutek nieszczelności. Należy zwrócić uwagę, że chwilowa różnica ciśnień P2 i P3na tłoku hamującym wynosi ok. 5,6 at i jest wyższa od ciśnienia, do którego został naładowa-ny zbiornik główny (absolutne ok. 5 at), a tym bardziej od ciśnienia początku hamowania (ok.4,3 at), mimo stosunkowo niewielkiej prędkości początku hamowania, wynoszącej w tej pró-bie ok. 28 m/s (można się spodziewać nasilenia tego zjawiska przy większych ciśnieniach i więk-szych prędkościach startowych). Powoduje to niepożądane przeciążenie układu hamującego —


można temu stosunkowo łatwo zaradzić powiększając objętości za i przed tłokiem hamującymlub zwiększając przekroje przewodów doprowadzających powietrze do cylindra hamulcowe-go.

rys. 6. Przebiegi ciśnień P1, P2 i P3 w próbie nr 11 (awaria)

Na rys. 6 przedstawiono przebiegi ciśnień zarejestrowane w próbie nr 11. W tej próbie na-stąpiła awaria, zakończona m.in. zerwaniem linki hamulca; jak wynika z przebiegów ciśnieńP2 i P3 tłoki hamujące wykonały bardzo niewielki ruch, co oznacza, że linka hamująca zostałazerwana na skutek przeciążenia wywołanego bezwładnością tłoków hamujących i samej linki;przyczyną przeciążenia była nadmierna prędkość wózka startowego.

Poniżej na fot. 2 widać fragment unikalnego zdjęcia wyrzutni WP1 wykonanego w trakciepróby nr 11, kiedy to nastąpiła awaria. Widać na nim końcówkę wyrzutni (1), obciążnik (2)lecący ponad prowadnicą, zerwaną linkę hamującą (3) oraz uszkodzony wózek startowy (4)spadający z wyrzutni.

fot. 2. fragment fotografii wykonanej w trakcie próby nr 11

PodSuMoWANIe

Po modernizacji wyrzutni WP1, przeprowadzonej po awarii wyrzutni, przeprowadzono naniej, w Instytucie Lotnictwa ponad 30 bezawaryjnych prób startu z obciążnikami 21 i 25 kg,w zakresie prędkości startu 20-40 m/s. Przeprowadzono też, na poligonie w zielonce koło War-szawy, kilka pomyślnych prób wystrzelenia z WP1 niewielkiego samolotu bezpilotowego omasie ok. 20 kg, z prędkością ok. 25 m/s. zmodernizowana wyrzutnia WP1, spełnia założeniaprojektowe - charakteryzuje się pewną i cichą pracą ze stosunkowo niewielkim szarpnięciemprzy hamowaniu wózka i jest gotowa do rozpoczęcia jej nadzorowanej eksploatacji w warun-kach poligonowych. W tym celu została ona, pod koniec 2009 roku, wypożyczona z InstytutuLotnictwa do ItWL.

ANdrzej MoLdeNhAWer, WItoLd PerkoWSkI

A PNEUMATiC LAUNCHER fOR UAV

Abstract

The article presents briefly the course of work carried out in Institute of Aviation on the design,

constructing and testing a pneumatic launcher WP1. It has been developed for unmanned aicraft

family designed, built and operated at Air Force Institute of Technology.

Keywords: unmanned aircraft, unmanned aerial vehicle (UAV, drone), flying target, UAV launcher,

UAV pneumatic launcher.



BAdANiA UkłAdU STEROWANiA OdPORNEgO

BEzzAłOgOWYm APARATEm LATAjąCYm

ArkAdIuSz MyStkoWSkI

Politechnika Białostocka

Streszczenie

W pracy przedstawiono studium projektowania i wyniki badań symulacyjnych układu opty-

malnego sterowania odpornego (ang. Optimal Robust Control) opartego na metodzie H-infinity

i μ-Synthesis dla mikro-samolotu zbudowanego w układzie delta z zaimplementowaną elektroniką

autopilota. Wyznaczono model nominalny obiektu (zlinearyzowany w otoczeniu przyjętego pun-

ktu pracy). Oszacowano zakresy zmian parametrów niestacjonarnych obiektu, na podstawie któ-

rych został zbudowany model niepewności multiplikatywnej obiektu sterowania. Uwzględniając

nieliniową dynamikę układów wykonawczych mikro-samolotu, model nominalny i model nie-

pewności zaprojektowano funkcje wagowe i filtry włączone w tory pomiarowe. Na podstawie tych

działań zostały obliczone regulatory H-infinity i μ-Synthesis uwzględniające sterowanie ruchem

wzdłużnym i bocznym mikro-samolotu z stabilizacją kursu i wysokości lotu. Przeprowadzone ob-

liczenia algorytmów sterowania i zweryfikowane z wynikami symulacji tzw. hardware-in-the-loop,

potwierdziły efektywność zastosowanych praw sterowania.

WproWAdzeNIe

Sterowanie dynamiką statku powietrznego a w szczególności mikro-samolotu (ang. micro ae-

rial vehicle, MAV) oznacza sterowanie obiektem nieliniowym, z małymi stałymi czasowymi, wie-lowymiarowym, z sprzężeniami skrośnymi oraz niestabilnym. Co więcej parametry modelu, ta-kie jak pochodne i współczynniki aerodynamiczne są funkcjami nieliniowymi o parametrach niestacjonarnych. podczas lotu samolotu zmieniają się jego właściwości statyczne i dynamicznew funkcji zadanej prędkości, wysokości, trajektorii lotu oraz warunków atmosferycznych.oznacza to, że model obiektu sterowania musi składać się z modelu nominalnego i modeli nie-pewności opisujących parametry niestacjonarne. Natomiast projektowanie algorytmu stero-wania wymaga zastosowania wielu technik i strategii. obliczony regulator powinien zapewnićodpowiednią jakość sterowania i zapas stabilności pomimo zmian dynamiki i błędów modeluobiektu. Autopilot realizując algorytm sterowania i działając poprzez powierzchnie steroweukładów wykonawczych na dynamikę obiektu powinien w pełni realizować postawione funk-cje sterowania trajektorią mikro-samolotu.

Istnieje wiele metod i algorytmów sterowania odpornego bezzałogowymi aparatami latającymi(ang. Unmanned Aerial Vehicle, uAV). Nowoczesne optymalne metody sterowania odpornego

H-infinity (H∞) lub μ-Synthesis pozwalają w efektywny sposób uwzględnić nieliniowość i nie-stacjonarność obiektu oraz narzucić funkcje kształtujące jakość sterowania w poszczególnychtorach [1-2]. zastosowanie sterowania H-infinity wprowadzone przez autorów: glover i doy-le [3-4]; pozwala na minimalizację największej wartości funkcji układu zamkniętego i jest onoszeroko stosowane w aplikacjach lotniczych, np. [5-7]. W szczególności w aplikacjach sterowaniauAV stosowany jest jeden z rodzajów sterowania H-infinity, mianowicie sterowanie H-infini-ty loop Shaping and dynamic Inversion [8-15]. zastosowanie sterowania H-infinity z uwzględ-nieniem niepewności strukturalnej uAV zostało opisane np. w pracy [16]. Metoda sterowaniaμ-Synthesis jest kolejnym rozwinięciem metody sterowania H-infinity. polega ona na pomiarzeodporności obiektu i wykorzystaniu algorytmu H-infinity do sterowania obiektem z niepewnościąstrukturalną [3-4]. pomimo wysokiego rzędu regulatora, algorytm μ-Synthesis znajduje zasto-sowanie w układach sterowania obiektami typu MAV [17-19].

układ sterowania obiektem MAV posiada małe stałe czasowe. Aerodynamikę obiektu cechujeprzepływ laminarno-turbulentny. punkt pracy obiektu sterowania leży w zakresie niskich liczbreynoldsa (104-105 i poniżej) związanych z małymi prędkościami lotu - rzędu 10 m/s [20]. jed-nocześnie przy niskich liczbach reynoldsa duży wpływ mają siły lepkości. z wyników publi-kowanych badań przeprowadzonych w tunelach aerodynamicznym dla niskich liczb reynoldsawynika, że w platformach MAV często dochodzi do całkowitego braku przepływu powietrza nadpłatem skrzydła, np. podczas dużego kąta natarcia, co prowadzi do zaniku siły wznoszenia i utra-ty stabilności [21]. jest to kolejny przykład nieliniowości obiektu, która powinna być uwzględ-niona podczas projektowania praw sterowania. z uwagi na małe rozmiary samolotów MAVsprzężenie pomiędzy aerodynamiką, dynamiką struktury i dynamika lotu jest krytyczne.

W niniejszej pracy przedstawiono studium projektowania i wyniki badań symulacyjnychukładu optymalnego sterowania odpornego (ang. Optimal Robust Control) opartego na meto-dzie H-infinity i μ-Synthesis dla mikro-samolotu zbudowanego w układzie delta z zaimple-mentowaną elektroniką autopilota. W pierwszej kolejności, opierając się na znanych zlineary-zowanych (w otoczeniu przyjętego punktu pracy) równaniach ruchu mikro-samolotu, zostałzbudowany model nominalny obiektu. Bazując na wcześniej wykonanych badaniach mikro-sa-molotu w postaci skrzydła delta wykonanych w tunelu aerodynamicznym (patrz: [22]) zostałyoznaczone pochodne aerodynamiczne, charakterystyki aerodynamiczne i zakresy zmian nie-których parametrów mających decydujący wpływ na aerodynamikę lotu. W taki sposób zostaływyznaczone zakresy błędów, na których podstawie zostały zbudowane modele niepewnościmultiplikatywnej obiektu sterowania i jego parametrów. Następnie opierając się na wynikachtestów poligonowych zostały wyznaczone modele układów wykonawczych mikro-samolotu,które zostały dołączone do nominalnego modelu obiektu. kolejnym krokiem była analizakształtowania jakości sterowania oraz skalowanie samego obiektu poprzez zaprojektowanefunkcje wagowe i filtry włączone w tory pomiarowe. Na podstawie tych działań został obliczonytzw. rozbudowany model obiektu sterowania. przy czym model ten uwzględnia sterowanie ru-chem wzdłużnym i bocznym mikro-samolotu z stabilizacją kursu i wysokości lotu. Wyznacze-nie regulatorów odpornych H-infinity i μ-Synthesis dla rozbudowanego modelu obiektu po-zwoliło na otrzymanie zamkniętych układów sterowania nieliniowego. przeprowadzona analizaodporności poszczególnych układów sterowania potwierdziła postawione warunki. przepro-wadzone symulacje układów sterowania wykazały dobrą jakość sterowania i wymagany zapasstabilności funkcji układu zamkniętego zarówno w dziedzinie czasu, jak i częstotliwości. ostat-nim etapem prac była weryfikacja opracowanych praw sterowania. W tym celu przeprowadzonosymulację tzw. hardware-in-the-loop z wykorzystaniem autopilota i modelu mikro-samolotu. po-równano wyniki z symulacji hardware-in-the-loop z wynikami obliczeń symulacyjnych wyko-nanych w środowisku Matlab/Simulink [23].

83BAdANIA ukłAdu SteroWANIA odporNego BezzAłogoWyM ApArAteM lAtAjąCyM

1. Model lINIoWy MIkro-SAMolotu

Model obiektu sterowania został wyznaczony w oparciu o zweryfikowane parametry i po-chodne aerodynamiczne oraz wartości mas i momentów mikro-samolotu typu Bell540 [24].

Stabilne sterowanie dynamiką aparatu latającego wymaga dokładnego modelu obiektuuwzględniającego np. rozmieszczenie mas, właściwości geometryczne, momenty bezwładności,siły i momenty aerodynamiczne oraz siły ciągu i oporu. problem określenia stabilności i ste-rowalności w pierwszej fazie sprowadza się do wyznaczenia równań ruchu statku powietrz-nego względem płaszczyzny x-z, tzw. względem osi wzdłużnej samolotu (są to siły: X, Z orazmoment M) oraz względem pł. z-y, tzw. osi bocznej samolotu (jest to siła Y i momenty L, M). No-tacja układu współrzędnych samolotu przedstawiona została na rys. 1. równanie ruchuwzdłużnego statku wynosi [25]:

.(1)

Natomiast równanie ruchu bocznego statku wynosi [25]:

.(2)

do celów projektowania praw sterowania równania ruchu statku przedstawiono w postacimodelu w przestrzeni stanu dla ruchu wzdłużnego i bocznego. równanie ruchu wzdłużnegojest następujące [25]:

(3)

gdzie:

, , …,

,

δe – zmiana steru wysokości (elevator), kierunek w dół przyjęty jako dodatni,δp – zmiana siły ciągu.

84 ArkAdIuSz MyStkoWSkI

równanie ruchu bocznego jest następujące [25]:

, (4)

gdzie:

,

, .δa – wychylenie sterolotek (aileron).

2. Model NoMINAlNy oBIektu SteroWANIA

Model nominalny reprezentuje zlinearyzowaną nieliniową dynamikę ruchu mikro-samolotuo sześciu stopniach swobody w tzw. punkcie pracy. przez punkt pracy rozumiany jest stan opi-sujący lot stateczny przy zachowaniu stałej prędkości i wysokości. przy czym istnieje tutaj wieleuproszczeń/założeń jakie zostały podjęte. po pierwsze, tzw. model nominalny (model refe-rencyjny) opisany przez wektor stanu np. dla ruchu bocznego zakłada ze-rową prędkość kątową i zerowe zewnętrzne siły boczne. Model nominalny nie uwzględniaprędkości wiatru oraz prędkości bocznej w punkcie referencyjnym.

Model nominalny został wyznaczony w oparciu o zweryfikowane wartości parametrów lotupodczas testów poligonowych, badań w tunelu aerodynamicznym oraz badań symulacyjnych.Najważniejsze parametry nominalne obiektu sterowania zostały zebrane w tabeli 1.

tab. 1. parametry nominalne modelu


Model dynamiki mikro-samolotu jest układem wielowymiarowym. Minimalna konfiguracjasygnałów wejściowych i wyjściowych (mierzonych) została przedstawiona na rys. 1.

rys. 1. układ wejść/wyjść mikro-samolotu

Model obiektu sterowania składa się z modelu ruchu wzdłużnego i modelu ruchu bocznego.Model nominalny mikro-samolotu typu delta posiada 3 wejścia sterujące (wychylenia sterolo-tek oraz położenie przepustnicy) oraz 8 wyjść mierzonych - wchodzących w pętle sprzężeniazwrotnego - (prędkość boczna, prędkość przechylenia, prędkość odchylenia, kąt przechylenia,prędkość wzdłużna, prędkość wznoszenia, prędkość pochylenia i kąt pochylenia). Model no-minalny został zapisany jako układ w przestrzeni stanu, który posiada 8 zmiennych stanu.

dopełnieniem modelu nominalnego mikro-samolotu są modele jego członów wykonawczychzwiązanych z torem np.: serwocięgnosterolotki. dynamika układów wykonawczych zos-tała zamodelowana w postaci dodatkowych funkcji włączonych w tor główny układu stero-wania. dla przykładu zmierzone wartości dla ruchu sterolotek mikro-samolotu wynosząodpowiednio: maksymalne wychylenie ±20°, maksymalna prędkość kątowa: ±90°/s. dla takpostawionych parametrów dynamika członu wykonawczego w dziedzinie częstotliwości zos-tała przedstawiona na rys. 2.

rys. 2. Człon wykonawczy – wyjście 1, funkcja wagowa – wyjście 2 (dynamika rzeczywista)

Funkcja opisująca dynamikę sterolotek (rys. 2) posiada dwa wyjścia, pierwsze wyjście po-dawane jest na funkcję wagową, a drugie na obiekt nominalny.


3. FuNkCje WAgoWe I SkAloWANIe oBIektu

Algorytm sterowania odpornego np. H-infinity opiera się na takim poszukiwaniu regulatoraaby minimalizował on największą wartość modułu funkcji układu zamkniętego [3, 4]. dlategoteż najpierw wszystkie ograniczenia nałożone na sygnały systemu muszą być przeskalowane.uwzględnione ograniczenia sygnałów, czyli dynamiki poszczególnych członów obiektu stero-wania są modelowane za pomocą funkcji wagowych. Funkcje wagowe są dobierane na pod-stawie badań zweryfikowanego doświadczalnie układu otwartego L za pomocą funkcjiwrażliwości S określającej wpływ sygnałów zakłóceń d działających na obiekt na jego sygnałymierzone y. Model transmitancyjny funkcji wrażliwości jest następujący [4]:

(5)

Funkcje wagowe są nałożone na sygnały sterujące (wychylenia sterolotek i przepustnicy),sygnały mierzone (przemieszczenia i prędkości kątowe oraz liniowe mikro-samolotu w prze-strzeni powietrznej). Funkcje wagowe określają także wpływ zakłóceń w torach pomiarowychstruktury mikro-autopilota i członów wykonawczych. dla przykładu funkcja wagowa okreś-lająca zadane parametry pracy sterolotek opisane powyżej jest dana w postaci macierzywspółczynników wag amplitudy i prędkości kątowej ich wychylenia:

(6)

Funkcja wagowa, ograniczająca wpływ sygnałów zakłóceń oraz szumów w torach pomiaro-wych, stanowi filtr górno-przepustowy o charakterystyce częstotliwościowej pokazanej na rys.3.

rys. 3. „energia” zakłóceń w torach pomiarowych

dodatkowo w celu filtracji sygnałów mierzonych wchodzących bezpośrednio do pętli regu-latora zostały zaprojektowane filtry anty-aliasingowe drugiego rzędu. przykładowa funkcjatransmitancji operatorowej filtru dla pochylenia kątowego (roll) jest filtrem dolnoprzepusto-wym zapisanym następująco:

(7)


4. ModeloWANIe NIepeWNośCI oBIektu

Niepewność parametrów oraz charakterystyk dynamiki mikro-samolotu została zamodelo-wana w postaci modelu multiplikatywnego [3]; patrz rys. 4.

rys. 4. Model obiektu z niepewnością multiplikatywną

dla modelu nominalnego niepewność multiplikatywna opisana jest następująco [3]:

(8)

Model niepewności jest ograniczony funkcją wagową W zgodnie z warunkiem postawionymw dziedzinie częstotliwości [3]:

(9)

Wartość niepewności modelu obiektu związana jest z niezamodelowaną (pominiętą) dyna-miką oraz nieliniowością obiektu sterowania. Model niepewności został zamodelowany jakozbiór liniowych funkcji reprezentujących dynamikę z ograniczeniem modułu do 1 (ang. Uncertain GainBounded LTI Dynamics, Gain Bound = 1). Wpływ niepewności obiektu w dziedzinieczęstotliwości został zamodelowany w postaci funkcji wagowych nałożonych na niepewnośćmodelu ruchu wzdłużnego i bocznego mikro-samolotu. dla przykładu charakterystyka funkcjiwagowej określającej wpływ niepewności na model ruchu bocznego jest wyrażona przez filtrgórno-przepustowy pierwszego rzędu. transmitancja operatorowa funkcji wagowej wynosi:

(10)

Charakterystyka częstotliwościowa funkcji wagowej jest przestawiona na rys. 5.

rys. 5. Funkcja kształtu wpływu względnego błędu modelu nominalnego ruchu bocznego



Niepewność wrażliwych parametrów modelu dynamiki mikro-samolotu została zamodelo-wana w postaci modelu niepewności parametrycznej zapisanej następująco [3, 26]:

(11)

gdzie: ki0 – wartość nominalna i-tego parametru, kiw – waga niepewności i-tego parametru,

δi – niepewność i-tego parametru ograniczone normą .

Analizując charakterystyki współczynników aerodynamicznych, sił i momentów uzyskanew badaniach symulacyjnych (opr. torNAdo) oraz w tunelu aerodynamicznych wyszczegól-niono parametry niepewne obiektu oraz ich przedziały nieufności, (patrz [22]).

jako parametry niepewne zostały przyjęte poszczególne pochodne aerodynamiczne, a ichwartości niepewności zawierają się w przedziale od 4 do 100 %.

5. WyzNACzANIe regulAtorA odporNego

W badaniach symulacyjnych uwzględniono regulatory odporne: H-infinity i μ-Synthesis.W celu uwzględnienia nieliniowości obiektu skupiono się na algorytmie sterowania μ-Synthe-sis, który pozwala na uwzględnienie modeli niepewności.

Sterowanie oparte na μ-Synthesis jest sterowaniem optymalnym. Algorytm sterowaniaopiera się na pomiarze odporności układu sterowania na zakłócenia oraz wykorzystaniu tech-niki regulatora H-infinity w połączeniu z niepewnością obiektu. Metoda ta wymaga dokład-nego modelu obiektu oraz jego struktury niepewności. Wyznaczony regulator μ-Synthesis jestzazwyczaj wysokiego rzędu. Sam proces wyznaczenia regulatora optymalnego μ-Synthesisopiera się na algorytmie iteracyjnym. układ uogólniony struktury sterowania μ-Synthesis jestprzedstawiony na rys. 6.

rys. 6. konfiguracja układu sterowania, [3]

gdzie: Δ – blok opisujący niepewność obiektu, P – model nominalny obiektu, K – model regula-tora, y, u – sygnał mierzony i sterujący, yΔ, uΔ – wyjściowy i wejściowy z modelu niepewności.

Model rzeczywisty obiektu sterowania z uwzględnieniem modelu niepewności będzie danynastępująco [3, 4]:

(12)

regulator μ-Synthesis (F) jest wyznaczany w następującej formie macierzowej w przestrzenistanu:

(13)


Cały proces poszukiwania regulatora μ-Synthesis sprowadza się do znalezienia takiej ma-cierzy d, aby została spełniona dana funkcja celu (wskaźnik jakości). Warunek optymalizacjiw tym przypadku jest opisany następującą nierównością:

(14)

gdzie: są macierzami jednostkowymi o wymiarach

określonych przez ilość wejść układu zamkniętego.

procedura wyznaczania regulatora μ-Synthesis jest wykonywana w następujących krokach:

1) Metodą normy należy znaleźć regulator, który minimalizuje następującą funkcjękosztów:

(15)

2) Następnie należy obliczyć wartości szczególne układu zamkniętego w celu oszacowa-nia maksymalnej wartości ograniczenia wartości normy regulatora μ-Synthesis.

3) Następnie regulator μ-Synthesis oblicza się stosując następujące kryterium minimali-zacji:

(16)

4) jeżeli wartość funkcji kosztów jest wystarczająco minimalna procedura jest przerywana,w przeciwnym razie procedura powtarza się od kroku 1.

regulator μ-Synthesis został wyznaczony funkcją dksyn za pomocą Matlab robust Controltoolbox [23]. W pierwszym kroku został wyznaczony tzw. rozbudowany model obiektu o mo-dele członów wykonawczych, funkcje wagowe, filtry i modele niepewności. układ został zbu-dowany przy pomocy procedury sysic, a cała struktura połączeń została zapisana w dwóchkrokach następująco:krok 1:

systemnames = ‘lat A_S W_in Delta_G’;

inputvar = ‘[delta_dstab]’;

outputvar = ‘[A_S; lat]’;

input_to_lat = ‘[A_S(2)]’;

input_to_A_S = ‘[delta_dstab + W_in]’;

input_to_W_in = ‘[Delta_G]’;

input_to_Delta_G = ‘[delta_dstab]’;

sysoutname = ‘lat_unc’;

cleanupsysic = ‘yes’;

sysic;

krok 2:

systemnames = ‘lat_unc antia_filt hq_p’;

systemnames = [systemnames ‘ W_act W_n W_p’];

inputvar = ‘[sn_nois4; roll_cmd; delta_dstab]’;

outputvar = ‘[ W_p; W_act; roll_cmd; antia_filt + W_n ]’;

input_to_lat_unc = ‘[ delta_dstab ]’;

input_to_antia_filt = ‘[ lat_unc(3:6) ]’;

input_to_hq_p = ‘[ roll_cmd ]’;

input_to_W_act = ‘[ lat_unc(1:2) ]’;

input_to_W_p = ‘[ hq_p - lat_unc(4) ]’; %lat_unc(4) - roll rate

input_to_W_n = ‘[ sn_nois ]’;

sysoutname = ‘latIC’;

cleanupsysic = ‘yes’;

sysic

Następnie regulator μ-Synthesis został wyznaczony poprzez zapis funkcji:

fmu = logspace(-2,2,60);

opt = dkitopt(‘FrequencyVector’,fmu,’NumberofAutoIterations’,5);

[kmu,clpmu,bnd] = dksyn(latIC,nmeas,nctrls,opt);

Struktura połączeń odpowiadająca algorytmowi regulatora μ-Synthesis została przedsta-wiona na rys. 7.

rys. 7. układ sterowania odpornego

Sygnały zadane dla regulatora dynamiki obiektu pochodzą od regulatora wyższego poziomu– planowania trajektorii misji lotu w trybie autonomicznym.

6. BAdANIA SyMulACyjNe

Badania zostały przeprowadzone dla dwóch metod sterowania odpornego: H-infinity iμ-Synthesis. W obu przypadkach tzw. model rozbudowany obiektu był taki sam i składał sięz modelu nominalnego, funkcji wagowych, modelu niepewności obiektu i wymaganych filtrów.

W przypadku sterowania H-infinity, zadanie sterowania sprowadza się do znalezienia ta-kiego regulatora C(s), który będzie stabilizował obiekt G(s) pomimo zmian samego modeluobiektu reprezentowanych przez blok niepewności ∆. zmiany te nie mogą być dowolne, dlategosą one ograniczone funkcją maksymalnej wartości singularnej γ, zgodnie z warunkiem [3]:

(17)

jeżeli powyższa zależność jest spełniona to układ zamknięty spełnia warunki jakości stero-wania, gdy [3]:

(18)

Wyznaczony regulator H-infinity jest 18-go rzędu, a wartość γ wynosi 0.203.

obliczenie regulatora μ-Synthesis zostało opisane w punkcie 5. regulator μ-Synthesis spełniawarunek odpornej stabilności układu zamkniętego T(s), jeżeli μ≤1.0 [3]. otrzymany regulatorμ-Synthesis posiada 29 rząd, a wartość μ określająca odporność regulatora wynosi 0.3795. Cow zupełności spełnia narzucone wymagania odpornej stabilności układu, które w dziedzinieczęstotliwości wyrażone są jako:

(19)



Wartość μ w funkcji maksymalnego piku układu zamkniętego pozwala określić właściwościodporne układu sterowania (patrz rys. 8).

rys. 8. Analiza odporności układu sterowania, [33]

Model niepewności obiektu mikro-samolotu w dziedzinie częstotliwości został przedsta-wiony jako funkcja reprezentująca błąd modelowania. Błąd ten jest równy 5% dla niskich częs-totliwości i 100% dla częstotliwości powyżej 100 rad/s, rys. 9.

rys. 9. Model nominalny i model rzeczywisty

dla tak zaprojektowanej niepewności obiektu zapasy stabilności dla układów regulacji H-infinity i μ-Synthesis zostały przedstawione na rys. 10.

Następnie zostały przeprowadzone badania zamkniętego układu sterowania w dziedzinieczasu. W celu symulacji np. zachowania się mikro-samolotu w ruchu bocznym, zamodelowanowychylenie sterolotek jako sygnał o amplitudzie 5° i czasie trwania 1 s.

Na kolejnych rys. 11 i 12 wykreślono odpowiedź zmiennych stanu nominalnego modelu mi-kro-samolotu w ruchu bocznym zarówno dla regulatora H-infinity, jak i dla μ-Synthesis.


rys. 10. Analiza właściwości dla regulatorów: H-infinity i μ-Synthesis

rys. 11. odpowiedz układu zamkniętego (H-inifinty)

rys. 12. odpowiedz układu zamkniętego (μ-Synthesis)


Wartości liniowe zmiennych stanu (m/s, m/s2) i wartości kątowe (rad/s, rad/s2) charakte-ryzują się stabilnym przebiegiem w czasie z zachowaniem wartości ustalonej. odpowiedz układusterowania H-infinity jest zbliżona do odpowiedzi układu z regulatorem μ-Synthesis.

W celu wskazania wpływu niepewności modelu na odpowiedź jego wartości regulowanychwyznaczono charakterystykę impulsową układu zamkniętego z regulatorem μ-Synthesis,patrz rys. 13.

rys. 13. odpowiedz impulsowa układu zamkniętego z regulatorem μ-Synthesis

8. BAdANIA ekSperyMeNtAlNe

8.1. Opis elementów systemu

Sterowanie mikro-samolotem odbywa się za pomocą autopilota typu kestrel [27, 28]. Auto-pilot pozwala na sterowanie w funkcji wielu sprzężeń zwrotnych z regulatorami pId, posia-dającego stabilizację mikro-samolotu, system śledzenia zadanej trajektorii lotu, nawigację gpS,i rejestrator parametrów lotu. Cały układ autopilota waży zaledwie 16 g. dołączona do sys-temu kestrel stacja naziemna (Commbox) umożliwia sterowanie, nawigację i monitorowanienawet kilku obiektów latających, z których każdy wyposażony jest w autopilot typu kestrel.Sterowanie odbywa się w trybie automatycznym. tryb ręczny nie jest zalecany, jednak możebyć stosowany do wybranego uczestnika grupy uAV. System kestrel z oprogramowaniem Sdkumożliwia implementowanie własnych, dowolnych funkcji sterujących (praw/algorytmów ste-rowania np. sterowania odpornego). taka konfiguracja pozwala np. na implementowanie włas-nych algorytmów sterowania, czy autonomiczne wykonywanie wcześniej zaplanowanych misjiprzez zbiór bezzałogowych aparatów latających. Najważniejsze cechy systemu kestrel zostałyzebrane i przedstawione w tabeli 2. Widok autopilota kestrel przedstawiono na rys. 14.

rys. 14. Autopilot kestrel, [28]

tab. 2. parametry autopilota kestrel

zrzut ekranu z oprogramowania Virtual Cockpit [28]; służącego do zarządzania, konfigura-cji i planowania misji lotów bezzałogowych w systemie kestrel przedstawiono na rys. 15.

rys. 15. okno programu Virtual Cockpit

Start i lądowanie może odbywać się w trybie ręcznym lub automatycznym autopilota kestrelpoprzez nadajnik Futaba wchodzący w skład wyposażenia stacji naziemnej (patrz rys. 16).

rys. 16. Wyposażenie stacji naziemnej

8.2. implementacja algorytmu sterowania

Implementowanie funkcji do pamięci autopilota kestrel odbywa się poprzez port szeregowyprzedstawiony na rys. 17.



rys. 17. położenie portu szeregowego do programowania autopilota kestrel [28]

Wywoływanie własnych funkcji w języku C zawierających np. algorytm sterowania odbywasię poprzez bibliotekę kestrel.c. Model sterowania samolotem zweryfikowany w programie Matlab jest przetłumaczony na kod dynamic C i kompilowany na procesor rabbit (29Mhz). Na-stępnie algorytm sterowania jest emulowany przez symulator lotu Aviones. program Avionessymulując działanie autopilota i mikro-samolotu używa tego samego kodu sterowania co opro-gramowanie Matlab. podczas pracy w trybie symulacji tzw. hardware-in-the-loop komputer ko-munikuje się z autopilotem poprzez dwa złącza szeregowe zgodnie z schematem przedstawionymna rys. 18.

rys. 18. komunikacja podczas symulacji HIl [29]

Wszystkie elementy systemu komunikacji w czasie lotu autonomicznego mikro-samolotuz autopilotem kestrel zostały przedstawione na rys. 19.

rys. 19. Struktura układu komunikacji [29]


Widok zaimplementowanych urządzeń autopilota w mikro-samolocie przedstawiono na rys.20.

rys. 20. elektronika autopilota kestrel

Struktura układu sterowania w autopilocie kestrel z wykorzystaniem regulatorów pId zos-tała przedstawiona na kolejnych rys. 21-23.

rys. 21. pętla sterowania sterolotką jako elevator, [28]

rys. 22. pętla sterowania przepustnicą, [28]

rys. 23. pętla sterowania sterolotką jako aileron, [28]

docelowo bloki pId zostają zastąpione opracowanymi algorytmami. W oparciu o wartościmierzone z sensorów oraz wartości zadane pochodzące od regulatora trajektorii lotu (układwyższego rzędu) lub od operatora manualnego są przetwarzane przez kolejne bloki pId. Wy-pracowane sygnały sterujące poprzez strukturę połączeń oddziałują na układy wykonawczemikro-samolotu. W ten sposób zamykają się poszczególne pętle sterowania. przy czym stero-wanie odbywa się w układzie sprzężenia do tyłu oraz sprzężenia do przodu.

8.3. Symulacja hardware-in-the-loop

zaimplementowany w autopilocie kestrel tryb symulacji hardware-in-the-loop (HIl) pozwalana przeprowadzanie lotów symulowanych w czasie rzeczywistym z wykorzystaniem rzeczy-wistego modelu samolotu i autopilota. działanie autopilota oraz symulacja zjawisk fizycznychpodczas lotu jest możliwa dzięki zaimplementowanym bibliotekom: autopilot.dll i physics.dll.Schemat połączeń elementów systemu podczas symulacji HIl przedstawiono na rys. 24.

rys. 24. Schemat połączenie szeregowego podczas symulacji HIl, [28]

Symulacja HIl pozwala także na wykorzystanie zewnętrznych urządzeń np. algorytm stero-wania może być wykonywany przez zewnętrzny procesor. dane pomiędzy oprogramowaniemprocesora zewnętrznego a autopilotem kestrel mogą być przesyłane przez połączenie tCp/Ipna jakim bazuje oprogramowanie Virtual Cockpit obsługujące autopilot kestrel. Schematprzepływu strumienia danych podczas symulacji HIl podano na rys. 25.

rys. 25. podstawowe operacje podczas symulacji HIl, [30]


do wizualizacji ruchu samolotu o sześciu stopniach swobody w przestrzeni 3d jest wyko-rzystywany program aviones.exe, patrz rys. 26. program ten pozwala na importowanie włas-nych map terenu.

rys. 26. okno programu Aviones

W celu weryfikacji modelu ruchu bocznego mikro-samolotu, przeprowadzono symulację HIlz autopilotem kestrel a wyniki porównano z odpowiedzią modelu obiektu na taki sam sygnałsterujący. Na rys. 27 przedstawiono mierzony i obliczony kąt przechylenia mikro-samolotu nazadany kąt sterolotek (aileron) w wybranym przedziale czasu. Sygnał sterujący δa został wy-pracowany przez autopilot kestrel sterujący obiektem rzeczywistym. Mierzony sygnał odpo-wiedzi obiektu (measured roll) jest w dużej mierze zgodny z odpowiedzią modelu obiektusterowania (calculated roll).

rys. 27. odpowiedź modelu i obiektu rzeczywistego na przemieszenie sterolotek

Badania aerodynamiczne i symulacje HIl zostały zweryfikowane przez testy poligonowe.Badania poligonowe i wyniki rejestracji wybranych parametrów lotu zostały opisane w spra-wozdaniu [22].


WNIoSkI

W pracy opisano zastosowane algorytmy nieliniowego sterowania odpornego H-infinity i μ-

Synthesis do sterowania lotem autonomicznym bezzałogowego mikro-samolotu. jak w każdympodejściu projektowania praw sterowania, niezbędny jest dokładny model obiektu. dlategoteż przeprowadzono studium analizy parametrów i pochodnych aerodynamicznych z wyko-rzystaniem prostych narzędzi kalkulacyjnych opierających się na metodach panelowych (opro-gramowanie XFlr5 i torNAdo), patrz [22]. Symulacje zostały zweryfikowane poprzezbadania eksperymentalne współczynników aerodynamicznych mikro-samolotu wykonanew tunelu aerodynamicznym, które są zgodne z obliczeniami numerycznymi wykonanymi me-todą VlM oraz Metodą elementów Skończonych za pomocą oprogramowania CFX ANSyS,przedstawionych w pracach [31-32]. z uwagi na zmienny charakter pochodnych aerodyna-micznych obiektu jak i samego modelu obiektu sterowania wyznaczono modele niepewności.dodatkowo uwzględniono dynamikę układów wykonawczych mikro-samolotu oraz sygnałyzakłóceń działające w torach pomiarowych.

Model mikro-samolotu jest rozprzęgnięty na model ruchu wzdłużnego (longitudinal) i modelruchu bocznego (lateral), dlatego też zastosowano sterowanie lokalne. Wartości parametrówzastosowanych regulatorów odpornych głównie w pętlach sprzężenia zwrotnego dla roll, pitch,

roll rate, pitch rate, thrust, będą mogły być ostatecznie zweryfikowane podczas lotów testo-wych. W ramach przyszłych badań należy zoptymalizować zapis algorytmu w pamięci mikro-procesora autopilota kestrel. Następnie zostaną przeprowadzone badania symulacyjne i testypoligonowe.

praca finansowana w ramach projektu rozwojowego nr o r00 0029 11, pt. Sieciocentrycznysystem wsparcia rozpoznania i dowodzenia sytuacjami kryzysowymi na terenach zurbanizo-wanych z autonomicznymi bezzałogowymi aparatami latającymi, realizowanego w latach:2010-2012.

BIBlIogrAFIA

[1] Hyde r.A., H∞ aerospace control design - a VStol flight application. New york: Springer,1996.

[2] tischler M.B., Advances in aircraft flight control. london : taylor & Francis, 1996.[3] zhou k., doyle j., essentials of robust Control, prentice Hall, 1998.[4] zhou k., doyle j.C, glover k., robust and optimal Control, prentice Hall, 1996.[5] kannan N., Seettharama B., longitudinal H∞ stability augmentation system for a thrust-

vectored unmanned aircraft, AIAA journal of guidance, Control, and dynamics, Vol. 28, No.6, pp. 1240–1250, 2005.

[6] Amato F, Cosentino C, Iervolino r, Ciniglio u., robust H∞ control of a fly-by-wire aircraft:an lft approach, in CCA 2003. proceedings of 2003 Ieee Conference on Control Applications,Vol. 1. Ieee, pp. 200–205, 2003.

[7] luo W., Chu y.C., ling k.V., H∞ inverse optimal attitude tracking control of rigid aircraft,AIAA journal of guidance, Control and dynamics, Vol. 28, No. 3, pp. 481–493, 2005.

[8] kureemun r., Bates d.g., Aircraft flight controls design using constraint output feedback:A H∞ loop shaping approach, AIAA guidance, Navigation, and Control Conference, 6-9 Au-gust, Canada, 2001.

[9] gu g., Chen j., lee e.B., parametric H∞ loop shaping and weighted mixed sensitivity mi-nimization, Ieee transactions on Automatic Control, Vol. 44, No. 4, April 1999.


[10] Farret d., due g., Harcaut j. p., Multi-rate H∞ loop shaping control applied to missile au-topilot design, AIAA guidance, Navigation, and Control Conference, 6-9 August Canada,2001.

[11] Smit M.z., Criig I.k., robust flight controller design using H∞ loop shaping and dynamic in-version techniques, AIAA-98-4132, 1998.

[12] Snell S.A., enns d.F., garrad W.l., Nonlinear inversion flight control for a super maneuve-rable aircraft, journal of guidance, Control and dynamics, Vol. 15, No. 4, july-August 1992.

[13] McFarland M.B., Hoque S., robustness of a nonlinear missile autopilot designed using dy-namic inversion, AIAA guidance, Navigation, and Control Conference, 14-17 August 2000.

[14] Siwakosit W., Snell S.A., Hess r.A., robust flight control design with handling qualities con-straints using scheduled linear dynamic inversion and loop shaping, Ieee transactionson Automatic Control, Vol. 8, No. 3, May 2000.

[15] Ito d., Ward d.t., Valasek j., robust dynamic inversion controller design and analysis forthe X-38, AIAA guidance, Navigation, and Control Conference, 6-9 August Canada, 2001.

[16] Shue S-p., Shi p., H∞ robust pole placement of single input uncertain systems for controlof aircraft, guidance, Navigation, and Control Conference, AIAA-97-3454, 1997.

[17] Markerink j., Bennani S., Mulder B., design of a robust, scheduled controller for the HIrMusing µμ-Synthesis, gArteur FM(Ag08) tp-088-29, 1997.

[18] tu k.y., Sideris A.,, Mease k.d., Nathan j., Carter j., robust lateral-directional control designfor the F/A-18, In: AIAA guidance, Navigation, and Control Conference and exhibit, port-land, or, Aug, Vol. 2, pp. 1213-1219, 1999.

[19] reigelsperger W.C., Hammett k.d, Banda S.S., robust control law design for lateral-direc-tional modes of an F-16/MAtV using µμ-Synthesis and dynamic inversion, Internationaljournal of robust and Nonlinear Control, Vol. 7, pp. 777-795, 1997.

[20] McCormick B.W., Aerodynamics, aeronautics and flight mechanics, Wiley, New york, 1979.[21] greenblatt d., Wygnanski I.j., use of periodic excitation to enhance airflow performance

at low reynolds numbers, j. Aircraft 38(1), pp. 190-192, 2001.[22] Mystkowski A., Sterowanie mikro-samolotem z piezo-generatorami wirów krawędzio-

wych – modelowanie, badania w tunelu aerodynamicznym i testy poligonowe, raport pro-jektu rozwojowego nr 0059/r/t00/2008/06, Białystok, 2010.

[23] www.mathworks.com.[24] http://www.topmodelcz.cz[25] etkin B., reid l.d., dynamics of flight, stability and control, 3rd edition, john Wiley & Sons.

Inc., 1996. [26] Sanchez-pena r.S., Sznaier M., robust Systems, theory and Applications, 1998, john Wiley.[27] http://procerus.com[28] kestrel autopilot system, Autonomous autopilot and ground control for small unmanned

aerial vehicles, kestrel user guide, procerus technologies, 2008.[29] Matthews j.S., Adaptive Control of micro AIr vehicles, Master thesis, Brigham young uni-

versity, 2006.[30] Markin S., Multiple simultaneous specification attitude control of a mini flying-wing un-

manned aerial vehicle, Master thesis, university of toronto, 2010.[31] Mystkowski A., gosiewski z., Boundary layer control in delta micro air vehicle with vor-

tex piezo-generators, VI konferencja Awioniki rzeszów-Bezmiechowa, 16-18 września2010.

[32] Mystkowski A., Analiza aerodynamiki układu sterowania mikro-samolotem typu deltaz wbudowanymi piezo-generatorami wirów krawędziowych, Acta Mechanica et Automa-tica, Vol. 4, No 3, 2010.


ArkAdIuSz MyStkoWSkI

ROBUST CONTROL OF UNmANNEd AERiAL VEhiCLE -

SimULATiON iNVESTigATiONS

Abstract

This paper discusses a nonlinear robust control design procedure to unmanned aerial vehicle

that combines the singular value of the μ-Synthesis and H-infinity techniques, which overcomes

structured uncertainty of the control plant and is valid over the entire flight envelope. For the

designed control system, the simulations and hardware-in-the-loop tests were performed. For the

micro-aircraft with delta wings configuration the nominal model (linearized in the desired

operation point) was calculated. Next, the uncertainty model was evaluated. The uncertainty

model consists with multiplicative plug-in dynamics disturbances and parametric uncertainty.

The uncertainty is conducted with the aircraft aerodynamics characteristics and parameters.

These uncertainties are bounded in size based on wind tunnel experiments, flight test and

analytical calculations. The weighting functions are used to capture the limits on the aileron,

elevator and thrust actuators deflection magnitude and rate. Finally, the augmented model of the

micro air vehicle was carried out, and H-infinity/μ-Synthesis controllers were calculated. The

robust control laws were successfully verified during the hardware-in-the-loop simulations.



WERYfikACjA mOdELU dYNAmiCzNEgO mikRO-SAmOLOTUz WibRUjąCYmi gENERATORAmi WiRóW dO STEROWANiA

PRzEPłYWEm

ArkAdIuSz MyStkoWSkI, PAWeł oStAPkoWIcz


Streszczenie

W pracy zaprezentowano weryfikację modelu matematycznego dynamiki mikro-samolotu

w układzie delta z zabudowanymi generatorami wirów krawędziowych, które zostały wykorzys-

tane jako aktywnie sterowane człony wykonawcze do sterowania przepływem. Przeprowadzono

obliczenia charakterystyk aerodynamicznych modelu mikro-samolotu. Badania zweryfikowano

w tunelu aerodynamicznym. Zaprezentowano charakterystyki aerodynamiczne mikro-samolotu

z aktywnymi generatorami wirów krawędziowych wykonane w tunelu aerodynamicznych. Ba-

dania zostały przeprowadzone dla różnych częstotliwości i konfiguracji pracy piezo-generato-

rów. Przeprowadzono badania członów wykonawczych do generowania wirów, wyznaczono

charakterystyki dynamiczne pracy piezo-generatorów dla różnych częstotliwości zadanych. Prze-

prowadzono analizę zużycia energii przez wibracyjne systemy sterowania mikro-samolotem.

WProWAdzeNIe

Proces sterowania warstwą przyścienną BLc (ang. boundary layer control) jest rozumianyjako aktywne lub pasywne oddziaływanie na warstwę przyścienną w celu jego zmianyw pożądanym kierunku tym zamierzone odrywanie, zaburzanie czy przerywanie strug po-wietrza w celu wprowadzenia tzw. wirów energetycznych powodujących różnice ciśnieniai tym samym pozwalających na aktywne generowanie sił sterujących [1-3]. Badaniami aero-dynamicznymi i zjawiskami zachodzącymi w warstwie przyściennej zajmowano się już ponad100 lat temu, np. kutta (1902) i Joukowski (1905). Jednak pionierem wprowadzenia koncep-cji sterowania warstwą przyścienną jest Prandtl [4]. Widoczny rozwój metod sterowaniawarstwą przyścienną nastąpił w latach sześćdziesiątych, kiedy wykonano dokładne badaniaeksperymentalne oraz opis matematyczny, Lachmann [5-6].

Istnieje wiele sposobów generowania wirów krawędziowych. Metody te możemy podzielićna aktywne i pasywne. Podstawową wadą metod pasywnych jest brak możliwości sterowaniaprocesem separacji strug powietrza chociażby w funkcji parametrów aerodynamicznych [7-8]. dużą grupę stanowią metody aktywnego generowania wirów krawędziowych, gdzie zewzględu na konstrukcję rozwiązania układu wykonawczego możemy wyróżnić: drgającemikro-klapy [9-11], elastyczne drgające skrzydła [12-13], materiały z pamięcią kształtu [14-

17], kasety mikro-dysz powietrznych [18-22], wibrujące membrany [23-25], generatory dź-więkowe [26-30] i ruchome bariery [31-33]. Szczególnie szeroko w celu sterowania warstwąprzyścienną stosuje się wzbudniki wykonane w technice MeMS (ang. micro-electro-

mechanical-system) [34-36]. Przegląd metod sterowania warstwą przyścienną został szerokoopisany w pracy autorów: Grennblatt i Wygnanski [37] oraz Gad-el-Hak [8].

Metody sterowania i właściwości aerodynamiczne obiektów typu MAV (ang. Micro Aerial Ve-

hicle) zasadniczo różnią się od układów sterowania samolotami dużych rozmiarów, w którychpomija się nieznaczny wpływ turbulencji i rozważa się konwencjonalną aerodynamikęprzepływu laminarnego. Główne różnice wynikają po pierwsze z uwagi na niskie liczby rey-noldsa (104-105 i poniżej) charakteryzujące przepływ powietrza wokół skrzydeł obiektu MAVoraz niskie prędkości lotu - rzędu 10 m/s [38]. Po drugie ze względu na małą powierzchnięnośną i sterową niewystarczającą do generowania dynamicznych momentów sterującychobiektem MAV w przestrzeni powietrznej. z przeprowadzonych badań w tunelach aerodyna-micznych dla niskich liczb reynoldsa wynika, że w platformach typu MAV często dochodzi dooderwania przepływu na górnej powierzchni skrzydła, np. podczas dużego kąta natarcia, coprowadzi do zaniku siły wznoszenia i utraty stabilności [39]. Jednocześnie przy niskich licz-bach reynoldsa duży wpływ mają siły lepkości. z uwagi na małe rozmiary samolotów MAVsprzężenie pomiędzy aerodynamiką, dynamiką struktury i dynamika lotu jest krytyczne. Ak-tywne sterowanie warstwą przyścienną pozwala zapobiec niebezpiecznemu procesowi odry-wania się strug powietrza od powierzchni profilu (ang. flow separtaion). odrywanie się strugpowietrza prawie zawsze powoduje nagły spadek siły nośnej i wzrost siły oporu, co nosi nazwętzw. przeciągnięcia (ang. stall). Przegląd badań nad zjawiskami odrywania się strug powietrzaw warstwie przyściennej został zaprezentowany przez autorów: Lachmann i Gad-el-Hak [5-8].

W niniejszej pracy przedstawiono badania weryfikujące model mikro-samolotu typu deltaz aktywnie sterowanymi generatorami wirów krawędziowych. zaprezentowano model i kon-strukcję mikro-samolotu oraz konstrukcję generatorów wirów z napędem piezoelektrycznym.Przeprowadzono obliczenia współczynników i charakterystyk aerodynamicznych mikro-sa-molotu w programach XFLr5 i torNAdo oraz w tunelu aerodynamicznym. Następnie za-prezentowano wyniki badań dynamiki piezo-generatorów jako aktywnie sterowanych członówwykonawczych. zaprezentowano wyniki badań w tunelu aerodynamicznym mikro-samolotuz zabudowanymi piezo-generatorami wirów. Badania zostały zrealizowane dla różnych częs-totliwości pracy piezo-generatorów i różnych kątów natarcia mikro-samolotu.

1. ModeL NIeLINIoWy MIkro-SAMoLotu

rozważany obrys skrzydła typu delta jest symetryczny i posiada dwie krawędzie natarcia.Szkielet modelu jest zbudowany z balsy.

104 ArkAdIuSz MyStkoWSkI, PAWeł oStAPkoWIcz

rys. 1. Model delta, profil BeLL540Na rys. 1 pokazano widok modelu mikro-samolotu o nazwie BeLL540. Model został wyko-

nany przez zespół Politechniki Białostockiej z wykorzystaniem zakupionego szkieletu modelutypu Bullit, wykonanego przez czeską firmę topmodel [40]. W tabeli 1 zestawiono najważnie-jsze parametry mikro-samolotu.

tab. 1. Parametry mikro-samolotu BeLL540

2. oBLIczANIe SIł I MoMeNtóW AerodyNAMIczNycH

ciśnienie dynamiczne działające na elementy statku powietrznego jest opisane następująco:

, (1)

gdzie: ρ – gęstość powietrza, V – prędkość powietrza.

Siły aerodynamiczne są następujące:

(2)

gdzie: S – pole powierzchni płata.

Momenty aerodynamiczne są następujące:

(3)

gdzie: l – długość (rozpiętość skrzydła dla momentów roll and yaw, średnia cięciwa aerodyna-miczna skrzydła dla momentu pitch).

Współczynniki CX, CY, CZ, Cl, Cm, Cn są między innymi funkcjami liczby Macha, liczby rey-noldsa i kątów aerodynamicznych α i β. zależą one również od wielu innych parametrów okreś-lających geometrię poszczególnych elementów statku. Wyznaczanie wartości szukanychwspółczynników zostało przeprowadzone przy użyciu oprogramowania: torNAdo i XFLr5.Wyznaczenie środka aerodynamicznego, środka ciężkości, rozkładu sił i momentów aerody-namicznych, rozkładu sił ciężkości, sił oporu i siły ciągu oraz momentów bezwładności zos-

105WeryFIkAcJA ModeLu dyNAMIczNeGo MIkro-SAMoLotu z WIBruJącyMI...

tało wyznaczone w programie XFLr5.Wartości parametrów obliczone analitycznie zostały zweryfikowane z wartościami uzyska-

nymi podczas badań w tunelu aerodynamicznym.

rys. 2. Model panelowy mikro-samolotu, XFLr5

Model mikro-samolotu w układzie delta został zbudowany w programie XFLr5 [24-25]. Pro-gram XFLr5 został wybrany dlatego, że pozwala na obliczenie charakterystyk aerodynamicz-nych różnymi metodami panelowymi szczególnie przy niskich liczbach reynoldsa.Przygotowany model panelowy mikro-samolotu został pokazany na rys. 2.

obliczenia aerodynamiczne zostały przeprowadzone metodą liniową VLM (ang. Vortex Lat-

tice Method) [41-43]. Liczba paneli VLM dla modelu mikro-samolotu wynosi 192, a paneli 3dwynosi 408. Położenie środka ciężkości zaprojektowano z uwzględnieniem rozmieszczeń mas:silnika, pakietu akumulatorów, autopilota, serw, itd. Środek aerodynamiczny MAc (ang. Mean

Aerodynamic Chord) leży na osi wzdłużnej x w odległości 373.8 mm licząc od tylnej krawędzisamolotu. Przykładowe otrzymane charakterystyki aerodynamiczne MAV przedstawiono narys. 3-5.

rys. 3. Współczynnik siły nośnej w funkcji kąta natarcia, XFLr5

obliczenia charakterystyk aerodynamicznych wykonane w programie XFLr5 zostały po-równane z obliczeniami wykonanymi w programie torNAdo. Program torNAdo podczaswyznaczania parametrów aerodynamicznych także używa metody VLM oraz dodatkowo obli-cza wszystkie pochodne aerodynamiczne [44-45].

Wartości pochodnych aerodynamicznych wyznaczone dla statecznego lotu mikro-samolotu


z prędkością 15 m/s na wysokości 50 m, zostały przedstawione w tabeli 2.

rys. 4. Współczynnik siły oporu w funkcji kąta natarcia, XFLr5

rys. 5. krzywa ślizgu w funkcji kąta natarcia, XFLr5

tab. 2. Pochodne aerodynamiczne

Pochodne aerodynamiczne pochodzące od powierzchni sterowych dla ruchu wzdłużnego(elevator) zebrano w tabeli 3.



Wartości pochodnych aerodynamicznych pochodzące od powierzchni sterowych dla ruchubocznego (aileron) zebrano w tabeli 4.


Na rys. 6 i 7 zaprezentowano niektóre charakterystyki aerodynamiczne uzyskane w pro-gramie torNAdo.

rys. 6. rozkład współczynnika ciśnienia, torNAdo

rys. 7. rozkład współczynnika siły nośnej, torNAdo

Wpływ przemieszczenia płaszczyzn sterowych (sterolotek) z położenia zajmowanego w sta-nie lotu ustalonego (określonego modelem nominalnym) na przyrost siły nośnej, siły oporuaerodynamicznego oraz momentu względem środka masy jest określany poprzez współczyn-niki pochodnych. Pochodne aerodynamiczne pochodzące od powierzchni sterowych przed-stawiane są w postaci charakterystyk współczynników aerodynamicznych w funkcjiprzemieszczenia kątowego sterolotek w układzie elevator i aileron. charakterystyki te zostaływykreślone dla zmiany wychylenia kątowego sterolotek od 0 do 15 stopni i przedstawione narys. 8 i 9.


rys. 8. Wychylenie sterolotek, elevator, torNAdo

rys. 9. Wychylenie sterolotek, aileron, torNAdo

3. WeryFIkAcJA oBLIczeń PArAMetróW AerodyNAMIczNycH

Podczas badań symulacyjnych (programy XFLr5 i torNAdo) oraz badań w tunelu aerody-namicznym przyjęto takie same parametry powietrza, które przedstawiono w tabeli 5.

tabela 5. Parametry powietrza

charakterystyki współczynników aerodynamicznych zostały porównane w zakresie kątównatarcia od -5 do 15 stopni. Przebiegi symulacyjne zostały porównane z pomiarami wykona-nymi w otwartym tunelu aerodynamicznym znajdującym się w Politechnice rzeszowskiej.Przed dokonywaniem pomiaru układ wagi tunelu aerodynamicznego był tarowany. dane z ta-


rowania posłużyły do wykonania kompensacji wyników eksperymentu. zestawione wynikizostały przedstawione w postaci wykresów współczynników na rys. 10-12.

rys. 10. Współczynnik siły nośnej

rys. 11. Współczynnik siły oporu

rys. 12. krzywa doskonałości aerodynamicznej


Programy XFLr5 i torNAdo wykorzystywały taką samą metodę obliczeń (VLM), dlategoich wyniki są całkowicie zbieżne. Weryfikacja charakterystyk symulacyjnych pokazuje, żemodel numeryczny nie całkowicie odwzorowuje model rzeczywisty, dlatego też nie wszystkieparametry modelu są zgodne z wynikami eksperymentalnymi.

4. SteroWANIe WArStWą PrzyŚcIeNNą zA PoMocą WIBruJącycH kLAP

koncepcja sterowania przepływem poprzez zewnętrzne pobudzenia została wprowadzonaprzez: Schubauer i Skramstad [46]. dzięki okresowym zaburzeniom laminarny przepływw warstwie przyściennej zostaje przekształcony w turbulentny/niestabilny opisywany przeztzw. fale tollmiena-Schlichtinga. Przepływ turbulentny jest bardziej odporny na oderwanie sięstrugi od powierzchni, co oznacza dużą efektywność tej metody do generowania dodatkowychsił sterujących. do pobudzania/zaburzania warstwy przyściennej można wykorzystać efek-tywne wzbudniki ruchu mechanicznego [47-49]. Bogate badania wpływu okresowych pobu-dzeń w warstwie przyściennej na aerodynamikę obiektu zostały opisane przez autorów: Nishrii Wygnanski [50-51]. Jako mechaniczne układy wykonawcze generujące drgania w warstwieprzyściennej mogą być zastosowane piezoelektryki [52-53].

Wykorzystanie piezo-generatorów drgań ruchomych powierzchni wbudowanych w profilskrzydła delta jako aktorów sterowanych w pętli sprzężenia zwrotnego pozwala na zbudowa-nie niskoenergetycznego systemu sterowania położeniem obiektu MAV w przestrzeni po-wietrznej.

Model zjawisk zachodzących podczas zewnętrznego periodycznego pobudzania przepływuw warstwie przyściennej w wyniku pracy piezo-generatorów wbudowanych w profil skrzydłajest skomplikowany. ruch samych powierzchni drgających jest modelowany jako okresowy,będący wynikiem działającej periodycznie siły zewnętrznej. Natomiast model przepływu po-wietrza wokół profilu skrzydła jest opisany za pomocą modeli opisujących przepływ laminarnyi turbulentny.

opis przepływu wymuszanego wibrującą klapką stanowi funkcja czterech zmiennych [37]:∆δ, x/Lf, F

+, Cμ, gdzie: ∆δ – przemieszczenie kątowe klapki, x – współrzędna rzędna profiluprzepływu, Lf – długość klapki, F+ – zredukowana bezwymiarowa częstotliwość pobudzania, Cμ – współczynnik całkowitego momentu przepływu złożony z (c, ).Bezwymiarowy współczynnik zredukowanej częstotliwości pobudzania jest równy [37]:

(4)

gdzie: fe – częstotliwość pobudzania, Xte – odległość między punktem pobudzania a krawędzią spływu(w tym przypadku równa szerokości klapki), U∞ – prędkość przepływu swobodnego.

Współczynnik opisujący stały przepływ wokół profilu wynosi:

(5)

gdzie:

J – pęd strumienia przepływu stałego, c – długość cięciwy przykadłubowej, q – ciśnienie dyna-

miczne równe .


Współczynnik opisujący wymuszony oscylacyjny przepływ wokół profilu wynosi:

(6)

gdzie: – moment strumienia przepływu oscylacyjnie wymuszanego.

Wstawiając zależność na moment J i , współczynnik całkowitego momentu przepływubędzie równy [54]:

(7)

gdzie: indeks j oznacza kolejną płaszczyznę 2d strumienia powietrza, G – oznacza szerokość lubwysokość masy przepływającego powietrza, L – długość profilu samolotu, – sumaprędkości strumieni powietrza w przepływie swobodnym i wymuszonym od piezo-genera-tora.

Współczynnik wymuszonego (oscylacyjnie) przepływu wynosi:

(8)

gdzie: y – współrzędna normalna profilu przepływu.

ostatecznie wartość oscylacyjnie pobudzanych niestabilności/turbulencji Wu przepływumożna wyznaczyć całkując wartość pulsacyjnie zmiennego momentu przepływu powietrza p’

[55]:

(9)

W rozważanym przypadku prędkość przepływu swobodnego wynosi U=14 m/s, liczbaMacha wynosi Ma=0.0413, natomiast liczba reynoldsa jest równa Re= 614 990. dla częstotli-wości pracy piezo-generatora w zakresie od 10 do 200 Hz wartość F+ zmienia się od 0.025 do0.5, natomiast współczynnik zmienia się od 0.001% do 0.03%. uzyskane wyniki są zgodnez badaniami podobnych profili w literaturze, np. [37, 55].

5. koNStrukcJA zABudoWANycH AktyWNycH GeNerAtoróW WIróW

koncepcja piezo-generatora sprowadza się do generowania wirów krawędziowych za po-mocą drgającej powierzchni sterowanej aktywnie przez piezo-stos zamontowany w obu częś-ciach płata skrzydła delty. Generowane wiry powodują mieszanie się strug powietrza o dużejenergii przepływającej nad skrzydłem z powietrzem o mniejszej energii w warstwie przy-ściennej. W ten sposób generowane są tzw. wiry energetyczne powodujące spadek ciśnienianad skrzydłem i tym samy wzrost siły nośnej (patrz rys. 13).

Piezo-stos jest urządzeniem wykonawczym połączonym z cienką, sztywną klapką wykonanąz tworzywa sztucznego.

Schemat konstrukcji piezo-generatora oraz jego układ sterowania zostały przedstawione na


rys. 14.

rys. 13. Generowanie wirów powietrza

rys. 14. Schemat piezo-generatora z układem sterowania

zastosowany piezo-stos typu APA 1205-08-166 pozwala na generowanie sił o amplitudzie do39 N z częstotliwością do 500 Hz. Amplituda przemieszczenia piezo-stosu wynosi 0.1 mm, masa7 g, a częstotliwość rezonansowa wynosi 1300 Hz. Po zastosowaniu dźwigni amplituda rucho-mej powierzchni może wynosić do 1 mm. dodatkowo w skład układu sterowania piezo-gene-ratora wchodzą następujące elementy:§ sterownik piezo-stosu z układem wzmacniacza sygnału typu cAu-08025. Jest to liniowy

wzmacniacz o sterowanym wejściu analogowym Vdc 0-3.3 V. Sygnał wyjściowy wzmac-niacza ma wartość 150 V i maksymalne natężenie 5 mA,

§ elementy mocowania piezo-stosu i powierzchni ruchomej.

Widok piezo-stosu oraz elektronicznego układu sterownika przedstawiono na rys. 15.

rys. 15. Sterownik i piezo-stos

część mechaniczna piezo-generatora (wykonana i zabudowana na mikro-samolocie przezdr P. ostapkowicza, Politechnika Białostocka, [56]) składa się z piezo-stosu, ramy z podstawąmocującą oraz klapki (patrz rys. 16).


rys. 16. Widok części mechanicznej piezo-generatora i wymiary klapki, 1-klapka, 2-podstawa z zawiasami i tulejkami montażowymi, 3-piezo-stos [56]

Na rys. 17 pokazano widok modelu mikro-samolotu o nazwie BeLL540 z symetrycznie wbu-dowanymi dwoma piezo-generatorami wirów krawędziowych.

rys. 17. BeLL540 z wbudowanymi piezo-generatorami zamocowany w tunelu aerodynamicznym [56]

Generatory wirów krawędziowych w tym przypadku stanowią sztywne identyczne klapkio profilu zgodnym z profilem BeLL540, które są zamocowane na zawiasach symetrycznie poobu tronach skrzydła delta. Piezo-stos połączony jest z klapką poprzez połączenie śrubowe.W tabeli 6 zestawiono parametry geometryczne piezo-generatorów.

tabela 6. Parametry mikro-samolotu

*po zastosowaniu dźwigni/przekładni

6. BAdANIA ukłAdu WykoNAWczeGo

W ramach badań pracy piezo-generatorów wykonano pomiary amplitudy drgań klapkiw funkcji częstotliwości (pasmo przenoszenia) oraz przeprowadzono analizę zużycia energiielektrycznej. do pomiaru przemieszczenia klapki zastosowano czujnik laserowy typu Philtec,


model rc62, którego rozdzielczość pomiarowa wynosi 3 mV/m. Liniowy zakres pomiaru wy-nosi ponad 1 mm. Pomiar częstotliwości został przeprowadzony przy pomocy oscyloskoputektronix seria tdS3000B. Stanowisko badawcze przedstawiono na rys. 18. Przykładowe prze-biegi oscylacji klapki zaprezentowano na rys. 19-20.

rys. 18. Stanowisko do pomiarów parametrów piezo-generatorów

rys. 19. Przemieszczenia klapki dla częstotliwości 14.3 Hz, amplituda 0.083 mm

rys. 20. Przemieszczenia klapki dla częstotliwości 56.8 Hz, amplituda 0.040 mm


Amplituda drgań jest niska i spada wraz z częstotliwością, co ogranicza efektywne pobu-dzanie strug powietrza przy dużych prędkościach przepływu. zależność zmiany amplitudypiezo-generatora w funkcji częstotliwości pokazano na rys. 21.

rys. 21. dynamika pracy piezo-generatora w dziedzinie częstotliwości

rys. 22. Prąd pobierany z baterii podczas pracy dwóch piezo-generatorów z częstotliwością 198.4 Hz

rys. 23. Prąd zużywany przez 2 piezo-generatory


Szczególnie w lotach poligonowych średnio i długo dystansowych problemem jest zużycieenergii przez urządzenia pokładowe MAV. dlatego też wykonano pomiary prądu dc pobiera-nego z baterii przez dwa pracujące piezo-generatory przy różnych częstotliwościach (patrzrys. 22). do pomiarów wykorzystano oscyloskop prądowy tektronix i sondę pomiarową Ac/dctypu tcP202. Średnia wartość prądu dc pobieranego z źródła o napięciu 11.1 V zależy od częs-totliwości pracy piezo-generatorów i jest przedstawiona na rys. 23.

reasumując dla przyjętej średniej wartości prądu 0.5 A, moc dwóch piezo-generatorów wy-nosi 5.55 W.

7. BAdANIA W tuNeLu AerodyNAMIczNyM

Badania tunelowe zostały przeprowadzone w otwartym tunelu aerodynamicznym znajdującymsię w Politechnice rzeszowskiej. Podczas badań starano się utrzymać stałe parametry powiet-rza przepływającego przez tunel. Parametry zadane podczas badań w tunelu aerodynamicznymzebrano i przedstawiono w tabeli 7.

tabela 7. Parametry powietrza

Pomiary sił i momentów mikro-samolotu względem osi x,y,z zostały wykonane przy pomocywagi tensometrycznej. układ współrzędnych wagi został pokazany na rys. 24.

rys. 24. układ współrzędnych wagi pomiarowej

Model mikro-samolotu został zamocowany w tunelu aerodynamiczny do wagi pomiarowejpoprzez sztywny uchwyt (patrz rys. 25).

rys. 25. Mikro-samolot podczas badań w tunelu aerodynamicznym


Przestrzeń pomiarowa tunelu aerodynamicznego miała w przybliżeniu wymiary 4×3×2,5 m.tunel nie posiada określonego współczynnika turbulencji. Pomiar sił i momentów mikro-sa-molotu odbywał się w zakresie kątów natarcia od 20 do -20 z inkrementacją co 2. Przed do-konywaniem pomiaru każdy układ był tarowany. dane z tarowania posłużyły do wykonaniakompensacji wyników eksperymentu. Badania zostały przeprowadzone dla różnych częstotli-wości pracy piezo-generatorów od 10 do 200 Hz oraz dla różnych ich konfiguracji. Wynikibadań zostały opracowane i przedstawione w postaci wykresów współczynników, sił i mo-mentów. Współczynniki siły nośnej cL i siły oporu cd zostały przedstawione na rys. 26 i 27.

rys. 26. Współczynnik siły nośnej w funkcji kąta natarcia, dwa pracujące piezo-generatory

rys. 27. Współczynnik siły oporu w funkcji kąta natarcia, dwa pracujące piezo-generatory

Jak wynika z wykresów 26 i 27 wzrost częstotliwości piezo-generatorów prowadzi do zwięk-szenia wartości cL, jednak kosztem cd. Wzrost jest widoczny do 128 Hz. dalsze zwiększanieczęstotliwości nie powoduje znacznego wzrostu tych współczynników. W efekcie krzywa bie-gunowa jest pokazana na rys. 28.


rys. 28. krzywa biegunowa dla dwóch pracujących piezo-generatorów

Następnie zarejestrowano współczynnik momentu pochylającego cm (dla dwóch pra-cujących piezo-generatorów) i współczynnik momentu przechylającego cl (dla prawegowłączonego piezo-generatora), rys. 29-30.

rys. 29. Współczynnik momentu pochylającego, dla dwóch pracujących piezo-generatorów

rys. 30. Współczynnik momentu przechylającego, dla prawego włączonego piezo-generatora


W efekcie wzrost wartości siły nośnej zależy od częstotliwości i zmienia się dla różnychkątów natarcia, co przedstawiono na rys. 31.

rys. 31. zależność siły nośnej w funkcji wzrostu częstotliwości dla różnych kątów natarcia

Analizując przebiegi na wykresie 31 należy zauważyć, że największy wzrost siły nośnej jestdla dodatnich kątów natarcia w zakresie od 2 do 12 przy częstotliwości do 150 Hz.

kolejne trzy wykresy (rys. 32-34) przedstawiają maksymalne przyrosty: siły nośnej Lμ, siłyoporu dμ, momentu pochylającego mμ oraz momentu przechylającego lμ pochodzące odzmiennego przepływu wymuszanego oscylacyjnie przez piezo-generatory, określanego przezwspółczynnik zdefiniowany w punkcie 4.

rys. 32. Siła nośna Lμ i moment pochylający mμ w funkcji kąta natarcia, dwa włączone piezo-generatory

Analizują charakterystyki z rys. 32-34, należy wnioskować, że maksymalny przyrost siły noś-nej wynosi około 3 N i w przybliżeniu utrzymuje się dla dodatnich kątów natarcia od 2 do 12.kąt natarcia równy 5 jest nominalnym, przy którym siła nośna samolotu równoważy siłęciężkości, dla optymalnej prędkości lotu 14 m/s. Jest to tzw. punkt pracy modelu. Wzrost siłynośnej pochodzący od piezo-generatorów jest związany z wzrostem siły oporu, który nie jestduży i wynosi do 0.9 N. Jednocześnie uzyskany moment przechylający pochodzący od prawegowłączonego piezo-generatora utrzymuje się na stałym poziomie.


W badaniach zarejestrowano także siłę boczną, która nie jest pożądana podczas pracy dwóchpiezo-generatorów z taką samą częstotliwością. Jak się okazało wzrost siły bocznej pochodzącyod piezo-generatorów jest pomijalnie mały, pokazuje to rys. 35.

rys. 33. Siła nośna Lμ i siła oporu dμ w funkcji kąta natarcia, dwa włączone piezo-generatory

rys. 34. Siła nośna Lμ i moment przechylający lμ w funkcji kąta natarcia, prawy włączony piezo-generator

rys. 35. Siła boczna w funkcji kąta natarcia dla dwóch włączonych piezo-generatorów


WNIoSkI

W pracy przedstawiono analizę aerodynamiki przepływu powietrza dla skrzydła delta z ak-tywnie sterowanymi generatorami wirów krawędziowych wykonanych w postaci wibrującychpowierzchni/klapek wbudowanych symetrycznie w płat skrzydła typu delta. Wprowadzenieaktywnie sterowanych piezo-generatorów w celu generowania sił sterujących wydaje sięsłuszne w obiektach niewielkich rozmiarów i małych prędkościach lotu. Praca piezo-genera-torów przy różnych częstotliwościach pozwala na aktywne sterowanie generowaniem wirówpowietrza powstających na styku powietrza odrzucanego przez elementy ruchome piezo-ge-neratora i strugi powietrza opływającego profil skrzydła. Pozwala to na generowanie dodat-kowych sił (np. siły wznoszenia) na obu przeciwległych stronach płatach skrzydła, a tymsamym generowanie momentów sterujących (pitch, roll) mikro-samolotu. W wyniku pra-cujących dwóch piezo-generatorów maksymalny przyrost generowanej siły wznoszenia wy-nosi 3 N, co przy masie MAV 1.2 kg stanowi 25%. Natomiast maksymalny moment pochylającywyniósł 0.9 Nm. Wartości te w przybliżeniu utrzymują się w granicach kąta natarcia od 2 do 12,gdzie nominalny kąt natarcia (przy którym MAV zachowuje stałą wysokość lotu przy opty-malnej prędkości 14 m/s) wynosi 5. Prędkość optymalna oznacza prędkość, dla której mikro-samolot posiada największy zasięg lotu, który przy zasilaniu baterii o pojemności 2000 mAh(11.1 V) wynosi około 15 minut. Badania eksperymentalne wykonane w tunelu aerodyna-micznym są zgodne z obliczeniami numerycznymi wykonanymi Metodą elementów Skończo-nych za pomocą oprogramowania cFX ANSyS, przedstawionych w pracach [57-58].Jednocześnie badania w tunelu aerodynamicznym są zgodne z wynikami z literatury, patrznp. [10, 37, 55]. to znaczy wykazują, że przyrost siły nośnej jest znaczny przy niskich częstot-liwościach pracy piezo-generatorów, do 100 Hz. dalsze zwiększanie częstotliwości nie powo-duje zwiększenia siły nośnej, a nawet ją zmniejsza. dlatego też wzrost sił sterujących zależnyjest od częstotliwości, amplitudy i lokalizacji generowanych pobudzeń i musi być dostosowanyw funkcji prędkości lotu i innych parametrów.

Praca finansowana w ramach projektu rozwojowego nr 0059/r/t00/2008/06, pt. Autono-miczny, zintegrowany system rozpoznania wykorzystujący autonomiczne platformy klasymikro, realizowanego w latach: 2008-2010.

BIBLIoGrAFIA

[1] Maskel e.c., Flow separation in three dimensions, rAe report Aero 2565, 1955.[2] chang P.k., control of separation, New york: McGraw-Hill, 1976.[3] telionis d.P., review – unsteady boundary layers, separated and attached, ASMe J Fluids

eng, 101, pp. 29-43, 1979.[4] Prandtl L., Über Flüssigkeitsbeweung bei sehr kleiner-reibung, Proceedings of third In-

ternational Mathematical congress, Heidelberg, pp. 484-491, 1904.[5] Lachmann G.V., Boundary layer and fow control. Its principles and application, Vol. 1. New

york: Pergamon Press, 1961.[6] Lachmann G.V., Boundary layer and fow control. Its principles and application, Vol. 2. New

york: Pergamon Press, 1961.[7] Gad-el-Hak M., Bushnell d.M., Separation control: review. J Fluid engng, 113, pp. 5-30, 1991.[8] Gad-el-Hak M., Flow control: Passive, active and reactive flow management, cambridge uni-

versity Press, 2000.[9] kaiden t., Nakamura y., Numerical Analysis of Aerodynamic control by Micro-flap around


delta Wing, 19th AIAA Applied Aerodynamics conference, Anaheim, california, 01-2441,2001.

[10] kaushari A.,, Boundary Layer control using Smart Materials, research project is fundedby AdA under dISMAS scheme, 2005.

[11] Polhamus, e. c., Predictions of Vortex-Lift characteristics by a Leading-edge-Suction Ana-logy, Journal of Aircraft, Vol. 8, No. 4, 193-199., Vol. 70, No. 5, 420-456, 1971.

[12] Suleman A., costa A.P., Adaptive control of an aeroelastic flight vehicle using piezoelectricactuators, computer and Strucutres, Vol. 82, pp. 1303-1314, 2004.

[13] Pendleton e., Griffin k.e., kehoe M.W, Perry B.A., Fight research program for active aero-elastic wing technology, In: conference Proceedings AIAA-96-1574-cP, uSA, 1996.

[14] crawley e.F., Intelligent structures for aerospace: A technology overview and assessment,AIAA Journal, Vo. 32, No 8, pp. 1689-1699, 1994.

[15] Jardine P., Flanigan J., Martin, ch., Smart wing shape memory alloy actuator design and per-formance, Smart structures and materials conference, SPIe, Vol. 3044, pp. 48-55, 1997.

[16] kikuta M.t., Mechanical properties of candidate materials for morphing wings, Master the-sis, Virginia Polytechnic Institute and State university, 2003.

[17] Garcia H.M., control of micro air vehicles using wing morphing, Master thesis, universi-ty of Florida, 2003.

[18] Wallis r.A, Stuart c.M., on the control of shock-induced boundary layer separation withdiscrete air jets, Arc cP, No. 595, 1962

[19] Gursul, I., Wang, z., Vardaki, e., review of Flow control Mechanisms of Leading-edge Vor-tices. Progress in Aerospace Sciences, 43 (7-8), pp. 246-270, 2007.

[20] Marles d., Gursul I., effect of a Jet on Vortex Merging, AIAA-2007-4364, 37th AIAA Fluiddynamics conference and exhibit, Miami, FL, June 25-28, 2007.

[21] Wang z., Gursul I., effects of Jet/Vortex Interaction on delta Wing Aerodynamics, 1st In-ternational conference on Innovation and Integration in Aerospace Sciences, 4-5 August2005, Quenn’s university Belfast, Northern Ireland, uk.

[22] Mitchell, A.M., Barberis d., Molton P., delery J., control of Leading-edge Vortex Breakdownby trailing-edge Injection, Journal of Aircraft, Vol. 39, No. 2, pp. 221-226, 2002.

[23] Shyy, W., Ifju, P., Viieru, d., Membrane wing-based micro air vehicles. Applied Mechanicsreviews, Vol. 58, pp. 283–301, 2005.

[24] Gordnier r.e., High fidelity computational simulation of a membrane wing airfoil, Journalof Fluids and Structures, Vol. 25, pp. 897-917, 2009.

[25] Lian y., Shyy W., Viieru d., zhang B., Membrane wing aerodynamic for micro air vehicle,Progress in Aerospace Sciences, Vo. 39, pp. 425-465, 2003.

[26] collins F.G., zelenevitz J,. Infuence of sound upon separated flow over wings, AIAA J.13(3):408-10, 1975.

[27] zaman k.B.M.Q., Bar-Sever A., Mangalam S.M., efect of acoustic excitation on the flow overa low-re airfoil, J. Fluid Mech., 182:127-48, 1987.

[28] Ahuja k.k,,Whipkey r.r., Jones G.S.. control of turbulent boundary layer flow by sound,AIAA Paper 83-0726, 1983.

[29] Sathaye A., Lal A., An Acoustic Vortex Generator For Micro-fluid Particle entrapment, Ieeeultrasonics Symposium, Vol. 1, pp. 641-644, 2001.

[30] Johnston J.P., Nishi M., Vortex Generator Jets – A Means for Flow Separation control, AIAAJournal, Vol. 28, No. 6, pp. 989-994, 1990.

[31] Gwo-Bin L. et al, robust vortex control of a delta wing using distributed MeMS actuators,National cheng kung university, FAMu-FSu college of engineering, california Institute oftechnology, university of Illinois at urbana-champaign, university of california, 2008.


[32] Sohn M.H., chung H.S., control of double-delta-wing vortex by micro leading-edge flap, 25thAIAA Applied Aerodynamics conference, Miami, 2007.

[33] Borgeson d.M., Boundary layer control using micro-electromechanical systems (MeMS),thesis, AF Institute of technology, ohio, 2002.

[34] Lee G.B., chiang S., tai y.c., tsao t., Ho c.M., robust vortex control of a delta wing usingdistributed MeMS actuators, Journal of Aircraft, Vol. 37, No. 4, pp. 697-706, 2000.

[35] Huang A., et al, Applications of MeMS devices to delta Wing Aircraft: From concept de-velopment to transonic Flight test, AIAA, reno, Nevada, 2001.

[36] Huang A., Ho c.M., Jiang F., tai y.c., MeMS transducers for Aerodynamics-A Paradigm Shift,AIAA 00-0249, reno, Nevada, 2001.

[37] Greenblatt d., Wygnanski I. J., the control of Flow Separation by Periodic excitation, Pro-gress in Aerospace Sciences, Vol. 36, pp. 487-545, 2000.

[38] Mccormick B.W., Aerodynamics, aeronautics and flight mechanics, Wiley, New york, 1979.[39] Greenblatt d., Wygnanski I.J., use of periodic excitation to enhance airflow performance

at low reynolds numbers, J. Aircraft 38(1), pp. 190-192, 2001.40] http://www.topmodelcz.cz[41] NASA, Vortex-lattice utilization. NASA SP-405, NASA-Langley, Washington, 1976.[42] Prandtl. L, Applications of modern hydrodynamics to aeronautics, NAcA-tr-116, NASA,

1923. [43] Falkner. V.M., the Accuracy of calculations Based on Vortex Lattice theory, rep. No. 9621,

British A.r.c., 1946.[44] Melin t., A Vortex Lattice MAtLAB implementation for linear aerodynamic wing applications,

Master thesis, ktH, department of Aeronautics, december, 2000.[45] tornado 1.0, user Guide, reference manual, relase 2.3, 2001.[46] Schubauer G.B., Skramstad H.k., Laminar boundary layer oscillations and transition on a flat

plate. NAcA rep. 909, 1948.[47] oster d., Wygnanski I.J, dziomba B., Fiedler H., the effect of initial conditions on the two-

dimensional, turbulent mixing layer. In: Fiedler H, editor. Structure and mechanics of tur-bulence. Lecture Notes in Physics, Vol. 75. Berlin: Springer, pp. 48-64, 1978.

[48] Ho c.M., Huang L.S., Subharmonics and vortex merging in mixing layers. J Fluid Mech,119:119-42, 1982.

[49] Browand F.k, Ho c.M., the mixing layer: an example of quasi two-dimensional turbulen-ce. Journal de Mecanique, 1983.

[50] Wygnanski I.J, Boundary layer and flow control by periodic addition of momentum, in: 4thAIAA Shear Flow control conference, Snowmass Vilage, co, also as AIAA-97-2117, 1997.

[51] Nishri B., Wygnanski I.J., effects of periodic excitation on turbulent separation from a flap,AIAA J. 36 (4), pp.547-556, 1998.

[52] Seifert A., eliahu S., Greenblatt d., Wygnanski I.J., use of piezoelectric actuators for airfoilseparation control, AIAA Journal, Vol. 36, No 8, pp. 1535-1537, 1998.

[53] Suleman A., costa A.P., Adaptive control of an aeroelastic flight vehicle using piezoelectricactuators, computers and Structures, Vol. 82, pp. 1303-1314, 2004.

[54] Poisson-Quinton Ph. recherches thèoriques et expèri mentales sur le contrôl de couchelimits, 7th congress of Applied Mechanics, London, September 1948.

[55] Seifert A., Greenblatt d., Wygnanski I.J., Active separation control: an overview of reynoldsand Mach numbers effects, Aerospace Science and technology, Vol. 8, pp. 569-582, 2004.

[56] ostapkowicz P., Projekt i dokumentacja techniczna mikro-samolotu z wibracyjnym ste-rowaniem wirami krawędziowymi, raport projektu rozwojowego nr 0059/r/t00/2008/06,Białystok, 2010.


[57] Mystkowski A., Gosiewski z., Boundary layer control in delta micro air vehicle with vor-tex piezo-generators, VI konferencja Awioniki rzeszów-Bezmiechowa, 16-18 września 2010.

[58] Mystkowski A., Analiza aerodynamiki układu sterowania mikro-samolotem typu delta z wbu-dowanymi piezo-generatorami wirów krawędziowych, Acta Mechanica et Automatica, Vol. 4, No 3, 2010.

ArkAdIuSz MyStkoWSkI, PAWeł oStAPkoWIcz

dYNAmiCS mOdEL VERifiCATiON Of miCRO AERiAL VEhiCLEWiTh VORTEx PiEzO-gENERATORS

Abstract

In the paper, the dynamics model of the micro aerial vehicle with delta wings configuration

and vortex piezo-generators was verified. The vortex piezo-generators were assembled

symmetrically in the vehicle wings. The flexible moving small plates deformations driven by

controlled piezo-stacks and their influence on the air flow in the delta boundary layers are

presented. The aerodynamics characteristics of the aircraft with the vortex piezo-generators were

calculated and verified in the wind tunnel. The influence of the piezo-generators due to varied

operation frequencies on the lift force in the time domain is presented. Also, the battery energy

consumption of the piezo-generators were carried out due to frequency and time of the operation.



ANALiZA KONCEPCJi STEROWANiA LOTEM BEZZAŁOGOWYCHMODELi LATAJĄCYCH TYPU MAV Z WYKORZYSTANiEM

URZĄDZEŃ MANEWROWYCH UMiESZCZONYCH NA KRAWĘDZiNATARCiA SKRZYDŁA

PaWeł OSTaPKOWICZ


Streszczenie

W artykule dokonano analizy koncepcji sterowania lotem bezzałogowych modeli latających

typu MAVs (micro air vehicles) z wykorzystaniem urządzeń manewrowych w postaci generatorów

wirów krawędziowych (leading edge vortex generators). Omówiono zagadnienia związane z siłą

nośną, siłą oporu i wpływem prędkości lotu na charakterystyki aerodynamiczne skrzydeł oraz za-

gadnienia dotyczące klasycznego sterowania lotem modeli typu MAV i ich stateczności. Dokonano

analizy istniejących rozwiązań generatorów wirów krawędziowych, a jej celem było przygo-

towanie podstaw i założeń do opracowania rozwiązań projektowych takich układów.

WSTĘP

Modele latające typu MaVs (ang. micro air vehicles) nie stanowią już wyłącznie zaintereso-wania modelarzy lotniczych. Coraz częściej są one wykorzystywane przez wojsko i inne pod-mioty, w celu wykonywania różnych zadań i misji. Takie modele wykonują loty patrolowei zwiadowcze, są używane jako środki do przenoszenia uzbrojenia, a nawet jako środki ogniowe.

Zasadniczą grupą modeli latających typu MaVs są modele mikrosamolotów. Samoloty o takmałych gabarytach, latające ze znacznie mniejszymi prędkościami niż dla większych modeli,podlegają prawom aerodynamiki małych prędkości [9, 10]. Jednym z istotnych problemówaerodynamiki małych prędkości jest obniżona doskonałość skrzydła. Wskutek zbyt małej ener-gii opływu, występuje tu niekorzystne zjawisko odrywania się strug powietrza od opływanychpowierzchni skrzydła (rys. 1), co w efekcie powoduje wzrost siły oporu i zmniejszenie siły noś-nej skrzydła.

W celu ograniczenia i wyeliminowania tego zjawiska, w modelarstwie często stosuje siępewne modyfikacje w konstrukcji skrzydeł, w obszarze ich krawędzi natarcia. Polegają one nazwiększeniu chropowatości powierzchni skrzydeł w tych obszarach lub zastosowaniu specjal-nych elementów sztucznie zaburzających opływ skrzydeł [9]. Takie elementy, nazywane tur-bulizatorami, poprzez wprowadzane do przepływu zaburzenia, generowaniem tzw. wirówkrawędziowych, powodują „doenergetyzowanie” przepływu, czyniąc warstwę przyścienną bar-

dziej odporną na oderwanie (rys. 2). Turbulizatory powodują wprawdzie pewne opory, ale po-lepszenie odporności strugi na oderwanie umożliwia uniknięcie dużo większego oporu całko-witego. W efekcie uzyskuje się znaczne zmniejszenie siły oporu i zwiększenie siły nośnejskrzydła.

rys. 1. Opływ skrzydła w zakresie podkrytycznych wartości liczby reynoldsa (Re) [11]

rys. 2. Opływ skrzydła w zakresie podkrytycznych wartości liczby reynoldsa (Re) z zastosowaniem turbulizatora [11]

Turbulizatory można podzielić na dwie kategorie rozwiązań:– pasywne - z nieruchomymi elementami roboczymi,– aktywne - z ruchomymi elementami roboczymi.

Na szczególną uwagę zasługują układy z turbulizatorami aktywnymi, które stwarzają po-tencjalną możliwość sterowania i regulacji wartości siły nośnej skrzydła. Układy takie mogąbyć zatem zastosowane w celu poprawy stateczności lotu, a nawet jako urządzenia manew-rowe do sterowania lotem modeli typu MaV.

Sterowanie lotem mikrosamolotów stanowi nadal dość istotny problem, szczególnie w aspek-cie poprawy ich manewrowości. Tradycyjne rozwiązania, z wykorzystaniem klasycznych ste-rów, są mało efektywne. Przy niewielkich prędkościach lotu modeli typu MaV konieczne jestbowiem zastosowanie dużych powierzchni sterowych, co niekorzystnie wpływa na dynamikęcałego układu.

W niniejszym opracowaniu na wstępie przedstawiono ogólne zagadnienia dotyczące: siłynośnej, siły oporu, sterowania lotem modeli typu MaV i ich statecznością. Następnie przedsta-wiono opis przykładowych rozwiązań układów z turbulizatorami pasywnymi i aktywnymi, zuwzględnieniem ich charakterystyk aerodynamicznych. Celem analizy jest przygotowanie pod-staw i założeń do opracowania rozwiązań projektowych takich układów.

127aNalIZa KONCePCJI STerOWaNIa lOTeM beZZałOgOWyCh MOdelI laTaJąCyCh...

1. SIła NOŚNa I SIła OPOrU

Podstawowym warunkiem ustalonego lotu poziomego modelu jest jednoczesne istnienierównowagi: pomiędzy siłą ciężkości modelu i wytworzoną siłą nośną oraz pomiędzy siłą ciąguwytwarzaną przez obracające się śmigło i siłą oporu (rys. 3). Uzyskanie lotu z przyspieszeniempoziomym będzie wymagało zwiększenia siły ciągu względem siły oporu. Natomiast w lociewznoszącym, gdy siła ciągu śmigła i siła oporu są równoległe do toru lotu nachylonego podpewnym kątem do poziomu, siła nośna nie równoważy całkowitej siły ciężkości modelu, lecz je-dynie jej składową prostopadłą do toru lotu, zaś siła ciągu śmigła równoważy lub pokonuje nietylko siłę oporu, ale również składową siły ciężkości modelu, równoległą do toru lotu [1].

Siła nośna pojawia się w wyniku powstania różnicy ciśnień nad i pod skrzydłem ustawionympod pewnym kątem α (określanym jako kąt natarcia) w stosunku do kierunku przepływają-cych strug powietrza (rys. 4).Siła nośna wyrażana jest następującą zależnością:

(1)

gdzie: CZ – współczynnik nośności; S – pole powierzchni skrzydła; ρ – gęstość powietrza; υ – prędkość.

Siła oporu, która hamuje ruch samolotu, jest wynikiem działania sił tarcia strug powietrzao powierzchnie skrzydeł i kadłuba oraz oporu aerodynamicznego związanego z kształtem bryłysamolotu i jej wielkości (rys. 4).Siła oporu wyrażana jest następującą zależnością:

(2)

gdzie: CX – współczynnik oporu.

Obie siły są składowymi siły aerodynamicznej F.

Pożądane jest, aby konstrukcja skrzydeł i kadłuba modelu charakteryzowała się jak naj-większą doskonałością aerodynamiczną, tj. jak najlepszym stosunkiem siły nośnej do siły oporu,a zatem największą wartością CZ przy możliwie najmniejszej wartości CX.

rys. 3. Siły działające na model podczas ustalonego lotu poziomego

F C SZ Z

= ⋅ ⋅ ⋅ 2

2

F C SX X

= ⋅ ⋅ ⋅ 2

2

128 PaWeł OSTaPKOWICZ


rys. 4. Opływ profilu skrzydła: a – linie prądu opływu profilu i rozkład siły aerodynamicznej F na siłę nośną FZ i siłę oporu FX;

b – rozkład ciśnień wzdłuż cięciwy, (-) – obszar spadku ciśnienia (podciśnienia) w stosunku do ciśnieniaotaczającego, (+) – obszar wzrostu ciśnienia (nadciśnienia) w stosunku do ciśnienia otaczającego [9]

gdy model ma mieć duży udźwig, należy uzyskać dużą siłę nośną, zaś przy dużych prędko-ściach lotu obiektu istotną rolę odgrywa siła oporu tego obiektu, która rośnie z kwadratemprędkości.

1.1. Analiza wpływu poszczególnych czynników na wielkość siły nośnej

analizy wpływu poszczególnych czynników na wielkość siły nośnej najłatwiej jest dokonaćposługując się zależnością (1). Należy tu rozpatrywać następujące czynniki:• prędkość lotu;

Siła nośna modelu rośnie do kwadratu prędkości, co oznacza, że przy dwukrotnym zwięk-szeniu prędkości modelu, siła zwiększy się czterokrotnie.

• powierzchnię nośną - powierzchnię skrzydeł;

Od wielkości powierzchni nośnej zależy prędkość modelu. Modele o dużej powierzchninośnej skrzydeł mogą latać powoli, natomiast modele o małej powierzchni skrzydeł, abyuzyskać odpowiednią wartość siły nośnej, muszą poruszać się z większą prędkością. Sto-sunek ciężaru modelu do powierzchni skrzydła nazywa się obciążeniem powierzchni i de-cyduje o minimalnej prędkości modelu.

• profil skrzydła - jest to przekrój poprzeczny skrzydła;

Wartość siły nośnej w dużej mierze zależy od kształtu profilu skrzydła.Z uwagi, że dużo większy wpływ na siłę nośną skrzydła ma podciśnienie na jego górnej po-wierzchni, niż nadciśnienie na jego spodniej powierzchni (poza szczególnym przypadkiemskrzydła poruszającego się bardzo blisko ziemi – efekt poduszki powietrznej), właściwykształt górnej części skrzydła ma dużo większe znaczenie.Typowe profile skrzydeł przedstawiono na rysunku 5.


rys. 5. Charakterystyczne typy profili skrzydeł: a – skrzydła sępa; b – symetryczny; c – dwuwypukły; d – płasko-wypukły; e – wklęsło-wypukły;

f – laminarny; g – samostateczny; h – skrzydła orła [opracowano na podstawie 9]

• kształt (obrys) skrzydła - jest to widok skrzydła z góry;

Klasyczne obrysy skrzydeł przedstawiono na rysunku 6. Są to obrysy charakterystycznedla małych prędkości. W przypadku modeli, które latają z dużymi prędkościami, stosuje sięskrzydła o innych obrysach. Są to najczęściej różnego typu skrzydła skośne (rys. 7a), w tymskrzydło typu delta (rys. 7b).geometrycznie kształt skrzydła opisywany jest przez: l – rozpiętość (długość) skrzydła, c – cięciwę (szerokość) skrzydła (rys. 6).dodatkowo opisywany jest wydłużeniem, definiowanym jako:

(3)

gdzie: c – średnia cięciwa skrzydła.

= l

c


rys. 6. Klasyczne kształty obrysów skrzydeł: a – eliptyczne; b – trapezowe; c – prostokątne; d – prostokątne z zewnętrznymi częściami trapezowymi;

e – podwójny trapez [opracowano na podstawie 9]

rys. 7. Nietypowe kształty obrysów skrzydeł: a – skośne; b – delta [opracowano na podstawie 9]


• kąt natarcia.

W wyniku zmiany kąta natarcia α następuje zmiana rozkładu ciśnień na profilu skrzydła,a zatem wartości siły nośnej. Obrazuje to rysunek 8, który przedstawia zależność współ-czynnika CZ=f(α). Zmiana kąta natarcia α powoduje również zmianę oporu skrzydła. Obra-zuje to rysunek 9, który przedstawia zależność współczynnika CZ=f(α, CX).

rys. 8. Zależność CZ=f(α) [9]

rys. 9. Zależność CZ=f(α, CX) [9]

Wypadkowa sił z rozkładu ciśnień na skrzydle jako skupiona siła nośna działa w punkcieokreślanym jako środek parcia lub środek wyporu profilu. Ze wzrostem kąta natarcia punktten przemieszcza się od środkowej części profilu ku krawędzi natarcia.

Na profilu skrzydła znajduje się również miejsce określane jako środek aerodynamiczny pro-filu, w którym wielkość momentu pochylającego jest w przybliżeniu niezmienna względem tegopunktu. dla całego skrzydła rolę tego punktu pełni oś aerodynamiczna skrzydła.

1.2. Analiza wpływu poszczególnych czynników na wielkość siły oporu

analizy wpływu poszczególnych czynników na wielkość siły oporu najłatwiej jest dokonaćposługując się zależnością (2). Należy tu rozpatrywać następujące czynniki:• prędkość lotu;

Opór modelu rośnie do kwadratu prędkości, co oznacza że przy zwiększeniu prędkości mo-delu dwa razy opór zwiększy się czterokrotnie.

• kształt modelu;

Im bardziej opływowy (aerodynamiczny) kształt modelu tym mniejszy jest jego opór i lep-sze właściwości lotne. Wszelkie wystające części modelu (podwozie, osłona silnika, za-strzały itp.) powodują wzrost oporu modelu a przez to znaczące pogorszenie jegowłaściwości lotnych.

• jakość powierzchni;

Opór samolotu zależy w dużej mierze od gładkości jego powierzchni. Orientacyjny wykresdopuszczalnej chropowatości skrzydła K w funkcji liczby reynoldsa Re przedstawiono narysunku 10.Jakość powierzchni ma większe znaczenie dla modeli poruszających się z dużymi prędko-ściami (obszar nadkrytycznych liczb reynoldsa). Przy większych prędkościach, aby uzys-kać opływ laminarny (bez odrywania się strug powietrza), należy dążyć do maksymalniegładkich powierzchni.Inaczej jest z małymi modelami poruszającymi się z niewielkimi prędkościami (obszar pod-krytycznych liczb reynoldsa). W tym przypadku wpływ chropowatości powierzchni naopór modelu jest bez porównania mniejszy i może być zaniedbany. Chropowatość po-wierzchni nie powinna tu jednak przekraczać wartości dopuszczalnych.

rys. 10. dopuszczalna chropowatość skrzydła K w funkcji liczby reynoldsa Re [11]


• wydłużenie skrzydła.

Ma wpływ na tzw. opór indukowany modelu, oznaczony współczynnikiem CXi według za-leżności (4), będący wynikiem zawirowań (wirów brzegowych) powstających na końcachpłata, spowodowanych wyrównywaniem się ciśnień na górnej i dolnej powierzchni płata.Wiry te mogą pochłaniać znaczną część energii modelu. Opór indukowany spowodowanyjest powstawaniem siły nośnej i jest tym większy, im większa jest różnica ciśnień pomiędzydolną i grzbietową stroną skrzydła, czyli im większa jest siła nośna. Opór indukowany za-nika przy zerowej sile nośnej [9].

(4)

W praktyce, aby zmniejszyć opory spowodowane wirem brzegowym, stosuje się większewydłużenia skrzydeł (rys. 11), zbieżne skrzydła lub jego końcówki, ewentualnie rozpra-szacze wirów (rys. 12). Kształt i kąt zaklinowania rozpraszaczy można obliczyć numerycz-nie. Często niezbędnym okazuje się eksperymentalny dobór takich elementów.

rys. 11. Wiry brzegowe na skrzydłach o małym i dużym wydłużeniu [11]

rys. 12. rozpraszacze wirów brzegowych [11]

2. WPłyW PrĘdKOŚCI lOTU Na CharaKTerySTyKI aerOdyNaMICZNe SKrZydła

Istotnym zagadnieniem jest określenie zakresu prędkości, z jakimi będzie poruszał się model,a co za tym idzie liczby reynoldsa (Re).

liczba reynoldsa jest niemianowanym wskaźnikiem, który umożliwia określenie podobień-stwa przepływów w funkcji prędkości lotu i cięciwy skrzydła. Określa ją następująca zależność:

(5)

gdzie: υ – prędkość lotu, c – średnia cięciwa skrzydła, ν – kinematyczny współczynnik lepkościpowietrza.

CC

XiZ=⋅

2

Re = ⋅

c


Orientacyjne wartości liczby reynoldsa dla różnych obiektów latających przedstawiono w ta-beli 1.

Tab. 1. Przykładowe wartości liczby reynoldsa [opracowano na podstawie 9]

Znajomość liczby reynoldsa pozwala na porównanie charakterystyk różnych profili, wybra-nie profilu optymalnego oraz określenie zakresu przepływu, w jakim będzie znajdowało sięskrzydło.

Każdy profil ma zakres liczb reynoldsa podkrytyczny (niezbyt pożądany), zakres krytyczny(tego należy się wystrzegać) i nadkrytyczny (najbardziej pożądany). Przechodzenie z zakresupodkrytycznego, przez krytyczny, do nadkrytycznego, przy wzroście liczby reynoldsa (wzrościeprędkości, gdzie wymiary liniowe skrzydła i lepkość kinematyczna powietrza pozostają nie-zmienne) wiąże się z przechodzeniem laminarnej warstwy przyściennej w warstwę burzliwą,gdzie moment przejścia definiuje tzw. krytyczna liczba reynoldsa (Rekr). Poszczególnych ob-szarom odpowiadają zmiany wartości współczynników CZ, CX, a zatem wartości siły nośneji siły oporu skrzydła (rys. 13).

rys. 13. Przykładowa typowa zależność CZ, CX = f (re) [11]



W modelarstwie lotniczym zakres używanych liczb reynoldsa sięga do wartości około jed-nego miliona. Krytyczna liczba reynoldsa rozdziela tu dwa zasadnicze obszary, które odnosząsię do:– modeli o małych wymiarach i niewielkich prędkościach lotu, co odpowiada popularnym mo-

delom szybowców i modelom z napędem gumowym i elektrycznym,– modeli dużych, zaawansowanych, z napędem tłokowym i szybowców wyczynowych [9].

W przypadku modeli typu MaV ich lot odbywa się w zakresie podkrytycznych liczb reynol-dsa.

3. STerOWaNIe lOTeM, STaTeCZNOŚĆ MOdelU W lOCIe

Klasyczne sterowanie lotem modeli typu MaV jest realizowane poprzez odpowiednie wy-chylenia sterów: wysokości, przechyłu i kierunku oraz zmianę siły ciągu śmigła.

Przy czym istnieją konstrukcje modeli z pełnym (rys. 14) lub nie pełnym kompletem sterów(rys. 15). Przykładem rozwiązania pozbawionego kompletu sterów jest model latającegoskrzydła w układzie delta, z pojedynczymi stero-lotkami, zamontowanymi na końcu skrzydła.

rys. 14. Przykładowy klasyczny model z wydzielonym kadłubem, skrzydłami głównymi i ogonowymi,z kompletem sterów, produkowany przez czeską firmę Topmodel CZ [12]

rys. 15. Przykładowy model latającego skrzydła w układzie delta, z pojedynczymi stero-lotkami,produkowany przez czeską firmę Topmodel CZ [12]

Istotnym zagadnieniem jest odpowiednia stateczność modelu w locie, a w rezultacie utrzy-manie założonego kierunku i toru lotu.

Uzyskanie wymaganej stateczności może być osiągnięte biernie – poprzez odpowiednią bu-dowę modelu i zapewnienie określonych relacji pomiędzy działającymi siłami. Możną ją rów-nież utrzymywać aktywnie – poprzez odpowiednie ruchy powierzchniami sterowymi.

W przypadku modeli typu MaV, o masie rzędu od kilkuset gramów do kilku lub kilkunastu ki-logramów, latających z prędkościami do 100 km/h, z uwagi na oddziaływanie otoczenia zwią-zane ze zmianą kierunku i siły wiatru (którego podmuchy mogą chwilami osiągać poziomzakładanej prędkości lotu modelu), utrzymanie założonego kierunku i toru lotu może być dośćtrudne.

Stąd odpowiednie sterowanie statecznością lotu nabiera tak istotnego znaczenia.Należy również wspomnieć o problemach związanych z występowaniem drgań skrzydeł mo-

delu. W przypadku niektórych konstrukcji, jak na przykład latające skrzydło w układzie delta,problem ten praktycznie nie istnieje, dzięki łatwej do uzyskania, wysokiej sztywności skrzy-deł. W przypadku innych konstrukcji problem ten może być dość znaczący.

W celu analizy stateczności modelu niezbędne jest zdefiniowanie kierunków jego ruchuw locie, z układem współrzędnych i jego osiami (rys. 16). Taki układ współrzędnych, przecho-dzący przez środek ciężkości modelu, służy do określania sił, przyspieszeń i prędkości, wzglę-dem poszczególnych osi tego układu.

rys. 16. Kierunki ruchu samolotu w locie, z podstawowymi osiami modelu [opracowano na podstawie 9]

3.1. Niepożądane postacie lotu modelu

W rzeczywistości samolot wykonuje w locie wiele różnych postaci ruchu, które nie są pożą-dane. Wśród nich można wyróżnić:– oscylacje szybkie kąta pochylenia, o okresie kilku sekund, silnie tłumione i dlatego zanikające,

odczuwane jak wynik oddziaływania turbulencji atmosferycznych. Oscylacjom towarzyszyzmiana kąta natarcia i występowanie zmiennych przeciążeń (rys. 17a);

– oscylacje fugoidalne, czyli wolne (o okresie kilkudziesięciu sekund) zmiany kąta nachyleniaprzy stałym kącie natarcia, ale zmieniającej się szybkości i wysokości. Ta postać ruchu jestsłabo albo wcale nie tłumiona, ale ze względu na wolny przebieg nie wymaga szczególnejkoncentracji od pilota i jest wręcz niezauważana, oscylacje są wytłumiane odruchowo od-powiednim sterowaniem (rys. 17b);

– holendrowanie, sprzężone przechylanie z odchylaniem od kursu (rys. 17c).



rys. 17. Postacie ruchu w locie modelu: a – szybkie oscylacje kąta nachylenia; b – wolne oscylacje kąta nachylenia; c – holendrowanie [opracowano na podstawie 11]

3.2. Rodzaje stateczności

analiza stateczności modelu musi obejmować stateczność statyczną, dynamiczną i tłumieniewahań.Wyróżnia się następujące rodzaje stateczności:• podłużną – longitudinal stability (stability in pitch) – sprawdzenie czy model pochylonydookoła osi y „na nos” lub „na ogon” wytwarza jednocześnie moment przywracający go samo-czynnie do położenia równowagi;• poprzeczną – lateral stability (stability in roll) – sprawdzenie czy model przechylony pod-muchem na skrzydło dookoła osi podłużnej X powraca samoczynnie do położenia poziomego;• kierunkową – directional stability (stability in yaw) – sprawdzenie czy model odchylonyod kierunku lotu dookoła osi Z ma tendencję do samoczynnego powrotu do pierwotnego kie-runku ruchu.

Powyżej była mowa o stateczności statycznej (biernej), uzyskiwanej poprzez odpowiedniąbudowę modelu i zapewnienie określonych relacji pomiędzy działającymi siłami.

3.3. Badanie stateczności statycznej

badanie stateczności statycznej obejmuje opracowanie modelu obliczeniowego, który ustalapowiązanie sił, momentów i geometrii modelu.

Na samolot działają siły zewnętrzne F (6) i momenty sił zewnętrznych M (7), które pocho-dzą od sił i momentów sił grawitacyjnych, sił i momentów sił aerodynamicznych (w tym siłynośnej) oraz sił i momentów napędu silnika.

(6)

gdzie: Fg – siły grawitacyjne, Fa – siły aerodynamiczne, Ft – siły napędu silnika;

F F F Fg a t

= + +


(7)

gdzie: Mg – momenty od sił grawitacyjnych, Ma – momenty od sił aerodynamicznych, Mt – mo-menty od sił napędu silnika.

Stateczność podłużna rozpatrywana jest względem środka ciężkości modelu. Wymagane jest,aby środek składowych pionowych od sił ciśnienia (sił aerodynamicznych) wypadał w przy-bliżeniu w centrum środka masy – jako widziany z góry lub z dołu samolotu. Istotnym zagad-nieniem jest odpowiednie wyważenie środka ciężkości samolotu.

Stateczność poprzeczna wymaga, aby podłużna oś aerodynamiczna leżała powyżej środkamasy – jako widziana od czoła lub ogona samolotu.

Stateczność kierunkowa wymaga, aby środek sił aerodynamicznych leżał za środkiem masy– jako widziany z boku samolotu.

Wytrącenie z kierunku lotu ma wpływ nie tylko na sam kierunek lotu modelu, lecz także naprzechylenie poprzeczne samolotu. Przechylenie poprzeczne ma również wpływ na utrzyma-nie kierunku lotu. Stąd wprowadza się pojęcie stateczności bocznej. Wywołują je niesymet-rycznie działające na skrzydła podmuchy wiatru.

3.4. Badanie stateczności dynamicznej

badanie stateczności dynamicznej polega na szczegółowej analizie rodzaju ruchu wykony-wanego po pochyleniu modelu „na nos” czy „na ogon” (dobierając położenie środka masy w sto-sunku do osi podłużnej modelu X), przechyleniu na boki oraz odchyleniu z kierunku lotu.Oceniany jest charakter powrotu do stanu równowagi czy też kompletna utrata możliwościkontynuowania statecznego lotu.

3.5. Stateczność a zwrotność modelu

Samolot bardzo stateczny ma jednak ograniczoną zwrotność. Stąd stosuje się układy za-pewniające „sztuczną” stateczność, zyskując w zamian polepszenie sterowności samolotu.

rozwiązanie tego problemu może również stanowić omawiana koncepcja sterowania siląnośną skrzydeł modeli typu MaV poprzez zastosowanie układów z turbulizatorami aktywnymi.

4. TUrbUlIZaTOry PaSyWNe

4.1. Przykłady rozwiązań

W modelarstwie spotyka się wiele rozwiązań turbulizatorów typu pasywnego (rys. 18).Wśród takich rozwiązań można wyróżnić:• turbulizatory z szorstkich nakładek z papieru ściernego (montowane tuż za krawędzią

natarcia) – powodują zafalowanie strug powietrza w warstwie przyściennej laminarneji przyspieszenie jej przejścia w warstwę burzliwą,

• turbulizatory w postaci drutów (montowane przed krawędzią natarcia lub na górnej po-wierzchni skrzydła) – powodują niewielkie zawirowania, nierównoległość oraz zafalo-wania strug i burzliwość przepływu,

• turbulizatory otworkowe (łączące dolną i grzbietową cześć skrzydła) – powodują burzli-wość warstwy przyściennej; powinny być wykonane dość gęsto,

• turbulizatory w postaci zębatych nakładek (umieszczone za krawędzią natarcia) – powo-dują zaburzenie strug w warstwie przyściennej.

M M M Mg a t

= + +

rys. 18. Turbulizatory pasywne: a – nakładka z papieru ściernego; b, c – drutowe (lub żyłka nylonowa); d – otworkowy; e – zębata nakładka turbulizująca (zaburzająca) [9]

4.2. Wpływ turbulizatorów pasywnych na poprawę charakterystyk skrzydła

Na rysunku 19 przedstawiono przykładową charakterystykę profilu skrzydła, bez i z zasto-sowanym turbulizatorem w postaci drutu zamontowanego przed krawędzią natarcia. Z analizyprzebiegu widać wyraźnie, że niekorzystna biegunowa profilu przybrała bardziej korzystne war-tości oraz częściowo kształt w całym zakresie jej przebiegu, tj. powiększył się współczynnik siłynośnej CZ, a jego wartość maksymalna wzrosła od wartości 0,75 do 1,43, a więc aż o 90 %.



rys. 19. Wpływ zastosowania turbulizatora na charakterystykę profilu g387 przy Re=82000 [9]

Na rysunku 20 przedstawiono przykładową zależność współczynnika nośności CZ, współ-czynnika oporu CX oraz doskonałości aerodynamicznej definiowanej jako d=CZ/CX w funkcjiliczby reynoldsa Re, z uwzględnieniem zastosowania turbulizatora. Na wykresie zaznaczonoobszary przepływów (prędkości) podkrytycznych i nadkrytycznych, gdzie granicę pomiędzyobszarami wyznaczają duże nagłe zmiany wartości CZ, CX oraz d. Zastosowanie turbulizatora po-woduje wyraźną poprawę charakterystyk w obszarze podkrytycznych liczb reynoldsa.

rys. 20. Zależność CZ, CX, d=CZ/CX w funkcji re [9]

analizując przedstawione przykłady można zauważyć wyraźne korzyści wynikające z zasto-sowania turbulizatorów, szczególnie wzrost siły nośnej skrzydła.

Wadą turbulizatorów pasywnych jest brak możliwości sterowania siłą nośną. Zadanie tomogą spełniać układy z turbulizatorami aktywnymi.

Warto zauważyć, że część z powyżej przedstawionych rozwiązań układów turbulizatorówpasywnych można przekształcić w turbulizatory aktywne, z ruchomymi elementami roboczymi.

5. TUrbUlIZaTOry aKTyWNe

5.1. Przykłady rozwiązań

Zadziałanie układów z aktywnymi turbulizatorami, poprzez zainicjowanie i wygenerowaniezjawiska wirów krawędziowych ma wywołać zaburzenia przepływu powietrza wokół profiluskrzydła, powodując zmianę punktu lub krawędzi oderwania strug powietrza od powierzchnipłata. Zmienia się przez to rozkład ciśnienia na skrzydle, co z kolei skutkuje zmianą wartości siłynośnej i siły oporu aerodynamicznego.

Znamienną cechą takich układów jest konieczność ich zasilania. Według informacji odnaj-dywanych w literaturze są to urządzenia o bardzo zróżnicowanej konstrukcji i rodzaju energiiwykorzystywanej przez elementy robocze układu, do wygenerowania zjawiska wirów krawę-dziowych. Mogą to być mikroklapy lub mikromembrany [5, 6], mikrogłośniki akustyczne [3, 7],mikrodysze, a nawet mikrogrzałki lub aktuatory plazmowe.

Układy te umieszczane są najczęściej na krawędzi natarcia bądź w jej bliskim sąsiedztwie.dodatkowym częstym wyposażeniem układów są odpowiednie czujniki oraz zaawansowane

układy sterowania.W budowie aktywnych turbulizatorów znajdują zastosowanie nowoczesne technologie,

w tym układy typu MeMS (ang. micro-electro mechanical system), o mikroskopowych skalachelementów [4]. W przypadku klasycznych rozwiązań mechanicznych są to również technologie,które wymagają zegarmistrzowskich dokładności.

Przykłady rozwiązań turbulizatorów aktywnych, prezentowane w literaturze, dotycząw większości modeli ze skrzydłami typu delta. Wynika to z zadawalających parametrów i cechaerodynamicznych tego typu skrzydeł, ich odpowiedniej grubości i rozmiarów, które stwarzająmożliwość łatwej zabudowy w ich strukturze tego typu urządzeń manewrowych (często o ga-barytowo rozbudowanej konstrukcji), w wymaganej ilości kilku sztuk.

5.2. Zastosowanie turbulizatorów aktywnych w aspekcie poprawy stateczności i możli-wości sterowania lotem modelu

W celu przynajmniej częściowej poprawy stateczności lotu modelu należy zastosować mini-mum dwa turbulizatory, umieszczając je na górnej powierzchni skrzydła, w obszarze za kra-wędzią natarcia: po jednym z lewej i prawej strony.

Sterowanie statecznością i lotem modelu wymaga zastosowania układu aż ośmiu turbuliza-torów. Powinny być one zamontowane tuż za krawędzią natarcia: cztery na górnej powierzchniskrzydła i cztery na dolnej powierzchni skrzydła, tj. dwa na każdą lewą i prawą stronę. Takierozmieszczenie turbulizatorów, zaproponowane w pracy [6], a przedstawione na rysunku 21ma spowodować wystąpienie różnicy wartości sił aerodynamicznych na fragmentach skrzydełwzględem odpowiednich osi modelu (tj. względem jego środka ciężkości), które wytworzą wy-magane wartości momentów. Przykładowo, układ przedstawiony na rys. 21d powinien wpro-wadzić znaczne zwiększenie momentu pochylającego płatowiec, natomiast układ z rys. 21e


zwiększyć moment przechylający. Inne konfiguracje zadziałania turbulizatorów powinny rów-nież wprowadzić zmiany w wartościach sił oddziaływujących na płaty skrzydeł.

rys. 21. Propozycje rozmieszczenia turbulizatorów na skrzydle typu delta [6]

Według informacji zawartych w pracy [6] wynika, że w przypadku generowania wirów nagórnej powierzchni skrzydła modelu, współczynnik siły wznoszenia do siły ciągu może zostaćzwiększony nawet o 100 %, przy jednoczesnym zmniejszeniu momentu w płaszczyźnie wzdłuż-nej modelu (moment pochylający). Pozwala to na poprawienie zdolności manewrowych.

Sterowanie pracą całego układu polega, zależnie od potrzeby, na załączaniu odpowiedniegoturbulizatora. Turbulizatory mogą być załączane w trybie („włączony” lub „wyłączony”) bezregulacji parametrów działania ich elementów roboczych, z pojedynczym lub o określonej dłu-gości cyklem pracy lub w trybie z pełną regulacją parametrów działania elementu roboczego.

W tym miejscu należy wspomnieć o potrzebie dostosowania charakterystyki działania tur-bulizatorów do parametrów i warunków lotu modelu.

Istotnym zagadnieniem jest określenie bilansu energetycznego układu, z odpowiednim za-bezpieczeniem niezbędnych zasobów energii, tak aby móc zapewnić działanie układu podczastrwania całego lotu modelu. Jest to szczególnie istotne, bowiem istniejące obecnie rozwiązaniacharakteryzuje większe zapotrzebowanie na energię od klasycznych układów ze sterami na-pędzanymi serwomechanizmami.

Na koniec warto także zauważyć, że usytuowanie turbulizatorów aktywnych w przedniej czę-ści skrzydła stwarza możliwość skrócenia stałych czasowych obiektu, a zatem poprawy jegocharakterystyk dynamicznych.

5.3. Zagadnienia związane z projektowaniem turbulizatorów aktywnych

Zastosowanie skutecznych rozwiązań turbulizatorów aktywnych, w aspekcie poprawy sta-teczności lotu i możliwości sterowania lotem modelu, wymaga, aby na etapie ich projektowa-nia zostały uwzględnione następujące elementy:• opracowanie odpowiedniej koncepcji układu turbulizatorów, z wyborem rozwiązań ele-

mentu roboczego i źródła jego napędu,• w przypadku wyboru układów kinematycznych odpowiedni dobór parametrów napędu

pod kątem uzyskania założonych wartości wielkości kinematycznych charakteryzującychruch elementów roboczych turbulizatorów (amplitudy, prędkości i częstotliwości ruchu)oraz trybu i częstotliwości załączania turbulizatorów,

• dobór ilości turbulizatorów i miejsc ich zamontowania na skrzydle (ustalane w odniesie-


niu do obrysu skrzydła) oraz odpowiednie usytuowanie elementów roboczych turbuliza-torów na powierzchni profilu skrzydła (ustalane względem krawędzi natarcia lub cięciwyskrzydła),

• odpowiednie wyważenie modelu poprzez właściwe rozmieszczenie mas składowych ele-mentów układu, z wykonaniem niezbędnych obliczeń,

• wykonanie niezbędnych obliczeń i symulacji komputerowych działania układu.

5.4. Ocena skuteczności turbulizatorów

Wstępna ocena działania turbulizatorów aktywnych może być dokonana z wykorzystaniemsymulacji komputerowych.

Jednak z uwagi na brak w literaturze informacji na temat obliczeń turbulizatorów stosowa-nych w modelarstwie lotniczym, prace w tym zakresie powinny mieć również charakter eks-perymentalny.

eksperymentalne sprawdzenie skuteczności działania układów z turbulizatorami aktyw-nymi polega na uaktywnieniu turbulizatora tylko na jednym skrzydle. działanie turbulizatorapowinno zmniejszyć całkowity opór na tym skrzydle, co spowoduje, że model będzie miał ten-dencję do zakręcania w kierunku skrzydła bez turbulizatora, gdyż ma ono większy opór. gdytaki efekt nie będzie stwierdzony, oznacza to, że działanie turbulizatora jest nieskuteczne.

W celu przetestowania opracowanych rozwiązań, na etapie prototypu należy zachować kla-syczne usterzenie.

POdSUMOWaNIe

W opracowaniu przedstawiono układy z turbulizatorami pasywnymi i aktywnymi do gene-rowania wirów krawędziowych. W przypadku układów z turbulizatorami aktywnymi, zapre-zentowano możliwość ich zastosowania do sterowania siłą nośną skrzydeł modeli typu MaV, waspekcie poprawy stateczności i sterowania lotem.

Zastosowanie turbulizatorów aktywnych może być rozważane jako dodatkowy element kla-sycznego układu ze sterami.

Pod uwagę należy brać również koncepcję autonomicznego układu sterowania, z zastoso-waniem tego typu rozwiązań.

Praca finansowana ze środków budżetowych na naukę w latach 2009-2011 jako projekt roz-wojowy nr O r00 0059 06.

bIblIOgraFIa

[1] abłamowicz a.: Podstawy aerodynamiki i mechaniki lotu. Wydaw. Komunikacji i łączno-ści, Warszawa 1980.

[2] galiński C.: Kluczowe problemy w projektowaniu mikrosamolotów i entomopterów. Ofi-cyna Wydawnicza Politechniki Warszawskiej, Warszawa 2006.

[3] gursul I., Wang Z., Vardaki e.: review of flow control mechanisms of leading-edge vortices.Progress in aerospace Sciences, Vol. 43, 2007.

[4] huang a. i inni: applications of MeMS devices to delta wing aircraft: from concept deve-lopment to transonic flight test. aIaa, reno, Nevada, 01-0124, January, 2001.

[5] lee g-b. i inni: leading-edge vortices control on a delta wing by micromachined sensorsand actuators. Journal of american Institute of aeronautics and astronautics, 1999.


[6] lee g-b. i inni: robust vortex control of a delta wing by distributed MeMS actuators, Jo-urnal of aircraft, Vol. 37, No. 4, 2000.

[7] Mitchell a.M., delery J.: research into vortex breakdown control. Progress in aerospaceSciences, Vol. 37, 2001.

[8] Schier W.: Miniaturowe lotnictwo: abc modelarstwa lotniczego: zasady lotu, materiały i kon-strukcje, napęd i sterowanie, rekreacja i sport. Wyd. Komunikacji i łączności, Warszawa 1986.

[9] Staszek J.: Mechanika lotu modeli latających. Wyd. Komunikacji i łączności, Warszawa 1986.[10] Strzelczyk P.: aerodynamika małych prędkości. Oficyna Wydawnicza Politechniki rze-

szowskiej, rzeszów 2003.[11] http//saumodelarnia.fora.pl[12] http//topmodelcz.cz

PaWeł OSTaPKOWICZ

ANALYSiS OF CONCEPTiONS OF UNMANNED AERiAL VEHiCLES TYPE MAVS (MiCRO AiR VEHiCLES) FLiGHT CONTROL

BY USiNG MANEUVERiNG DEViCES LOCATED ON THE WiNGLEADiNG EDGE

Abstract

In the paper conceptions of @light control of the unmanned aerial vehicles type MAVs (micro air

vehicles) by using maneuvering devices in the form of vortex generator systems located on area

closed to the wing leading edge has been analyzed. The problems, related to the lift force, the drag

force and in@luence of the @light speed on aerodynamic characteristics of wings as well as, related

to classical @light control of aircrafts type MAVs and their @light stability has been discussed. The

aim of performed analysis of existing solutions was to prepare basis and assumptions for

elaboration of design solutions for such systems with active vortex generators.



KONCEPCJE ROZWiĄZAŃ WiBRACYJNYCH URZĄDZEŃMANEWROWYCH DO STEROWANiA LOTEM BEZZAŁOGOWYCH

MODELi LATAJĄCYCH TYPU MAV

PaWeł OStaPkOWIcz


Streszczenie

W artykule przedstawiono koncepcje i rozwiązanie projektowe układów wibracyjnych turbu-

lizatorów do generowania zaburzeń warstwy przyściennej na skrzydłach bezzałogowych modeli

latających typu MAV. Pod uwagę brano układy typu makro, z elementami roboczymi w postaci

wibrujących klap i membran. Jako źródła napędu zastosowano serwomechanizmy modelarskie i piezo-

generatory. Opracowanie projektowe poprzedzono prezentacją kilkunastu koncepcji wstępnych ta-

kich układów, z omówieniem przyjętych założeń funkcjonalnych i konstrukcyjnych, analizą kon-

strukcji i podstawowymi obliczeniami kinematycznymi.

WStĘP

z informacji zawartych w pracach [3, 4, 5] wynika, że zastosowanie w przypadku bezzało-gowych modeli latających typu MaV (ang. micro air vehicles) układów z aktywnymi turbuliza-torami – jako generatorów zaburzeń przepływu nad skrzydłem w postaci mikro-wirów, stwarzamożliwość sterowania i regulacji wartości siły nośnej skrzydeł.

celem zastosowania takich układów miałoby być polepszenie stateczności i możliwość ste-rowania lotem modelu, z uzyskaniem poprawy manewrowości, względem obecnie stosowa-nych rozwiązań z klasycznymi sterami.

Pod uwagę brane są dwa warianty rozwiązań takich układów: w pierwszym – jako elemen-tów wspomagających klasyczne układy ze sterami, w drugim – jako całkowicie autonomicz-nych urządzeń manewrowych, zastępujących klasyczne układy ze sterami.

Warto zauważyć, że usytuowanie aktywnych turbulizatorów na krawędziach natarcia skrzy-deł skraca stałe czasowe modelu, co pozwala na polepszenie jego charakterystyk dynamicz-nych.

Według informacji odnajdywanych w literaturze są to urządzenia o bardzo zróżnicowanejkonstrukcji i rodzaju energii wykorzystywanej przez elementy robocze układu, do wygenero-wania zaburzeń w postaci mikro-wirów.

Jednym z rozwiązań jest zastosowanie jako elementów roboczych turbulizatorów wibrują-cych klap lub membran. Mogą to być elementy typu mikro – oparte o technologie MeMS lubtypu makro – oparte o zastosowanie zewnętrznych wydzielonych źródeł napędu.

147kONcePcJe ROzWIązań WIBRacYJNYch URząDzeń MaNeWROWYch...

W niniejszym artykule przedstawiono koncepcje rozwiązań konstrukcyjnych układów z ak-tywnymi turbulizatorami, z elementami roboczymi typu makro w postaci wibrujących klapi membran. Jako źródła napędu elementów roboczych zastosowano typowe serwomechanizmymodelarskie i piezo-generatory.

Opracowując konstrukcje układów, przyjęto bazowy model mikro-samolotu, o masie około1 kg, latający z prędkościami do 100 km/h, o konstrukcji skrzydła typu delta. Do implementa-cji proponowanych rozwiązań układów wybrano istniejącą modelarską konstrukcję latającegoskrzydła w układzie delta Bullit 02039, czeskiej firmy topmodel cz.

2. teStOWe SkRzYDłO tYPU DeLta

2.1. Charakterystyka ogólna skrzydła typu delta

Skrzydła w układzie delta mają krawędź natarcia cofającą się ku tyłowi i są stosowane zwyk-le w samolotach nie mających ogonowego usterzenia poziomego. znajdują one częste zastoso-wanie w konstrukcji samolotów, które latają z prędkościami bliskimi prędkości dźwięku lub prze-kraczają ją.

W modelarstwie zastosowanie skrzydeł delta ma natomiast inny cel. Przy skręceniu końcówtakiego płata na mniejsze kąty natarcia uzyskuje się znacznie korzystniejsze charakterystyki podwzględem stateczności podłużnej. Stąd znajdują one zastosowanie, szczególnie w konstrukcjachbezogonowych, dla których samo skrzydło musi zapewniać wystarczającą stateczność modeluw locie.

Rys. 1. Rozkłady współczynników cP (obrazujące ciśnienie wzdłuż cięciwy) na grzbietowej stronieskrzydła skośnego [opracowano na podstawie 7]

Dla skrzydeł delta, podobnie jak dla skrzydeł skośnych, rozkłady ciśnień na profilach są wzglę-dem siebie przesunięte (rys. 1). W przypadku rozpatrywanych przekrojów a-a i b-b, znajdują-ce na obu profilach punkty a i B, w układzie skrzydła prostego, leżałyby na tej samej prostej pro-stopadłej do płaszczyzny symetrii modelu. W układzie skrzydła skośnego punkty te leżą na dwóchróżnych prostych, tj. są przesunięte względem siebie. Na tej samej prostej prostopadłej do płasz-czyzny symetrii modelu, na której w przekroju b-b znajduje się punkt B, w przekroju a-a znaj-duje się wówczas punkt a1. Przy czym w punkcie a1 ciśnienie jest wyższe niż w punkcie B, cowynika z faktu, że przedstawiony rozkład ciśnienia obrazuje podciśnienie. Stąd struga ma ten-dencję do zmiany kierunku od osi symetrii ku końcom skrzydła (rys. 2), zakrzywiając swój torna skutek wytworzonej różnicy ciśnień.

Przy dużych kątach skosu krawędzi natarcia skrzydła odsysanie strug wzdłuż tej krawędziwraz z rozkładem ciśnień na profilu stwarza warunki do tworzenia się wiru trąbiastego (rys.3). Oś takiego wiru jest w przybliżeniu równoległa do krawędzi natarcia i znajduje się ponadgórną powierzchnią skrzydła.

Rys. 2. Przebieg strug na grzbietowej stronie skrzydła skośnego [7]

Rys. 3. tworzenie się wirów trąbiastych na skrzydle delta [7]

Wir trąbisty zapobiega odrywaniu strug, poprzez ich „przyklejanie” w wewnętrznej częściwiru do powierzchni skrzydła. Dzięki temu możliwe jest uzyskanie wzrostu współczynnika siłynośnej cz do znacznie większych wartości i kątów natarcia niż przy skrzydle prostym. Skrzydłodelta nie traci siły nośnej nawet przy bardzo dużym kącie natarcia, większym niż dla skrzydłaskośnego.

Mniejsze ciśnienie panujące wewnątrz wiru powoduje również zwiększenie się podciśnieniana górnej stronie skrzydła, przez co powiększa się uzyskiwana siła nośna [7].

Powstawanie wiru trąbiastego prowadzi jednak do wcześniejszego oderwania strug na koń-cówkach i w efekcie do spadku efektywności lotek.

Podstawowe wady skrzydła delta, jak w przypadku konstrukcji bezogonowych, to: utrataczęści siły nośnej, ponieważ część skrzydła (krawędź spływu) jest używana jako powierzchniesterowe, znaczny spadek prędkości przy gwałtownych manewrach i duża powierzchnia nośna,która może powodować zwiększony opór powietrza i problemy ze sterownością modelu.

W modelarstwie spotyka się kilka rozwiązań płatowca z zastosowanym układem skrzydeło kształcie (obrysie) delta. W układzie bezogonowym, wśród nich, można wyróżnić dwa za-sadnicze rozwiązania:– z płaskim skrzydłem i wydzielonym kadłubem (rys. 4),– z przestrzennym skrzydłem bez wydzielonego kadłuba (rys. 5), określanym jako latające

skrzydło w układzie delta.

148 PaWeł OStaPkOWIcz


Podsumowując, skrzydło typu delta charakteryzuje się dość zadawalającymi parametramii cechami aerodynamicznymi, a przede wszystkim odpowiednią grubością i rozmiarami, costwarza możliwość montażu na krawędzi natarcia skrzydeł układów z aktywnymi turbulizato-rami, często o gabarytowo rozbudowanej konstrukcji i w wymaganej ilości kilku sztuk.

Rys. 4. Płatowiec w układzie skrzydła typu delta z wydzielonym kadłubem

Rys. 5. Płatowiec w układzie latającego skrzydła typu delta, bez wydzielonego kadłuba

Biorąc pod uwagę konieczność zabudowy na pokładzie modeli typu MaV podstawowych ele-mentów ich wyposażenia (serwomechanizmów do sterowania lotkami, pakietu akumulatorów,regulatora napięcia, układu czujników lotu z odbiornikiem radiowym lub układu autopilota z czuj-nikami) oraz potrzebę zamontowania elementów wyposażenia dodatkowego (np.: modułu ste-rującego i komunikacyjnego kamery do obserwacji patrolowanego terenu, czujników do wy-krywania przeszkód w locie autonomicznym, modułu rejestratora lotu z czujnikami lotu), do tegocelu lepiej nadaje się skrzydło przestrzenne bez wydzielonego kadłuba.

2.2. Charakterystyka modelu testowego latającego skrzydła w układzie delta Bullit02039

Model latającego skrzydła Bullit 02039 przedstawiono na rysunku 6.Model ma rozpiętość 840 mm, długość 680 mm. Powierzchnia skrzydeł wynosi 29,5 dm2.

W konstrukcji skrzydła zastosowano symetryczny profil Bell 540 (rys. 7). Płatowiec modelu wy-konano z balsy. Podstawę struktury płatowca stanowi przestrzenny szkielet, do którego przy-twierdzono poszycie zewnętrzne. Na elementy poszycia zewnętrznego nakleja się folię termo-kurczliwą. Schemat konstrukcji szkieletu i poszycia zewnętrznego, z uwzględnieniem

zasadniczych wymiarów, przedstawiono na rysunku 8. Dodatkowo na rysunku zaznaczono po-łożenie środka ciężkości modelu. W przestrzeniach pomiędzy elementami szkieletu i poszyciamontowane są elementy układu napędowego, układu sterowania oraz inne wyposażenie.

Rys. 6. Ogólny widok modelu Bullit 02039 [11]

Rys. 7. zarys profilu Bell 540 [10]

Rys. 8. Schemat konstrukcji płatowca:a) szkieletu: z1-z5 – żebra główne, zU – żebro pomocnicze, DP – dźwigar przedni, Dt – dźwigar tylny, DS –

belka usztywniająca, WP – wręga przednia, WS(4) – zespół czterech wręg środkowych, WU – wręga pomocnicza; pozostałe elementy płatowca: L – lotka, SP – statecznik pionowy;

b) poszycia: PP – poszycie przednie, PSP – poszycie środkowe przednie, PSt – poszycie środkowe tylne, Pt –poszycie tylne, PB – poszycie luku baterii



Na końcach skrzydeł umieszczono pionowe stabilizatory lotu. Do napędu modelu może byćzastosowany silnik elektryczny lub spalinowy, montowany z przodu. Sterowanie lotem modelujest realizowane poprzez regulację siły ciągu śmigła i dwoma lotkami. zależnie od wersji, cię-żar modelu gotowego do lotu wynosi 0,9-1,2 kg.

3. kONcePcJe ROzWIązań

3.1. Ogólna charakterystyka koncepcji

Dla projektowanych układów z aktywnymi turbulizatorami przyjęto dwa warianty rozwią-zań, z elementami roboczymi typu makro, w postaci:– wibrującej klapy (lub sekcji klap),– drgającej membrany (lub sekcji membran).

Do napędu elementów roboczych założono zastosowanie typowych serwomechanizmówmodelarskich i piezo-generatorów.

W obu rozwiązaniach generowanie zaburzeń przepływu w postaci mikro-wirów ma polegaćna mieszaniu strug powietrza przepływających nad powierzchnią skrzydła z powietrzem od-bijanym od powierzchni skrzydła przez wibrujące elementy robocze turbulizatorów.

Intensywność generowanego zjawiska zależy tu od wielkości energii mieszanych strug powietrzai ich wzajemnego stosunku. energia strugi opływającej skrzydło jest funkcją prędkości lotu mo-delu. Na energię strugi odbijanej od skrzydła mają wpływ parametry ruchu wibracyjnego ele-mentu roboczego turbulizatora: amplituda, prędkość i częstotliwość.

3.2. Założenia funkcjonalne i konstrukcyjne

analizując opis i schemat rozmieszczenia turbulizatorów przedstawiony w pracy [5] – (rys.9), określono dwa warianty rozwiązań układów:– w przypadku rozwiązania, które wspomagałoby działanie klasycznego układu ze sterami –

na płatowcu zostałyby zamontowane cztery zespoły turbulizatorów. Poszczególne turbuli-zatory zostałyby rozmieszczone na górnej powierzchni skrzydła tuż za krawędzią natarcia,tj. po dwa na lewej i prawej stronie;

– w przypadku rozwiązania, które miałoby całkowicie zastąpić układ z klasycznymi sterami –na płatowcu zostałoby zamontowanych osiem zespołów turbulizatorów. Poszczególne tur-bulizatory zostałyby rozmieszczone tuż za krawędzią natarcia: cztery na górnej powierzchniskrzydła i cztery na dolnej powierzchni skrzydła, tj. po dwa na każdą lewą i prawą stronę.

W obu wariantach turbulizatory mają się cechować odpowiednio dużą powierzchnią ich ele-mentów roboczych.

Powyższe rozwiązania dotyczą rozwiązań docelowych. W przypadku rozwiązania testowego,które zostanie zamontowane i przebadane na uprzednio opisanym modelu Bullit 02039, zało-żono zastosowanie jedynie dwóch pojedynczych wibracyjnych turbulizatorów, zamontowanychna górnej powierzchni skrzydła. W tym układzie, w celu przetestowania zaprojektowanych roz-wiązań turbulizatorów, testowy model ma nadal mieć zachowane klasyczne usterzenie.

Schemat rozmieszczenia turbulizatorów na testowym skrzydle, uwzględniający zarówno roz-wiązania docelowe i rozwiązanie testowe, przedstawiono na rysunku 10.

Pod uwagę brane są dwa rozwiązania napędu modelu: ze śmigłem umieszczonym z przodu(rys. 10a) oraz ze śmigłem umieszczonym z tyłu (rys. 10b). Rozwiązanie z napędem tylnym mana celu uzyskanie jak największych efektywnych powierzchni roboczych turbulizatorów, se-parowanych od zaburzeń przepływu, powodowanych przez obracające się śmigło. W przypadku


śmigła umieszczonego z tyłu, z uwagi na konieczność skrócenia długości lotek, zakładane jestpowiększenie ich szerokości.

Przyjęto następujące założenia konstrukcyjne:– rozwiązania turbulizatorów mają cechować się prostotą konstrukcji oraz poprawnością tech-

nologiczną. Mają być one łatwe w montażu, demontażu i obsłudze oraz sprawne i niezawodnew działaniu,

– do wykonania turbulizatorów mają być zastosowane dostępne na rynku piezo-generatoryoraz ultralekkie materiały: balsa, tworzywa sztuczne i stopy aluminium.

Rys. 9. Propozycje rozmieszczenia turbulizatorów na skrzydle typu delta, według [5]

Rys. 10. Obszary zamontowania poszczególnych turbulizatorów w układzie: a) ze śmigłem umieszczonym z przodu, b) ze śmigłem umieszczonym z tyłu

3.3. Rozwiązania z zastosowaniem serwomechanizmów modelarskich3.3.1. Rozwiązania wstępne

Rozwiązania wstępne turbulizatorów z uchylnymi wibrującymi klapkami, zamontowanymina górnej powierzchni skrzydła, przedstawiono na rysunkach 11-13. Są to układy w formie po-jedynczej klapki (rys. 11, 13a) lub kilku klapek, zgrupowanych w jednym segmencie (rys. 12,13b) lub w kilku segmentach (rys. 12, 13c).

Rys. 11. Schemat układu z pojedynczymi ruchomymi klapkami

Rys. 12. Schemat układu z pakietami ruchomych klapek

Rys. 13. Rozwiązania układów z klapkami: a) pojedynczymi, b) kilkoma w jednym segmencie, c) kilkoma z rozdzielnymi segmentami


3.3.2. Analiza rozwiązań wstępnych

analizując zaproponowane wstępne rozwiązania układów dostrzeżono kilka poniżej opisa-nych cech oraz sformułowano następujące wytyczne:– rozwiązania cechuje możliwość uzyskania dużych przemieszczeń (amplitud ruchu) elemen-

tów roboczych turbulizatorów przy niewielkich częstotliwościach, rzędu 1-2 hz. amplitudyruchu powinny wynosić nawet do kilku milimetrów;

– z uwagi na masę serwomechanizmów wykorzystywanych do sterowania standardowym uste-rzeniem rozpatrywanego modelu, która wynosi około 15-30 gramów30 gramów, w przypadkuzastosowaniu kilku (minimum czterech) dodatkowych identycznych serwomechanizmów ob-sługujących poszczególne turbulizatory, oznacza to wzrost masy modelu o minimum około60-120 gramów120 gramów;

– w celu odpowiedniego wyważenia modelu poprzez właściwe rozmieszczenie mas składo-wych elementów układu, wskazane jest maksymalne odsunięcie serwomechanizmów od kra-wędzi natarcia skrzydła w kierunku jego środka oraz zgrupowanie mechanizmów jaknajbliżej osi podłużnej modelu;

– z uwagi na ograniczenie masy modelu zalecane jest ograniczenie liczby składowych elemen-tów roboczych;

– istotnym zagadnieniem jest zapewnienie szczelności, tak aby do wnętrza kadłuba nie mogłaprzedostać się woda oraz odpowiednie rozwiązanie, które w przypadku dostania się wodydo wnętrza kadłuba umożliwiało odprowadzanie jej na zewnątrz.

3.3.3. Rozwiązania końcowe

Mając na uwadze poczynione spostrzeżenia, część z przedstawionych rozwiązań wstępnychturbulizatorów z wibrującymi klapkami mogą być przyjęte jako rozwiązania końcowe. W szcze-gólności dotyczy to układu z pojedynczą klapką, przedstawionego na rysunkach 11 i 13a. takiukład, z uwagi na dość prostą konstrukcję, jest łatwy do wykonania.

W oparciu o dokonaną analizę zaproponowano również kilka rozwiązań końcowych dla ukła-dów turbulizatorów z elementami roboczymi w formie wibrującej membrany. Membrana mabyć pobudzana do ruchu poprzez ukryte pod nią dodatkowe elementy. Są to następujące roz-wiązania:a) układ z membraną odkształcaną przez element wykonujący ruch wahadłowy

Jako dodatkowy element zastosowano wyprofilowaną ruchomą wkładkę, która wykonujeruch wahadłowy, wokół punktu jej obrotu (rys. 14). Wkładka posiada kilka odpowiedniouformowanych żeber. Żebra „wchodzą” w wykonane w poszyciu płata skrzydła specjalnewycięcia i wypychają ku górze membranę. Membranę wykonano z elastycznego cienkiegotworzywa i przyklejono ją do powierzchni płata skrzydła. Wkładkę za pomocą długiegocięgna połączono z dźwignią napędzającego ją serwomechanizmu.Po każdej ze stron płatowca, elementy robocze turbulizatorów mają być oddzielone od ichserwomechanizmów. W celu odpowiedniego wyrównoważenia samolotu serwomecha-nizmy zostaną zamontowane w centralnej części płatowca (rys. 15). elementy robocze turbulizatorów mają być zabudowane we wspólnej demontowanej obu-dowie (jej brak jest widoczny na rysunku 15 – po lewej stronie). Obudowa ma stanowić od-dzielną część i ma być przykręcana do zasadniczej części skrzydła. zewnętrzna po-wierzchnia obudowy zostanie ukształtowana z zachowaniem zarysu profilu skrzydła;



Rys. 14. Schemat układu: 1 – membrana, 2 – ruchoma obrotowa wkładka z perforowanymi żebrami, 3 – obudowa elementów roboczych turbulizatora, 4 – cięgno, 5 – zasadnicza część skrzydła,

6 – serwomechanizm modelarski

Rys. 15. Schemat rozmieszczenia elementów napędowych: 1 – klasyczny serwomechanizm obsługujący lotki; 2, 3 – serwomechanizmy obsługujące turbulizatory;

po lewej stronie widok modelu ze zdemontowaną obudową

b) układ z membraną odkształcaną przez element wykonujący ruch obrotowy

Jako dodatkowy element zastosowano rolkę z kilkoma mimośrodowo zamontowanymibieżniami (rys. 16). Podobnie, jak w poprzednim rozwiązaniu, poszczególne bieżnieumieszczono pomiędzy wykonanymi w płacie specjalnymi wycięciami. Membranę wyko-nano z elastycznego cienkiego tworzywa i przyklejono ją do powierzchni płata skrzydła.Napęd układu realizowany jest nie poprzez serwomechanizm modelarski, a poprzez sil-nik.Po każdej ze stron płatowca, elementy robocze turbulizatorów mają być zintegrowanez ich napędem (rys. 17).cały układ turbulizatora zamontowano w demontowanej obudowie (jej brak jest widocznyna rysunku 17 – po lewej stronie). Obudowa ma stanowić oddzielną część i ma być przykręcana do zasadniczej częściskrzydła. zewnętrzna powierzchnia obudowy posiada kształt zarysu profilu skrzydła.

Rys. 16. Schemat układu: 1 – membrana, 2 – obrotowe rolki mimośrodowe, 3 – obudowa elementówroboczych turbulizatora, 4 – silnik, 5 – zasadnicza część skrzydła

Rys. 17. Schemat rozmieszczenia elementów napędowych: 1 – klasyczny serwomechanizm obsługujący lotki; 2, 3 – silniki obsługujące turbulizatory; po lewej stronie

widok modelu ze zdemontowaną obudową

Rozwiązanie z zastosowanymi silnikami, w odróżnieniu od rozwiązania z serwomechaniz-mami modelarskimi, cechuje możliwość uzyskania większych częstotliwości pobudzeń mem-brany, z ich dodatkową regulacją poprzez zmianę prędkości obrotowej silnika.

Przestawione rozwiązania dzięki możliwości łatwej wymiany wkładki o różnych kształtachjej żeber lub przesuwania układu rolki mimośrodu stwarzają możliwość doboru najkorzyst-niejszej charakterystyki turbulizatora, przybliżając lub oddalając punkt oderwania strug po-wietrza od krawędzi natarcia skrzydła.

Istotnym zagadnieniem jest odpowiedni dobór serwomechanizmów i silników w zakresienastępujących wymaganych parametrów: wymiarów, prędkości działania, momentu obroto-wego i masy. Niezmiernie ważne jest również odpowiednie rozmieszczenie tych elementów,tak aby uniknąć stosowania dodatkowych mas, w celu wyrównoważenia modelu.

3.4. Rozwiązania z zastosowaniem piezo-generatorów3.4.1. Piezo-generatory – dane techniczne

W konstrukcji turbulizatorów przewidziano zastosowanie piezo-generatorów typu aPa 120Sfrancuskiej firmy cedrat technologies o masie 7,2 gramów (rys. 18 i 19) w układzie ze wzmac-niaczami cau10 o masie 2 gramów. cechuje je możliwość uzyskania częstotliwości ruchu drga-jącego na poziomie f = 7100 hz i amplitudy A = 140 μm, w stanie pracy bez obciążenia.

Rys. 18. Piezo-generator aPa 120S [9]


Rys. 19. Główne wymiary piezo-generatora aPa 120S [9]

3.4.2. Rozwiązania wstępne

Rozwiązania wstępne turbulizatorów, z zastosowanymi piezo-generatorami, które sterująelementami roboczymi w postaci drgającej klapki lub układu klapek, przedstawiono na rysun-kach 20 i 21.

Na rysunku 22 przedstawiono rozwiązanie wstępne turbulizatora, z zastosowanym piezo-ge-neratorem, który steruje elementem roboczym w postaci drgającej membrany. W najprostszejformie taki układ może być uzyskany poprzez przyklejenie piezo-generatora do cienkiej gięt-kiej płytki, wykonanej z tworzywa sztucznego.

Rys. 20. Schemat układu z drgającą pojedynczą klapką

Rys. 21. Schematy układów z drgającymi klapkami: a) o jednakowym skoku, b) o jednakowym wydłużonymskoku, c) o niejednakowym wydłużonym skoku



Rys. 22. Schemat układu z drgającą membraną

3.4.3. Analiza rozwiązań wstępnych

analizując rozwiązania wstępne turbulizatorów oraz parametry funkcjonalne zastosowa-nych piezo-generatorów typu aPa 120S, dostrzeżono kilka poniżej opisanych cech oraz sfor-mułowano następujące wytyczne:– przemieszczenie i prędkość elementów roboczych (klap / membran) muszą być na tyle duże

aby wygenerować odpowiednią prędkość powietrza wymaganą do skutecznego zakłóceniastrugi powietrza przepływającej nad płatem skrzydła i tym samym do wywołania zjawiskamikro-wirów;

– rozwiązania cechuje brak możliwości uzyskania dużych przemieszczeń (amplitud ruchu) ele-mentów roboczych turbulizatorów. Dają one jednak możliwość uzyskania dużych częstotli-wości ruchu, rzędu kilku tysięcy hz, która w praktyce ulegnie zapewne obniżeniu(wytłumieniu) do poziomu kilkudziesięciu lub kilkuset hz, z uwagi na zastosowane elementykonstrukcyjne i połączenia kinematyczne w układzie;

– konieczne jest maksymalne uproszczenie konstrukcji, z wyeliminowaniem zbędnych węz-łów kinematycznych;

– istotnym zagadnieniem jest możliwość regulacji częstotliwości pracy elementów roboczychturbulizatorów, z uwzględnieniem: prędkości lotu, kąta natarcia i innych parametrów lotu;

– elementy robocze turbulizatorów powinny wykonywać ruch oscylacyjny z możliwie naj-większymi amplitudami, przy czym należy sprawdzić jego wymagany zakres częstotliwości;

– istotnym zagadnieniem jest zapewnienie szczelności układu, tak aby do wnętrza kadłuba niemogła przedostawać się woda oraz odpowiednie rozwiązanie, tak aby w przypadku dostaniasię wody do wnętrza kadłuba móc ją odprowadzić na zewnątrz.

3.4.4. Obliczenia wstępne turbulizatorów

Istotnym zagadnieniem przy projektowaniu konstrukcji tabulatorów jest oszacowanie ichwymiarów i wielkości charakteryzujących kinematykę ich ruchu drgającego.

W celu osiągnięcia efektywnego działania turbulizatorów tj. odrzucenia przepływającychcząsteczek powietrza od powierzchni skrzydła i wzbudzenia zawirowań strugi, założono osiąg-nięcie przez drgające elementy robocze (membrany / klapy) turbulizatorów przyspieszeń napoziomie minimum 1G = 9,81 m/s2.

Przy tak zdefiniowanym warunku należy określić konieczny do uzyskania zakres częstotli-wości ruchu przy znanej wartości amplitudy ruchu.

Dla zaproponowanej konstrukcji rozwiązań turbulizatorów z zastosowaniem piezo-genera-torów aPa 120S przyjęto, że amplituda ruchu ich elementów roboczych (membran / klap) bę-dzie wynosiła a ≈ 0,08 mm.

W obliczeniach wykorzystano podstawowe zależności (1) opisujące przemieszczenie, pręd-kość i przyspieszenie w ruchu harmonicznym oraz zależność (2), która opisuje związek po-między częstością kołową i częstotliwością drgań.

, (1a-c)

, (2)

gdzie: A – amplituda, ω – częstość kołowa drgań, f - częstotliwość drgań.

Podstawiając do (1c) zależność (2), otrzymuje się:

, (3)

a następnie, pomijając funkcję harmoniczną -sin(ωt), zależność na wymaganą częstotliwośćdrgań, w funkcji przyspieszenia i amplitudy:

(4)

Uzyskane wymagane częstotliwości drgań dla określonych zakresów przyspieszeń i przyję-tej wartości amplitudy drgań a ≈ 0,08 mm, obliczone na podstawie powyższej zależności, ze-stawiono w tab. 1.

tab. 1. Wymagane częstotliwości drgań przy określonych zakresach przyspieszeń

analizując otrzymane wyniki obliczeń wstępnych i dane techniczne piezo-generatorów aPa120S można stwierdzić, że przy częstotliwościach ich działania dochodzących do 7100 hz ist-nieje realna możliwość zastosowania zaproponowanych rozwiązań turbulizatorów do genero-wania wirów.

W dalszej szczegółowej analizie dla przyjętych układów z membranami i klapkami należybrać pod uwagę postacie ich drgań własnych.

kolejne ważne zagadnienie dotyczy wyznaczenia wymaganego minimalnego wymiaru ele-mentu roboczego turbulizatora.

założono, że aby móc generować mikro-wiry, minimalny wymiar elementu roboczego tur-bulizatora w osi podłużnej modelu, dla określonych dowolnych: prędkości lotu modelu i częs-totliwości działania turbulizatora, powinien zapewnić każdej przepływającej cząsteczcepowietrza jej minimum jednorazowe odbicie od drgającej powierzchni turbulizatora.

Do wyznaczenia takiej zależności wykorzystano zależności (5) i (6). Pierwsza z nich określaczas pokonania danej drogi w ruchu ze stałą prędkością, a druga czas trwania pełnego okresudrgań w funkcji częstotliwości.

,(5)

gdzie: x – droga (wymiar elementu roboczego turbulizatora), υ– prędkość (cząsteczki powiet-rza),



,(6)

gdzie: T – okres drgań, f – częstotliwość drgań (elementu roboczego turbulizatora).

Przyrównując obie strony zależności (5) i (6), po dokonaniu przekształceń, otrzymuje się:

,(7)

gdzie: x – wymiar elementu roboczego turbulizatora [mm], υ – prędkość lotu modelu [km/h], f – częstotliwość drgań elementu roboczego turbulizatora [hz].

Dla określonych prędkości lotu i częstotliwości ruchu drgającego turbulizatora, minimalnewymiary (membrany / klapy) turbulizatora w osi podłużnej modelu, zostały zestawione w tab.2.

tab. 2. Minimalne wymiary turbulizatora w funkcji prędkości lotu i częstotliwości jego drgań

Przedstawione wyniki, przy założeniu, że wymiar powierzchni roboczej turbulizatora bę-dzie wynosił x ≈ 20 mm, a prędkość lotu modelu v ≈ 100 km/h, wskazują na konieczność zwięk-szenia częstotliwości działania elementu roboczego (membrany / klapy) turbulizatora dopoziomu powyżej 1000 hz.

Należy mieć na uwadze, że omawiane zagadnienie jest bardziej złożone. częstotliwość drgańturbulizatora zapewniająca jego najbardziej efektywne działanie jest funkcją prędkości lotu.Wraz ze zmianą prędkości lotu ulegają zmianie (odchyleniu) tory strug powietrza opływają-cego skrzydło. Strugi powietrza po powierzchni skrzydła poruszają się z prędkościami różnymiod prędkości lotu modelu. Ponadto należy również uwzględnić postacie drgań własnych ele-mentów roboczych (membran / klap) turbulizatora.

3.4.5. Rozwiązania końcowe

Mając na uwadze poczynione spostrzeżenia i wyniki obliczeń zaproponowano kilka rozwią-zań turbulizatorów z elementami roboczymi w formie wibrującej membrany. Są to następującerozwiązania:a) układ z drgającą membraną pobudzaną do drgań dwoma piezo-generatorami (rys. 23-25)

Układ opiera się na zastosowaniu turbulizatora z elementem roboczym w postaci drgają-cej membrany. Membrana wprawiana jest w ruch poprzez swobodnie zamontowaną drga-jącą ramkę osadzoną na dwóch piezo-generatorach. Piezo-generatory zamontowano doszkieletu skrzydła. Ramka może być wykonana:– z kilkoma owalnymi końcówkami, które „wchodzą” w wykonane w płacie skrzydła

otwory i pobudzają do drgań membranę (rys. 23),– w formie pojedynczego płata, który „wchodzi” w wykonany w płacie skrzydła dopa-

sowany kształtem otwór i pobudza do drgań membranę (rys. 24).


Powierzchnie robocze ramki stykające się z membraną mają posiadać specjalnie wyko-nane perforacje w celu zwiększenia efektu drgań membrany.Membranę wykonano z elastycznego cienkiego tworzywa i przyklejono ją do powierzchnipłata skrzydła. zapewnia ona wodoszczelność całemu układowi.cały układ turbulizatora może być zainstalowany w demontowanej obudowie, która możebyć montowana do czoła skrzydła (rys. 25a) lub jako część montowana w skrzydle od jegogórnej powierzchni (rys. 25b). zewnętrzna powierzchnia obudowy ma mieć kształt roz-patrywanego profilu skrzydła. zaletą przedstawionej koncepcji z zastosowaniem demon-towanej obudowy jest możliwość łatwej zmiany i doboru elementów układu turbulizatora(ilości, wielkości i kształtu otworów w płacie skrzydła, końcówek i ramki oraz materiałumembrany). Układ turbulizatora może być również wykonany bezpośrednio w skrzydle(rys. 25c). Jego montaż będzie wymagał wykonania otworów w skrzydle i pomocniczejklapy od spodu skrzydła;

b) układ z drgającą membraną pobudzaną do drgań pojedynczym piezo-generatorem (rys. 26-28)Układ opiera się na zastosowaniu turbulizatora z elementem roboczym w postaci drgają-cej membrany. Membrana wprawiana jest w ruch poprzez drgającą ramkę. W odróżnieniuod poprzedniego rozwiązania, gdzie zastosowano ramkę swobodnie spoczywającą nadwóch piezo-generatorach, ramka została poprzez specjalne uszczelki w kilku punktachelastycznie zamocowana do powierzchni wokół otworów wykonanych w płacie skrzydła.Pozwala to na wprawianie do drgań ramki przy użyciu zamocowanego do niej pojedyn-czego piezo-generatora, którego drugi koniec przytwierdzono do szkieletu skrzydła. Po-dobnie jak dla poprzedniego rozwiązania, ramka może być wykonana:– z kilkoma owalnymi końcówkami, które „wchodzą” w wykonane w płacie skrzydła

otwory i pobudzają do drgań membranę (rys. 26),– w formie pojedynczego płata, który „wchodzi” w wykonany w płacie skrzydła dopa-

sowany kształtem otwór i pobudza do drgań membranę (rys. 27).Powierzchnie robocze ramki stykające się z membraną mają posiadać specjalnie wyko-nane perforacje w celu zwiększenia efektu drgań membrany.Membranę wykonano z elastycznego cienkiego tworzywa i przyklejono ją do powierzchnipłata skrzydła. zapewnia ona wodoszczelność całemu układowi.cały układ turbulizatora może być zainstalowany w demontowanej obudowie, która możebyć montowana do czoła skrzydła (rys. 28a) lub jako część montowana w skrzydle od jegogórnej powierzchni (rys. 28b). Może to być też układ wykonany bezpośrednio w skrzydle(rys. 28c).

Rys. 23. Schemat układu z drgającą membraną pobudzaną przez dwa piezo-generatory w układzie z kilkoma owalnymi końcówkami ramki: 1 – membrana, 2 – ramka z owalnymi końcówkami,

3 – piezo-generatory, 4 – zasadnicza część skrzydła

Rys. 24. Schemat układu z drgającą membraną pobudzaną przez dwa piezo-generatory w układzie z pojedynczym płatem ramki: 1 – membrana, 2 – ramka z pojedynczym płatem,

3 – piezo-generatory, 4 – zasadnicza część skrzydła

Rys. 25. Schemat zamocowania układu: 1 – membrana, 2 – ramka, 3 – piezo-generatory, 4 – zasadnicza część skrzydła, 5 – obudowa

Rys. 26. Schemat układu z drgającą membraną pobudzaną przez pojedynczy piezo-generator w układzie z kilkoma owalnymi końcówkami ramki: 1 – membrana, 2 – ramka z owalnymi końcówkami,

3 – piezo-generator, 4 – zasadnicza część skrzydła



Rys. 27. Schemat układu z drgającą membraną pobudzaną przez pojedynczy piezo-generator w układzie z pojedynczym płatem ramki: 1 – membrana,

2 – ramka z pojedynczym płatem, 3 – piezo-generator, 4 – zasadnicza część skrzydła

Rys. 28. Schemat zamocowania układu: 1 – membrana, 2 – ramka, 3 – piezo-generator, 4 – zasadnicza część skrzydła, 5 – obudowa

Wadą koncepcji opartej o zastosowanie dwóch piezo-generatorów jest konieczność zastoso-wania aż dwóch takich elementów oraz zapewnienia synchronizacji ich działania. taki układ po-zwala jednak na zastosowanie większych rozmiarów powierzchni roboczej turbulizatorai uzyskanie większego zakresu amplitud ruchu niż dla układu z pojedynczym piezo-generato-rem.

W celu wyeliminowania membrany, która może powodować wytłumienie drgań o wyższychczęstotliwościach zaproponowano układ, gdzie rolę elementu roboczego przejmuje odpo-wiednio wyprofilowana ramka (rys. 29). Jest ona zamocowana i uszczelniana przez specjalnąuszczelkę. Ramka pobudzana jest do drgań przez pojedynczy piezo-generator lub dwa piezo-ge-neratory zamocowane do zasadniczej części skrzydła.


Rys. 29. Schemat układu z drgającą ramką pobudzaną przez pojedynczy lub przez dwa piezo-generatory: 1 – ramka, 2 – piezo-generator(y), 3 – zasadnicza część skrzydła,

4 – element mocujący i uszczelniający ramkę

4. ROzWIązaNIe PROJektOWe

Proponowane rozwiązanie projektowe układu z wibracyjnymi turbulizatorami uwzględniauprzednio zdefiniowane wytyczne i opracowane założenia konstrukcyjne.

4.1. Ogólna charakterystyka koncepcji układu

Spośród opracowanych koncepcji turbulizatorów wybrano układ typu drgająca klapka. Niniejszyprojekt, o charakterze rozwiązania testowego, dotyczy jedynie zastosowania na omówionej kon-strukcji latającego skrzydła Bullit 02039 dwóch pojedynczych turbulizatorów wibracyjnych.

turbulizatory zostaną zamontowane na górnej powierzchni rozpatrywanego skrzydła, w ob-szarze za krawędzią natarcia: po jednym z lewej i prawej strony skrzydła. Jako elementy robo-cze obu turbulizatorów zastosowano pojedyncze klapki o wymiarach i kształcie odpowiadają-cym wielkościom ustalonym w trakcie obliczeń wstępnych oraz wyprofilowaniu powierzchnipłata.

Schemat rozwiązania zespołu pojedynczego turbulizatora przedstawiono na rysunku 30. klap-ka turbulizatora zamocowana jest uchylnie wzdłuż jej czołowej krawędzi do struktury płatowca,a bezpośrednio z nią połączony piezo-generator wprawia ją w wibracje. W celu uzyskania jaknajwiększej wartości amplitudy ruchu klapki, piezo-generator zostanie usytuowany jak najbli-żej osi zamocowania klapki.

Rys. 30. Schemat układu turbulizatora z drgającą klapką: 1 – klapka, 2 – piezo-generator, 3 – zawias, 4 – uszczelnienie klapki, 5 – struktura płatowca

Sterowanie lotem modelu poprzez aktywne generowanie zjawiska zaburzeń przepływuw postaci mikro-wirów ma polegać na załączaniu odpowiedniego turbulizatora z określonymiparametrami wibracji jego elementu roboczego (klapki), tj. amplitudą i częstotliwością. zmianatych parametrów sygnałowo ma być realizowana poprzez odpowiednio zaprojektowany i wy-konany w tym celu układ elektroniczny. Układ ten będzie przetwarzał sygnał identyczny jak dosterowania serwomechanizmami na odpowiedni sygnał cyfrowy w standardzie wejścia wzmac-

niacza cau10 piezo-generatora aPa 120S.Mając na uwadze, że układ z wibracyjnymi turbulizatorami będzie zamontowany na omó-

wionej konstrukcji latającego skrzydła Bullit 02039, w celu uzyskania możliwości bezpiecz-nego testowania zaprojektowanych rozwiązań turbulizatorów w locie, rozpatrywany model manadal mieć zachowane dotychczasowe klasyczne usterzenie.

4.2. Lokalizacja turbulizatorów na skrzydłach modelu testowego

Schemat rozmieszczenia turbulizatorów na rozpatrywanym modelu Bullit 02039 przedsta-wiono na rysunku 31. Na rysunku uwzględniono lokalizację pozostałych przewidzianych dozamontowania w przedniej części płatowca elementów wyposażenia modelu: kamery i czujni-ków do detekcji przeszkód.

Istotnym zagadnieniem jest odpowiednie rozmieszczenie poszczególnych elementów wy-posażenia modelu, tak aby uzyskać wymagane jego wyważenie (położenie środka ciężkości).Według producenta, dla dotychczasowej konstrukcji modelu, środek ciężkości powinien sięznajdować w odległości 215÷225 mm od przedniej krawędzi płatowca.

zaproponowany sposób rozmieszczenia poszczególnych układów w przedniej częściskrzydła spowoduje konieczność przeniesienia napędu (silnika elektrycznego) na tył płatowca.Propozycje lokalizacji silnika przedstawiono na rysunku 31. Sposób widoczny po lewej stroniebędzie wymagał skrócenia długości lotek. W celu zachowania dotychczasowej wielkości po-wierzchni lotek niezbędne będzie zwiększenie ich wymiaru w osi podłużnej modelu. Sposób wi-doczny po prawej stronie umożliwi zachowanie dotychczasowej konstrukcji lotek, spowodujejednak większą ingerencję w strukturę płatowca. Wybór pomiędzy opcjami będzie zależny odwyposażenia modelu i mas poszczególnych jego elementów.

Rys. 31. Lokalizacja poszczególnych układów modelu: 1 – turbulizatory do generowania mikro-wirów, 2 – czujniki do detekcji przeszkód, 3 – kamera, 4 – silnik z piastą i śmigłem, 5 – gniazda przeznaczone do

zamocowania serwomechanizmów do sterowania lotkami

4.3. Opis konstrukcji turbulizatorów

turbulizatory zaprojektowano jako lekkie, modułowe konstrukcje, z wyeliminowaniem zbęd-nych węzłów kinematycznych, łatwe w montażu i demontażu. Widok kompletnego zespołu tur-bulizatora przedstawiono na rysunku 32. Oba turbulizatory są identyczne w konstrukcji. zostały


one zamontowane na modelu testowym, od jego górnej powierzchni (rys. 33).zespół pojedynczego turbulizatora składa się z następujących zasadniczych elementów:

– piezo-generatora typu aPa 120S w układzie ze wzmacniaczem cau10, który służy jakoźródło napędu elementu roboczego turbulizatora;

– elementu roboczego typu ruchoma wibrująca klapka. Jako klapkę lewego i prawego tur-bulizatora zastosowano łopaty od modeli śmigłowców. Są to elementy wykonane z two-rzywa sztucznego. Wymiary łopat (rys. 34) odpowiadają wymogom ustalonym w trakcieobliczeń wstępnych, a ich kształt wyprofilowaniu powierzchni płata modelu Bullit 02039.Powierzchnie łopat wynoszą około 50 cm2;

– podstawy, która służy jako rama do zamocowania klapki i piezo-generatora. Podstawę wy-konano z poliwęglanu.

Rys. 32. zespół turbulizatora: 1 – ramka, 2 – podstawa z zawiasami i tulejkami montażowymi, 3 – piezo-generator aPa120S

Rys. 33. Widok modelu testowego Bullit 02039 z zamontowanymi turbulizatorami

Rys. 34. Główne wymiary łopat zastosowanych jako elementy robocze turbulizatorów

PODSUMOWaNIe

Przedstawione koncepcje i rozwiązanie projektowe układu wibracyjnych turbulizatorów wy-kazują możliwość ich praktycznego wykonania i zastosowania.

Opracowane i zaimplementowane na modelu testowym latającego skrzydła w układzie deltaBullit 02039 rozwiązanie układu z wibracyjnymi turbulizatorami, z zastosowaniem piezo-ge-



neratorów aPa 120S, uwzględnia uzyskanie jak najmniejszej masy modelu testowego (około 1-1,5 kg), przy zachowaniu wymaganych własności aerodynamicznych (jak najmniejszy opór),odpowiednio dużej wytrzymałości konstrukcji, dużej elastyczności w zakresie możliwości jejtestowania oraz możliwość regulacji częstotliwości pracy elementów roboczych turbulizato-rów.

W celu weryfikacji zaproponowanego rozwiązania wymagane jest przeprowadzenie badańw tunelu aerodynamicznym i badań w locie.

Praca finansowana ze środków budżetowych na naukę w latach 2009-2011 jako projekt roz-wojowy nr O R00 0059 06.

BIBLIOGRafIa

[1] abłamowicz a.: Podstawy aerodynamiki i mechaniki lotu. Wydaw. komunikacji i łączno-ści, Warszawa 1980.

[2] Galiński c.: kluczowe problemy w projektowaniu mikrosamolotów i entomopterów. Ofi-cyna Wydawnicza Politechniki Warszwskiej, Warszawa 2006.

[3] huang a. i inni: applications of MeMS devices to delta wing aircraft: from concept deve-lopment to transonic flight test. aIaa, Reno, Nevada, 01-0124, January, 2001.

[4] Lee G-B. i inni: Leading-edge vortices control on a delta wing by micromachined sensorsand actuators. Journal of american Institute of aeronautics and astronautics, 1999.

[5] Lee G-B. i inni: Robust vortex control of a delta wing by distributed MeMS actuators, Jo-urnal of aircraft, Vol. 37, No. 4, 2000.

[6] Schier W.: Miniaturowe lotnictwo: abc modelarstwa lotniczego: zasady lotu, materiały i kon-strukcje, napęd i sterowanie, rekreacja i sport. Wyd. komunikacji i łączności, Warszawa 1986.

[7] Staszek J.: Mechanika lotu modeli latających. Wyd. komunikacji i łączności, Warszawa1986.

[8] Strzelczyk P.: aerodynamika małych prędkości. Oficyna Wydawnicza Politechniki Rze-szowskiej, Rzeszów 2003.

[9] http//www.cedrat.com[10] http//saumodelarnia.fora.pl[11] http//www.topmodelcz.cz

PaWeł OStaPkOWIcz

CONCEPTiONS Of SOLUTiONS Of ViBRATORY MANEUVERiNGDEViCES fOR THE fLiGHT CONTROL Of UNMANNED AERiAL

VEHiCLES TYPE MAVS (MiCRO AiR VEHiCLES)

Abstract

In the paper conception and design solutions of systems with vibratory vortex generators to gen-

erate flow disturbance on the wings of unmanned aerial vehicles type MAVs (micro air vehicles)

has been presented. Systems type macro, with elements in the form of vibrating flaps and mem-

branes, are taken into account. As drive units, standard servo motors used in the model-making

and piezo-actuators, were used. Preliminary the conceptions of such systems with vibratory vor-

tex generators and next the design solution of such system have been showed. Additionally, accepted

functional and constructional assumptions, analysis of elaborated construction and basic kinematic

calculations have been also presented.

PIL_216.pdf

Documents

Transcript of PIL_216.pdf