Dokumentacja techniczna

Studenckie Koło naukowe Lotników
Politechnika Rzeszowska
Wydział Budowy maszyn i lotnictwa
Ul. Powstańców Warszawy8, 35-959 Rzeszów
Bezzałogowy Aparat Latający
PR-5 Wiewiór +
DOKUMENTACJA TECHNICZNA
Spis treści
1. Wprowadzenie ...................................................................................................... 4
1.
Geneza projektu .............................................................................................................................. 4
2.
Skład drużyny .................................................................................................................................. 5
3.
Prace dyplomowe zrealizowane w ramach projektu ....................................................................... 5
2. Projekt koncepcyjny systemu ............................................................................. 6
1.
Założenia ......................................................................................................................................... 6
2.
Układ BSL oraz główne parametry geometryczne i masowe .......................................................... 6
3.
Konstrukcja i podział komponentów ................................................................................................ 7
4.
Opis misji i sposób jej realizacji ....................................................................................................... 7
3. Naziemna stacja kontroli lotu (NSKL) ................................................................. 7
1.
Naziemna stacja kontroli lotu ........................................................................................................... 7
2.
Planowanie i analiza misji ................................................................................................................ 8
3.
Obrazowanie danych ....................................................................................................................... 9
4.
Łączność NSKL z samolotem.......................................................................................................... 9
4. Systemy pokładowe ........................................................................................... 10
1.
Układy pomiarowe ......................................................................................................................... 10
2.
Komputer pokładowy ..................................................................................................................... 11
3.
System rozpoznania ...................................................................................................................... 11
4.
Układ stabilizacji lotu oparty na logice rozmytej. ........................................................................... 12
5. Katapulta ............................................................................................................. 15
1.
Charakterystyka urządzenia…………………………………………………………………..………...15
2.
Budowa…………………………………………………………………………………………………….15
6. System odzysku ................................................................................................. 16
1.
Spadochron krzyżowy……………………………………………………………………………………16
2.
Spadochron pierscieniowy……………………………………………………………………………….17
3.
Budowa…………………………………………………………………………………………………….18
7. Projekt wstępny płatowca BSP ......................................................................... 18
1.
Charakterystyki aerodynamiczne .................................................................................................. 19
2.
Zespół napędowy........................................................................................................................... 22
3.
Osiągi ............................................................................................................................................. 22
4.
Obciążenia ..................................................................................................................................... 24
8. Projekt konstrukcyjny BSP ................................................................................ 24
1.
Zabudowa systemów w BSP ......................................................................................................... 24
2.
Wyważenie .................................................................................................................................... 25
3.
Dokumentacja rysunkowa ............................................................................................................. 26
2
9. Opis konstrukcji i budowy ................................................................................. 27
1.
Opis budowy form .......................................................................................................................... 27
2.
Kadłub ............................................................................................................................................ 28
3.
Skrzydła ......................................................................................................................................... 29
4.
Usterzenie ...................................................................................................................................... 31
5.
Spis materiałów i oprzyrządowania ............................................................................................... 31
6.
Czas Budowy……………………………………………………………………………………………...31
7.
Modułowość konstrukcji………………………………………………………………………………….32
8.
Kosztorys projektu……………………………………………………………………………………......32
10.
Program prób ................................................................................................ 32
1.
Próby wytrzymałościowe ............................................................................................................... 32
2.
Próby w locie ................................................................................................................................. 33
3.
Testy systemu ratunkowego .......................................................................................................... 34
3
1.
1.
Wprowadzenie
Geneza projektu
Bezzałogowy Statek Latający PR-5 Wiewiór + został zaprojektowany przez grupę studentów
Wydziału Budowy Maszyn i Lotnictwa Politechniki Rzeszowskiej, przy współpracy dwóch kół
naukowych: Studenckiego Koła Naukowego Lotników (opiekun: dr inż. pil. Jerzy Bakunowicz,
a obecnie dr inż. Przemysław Mazurek) oraz koła naukowego Euroavia-Rzeszów (Opiekun: dr inż.
Grzegorz Kopecki). Do zespołu konstruktorów nalezą studenci: Maciej Dubiel, Michał Wojas, Marcin
Marchewka, Piotr Szaniec, Filip Pawlak, Jakub Rogóż, Grzegorz Gorzkiewicz, Grzegorz Szostek,
mgr inż. Przemysław Lekston oraz mgr inż. Piotr Nieckarz. Początki prac sięgają roku 2006, wtedy to
opracowano projekt wstępny aparatu łatającego PR-1 i rozpoczęto jego budowę. Konstrukcja PR-1
bazowała na materiałach i technologiach modelarskich, jedynie nieliczne elementy wykonano
z zaawansowanych technologicznie kompozytów polimerowych. We wrześniu tego samego roku
trzyosobowa ekipa z jeszcze nielatającym modelem wystartowała w konkursie na Bezzałogowy Statek
Latający organizowany przez Stowarzyszenie Młodych Inżynierów Lotnictwa, zajmując trzecie
miejsce. Po serii lotów oraz testów BSL PR-1 opracowano diametralnie zmodyfikowana konstrukcje.
Drugi samolot bezzałogowy posiadał skrzydła o integralnej konstrukcji i skorupowy
kompozytowy kadłub. PR-2 Gacek po raz pierwszy wzbił sie w powietrze 15 września 2007 roku na
lądowisku w Bezmiechowej podczas trwania Międzyuczelnianych Inżynierskich Warsztatów
Lotniczych, na których to nasz samolot zajął 2 miejsce.
Kolejny rok przyniósł kolejny, rozwinięty egzemplarz PR-3, który wyposażono w kompozytowe
skrzydła, zmieniono kształt kadłuba i umieszczono na dziobie ruchomą głowicę obserwacyjną,
wykonaną z kompozytu węglowego, w której znajdowała sie kamera o wysokiej rozdzielczości do
obserwacji obiektów z powietrza. W marcu 2008 do zespołu dołączył Michał Wojas. Opracował
i zbudował system ratunkowy, którego brakowało w poprzednich wersjach PR-1 i PR-2.
W roku 2009 zaprezentowano samolot PR-5 „Wiewiór”. Szereg zmian wprowadzonych
względem poprzednich wersji oraz rewolucyjna zmiana płatowca zaowocowały rozwiązaniem
zwycięskim w konkursie na najlepszy bezpilotowiec podczas Międzyuczelnianych Inżynierskich
Warsztatów Lotniczych 2009. Odniesiony sukces zachęcił nas do dalszego rozwoju konstrukcji.
Obecnie realizowana jest wersja samolotu PR-5 Wiewiór +(stworzony w międzyczasie
egzemplarz PR-4 oraz PR-6 brały udział w konkursie na samolot udźwigowy w USA – SAE Aero
Design w 2009 i 2010 roku). Podczas budowy niniejszego aparatu wykorzystano nowe rozwiązania
konstrukcyjne, programowe, technologiczne, materiałowe oraz wyposażenia, wynikłe z kilkuletniego
rozwoju samolotu bezzałogowego PR, a także z doświadczenia nabytego przez członków zespołu.
Główne zmiany:
Zmiana geometrii dziobowej części kadłuba zawierającą głowicę obserwacyjną
Pomniejsze zmiany geometrii płatowca
Zmiana struktury skorupy płatowca – zastosowanie konstrukcji przekładkowej z wypełniaczem
ulowym
Zastosowanie wyrzutni wspomagającej start aparatu
Formy pozytywowe frezowane w płycie MDF
4
2.
Skład drużyny
Maciej Dubiel – student 4-go roku MDLiK, specjalność: płatowce. W zespole zajmuje sie
pilotowaniem BSLa i budową płatowca. Jest głównym konstruktorem i budowniczym każdej
z powstałych wersji bezpilotowca. Brał udział w wykonaniu form, a także elementów kompozytowych.
W zespole od trzech lat.
Adres e-mail: mad_rc@op.pl
Michał Wojas – student 4-go MDLiK, specjalnosc: silniki lotnicze, a także Pilotaż. Konstruktor
systemu ratunkowego dla BSLa. Wykonał głowicę obserwacyjną oraz projekt, obliczenia i testy
spadochronu, mocowania go do płatowca oraz systemu jego wyrzucania. W zespole od dwóch lat.
Adres e-mail: hosik.kuba@gmail.com
Marcin Marchewka – student 2-go MDLiK. Wykonawca wyrzutni. W zespole od dwóch lat.
Adres e-mail: Marcin.epkk@gmail.com
Piotr Szaniec – student 3-go MDLiK, specjalność płatowce. Pomoc w budowie płatowca oraz
form, księgowość. W zespole od roku i czterech miesięcy.
Adres e-mail: piotr.szaniec@gmail.com
Filip Pawlak – student 3-go MDLiK. Pomoc w budowie płatowca oraz form, dokumentacja
techniczna. W zespole od czterech miesiecy.
Adres e-mail: f.pawlak@gazeta.pl
Jakub Rogóż – student 2-go MDLiK. Pomoc w budowie płatowca. W zespole od czterech
miesiecy.
Adres e-mail: jakub.rogoz@gmail.com
Grzegorz Gorzkiewicz – student 3-go MDLiK specjalność pilotaż. Wykonawca awioniki.
Adres e-mail: gtwice@trioptimum.com
Grzegorz Szostek – student 3-go MDLiK specjalność awionika. Wykonanie stacji naziemnej,
oraz systemu komunikacji z aparatem latającym oraz transferu danych.
Adres e-mail: gszo123@gmail.com
Mirek Musiał – student 3-go MDLiK specjalność pilotaż. Wykonawca sytemu obserwacji oraz
stacji naziemnej.
Adres e-mail: musiał.mirek@gmail.com
Mateusz Szpryngier – student 3-go MDLiK specjalność pilotaż. Wykonawca stacji
naziemnej.
Adres e-mail: szprynka@o2.pl
mgr inż. pil. Przemysław Lekston – absolwent Prz, specjalność pilotaż oraz student
specjalności awionika. Wykonawca systemu stabilizacji w locie.
Adres e-mail: p.lekston@gmail.com
mgr inż. Piotr Nieckarz – asystent naukowy PRz, absolwent PRz specjalność: samoloty.
Zakres działalności w drużynie: systemy CAD/CAM, frezowanie form pozytywowych, pomoc
w budowie płatowca i form negatywowych, konsultacje. W zespole od czterech miesięcy.
Adres e-mail: piotr_nieckarz@10g.pl
3.
Prace dyplomowe zrealizowane w ramach projektu
Wytrzymałość lotniczych elementów konstrukcyjnych na przykładzie skrzydła samolotu
bezzałogowego – Sebastian Majewski,
Flatter skrzydła małego samolotu bezzałogowego – Mateusz Biesok,
System transmisji danych dla bezpilotowych aparatów latających – Szymon Cyran,
System obserwacji dla operatora naziemnej stacji kontroli lotu samolotu bezzałogowego – Przemysław
Lekston,
Elektroniczny układ pozycjonowania anteny śledzącej – Mieczysław Małek.
5
2.
1.
Projekt koncepcyjny systemu
Założenia
Projekt musi być zgodny z regulaminem konkursu Bezzałogowy Statek Powietrzny (BSP) –
edycja 2010. Podstawowe wymagania stawiane przez regulamin konkursu przed systemem to:
maksymalna masa startowa nie może przekraczać 5 kg
W stanie gotowym do transportu płatowiec musi mieścić się w pojemniku transportowym
o wymiarach wewnętrznych 1000 x 300 x 350 mm.
BSP musi być wyposażony w system odzysku, zapewniający wyhamowanie prędkości lotu
i bezpieczne lądowanie z prędkością pionową nie przekraczającą 7m/s.
Założenia dodatkowe projektu, nie zawsze wynikające z regulaminu konkursu BSP:
Duża powtarzalność w przypadku wykonania produkcji seryjnej
Konstrukcja w całości wykonana z materiałów kompozytowych
2.
Układ BSL oraz główne parametry geometryczne i masowe
Wyboru układu płatowca dokonano na podstawie wcześniejszych doświadczeń członków
drużyny w zakresie budowy aparatów latających. Wybrany układ płatowca to górnopłat w układzie
klasycznym z usterzeniem Rudlickiego. Do doboru głównych parametrów geometrycznych płatowca
wykorzystano głównie metody statystyczne i empiryczne, ze szczególnym uwzględnieniem fragmentu
regulaminu konkursu narzucającego pojemnik transportowy. Wyznaczone parametry masowe
płatowca są przybliżonymi wartościami spodziewanymi, zostaną one doprecyzowane na etapie
projektu wstępnego, po ustaleniu topologii wewnętrznej samolotu.
Główne parametry BSL:
Płat:
profil
CLARKY 15%
rozpiętość:
2,14 m
wydłużenie geometryczne
8
zbieżność
0,5
Usterzenie
profil
NACA 0009
powierzchnia
0,24 m2
wydłużenie
2,16
zbieżność
0,6
Kadłub:
długość
1,35 m
wysokość
0,35m
Maksymalna masa startowa
masa struktury nośnej
masa wyposażenia
masa akumulatorów
masa zespołu napędowego
5kg
2,5 kg
1,3 kg
0,8 kg
0,4 kg
6
3.
Konstrukcja i podział komponentów
Płatowiec wykonany jest w całości z materiałów kompozytowych. Wszystkie główne
komponenty płatowca (kadłub, skrzydła, usterzenie) posiadają strukturę przekładkową
z wypełniaczem ulowym i okładzinami z kompozytu szklano-epoksydowego ze wzmocnieniami
z włókien węglowych i aramidowych. Skrzydła jednodźwigarowe z dźwigarem wykonanym
z materiałów kompozytowych – pasy z rowingu węglowego, ścianka dźwigara – przekładka
z wypełniaczem piankowym.
W celu umożliwienia transportu płatowiec jest częściowo demontowany. Demontowane są
skrzydła lewe i prawe, lewe i prawe usterzenie oraz kadłub rozkładany jest na część przednią i tylną.
Część przednia zawiera główne elementy wyposażenia radioelektronicznego oraz głowicę
obserwacyjną. Część tylna zawiera układ odzysku aparatu oraz jest łącznikiem miedzy pozostałymi
głównymi komponentami płatowca.
4.
Opis misji i sposób jej realizacji
Zadanie polega przygotowaniu i starcie BSP, a następnie na znalezieniu w obszarze
o powierzchni 1km2 celu o wymiarach 1,5 x1,5 m, a następnie podaniu współrzędnych geograficznych
i obserwacji celu. Częścią zadania jest również przelot po założonej trasie i lądowanie, najlepiej przy
użyciu spadochronu. Dużym atutem systemu BSP będzie automatyczne wykonanie elementów misji
(start, przelot po określonej trasie, obserwacja celu, lądowanie)
Do wykonania tej misji BSL będzie posiadał ruchomą głowicę obserwacyjną wyposażoną
w kamerę oraz aparat fotograficzny. Obrazy z kamery i aparatu przekazywane będą w czasie
rzeczywistym do stacji naziemnej, dzięki której, jej operator będzie przeprowadzał obserwację terenu.
Po zlokalizowaniu celu, zadaniem operatora stacji naziemnej jest stała obserwacja oraz wykonanie
zdjęć z powietrza.
3.
1.
Naziemna stacja kontroli lotu (NSKL)
Naziemna stacja kontroli lotu
Stacja naziemna składa sie z komputera klasy PC, umieszczonego w skrzyni z monitorem LCD
oraz z modemem nadawczo-odbiorczym, odbiornikiem video oraz systemem sterowania kamery.
Została ona zmontowana od podstaw, bazując na przenośnej obudowie wykorzystanej w poprzednim
projekcje PR-5.
Najważniejsze jej elementy to:
- Procesor AMD Athlon II X2 3, GHz, 2.0 MB Cache
- Płyta główna MSI 785GM-E51 z wbudowanym modułem graficznym ATI Radeon HD4200
- Zasilacz AC/DC MICRO ATX&PFC 230V/12V
- Monitor LG Flatron W1943SS-PF 18,5”
Wszystkie części składowe zostały umocowane w obudowie. Płyta główna została umocowana na
specjalnie przygotowanej płycie z aluminium. Zostały na niej umiejscowione specjalne wkręty z tuleją
dystansową, pozwalające na łatwe zamontowanie płyty głównej. Aluminiowa platforma została
przymocowana do obudowy za pomocą kleju na gorąco, podobnie jak zasilacz AC/DC. Dysk twardy
został umocowany do istniejącej wcześniej ramy za pomocą specjalnej półki aluminiowej. Monitor
został umiejscowiony w specjalnie wykonanej ramie, która następnie została przykręcona do górnej
części obudowy. Celem zakrycia powierzchni nieużytkowych wokół wyświetlacza, umocowano
specjalnie przygotowane zaślepki z czarnej pleksy, z możliwością łatwego demontażu. Pozostałe
podzespoły elektroniczne przykryte zostały dwiema specjalnie wykrojonymi płytami aluminiowymi,
7
z których jedna miała przygotowane otwory pod wloty powietrza do wentylatorów procesora
i zasilacza. Obydwie płyty zostały wykończone za pomocą szczotki drucianej.
Stacja naziemna
Schemat blokowy stacji naziemnej
2.
Planowanie i analiza misji
Program do stacji naziemnej umożliwia wizualizację parametrów lotu samolotu. Dane mogą być
odbierane z samolotu w czasie rzeczywistym bądź analizowane po locie na podstawie
zintegrowanego systemu rejestracji parametrów. Program pokazuje dane takie jak: orientacja
przestrzenna samolotu, pozycja geograficzna, kurs, wysokość i prędkość lotu (aerometryczne oraz na
podstawie systemu GPS), temperaturę OAT i procesora, czas GPS. Parametry przedstawiane są na
wyświetlaczach podobnych do tych spotykanych w zwykłych samolotach, pozycja jest przedstawiana
na trójwymiarowej mapie wraz z rysowaniem przebytej drogi. Dodatkowo przedstawiane są liczbowe
wartości analizowanych parametrów.
Wykonywane są wykresy prędkości i wysokości w funkcji czasu. Przy analizie w czasie rzeczywistym
są one tworzone na bieżąco z dotychczas otrzymanych danych, przy analizie po locie tworzone są na
podstawie danych odczytanych z pliku.
Program umożliwia także sterowanie systemem ratunkowym samolotu, położeniem głowicy kamery,
oraz aparatem.
8
Interfejs graficzny oprogramowania do planowania i analizy misji
3.
Obrazowanie danych
Obrazowanie danych odbywa się w sposób dwojaki: Przy pomocy gogli, które zakłada
operator, odpowiadający za manipulator ruchu głowicy obserwacyjnej. Na goglach wyświetlany jest
widok z kamery dziobowej oraz parametry z centrali areometrycznej w czasie rzeczywistym za
pomocą oprogramowania OSD. Na głównym monitorze NSKL wyświetlona jest mapa terenu wraz
z pozycją samolotu w przestrzeni oraz głównymi parametrami lotu pobieranymi z GPS i AHRS.
4.
Łączność NSKL z samolotem
Parametry lotu przekazywane są przy pomocy radiomodemów Atmel ZigBit ATZB-A24
pracujące w paśmie 2,4 GHz, natomiast transmisja obrazu odbywa sie przy pomocy nadajnika video
o częstotliwości pracy 2,4 GHz. Sygnał sterowania samolotem przekazywany jest drogą radiową na
paśmie 35 MHz. Sterowanie głowicą obserwacyjną odbywa się za pośrednictwem komputera
pokładowego.
9
4.
1.
Systemy pokładowe
Układy pomiarowe
- AHRS MicroStrain 3DM-GX1 – określa położenie przestrzenne samolotu (kąty Eulera) i przesyła do
komputera pokładowego za pomocą interfejsu RS-232
Specyfikacja:
Zakres położenia (pochylenie,
przechylenie, odchylenie)
360° wszystkie osie (macierz
orientacji, kwaternion) ± 90°, ±
180°,± 180° (kąty Eulera)
żyroskopy: ± 300°/sek FS
Zakres czujników
przyspieszeniomierze: ± 5 g FS
magnetometry: ± 1.2 Gauss FS
Rozdzielczość pomiarowa
<0.1° minimum
Powtarzalność
0.20°
Dokładność
± 0.5° typowo dla warunków
statycznych ± 2.0° typowo dla
warunków dynamicznych
Tryby prezentacji danych
macierz, kwaternion, kąty Eulera
oraz 9 wyskalowanych wyjść z
czujników
Transmisja cyfrowa
szeregowo RS-232 & RS-485
- moduł gps GlobalTop FGPMMOPA6B:
Częstotliwość: L1 (1575,42MHz), kod C/A, 66 kanałów
Zintegrowana antena wewnętrzna
Częstotliwość uaktualniania: 5 Hz / protokół NMEA 0183
Dokładność horyzontalna: 3m (50%)
Interfejs UART/USB
Funkcja wstrzymania
Czas akwizycji danych:
Gorący (hot) start: 1 sek
Ciepły (warm) start: 34 sek
Zimny (cold) start: 35 sek
Czułość śledzenia: -165 dBm
Pobór mocy: 37mA / 3.3V
Chipset: firmy MediaTek
Wymiary: 16.0 x 16.0 x 6.0 mm
- przetwornik ciśnienia statycznego Freescale Semiconductor MPXA6115A
- zakres pomiarowy: 15-115kPa
- dokładność: ±1,5%
- przetwornik ciśnienia dynamicznego Freescale Semiconductor MPX5010DP
- zakres pomiarowy 0-10kPa
- dokładność: ±5%
- czujnik temperatury National Semiconductor LM335
- zakres pomiarowy: -40°C do 100°C
- dokładność: ±1°C
10
2.
Komputer pokładowy
Samolot jest wyposażony w mikrokontroler Silicon Laboratories C8051F040, będący głównym
elementem systemu zbierania i transmisji danych.
Specyfikacja:
- 25 MIPS 8051 CPU
- 64 kB or 32 kB Flash
- 4352 B RAM
- 12-bit przetwornik ADC do 100 ksps
- 8-bit przetwornik ADC do 500 ksps
- 64 Cyfrowe I/O
2
- Interfejsy 2xUART, SPI, CAN, I C
Mikrokontroler zbiera dane z systemów cyfrowych (GPS, AHRS) poprzez interfejsy szeregowe, z
czujników analogowych poprzez wbudowany przetwornik ADC, oraz steruje ruchami kamery w głowicy
i aparatem cyfrowym. Komunikuje się ze stacją naziemną poprzez modem firmy Atmel.
3.
System rozpoznania
Sercem systemu rozpoznania jest kamera przeznaczona do nadzoru wizyjnego firmy Novus.
Dodatkowo w głowicy zamontowany jest aparat cyfrowy, który robi zdjęcia na życzenie operatora stacji
naziemnej.
Kamera wyposażona jest w kolorową matryce SONY CCD o
przekątnej 1/3”, która cechuje się większą odpornością na drgania.
Najważniejsze parametry zostały zestawione w tabeli:
Matryca
Rozdzielczość pozioma
Czułość
Migawka
Balans bieli
Kompresja jasnego tła
Zasilanie
Pobór mocy
Wymiary (mm):
Masa
SONY SuperHAD HQ1 DSP
540TVL
0,5lx/F=2.0
Automatyczna: 1/50s ~ 1/100 000s
Automatyczny
Automatyczna
12 VDC
2W
38 (szer) x 38 (wys) x 38 (dł)
25 g
Kamera Novus, model: HVC-HC100B
Standardowy obiektyw f=3.8 mm, w który wyposażony był wybrany przez nas model zastąpiony został
obiektywem f=6 mm firmy EVIX przeznaczonych do tego typu sprzętu. Większa ogniskowa
spowodowała polepszenie ostrości obrazu, co pozwoliło na dokładniejszą obserwację terenu. Wadą
tego rozwiązania jest zmniejszenie pola widzenia, czego bezpośrednim następstwem będzie
konieczność większej aktywności operatora kamery.
Podstawę kamery stanowi głowica o dwóch stopniach swobody, pozwalająca na kontrolę przechylenia
i pochylenia. Wykonana została z aluminium i materiałów kompozytowych. Jej zastosowanie zwiększa
pole widzenia oraz ułatwia obserwację.
Całość wmontowana została w oryginalną obudowę kamer przemysłowych .
11
Wykorzystanie gotowego, powszechnie dostępnego elementu obniżyło
koszty. Mocowanie do kadłuba w systemie trzypunktowym pozwala na
stabilizację i dodatkową redukcję drgań, które mogłyby wystąpić na
skutek dwupunktowego(niestatecznego) połączenia obudowy układu
wizyjnego z płatowcem.
Kopułka kamery
Kamera obserwacyjna wraz z mocowaniem
4.
Układ stabilizacji lotu oparty na logice rozmytej.
Samolot bezzałogowy PR-2 „Gacek” został wykorzystany jako platforma do testowania
systemu stabilizacji lotu obejmującego stabilizację przechylenia, wysokości i prędkości. Pochylenie
samolotu jest utrzymywane w poprawnym zakresie dzięki dodatniej stateczności samego samolotu
wspomaganej przez automat zwiększania stateczności, będący również elementem omawianego
układu stabilizacji. Samolot PR-2 wyposażony w omawiany system stabilizacji w pełni automatyczne
wykonuje lot po prostej, krążenie z zadana prędkością kątowa odchylenia, utrzymuje stałą prędkość w
locie poziomym oraz zadaną prędkości wznoszenia lub opadania. Ponadto, przedstawione w
poprzedniej edycji rozwiązanie stabilizacji pochylenia zostało uzupełnione o obsługę steru kierunku co
pozwoliło na wyeliminowanie niestateczności holendrowania oraz poprawienie koordynacji wejścia i
wyjścia z krążenia. Jest to kolejny krok grupy konstruktorskiej SKNL do zaprojektowania i wykonania
w pełni funkcjonalnego autopilota dla całej rodziny aparatów bezzałogowych PR.
Głównym założeniem projektowym opisywanego układu stabilizacji było stworzenie układu
przypominającego standardowego autopilota montowanego na pokładzie samolotu lotnictwa ogólnego
(jak PA34 „Seneca II” lub PA28 „Arrow”). Zatem wybór czy sterowanie odbywa się automatycznie czy
też manualnie pozostaje ciągle w gestii pilota operatora i odbywa sie za pośrednictwem jednego
przełącznika na aparaturze modelarskiej. Odpowiada to załączeniu funkcji „Roll” i „VS” w panelu
sterowania autopilotem samolotu załogowego. Zadana prędkość kątowa odchylania jest wprowadzana
z aparatury poprzez pokrętło potencjometru o zakresie od „maksymalnie w lewo” poprzez „po prostej”
do „maksymalnie w prawo”. Podobnie zadana prędkość wznoszenia (lub opadania) obsługiwana jest
pokrętłem potencjometru na aparaturze, dając płynną możliwość wyboru pomiędzy opadaniem
wznoszeniem i lotem poziomym. Po wprowadzeniu obu parametrów samolot wykonuje w pełni
automatyczny lot po prostej i krążenie przy zadanych prędkościach pionowych.
12
Schemat ogólny układu stabilizacji lotu
Cały układ sterowania lotem, obejmujący zarówno sterowanie ręczne jak i automatyczną
stabilizacje obsługiwany jest poprzez 7 kanałów odbiornika aparatury RC. Priorytetowy sygnał to
położenie przełącznika źródła sygnału sterującego dla serwomechanizmów wykonawczych. Tu,
w zależności od długości impulsu PWM wyboru sterowania (1ms lub 2ms), na serwomechanizmy
modelarskie podawany jest ostateczny sygnał sterujący, bezpośrednio z aparatury RC (sterowanie
ręczne), lub z mikrokontrolera (sterowanie automatyczne). W przypadku wybrania opcji sterowania
ręcznego na przełączniku źródła sygnału sterującego kontrola nad lotem aparatu PR-2 przebiega jak
w przypadku zwykłego modelu RC za pomocą 4 kanałów odbiornika aparatury RC. Z kolei przy
wyborze lotu automatycznego aparatura modelarska służy wyłącznie przekazaniu nakazanych
wartości czemu służą dwa kanały odbiornika. Wielkość prędkości obrotowej odchylania oraz prędkości
pionowej z odbiornika są przechwytywane przez mikrokontroler rodziny 8051 na którym
zaimplementowany jest rozmyty stabilizator lotu. Wyjściowy sygnał sterowania automatycznego jest
dalej podawany na przełącznik źródła sygnału. Tu z kolei, w zależności od długości impulsu PWM
wyboru sterowania (1ms lub 2ms), na serwomechanizmy modelarskie podawany jest ostateczny
sygnał sterujący, bezpośrednio z aparatury RC (sterowanie ręczne), lub z mikrokontrolera (sterowanie
automatyczne).
Wielkości fizyczne wykorzystywane do ustabilizowania przechylenia w zakręcie to:
•
•
•
•
•
Przyspieszenie ay wzdłuż osi OY samolotu mierzone za pomocą 3-osiowego
cyfrowego akcelerometru LIS302DL, obsługiwanego przez interfejs SPI;
Prędkość kątowa odchylania r określana poprzez żyroskop ADXRS150ABG, który
podaje sygnał w postaci analogowej od 0.25V do 4.75V (2.5V to brak obrotu).
Prędkość kątowa pochylania q, żyroskop j.w.
Ciśnienie dynamiczne, mierzone za pomocą przetwornika różnicowego MPXV5004DP
Zmiana ciśnienia statycznego w czasie, przetwornik j.w.
Zmierzone wielkości przetwarzane są za pomocą regulatora opartego na logice rozmytej
zaimplementowanego na ww. mikrokontrolerze. Regulator został stworzony za pośrednictwem
programu FuzzyTech 5.0 i w obecnej wersji składa sie z dwu oddzielnych kanałów, które niezależnie
obsługują przechylenie i pochylenie samolotu. Docelowo układ ten będzie wzbogacony o połączenia
skrośne poprawiające zachowanie sterowanego obiektu podczas głębokich zakrętów.
13
Schemat zastosowanego regulatora logiki rozmytej
Płaszczyzny sterowania regulatora rozmytego zastosowanego w PR-2
Dla umożliwienia współdziałania regulatora rozmytego z mikrokontrolerem należało stworzyć
interfejsy wejścia i wyjścia, które „tłumaczyły” wielkości charakteryzujące ruch samolotu oraz instrukcje
wychylenia lotek. Przykładowo zarówno na wejściu jak i wyjściu regulatora rozmytego wykorzystywane
są 8-bitowe zmienne o formacie „unsigned”, z kolei dla peryferia PCA sterującego generowaniem
sygnału PWM dla serwomotorów konieczna jest wartość z zakresu od 60005 do 62770
uwzględniająca zarówno wynik z regulatora jak i dane kalibracyjne.
Zastosowany mikrokontroler - C8051F040 - ma na tyle duży zapas peryferiów jak i mocy
obliczeniowej, że powinien być w stanie obsłużyć również tryb nakazowy wykorzystujący sygnał z
odbiornika GPS. Docelowo powinno to umożliwić stworzenie pełnego autopilota z wszystkimi
podzespołami (z wyjątkiem anten i czujników) na jednym płycie PCB.
14
5.
1.
Katapulta
Charakterystyka urządzenia
Jako urządzenie startowe używamy katapulty wykorzystującej siłę naciągu gum. Spośród
wszystkich rozwiązań ułatwiających start bezzałogowa, jest to metoda najbardziej bezpieczna,
niezawodna i odpowiednio nieskomplikowana, co zapewnia pewność działania, łatwość obsługi
i naprawy, oraz komfortową obsługę. Zarówno zwalnianie wózka jak i naciąganie gum odbywa się
mechanicznie, przez co uniezależniamy się od kapryśnej elektroniki i potrzeby zasilania urządzenia.
Obliczenia
Interesujące nas parametry takie jak prędkość, siła naciągu, długość rozbiegu czy
przeciążenie, zostały obliczone po przyjęciu założonej liniowej zależności siły od rozciągnięcia gum:
Po rozwiązaniu równania różniczkowego otrzymujemy:
W poniższej tabeli zamieszczono wyniki obliczeń dla katapultowania samolotu PR-5 Wiewiór
+, przy użyciu 8 gum, przy zmiennej długości ich rozciągania. Na podstawie takich obliczeń została
dobrana ilość, średnica i długość gum oraz długość szyny, tak, aby stworzyć najbardziej optymalne
warunki startu samolotu – zapewniające odpowiednią prędkość katapultowania przy małym
przeciążeniu, oraz możliwie najkrótszej długości katapulty.
Droga [m]/[%]
Siła naciągu [N]
Przeciążenie [g]
Czas rozbiegu [s]
0,39 (130%)
80,60
1,1
0,317
Prędkość
katapultowania [m/s]
1,54
0,52 (140%)
107,49
1,7
0,292
2,44
0,65 (150%)
134,37
2,2
0,280
3,31
0,78 (160%)
161,25
2,7
0,273
4,17
0,91 (170%)
188,14
3,3
0,268
5,01
1,04 (180%)
215,02
3,8
0,265
5,86
1,17 (190%)
241,91
4,3
0,262
6,70
1,3 (200%)
268,80
4,9
0,260
7,54
1,43 (210%)
295,67
5,4
0,259
8,38
1,56 (220%)
322,56
6,0
0,257
9,22
1,625 (225%)
336,00
6,2
0,257
9,64
2.
Budowa
Katapulta zbudowana została głównie z aluminium, w celu uzyskania jak najmniejszej jej
masy, w niektórych miejscach istniała jednak potrzeba zastosowania elementów stalowych (pręty do
15
mocowania gum, oś blokady wózka, mocowania nóżek). Do hamowania wózka wykorzystana jest siła
sprężystości gum napędzających, wspomagana dodatkowymi gumami hamującymi zamocowanymi na
osobnym pręcie. Rolę blokady utrzymującej wózek w pozycji „do startu” pełni wyfrezowany na
uczelnianej frezarce hak, zamocowany na stalowej osi, blokowany dzięki sprężynie skrętnej,
i zwalniany przez linkę. Obsługuje ją pilot samolotu, z bezpiecznej odległości 2 metrów od katapulty.
Katapulta zablokowana jest stalowym prętem z jednej strony, a z drugiej spoczywa na aluminiowych
nóżkach, o zmiennej długości, umożliwiających ustawienia dowolnego kąta nachylenia katapulty
względem ziemi w zakresie 12-30 stopni.
Zdjęcia z budowy katapulty
Próby katapulty
6.
1.
System odzysku
Spadochron Krzyżowy
Spadochrony tego typu używane są najczęściej, jako spadochrony hamujące, dzięki dobrej
wytrzymałości konstrukcji. Uzyskuje sie to dzięki odpowiedniemu przepływowi powietrza pomiędzy
prostokątami bocznymi. Ich kolejna zaleta jest również znacznie większy czas otwarcia w porównaniu
do tradycyjnych spadochronów. Dzięki powolnemu otwarciu prędkość wytracana jest wolniej i co za
tym idzie przeciążenia działające na ładunek, linki oraz czaszę spadochronu są mniejsze.
Spadochrony tego typu najczęściej są używane w samolotach myśliwskich do skracania dobiegu przy
lądowaniu.
16
Koncepcja spadochronu krzyżowego
Powierzchnia całkowita:
Powierzchnia kwadratu bazowego:
Powierzchnia trapezu bocznego:
Wysokość trapezu:
Długość boku kwadratu bazowego:
Znamionowa długość linki:
Współczynnik oporu:
Prędkość opadania:
2.
1.98m2
0.5m2
0.37m2
520mm
710mm
1200mm
1.1
6.2 [m/s]
Spadochron pierścieniowy
Spadochrony tego typu używane są najczęściej, jako spadochrony ratunkowe. Ich główną
zaleta jest błyskawiczne otwarcie i szybkie wyhamowanie. Wada jest jednak to, że są używane do
stosunkowo niewielkich prędkości. Oddziałują duże przeciążenia podczas tak szybkiego otwarcia.
Zapewniają jednak stabilne i powolne opadanie przy stosunkowo niewielkiej powierzchni. Stosuje sie
pewne metody spowalniania otwarcia czaszy. Powszechnie stosowane są osłony na czasze lub tzw.
Slajdery czyli pierścienie na linki, które podczas otwarcia wstrzymują rozwarcie linek a co za tym idzie
otwarcie całej czaszy.
Koncepcja spadochronu pierścieniowego
17
Powierzchnia:
Znamionowa długość linek głównych:
Znamionowa długość linki centralnej:
Znamionowa długość linek kominowych:
Współczynnik oporu:
Prędkość opadania:
3.
2.3m2
1445mm
1295mm
266mm
1.44
3.1 [m/s]
Badania
Przeprowadzono badania spadochronu pierścieniowego. Różne warianty geometryczne zostały
zaprojektowane w Cati, następnie przebadane przy pomocy programu Flowizard. Wyniki przedstawia
poniższy wykre.
3,25 cx
3,15
3,05
2,95
2,85
2,75
2,65
2,55
2,45
2,35
2,25
2,15
2,05
1,95
1,85
1,75
1,65
1,55
1,45
1,35
1,25
98
200x50x0-(y)deg
200x50x15-(y)deg
200x50x30-(y)deg
200x50x45-(y)deg
200x50x60-(y)deg
103
108
113
118
123
128
133
138
α[ ]
Charakterystyka cx od kąta tworzącej
Rysunek poniżej przedstawia sposób wyznaczenia kąta tworzącej.
18
7.
1.
Projekt wstępny płatowca BSP
Charakterystyki aerodynamiczne
Szacowana liczba Re:
dla danych:
W projekcie PR-5 Wiewiór + zastosowano profil CLARK Y 15%. Przyjęte charakterystyki
aerodynamiczne pokazano na rysunkach:
Cz( )
-10
-5
1,8
1,6
1,4
1,2
1
0,8
0,6
0,4
0,2
0
-0,2 0
-0,4
5
10
15
Charakterystyka Cz(a) Profilu CLARKY15 dla Re=400000
Cx(Cz)
0,05
0,045
0,04
0,035
0,03
0,025
0,02
0,015
0,01
0,005
0
-0,5
0
0,5
1
1,5
2
Charakterystyka Cx(Cz) Profilu CLARKY15 dla Re=400000
19
Geometrię skrzydeł wyznaczono jako prostokątne, bez wzniosu w części wewnętrznej
o
o
z trapezowymi końcówkami o wzniosie 1 (zmniejszony z 4 w stosunku do PR-5 „Wiewiór”) w celu
polepszenia sterowności poprzecznej. Po dobraniu profilu skrzydeł i ustaleniu geometrii samolotu
wyznaczono biegunową samolotu.
Cx(Cz)
0,16
0,14
0,12
0,1
0,08
0,06
0,04
0,02
0
-0,5
0
0,5
Profil
1
1,5
2
samolot
Charakterystyka Cz(a) samolotu PR-5 Wiewiór +
Biegunowa analityczna samolotu:
Rozkład Cz wzdłuż rozpiętości skrzydła (wg Schrenka)
20
Wizualizacja rozkładu siły nośnej, oporu i momentu podłużnego skrzydeł
v [m/s]
0
-5 0
10
20
30
40
50
w [m/s]
-10
-15
-20
-25
-30
-35
Biegunowa prędkości
Prędkość minimalna:
10,55 [m/s]
Prędkość ekonomiczna:
11,13 [m/s]
Prędkość optymalna:
12,32 [m/s]
Minimalna prędkość opadania:
1,13 [m/s]
16
14
12
h [%]
10
8
6
4
2
0
0
10
20
30
v [m/s]
40
50
60
Zapas stateczności w funkcji prędkości
21
2.
Zespół napędowy
Elementy zespołów napędowych:
Silniki
AXI 2820-12
Śmigła
APC 11x5,5
Akumulatory
Li-Po Dualsky 5000 mAh
Regulatory
Jeti Advance 40 Opto Plus
Osiągi zespołu napędowego:
maksymalny ciąg statyczny:
1,72 [kg]
obroty:
9230 [obr/min]
pobierany prąd:
32 [A]
Wykres parametrów pracy silnika w funkcji natężenia prądu
3.
Osiągi
Prędkość minimalna:
10,55 [m/s]
Prędkość maksymalnego wznoszenia:
15,7 [m/s]
Maksymalna prędkość wznoszenia:
6,59 [m/s]
Prędkość maksymalna w locie poziomym:
26,3 [m/s]
22
P[N]
35
30
25
20
15
10
5
0
0
10
20
30
40
w [m/s]
Ciąg wymagany do lotu poziomego
Ciąg rozporządzalny
Wykresy ciągu niezbędnego i rozporządzalnego w funkcji prędkości poziomej w warunkach
normalnych
8
6
w [m/s]
4
2
0
-2
0
10
20
30
40
-4
-6
v [m/s]
Wykres maksymalnej prędkości pionowej w funkcji prędkości poziomej w warunkach normalnych
23
4.
Obciążenia
Z powodu braku przepisów podobnych obiektów latających Krzywą obciążeń manewrowych
skonstruowano w oparciu o przepisy CS-23.
Krzywa obciążeń manewrowych samolotu PR-5 Wiewiór +
8.
1.
Projekt konstrukcyjny BSP
Zabudowa systemów w BSP
Główny moduł elektroniczny samolotu mieści sie w głowicy. Umieszczona tam jest kamera
(przymocowana do ruchomej głowicy), nadajnik video, komputer pokładowy, modem, a także bateria
zasilająca li-pol Dualsky (umieszczone na wysuwanej płytce węglowo - aramidowej).
Głowica wraz z wysuwanym modułem wyposażenia elektronicznego
24
Baterie zasilające silniki znajdują sie w skrzydłach miedzy gondolami i kadłubem przed
dźwigarem głównym. Aparat umieszczono na dolnej ściance kadłuba. Nad nim znajduje się AHRS
i skrzynka spadochronowa. GPS przymocowany jest na górnej ściance kadłuba za skrzydłami
i osłonięty przezroczystą kopułką z tworzywa sztucznego.
2.
Wyważenie
Rozkład masy elementów BSL
Tabela wyważenia:
Odległość od
bazy (xi)
[m]
mi*xi
[kg*m]
0,81
-0,05
-0,0405
1,36
-0,245
0,3332
Gondole + silniki
0,55
-0,125
-0,06875
4
System odzysku
0,38
0,075
0,0285
5
Usterzenie
0,29
0,77
0,2233
6
Kadłub
0,61
0,155
0,09455
7
Skrzydła
0,96
0,04
0,0384
Suma:
4,96
L. p.
Nazwa
Masa
(mi)
[kg]
1
Baterie zasilające silniki
2
Głowica + dziób
3
0,6087
Obliczenia środka ciężkości:
25
3.
Dokumentacja rysunkowa
Rysunek gabarytowy bezpilotowca w 3 rzutach:
26
Rozmieszczenie płatowca w skrzyni, rzuty:
9.
Opis konstrukcji i budowy
Geometria oraz układ ogólny BSL należą do rozwiązań klasycznych, powszechnie
spotykanych w konstrukcjach lotniczych, zarówno „dużych” samolotów, jak i modelach latających.
Funkcja podzespołów oraz elementów konstrukcyjnych jednoznacznie określone. Całość struktury
nośnej płatowca wykonana jest z materiałów kompozytowych, przy użyciu form negatywowych.
Wszystkie główne elementy płatowca mają analogiczną strukturę i podobny sposób wykonania.
1.
Opis budowy form
Pierwszą rzeczą konieczną do dalszych czynności związanych z budową BSL było wykonanie
form pozwalających wykonać skorupę płatowca. Formy wykonano w dwóch etapach: formy
pozytywowe, a następnie formy negatywowe.
Formy pozytywowe wykonano za pomocą frezarki numerycznej na podstawie wygenerowanej
wcześniej dzięki systemowi CATIA V5 geometrii podzespołów. Przy użyciu programu EdgeCAM
opracowano ścieżki dla narzędzi plotera frezującego, a następnie wygenerowano zrozumiały dla
maszyny G-code. Po przygotowaniu półfabrykatów i zamontowaniu ich na stole frezarki przystąpiono
do obróbki ubytkowej. W celu przyspieszenia prac wykonano dwie formy pozytywowe elementów
symetrycznych jako lustrzane odbicia. Surowe formy pozytywowe poddano obróbce polegającej na
27
lakierowaniu i wykańczaniu papierem ściernym, a następnie polerowaniu w celu uzyskania gładkiej
powierzchni.
Po wykończeniu form pozytywowych przystąpiono do wykonania form negatywowych. Formy
pozytywowe pokryto żelkotem. Kolejny etap to położenie warstw tkaniny z włókna szklanego,
a następnie wklejenie przygotowanych wcześniej elementów wzmacniających i zalaminowanie ich
tkaniną szklaną. Po stężeniu żywicy zdjęto gotowe formy negatywowe. Ewentualne wady form
zaszpachlowano, zeszlifowano oraz wypolerowano.
2.
Kadłub
Konstrukcja
Kadłub podzielony jest na dwie części. Podział ten jest podziałem wynikającym z założeń
konstrukcyjnych uwzględniających możliwość transportu w regulaminowym pojemniku. Dzięki
podziałowi kadłuba uzyskano dwie wymienne części z wyraźnie wyodrębnionymi funkcjami Część
przednia jest modułem zawierającym wyposażenie radioelektroniczne, anteny oraz system obserwacji.
Część tylna kadłuba jest łącznikiem między pozostałymi głównymi komponentami płatowca. Zawiera
węzły mocowania skrzydeł, usterzenia przedniej części kadłuba, spadochronu oraz mocowanie do
wyrzutni.
Część tylna kadłuba jest konstrukcją o strukturze przekładkowej z okładzinami wykonanymi
z tkaniny szklanej i wypełniaczem. Dodatkowo ścianki kadłuba wzmacniane są tkaniną węglową w
miejscu łączenia z innymi komponentami. Wręgi wykonane z włókien węglowych.
Część przednia kadłuba jest strukturą skorupową wykonaną z warstw kompozytu szklanego
i węglowego. W przedniej części znajduje się przeźroczysta kopułka z tworzywa sztucznego pełniąca
rolę osłony systemu obserwacji.
Opis budowy
Pierwszym etapem budowy kadłuba było przygotowanie komponentów polegające na
nałożeniu separatora oraz wycięciu płatów materiałów niezbędnych do budowy. Wykonanie skorup
rozpoczęto od nałożenia lakieru na formy. Po jego wyschnięciu nałożono warstwę żywicy
epoksydowej, a na nią warstwy tkanin szklanych, wzmocnień z tkanin węglowych i aramidowej, oraz
wypełniacza. Następnie przykryto delaminażem, folią perforowaną i matą odsysającą i powtórnie
pozostawiono do stężenia żywicy pod dociskiem próżniowym.
Po wyjęciu z worka próżniowego półproduktów skorup kadłuba obcięto nadmiar materiałów,
a następnie wyrównano brzegi. Wklejono elementy mocowania usterzenia, a następnie przystąpiono
do sklejenia połówek kadłuba. Do ich wzajemnego ułożenia i wyrównania i ustalenia wykorzystano
formy negatywowe, w których powstały wcześniej połówki kadłuba. Połówki połączono wewnątrz form
za pomocą paska tkaniny szklanej.
Po połączeniu połówek skorupy kadłuba wykończono krawędź łączenia, a następnie wycięto
otwory na klapki zapewniające dostęp do wnętrza kadłuba. Po tym wklejono węzły mocowania
przedniej części kadłuba, skrzydeł i spadochronu. Przeprowadzenie niezbędnych przewodów
elektrycznych zakończyło ten etap budowy.
Przednia część kadłuba wykonana jest analogicznie do tylnej, z drobnymi wyjątkami. Jej
struktura nie posiada wypełniacza, a jedynie warstwy tkanin szklanych i węglowych, toteż sposób
wykonania połówek skorup tej części różni się nieznacznie od tylnej części kadłuba. Po nałożeniu
separatora, lakieru i warstwy żywicy na formę nakładane są warstwy tkanin o większej gramaturze,.
Po zalaminowaniu niezbędnej ilości warstw tkaniny, a następnie delaminażu, folii perforowanej i maty
odsysającej nadmiar żywicy, całość pozostawiana jest do stężenia żywicy pod dociskiem próżniowym.
Po utwardzeniu żywicy wyciągnięciu z formy połówek skorupy, odcięciu nadmiaru i wyrównaniu
28
krawędzi sklejono je razem podobnie jak tylną część kadłuba. Po wykończeniu krawędzi łączenia
wklejono elementy łączenia z tylną częścią kadłuba oraz elementy konstrukcji niezbędne do montażu
wyposażenia elektronicznego.
3.
Skrzydła
Konstrukcja
Skrzydła z centropłatem o obrysie prostokątnym bez wzniosu i trapezowymi końcówkami
o
o wzniosie 1 . Skrzydła bez skosu. Wyposażone są w mechanizację postaci lotek o połowie
rozpiętości skrzydła i cięciwie 20% cięciwy skrzydła. Skrzydła posiadają strukturę skorupową
analogiczną do struktury tylnej części kadłuba, tj. przekładka z okładzinami z włókna szklanego
i wypełniaczem ulowym. Skrzydła posiadają dźwigar główny z pasami z rowingu węglowego.
Obciążenia pochodzące od momentów gnących i sił tnących z dźwigara przenoszone są do kadłuba
przez okucia, zaś moment podłużny od skrzydeł przenoszony jest do kadłuba przez parę okucia
głównego skrzydła oraz pręt węglowy umieszczony w tylnej części skrzydła.
Na skrzydłach umieszczone są gondole silnikowe wykonane jako skorupa z warstw tkaniny
szklanej i węglowej przesyconych żywicą epoksydową, wzmocnione wręgami wykonanymi również
z kompozytu szklano-węglowego. Mocowane są do skrzydła za pomocą śrub nylonowych.
rozkład momentów gnących wzdłuż rozpiętości skrzydła
Siła tnąca wzdłuż rozpiętości skrzydła
29
Rekcje w węźle okucia głównego skrzydła
Opis budowy
Z racji podobieństwa struktury skorupy skrzydeł do tylnej części kadłuba, proces ich
wykonania również jest podobny. Zaczyna się od nałożenia warstwy separatora lakieru na formy oraz
wycięcia płatów materiału do budowy, następne nałożono wypełniacz i zamykającą warstwę tkaniny
szklanej. Miejsca demontowanych klapek dostępowych wzmocnione są dodatkową warstwą pianki
poliestrowej. Po przykryciu całości delaminażem, folią perforowaną oraz matą odsysającą,
pozostawiono pod dociskiem próżniowym do czasu stężenia żywicy.
Równolegle przygotowano dźwigary. Dzięki specjalnej konstrukcji formy możliwe było
przygotowanie dźwigarów do dwóch skrzydeł jednocześnie w jednej formie.
Po przygotowanie półwyrobów do budowy skrzydeł, które polegało na obcięciu nadmiaru
materiału i wyrównaniu krawędzi elementów kompozytowych, przystąpiono do montażu skrzydeł.
Wykonano zakładki pozwalające na późniejsze sklejenie skorupy. Do dźwigara przykręcono i
przyklejono wycięte wcześniej okucie. Wklejono ścianki lotek oraz dźwigar główny, a następnie
sklejono połówki skrzydeł. Po sklejeniu połówek dolnych i górnych skrzydeł wykończono krawędź
klejenia, a następnie oddzielono lotkę, którą potem zamocowano do skrzydła za pomocą zawiasów.
Montaż dźwigni lotek, umieszczenie serwomechanizmów, oraz wyposażenia w skrzydłach zakończyło
ten etap budowy.
Równolegle przygotowywano gondole silnikowe. Ich budowa rozpoczęła się od zalaminowania
w formach negatywowych skorup z włókien szklanych i węglowych, które po obcięciu naddatków
i wyrównaniu brzegów sklejono ze sobą za pomocą pasków tkaniny szklanej. Po tym wklejono
półżebra i wręgę do mocowania silnika i przewiercono otwory dla śrub mocujących.
30
4.
Usterzenie
Konstrukcja
Usterzenie płatowca PR-5 Wiewiór + jest usterzeniem w układzie motylkowym o obrysie
trapezowym. Dzieli się na zamocowany na stałe stabilizator oraz ruchomy ster. Usterzenia posiada
strukturę podobną do skrzydeł, to jest skorupę przekładkową z okładzinami z włókna szklanego
i wypełniaczem. zastosowanie takiej struktury pozwoliło wyeliminować obecność dźwigara i tym
samym zredukować masę usterzenia. Usterzenie mocowane jest do kadłuba za pomocą dwóch
prętów z włókna węglowego.
Opis budowy
Po przygotowaniu materiałów do budowy skorupy usterzenia, pokryto separatorem, a
następnie lakierem. Po tym przystąpiono do laminowania skorup, które rozpoczęto od nałożenia
warstwy żywicy oraz poszczególnych warstw tkanin oraz wypełniacza, a następnie zostawiono do
stężenia żywicy pod dociskiem próżniowym. Po wyciągnięciu półproduktów z form, obcięto nadmiar
materiału i wyrównano krawędzie. Następnie wklejono balsowe ścianki sterów i dźwigara oraz tuleje
prętów mocujących usterzenie o kadłuba. Po tym sklejono połówki skorupy usterzenia, i wykończono
klejone krawędzie. Następnie oddzielono stery i powtórnie je wklejono za pośrednictwem zawiasów.
Montaż dźwigni sterów, serwomechanizmów i popychaczy zakończył budowę usterzenia.
5.
Spis materiałów i oprzyrządowania
Narzędzia użyte do budowy:
•
•
•
Numeryczny ploter przemysłowy Kimla,
Pompa próżniowa – technologia Vacuum.
Narzędzia ręczne
Materiały użyte do budowy:
•
•
•
•
•
•
•
6.
Płyta HDF,
Tkaniny szklane, węglowe, , aramidowe o różnych gramaturach -wykonanie form
negatywowych i elementów płatowca,
Rowing węglowy i szklany,
Aramidowy wypełniacz komórkowy
Żywica epoksydowa, lotnicza certyfikowana L285, utwardzacz H286, wypełniacze: aerosol,
mikrobalon,. płatki bawełniane – wyrób form negatywowych, elementów płatowca, a także ich
łączenie,
Duraluminium PA7 – okucia,
Rurki i pręty aluminiowe oraz węglowe – bagnety, elementy ustalające form.
Czas budowy
Wykonanie wszystkich elementów od momentu zaprojektowania w Cati, do momentu sklejenia
skorupek oraz ich wykończenia zajmuje około 35 dni roboczych. Zakładamy tutaj wspólną pracę 3
osób (w zależności od ilości pracowników ten czas może ulec zmianie).
31
7.
Modułowość konstrukcji
Konstrukcja PR-5 Wiewiór + podzielona jest na 4 główne elementy: kadłub, głowica, skrzydła,
stateczniki. Dzięki zaawansowanej technologii wykonania form negatywowych jesteśmy w stanie
odtworzyć każdy element konstrukcyjny w przeciągu 6 dni roboczych (łącznie z obróbką wykańczającą
oraz niezbędnymi mechanizmami). Prosty system łączenia głównych elementów pozwala na
nieograniczoną ich zamienność.
Formy negatywowe
8.
Kosztorys projektu.
Koszt projektu szacujemy na około 30 000 zł. Wliczamy tutaj koszt materiałów potrzebnych do
budowy oraz kompletnego wyposażenia (awionika, system ratunkowy, katapulta, stacja naziemna).
Opracowanie technologii produkcji, proces projektowania oraz godzinowy wymiar pracy znacząco
podwyższają całkowity koszt.
10.
1.
Program prób
Próby wytrzymałościowe
Próbom sztywnościowym poddano skrzydło samolotu bezzałogowego PR-2 Gacek. Skrzydło
o konstrukcji integralnej, wypełnienie skrzydła z ażurowanego polistyrenu ekspandowanego, natomiast
pokrycie z warstwy balsy klejonej żywicą epoksydową oraz wysokowytrzymałej folii termokurczliwej.
Skrzynka bagnetowa o przekroju prostokątnym zrobiona ze sklejki lotniczej klejonej żywicą
epoksydowa i wzmocnionej rowingiem węglowym. Skrzydło wzmocniono dwoma żebrami oraz jednym
półżebrem, łączonymi ze skrzynka bagnetowa.
32
Schemat struktury skrzydła poddanego próbom sztywnościowym
W eksperymentalnych próbach sztywnosciowych określono doświadczalnie położenie środka
sił poprzecznych (SSP) oraz dokonano pomiaru sztywności giętnej. Poszukiwane wartości są
niezbędne do wyznaczenia momentu skręcającego skrzydła oraz weryfikacji danych otrzymanych
w drodze obliczeń metodą analityczną. W pierwszej kolejności wyznaczono SSP, a następnie znając
jego położenie wyznaczono parametry sztywności giętnej.
Opis stanowiska
W celu wykonania próby zbudowano stanowisko składające sie z platformy do sztywnego
utwierdzenia skrzydła, odbierającego wszystkie stopnie swobody w jego nasadzie. Wykonano układ
obciążający składający sie z obejmy skrzydła, cięgien, belki poziomej i szalki z obciążnikami. Odczyt
strzałki ugięcia wykonano przy pomocy dwóch teodolitów optycznych
Opis przebiegu próby.
Próba została przeprowadzona dla trzech przekrojów skrzydła odległych od utwierdzenia
odpowiednio o y1, y2, y3. Układ obciążano stopniowo aż do wartości maksymalnej 8 [kg].
Stanowisko do pomiaru sztywności giętej
Odległość SSP od krawędzi natarcia w 70% rozpiętości:
xT=115 [mm]
Sztywność giętna wynosi w 70% cięciwy :
m =614,032 [Nm/rad]
2.
Próby w locie
Pierwsze próby w locie wiązały się z oblotem BSL i miały na celu weryfikację oraz regulację
własności lotnych. Miały one na celu w pierwszej kolejności stateczność i sterowność oraz
sprawdzenie jakości reakcji samolotu na wychylenie powierzchni sterowych. Po niezbędnej regulacji
i uzyskaniu zadowalających własności lotnych płatowca rozpoczęto dalsze próby, łącznie z rejestracją
głównych parametrów lotu.
33
3.
Testy systemu ratunkowego
Dnia 02.05.2009 wykonano 4 próby w locie w celu zbadania dwóch typów spadochronów:
krzyżowego i pierścieniowego. W wyniku tych badan uzyskano wykresy zależności wysokości od
czasu. Wykorzystano do tego czujniki ciśnieniowe e-logger. Próby te zostały zarejestrowane na
kamerze z ziemi, dzięki czemu dobrano odpowiednia długość głównej linki nośnej oraz długość
nakładanej osłony czaszy w celu spowolnienia otwierania spadochronu pierścieniowego. Na tej
podstawie oszacowano współczynniki oporów obu typów spadochronów. Poniżej przedstawiono
wybrane wykresy z opisanych prób oraz wyniki prób spadochronów.
Zapis testu spadochronu pierścieniowego
Zapis testu spadochronu krzyżowego
Prędkość opadania dla spadochronu pierścieniowego: v=3.2 [m/s]
Prędkość opadania dla spadochronu krzyżowego:
v=6.1 [m/s]
Współczynnik siły oporu spadochronu pierścieniowego: Cx=1.53
Współczynnik siły oporu spadochronu krzyżowego:
Cx=1
34