Dokumentacja techniczna PWR BALSA

Studenckie Koło Naukowe DaVinci
Politechnika Wrocławska
Wydział Mechaniczno-Energetyczny
Dokumentacja techniczna
PWR BALSA
1. Wstęp
a. Historia uczestnictwa
Politechnika Wrocławska i koło naukowe Da Vinci uczestniczyło już w konkursie na bezzałogowy
statek powietrzny w roku 2005, 2006 i 2009.
b. Organizacja zespołu
Karol Łukaszewski – absolwent Inżynierii Lotniczej, student 2-go roku Budownictwa,
koordynator, projektant
Jakub Kluz – absolwent Inżynierii Lotniczej, koordynator, pilot
Piotr Leśniak – student 2-go roku WME, MiBM
Aleksander Marcinkiewicz - student 2-go roku WME, MiBM
Karol Rosiak – student 4-go roku WME, MiBM
Roman Kierzkowski – doktorant Wydz. Informatyki
Grzegorz Duszyński – student 2-go roku Wydz. Informatyki
c.
Realizacja pracy dyplomowej.
Bezzałogowy statek latający PWR BALSA jest realizacją pracy dyplomowej jednego z członków
zespołu – Karola Łukaszewskiego. Praca ta zawiera m.in. projekt aerodynamiczny i sylwetkę
płatowca.
2. Projekt
a. Założenia projektowe
 masa maksymalna startowa do 5 kg,
 możliwie duża długotrwałość lotu, z jak najmniejszym wydatkiem energetycznym,
 w stanie gotowym do transportu płatowiec musi zmieścić się w pojemniku
transportowym o wymiarach wewnętrznych 1000 x 300 x 350 mm,
 wyposażony w system spadochronowy zapewniający wyhamowanie prędkości
lotu i lądowanie z prędkością pionową nie większą niż 7 m/s,
 prezentacja graficzna aktualnej pozycji, kierunku lotu, wysokości, prędkości lotu
BSL

przekazywanie obrazu z kamery w czasie rzeczywistym,

rejestracja obrazu z kamery,
 prezentacja graficzna zadanej trasy lotu,
 rejestracja pozycji samolotu,
 przekazywanie parametrów lotu, kierunku i odległości samolotu od stacji
naziemnej,
 przekazywanie warunków atmosferycznych: prędkości i kierunku wiatru,
temperatury powietrza, warunków oblodzenia.
b. Sposób realizacji misji
Na podstawie obrazu wyświetlanego na monitorze komputera danych przekazywanych z czujników
telemetrycznych oraz przez obserwacje przez lornetkę będzie oceniana aktualna pozycja, i
prowadzone działania w celu realizacji misji.
c.
Dobór układu
W celu osiągnięcia optymalnej długotrwałości lotu konstrukcja będzie łączyła w sobie cechy
szybowca i samolotu. Charakterystyki geometryczne projektowanego bezpilotowego statku latającego
zostały dobrane m.in. na podstawie porównywanych konstrukcji. zdecydowano, że bezzałogowy
statek latający będzie górnopłatem z wolnonośnym skrzydłem i ciągnącym śmigłem. Aby uniknąć
ewentualnych uszkodzeń sterów przy klasycznym lądowaniu wybrano usterzenie motylkowe. W
zależności od profilu misji będzie możliwe lądowanie klasyczne na brzuchu lub lądowanie na
spadochronie. Silnik zamontowany zostanie w przedniej części kadłuba aby uchronić się przed
możliwością wplątania w łopatki śmigła linek spadochronu, który może pełnić rolę awaryjnego systemu
lądowania.
Skrzydło będzie dzieliło się na prosty centropłat i trapezowe uszka zamontowane z kątem
wzniosu. Będzie ono zamontowane po obu stronach pylonu wyrastającego z kadłuba. Pylon będzie w
sobie mieścił komorę spadochronową, którą można (w opcji bez spadochronu) wykorzystać na
zwiększenie przestrzeni ładunkowej. Jego wysokość zapewni swobodę pracy wirnika śmigła. Z
przedniej części pylonu będzie „wychodzić” gondola silnikowa. W przedniej części kadłuba zostanie
zamontowana głowica z kamerą, natomiast do tylnej belka ogonowa. Sterowanie będzie odbywać się
za pomocą usterzenia oraz lotek zamontowanych w uszkach.
d. Dobór parametrów masowych i geometrycznych
Aby przyjąć określone wymiary konstrukcji statku powietrznego należy kierować się pewnymi
wytycznymi, na przykład obciążeniem powierzchni nośnej lub obciążeniem siły ciągu zespołu
napędowego. W projekcie do określenia powierzchni skrzydła posłużono się parametrem obciążenia
powierzchni nośnej. Na podstawie analizy istniejących konstrukcji, otrzymano obciążenie powierzchni
nośnej w zakresie od 70 do 113
g
. Literatura dopuszcza dla zdalnie sterowanych motoszybowców
dm 2
wartości zarówno niższe jaki i wyższe. W celu zmniejszenia prędkości lotu w stosunku do istniejących
bezzałogowych statków latających przyjęto niższe niż dla nich obciążenie powierzchni skrzydła równe:
q skrz  62,5
g
dm 2
Przyjęto powyższe, ponieważ w założeniach położono nacisk na długotrwałość lotu a nie na
zasięg, w związku z czym prędkość przelotowa może być niższa. Obniżenie obciążenia niesie za sobą
spadek prędkości opadania, za którym idzie wzrost długotrwałości lotu. Z powodów ograniczeń
wynikających z regulaminu przyjęto do obliczeń masę wynoszącą 5kg. Dla przyjętego obciążenia oraz
masy wyznaczono powierzchnię skrzydła:
S
5000 g
 80dm 2  0,80m 2
g
62,5 2
dm
Dla określonej powierzchni nośnej kolejnym krokiem jest wyznaczenie rozpiętości. Aby tego dokonać
należy kierować się parametrem jakim jest wydłużenie płata dla danego typu statków powietrznych.
Jako że projektowany bezzałogowy statek latający ma łączyć w sobie cechy szybowca i samolotu
transportowego jego wydłużenie powinno zawierać się w wartościach bliskich granicom
charakterystycznym dla tych typów statków.
Rozpiętość przyjęto równą:
b  2,90m
następnie obliczono wydłużenie według zależności:
b 2 2,9

 10,5
S
0,8
2

Otrzymane wydłużenie znajduje się w górnym zakresie wartości dla samolotów transportowych
oraz nieco poniżej dolnego dla szybowców.
Pozostałe parametry geometryczne charakteryzujące płat nośny:
bc  1,50m
c p  0,30m

rozpiętość centropłata

cięciwa centropłata

cięciwa na końcu skrzydła ck  0,20m
Cięciwa aerodynamiczna obliczona została analitycznie na podstawie wzoru:
We wzorze
skrzydle, a
kadłubie.


2


 

 

1  3   1    

ca  1 
 c 
  śr
 31     1  


 1
 


 

należy rozumieć jako ułamek określający udział rozpiętości centropłata w całym
to zbieżność skrzydła
wyrażana stosunkiem cięciwy końcowej do cięciwy przy
Cięciwa aerodynamiczna wynosi ca  0,280m .
Założono kąt skosu skrzydła wynoszący 3 stopnie. Jest to kąt, przy którym krawędzie spływu
centropłata i uszka będą leżały na jednej płaszczyźnie, prostopadłej do osi podłużnej płatowca.
 25  3o
3. Urządzenia startowe
W celu przyspieszenia startu zastosowano wyrzutnie gumową. Nie jest ona konieczna ponieważ silnik
zapewnia ciąg wystarczający do startu z ręki. W dolnej części kadłuba zamontowano hak, za który
należy zaczepić gumowy hol.
4. System odzysku
Jako system odzysku traktowy jest spadochron ratunkowy, Na bieżącym etapie projektu nie zostało on
jeszcze zamontowany jednak przewidziano dla niego przestrzeń ładunkową wewnątrz kadłuba.
Aby lądowanie przebiegło w bezpieczny sposób musi być zapewniona właściwa prędkość. Dobór
wielkości spadochronu został przeprowadzony dla masy startowej wynoszącej 5kg i prędkości
opadania 6
m
. Stosowane są różne spadochrony, zapewniające współczynniki oporu od 0,75 do 1,5
s
w zależności od rodzaju spadochronu. Do obliczeń przyjęto wartość współczynnika oporu
spadochronu C xsp ze środka zakresu równą 1,12. Odpowiednia powierzchnia spadochronu została
wyznaczona poprzez przyrównanie siły oporu i siły ciężkości projektowanej konstrukcji:
Pxs  Q
Pxs  C xsp 
  v2
2
 S sp
Q  m g
Po przekształceniach otrzymano wzór:
S sp 
2m g
2  5  9,81

 1,99m 2
2
C xsp    v
1,12  1,225  6 2
Spadochron zabudowany jest w pylonie. Do wyzwolenia spadochronu służy sprężyna zamontowana
poniżej zwiniętej czaszy, całość zamknięta jest klapką otwieraną przez serwo. Aby zminimalizować
ryzyko niepowodzenia przy otwieraniu klapki będzie ona oddzielana od kadłuba w momencie
uwolnienia spadochronu.
5. Projekt wstępny płatowca
a. Obliczenia aerodynamiczne
Obliczenia zostały przeprowadzone przy użyciu poniższych wzorów
S


Cx   Cxp  Cxszk  H  CxH   1 Kint erf 
S


gdzie:
C xp - współczynnik oporu płata
Cxszk - współczynnik oporów szkodliwych
C xH - współczynnik oporu usterzenia poziomego
S - pole powierzchni skrzydła
S H - pole powierzchni usterzenia poziomego
Kint erf - współczynnik wzrostu oporów na skutek interferencji
Cz '  Cz 
Wyniki obliczeń przedstawiono w formie tabeli:
SH
 CzH
S
Cxszk
Cx samolotu
Cz samolotu D
0,0038
0,0618
-0,2126
0,00
0,0038
0,0496
-0,1730
0,00
0,0038
0,0422
-0,1196
0,00
0,0037
0,0368
-0,0645
0,00
0,0038
0,0332
-0,0068
0,00
0,0039
0,0310
0,0516
1,66
0,0039
0,0291
0,1087
3,74
0,0040
0,0282
0,1669
5,92
0,0040
0,0280
0,2269
8,12
0,0041
0,0284
0,2878
10,13
0,0041
0,0292
0,3486
11,95
0,0042
0,0312
0,4701
15,09
0,0043
0,0316
0,5326
16,85
0,0044
0,0327
0,6154
18,80
0,0044
0,0352
0,6788
19,29
0,0045
0,0382
0,7426
19,44
0,0045
0,0417
0,8102
19,42
0,0046
0,0456
0,8733
19,15
0,0046
0,0492
0,9308
18,91
0,0047
0,0539
0,9875
18,32
0,0047
0,0582
1,0432
17,93
0,0048
0,0627
1,0982
17,53
0,0048
0,0675
1,1515
17,07
0,0049
0,0727
1,2037
16,57
0,0049
0,0783
1,2571
16,05
0,0050
0,0843
1,3091
15,53
0,0050
0,0904
1,3605
15,05
0,0051
0,0968
1,4090
14,55
0,0051
0,1049
1,4580
13,90
0,0052
0,1110
1,5035
13,55
0,0052
0,1163
1,5419
13,26
0,0052
0,1215
1,5691
12,91
0,0052
0,1304
1,5721
12,06
Dane z tabeli przedstawiono na wykresie razem z charakterystykami płata i profilu.
BIEGUNOWE
1,75
1,5
1,25
profil
cz
1
płat
samolot
0,75
0,5
0,25
0
0,00
0,05
0,10
0,15
cx
W tabeli znalazł się parametr D zwany doskonałością aerodynamiczną.
D
Jego wartość określa zdolność do lotu szybowego.
Cz '
Cx
b. Biegunowa prędkości i prędkości charakterystyczne.
Do wyznaczonych osiągów zaliczają się prędkości charakterystyczne:
ekonomiczna prędkość lotu
v ek
m/s
8,69
optymalna prędkość lotu
v opt
m/s
11,43
minimalna prędkość opadania
w ek
m/s
0,55
optymalna prędkość opadania
w opt
m/s
0,63
minimalny kąt toru lotu (dla w ek)
γ min
deg
3,15
Wartości umieszczone w tabeli zostały wyznaczone analitycznie, została również sporządzona
biegunowa prędkości.
c.
Dobór napędu
Istniejące konstrukcje bezzałogowców, które zostały wybrane do porównania charakteryzują się
obciążeniem mocy silników qW  7  15
g
. Wartości te zostały oszacowane na podstawie informacji
W
udostępnionych przez producentów. Dla projektowanego bezzałogowego statku latającego przyjęto
wartość 11
g
, mieszczącą się w środkowym przedziale stosowanych obciążeń. Dla masy
W
wynoszącej 5kg założona wartość daje moc równą 455W.
N
m 5000

 455W
qW
11
Na podstawie prób przeprowadzonych na hamowni sporządzono charakterystykę siły ciągu zespołu
napędowego od pobieranego prądu, została ona przedstawiona na wykresie.
P(I)
25,00
20,00
P [N]
15,00
10,00
5,00
0,00
0
5
10
15 I [A]20
25
30
35
Do wyznaczenia ciągu niezbędnego w locie poziomym oraz zależności ciągu od kąta wznoszenia
zastosowano uproszczoną metodę ciągów.
W metodzie tej przyjmuje się, że:


prędkość wzdłuż toru lotu równa jest prędkości w locie poziomym,
ciąg silnika jest skierowany wzdłuż toru lotu.
Siły działające na bezzałogowy statek latający w ustalonym locie (zgodnie z wprowadzonymi
uproszczeniami) opisują równania:
Q sin  Px  P
Pz  Q
Przekształcając równanie otrzymano zależność na ciąg minimalny do lotu poziomego:
Pp  C xp  S 
  v2
2
Wyniki obliczeń zostały umieszczone w tabeli

-4
-3,5
-3
-2,5
-1,5
-1
-0,5
0
0,5
1
1,5
2
2,5
3
3,5
4
4,5
5
5,5
6
6,5
7
7,5
8
8,5
9
C xp
0,0282
0,0280
0,0284
0,0292
0,0312
0,0316
0,0327
0,0352
0,0382
0,0417
0,0456
0,0492
0,0539
0,0582
0,0627
0,0675
0,0727
0,0783
0,0843
0,0904
0,0968
0,1049
0,1110
0,1163
0,1215
0,1304
m
v24,43
s
 
21,02
18,70
17,00
14,65
13,76
12,81
12,19
11,66
11,16
10,75
10,41
10,11
9,84
9,59
9,36
9,15
8,96
8,78
8,61
8,46
8,32
8,19
8,08
8,01
8,00
Pp [N]
8,2
6,0
4,8
4,1
3,2
2,9
2,6
2,5
2,5
2,5
2,6
2,6
2,7
2,7
2,8
2,9
3,0
3,1
3,2
3,3
3,4
3,5
3,6
3,7
3,8
4,1
dla P [N]
9
10
11
12
14
16
18
19,4
m
v 
s
Pp [N]
24,43
8,2
0,41
0,91
1,41
1,91
2,90
3,90
4,90
5,59
21,02
6,0
1,29
1,72
2,14
2,57
3,43
4,29
5,15
5,75
18,70
4,8
1,59
1,97
2,36
2,74
3,50
4,26
5,02
5,56
17,00
4,1
1,70
2,05
2,39
2,74
3,43
4,13
4,82
5,31
14,65
3,2
1,72
2,02
2,32
2,61
3,21
3,81
4,41
4,82
13,76
2,9
1,71
1,99
2,27
2,55
3,11
3,67
4,24
4,63
12,81
2,6
1,67
1,93
2,19
2,45
2,97
3,50
4,02
4,38
12,19
2,5
1,61
1,85
2,10
2,35
2,85
3,35
3,84
4,19
11,66
2,5
1,54
1,78
2,02
2,25
2,73
3,20
3,68
4,01
11,16
2,5
1,47
1,70
1,93
2,16
2,61
3,07
3,52
3,84
10,75
2,6
1,41
1,63
1,85
2,07
2,51
2,95
3,38
3,69
10,41
2,6
1,36
1,57
1,79
2,00
2,42
2,85
3,27
3,57
10,11
2,7
1,30
1,51
1,72
1,92
2,33
2,75
3,16
3,45
9,84
2,7
1,26
1,46
1,66
1,86
2,26
2,66
3,06
3,34
9,59
2,8
1,21
1,41
1,60
1,80
2,19
2,58
2,97
3,25
9,36
2,9
1,17
1,36
1,55
1,74
2,12
2,51
2,89
3,15
9,15
3,0
1,13
1,31
1,50
1,69
2,06
2,43
2,81
3,07
8,96
3,1
1,09
1,27
1,45
1,63
2,00
2,36
2,73
2,99
8,78
3,2
1,05
1,23
1,40
1,58
1,94
2,30
2,66
2,91
8,61
3,3
1,01
1,18
1,36
1,54
1,89
2,24
2,59
2,83
8,46
3,4
0,97
1,14
1,32
1,49
1,83
2,18
2,52
2,77
8,32
3,5
0,93
1,10
1,27
1,44
1,78
2,12
2,45
2,69
8,19
3,6
0,90
1,07
1,23
1,40
1,73
2,07
2,40
2,64
8,08
3,7
0,88
1,04
1,20
1,37
1,70
2,03
2,36
2,59
8,01
3,8
0,85
1,01
1,18
1,34
1,67
2,00
2,32
2,55
8,00
4,1
0,81
0,97
1,13
1,30
1,62
1,95
2,28
2,50
m
vwzn  
s
Biorąc pod uwagę stosunek prędkości wznoszenia do odpowiadającego ciągowi natężenia prądu
określono, że najoptymalniej będzie wznosid się rozwijając 14N ciągu i lecąc z prędkością postępową
18,7
m
. Na wznoszenie w takich warunkach zużyta zostanie najmniejsza ilośd energii.
s
Wyważenie
Środek ciężkości został zlokalizowany w 35% cięciwy aerodynamicznej, względem jego dokonano
wyważenia całej konstrukcji i wyposażenia wzdłuż osi podłużnej.
Podzespół
Masa
Położenie na osi podłużnej
Moment
Kadłub
1,5
[kg]
0,85
0
[m]
-0,1
0,000
[Nm]
-0,834
Belka ogonowa
0,2
0,55
1,079
Usterzenie
0,35
0,98
3,365
Pakiet zasilający silnik
0,76
-0,24
-1,789
Napęd
0,32
-0,2
-0,628
Regulator
0,047
-0,1
-0,046
Odbiornik
0,024
-0,08
-0,019
Kamera
0,08
-0,4
-0,314
Nadajnik obrazu
0,05
-0,08
-0,039
Pakiet zasilający kamerę
0,2
-0,26
-0,510
Pakiet zasilający autopilota
0,15
-0,15
-0,221
Autopilot
0,05
-0,09
-0,044
Spadochron
0,22
0
0,000
Dodatkowa elektronika
0,2
0
0,000
Skrzydło
SUMA
5,00
0,000
Określono również położenie środka ciężkości względem osi pionowej
Podzespół
Masa
Skrzydło
Położenie na osi prostopadłej
względem
0,06poziomu
Moment
Kadłub
1,5
[kg]
0,85
0,090
[Nm]
-0,102
Belka ogonowa
0,2
-0,12
[m]
-0,04
Usterzenie
0,35
0,07
0,025
Pakiet zasilający silnik
0,76
-0,18
-0,137
Napęd
0,32
0,08
0,026
Regulator
0,047
-0,05
-0,002
Odbiornik
0,024
-0,05
-0,001
Kamera
0,08
-0,15
-0,012
Nadajnik obrazu
0,05
-0,04
-0,002
Pakiet zasilający kamerę
0,2
-0,13
-0,026
Pakiet zasilający autopilota
0,15
-0,18
-0,027
Autopilot
0,05
-0,13
-0,007
Spadochron
0,22
-0,05
-0,011
Dodatkowa elektronika
0,2
-0,16
-0,032
SUMA
Położenie środka ciężkości
5,00
-0,008
-0,227
-0,045
W toku obliczeń został również określony zapas podłużnej stateczności statycznej, który dla
optymalnego kąta natarcia wyniósł 15%. Wykres przedstawia zmianę momentu całego bezzałogowa
względem współczynnika siły nośnej.
0,4
0,3
CmB.U.+CmH
0,2
0,1
0,0
-0,1
-0,2
-0,3
-0,2
0,0
0,2
0,4
0,6
0,8
Cz
1,0
1,2
1,4
1,6
W tabeli wyznaczony został zapas statycznej stateczności podłużnej.

C mB.U .
H
H
C mH
CmB.U .  CmH
xN
hN
-7,5
-0,1372
-5,6469
4,7084
-0,4234
0,2862
0,47
0,12
-7
-0,1350
-5,7025
4,4474
-0,4261
0,2911
0,47
0,12
-6,5
-0,1291
-5,2515
4,1749
-0,4041
0,2750
0,47
0,12
-6
-0,1218
-4,7854
3,9303
-0,3813
0,2594
0,47
0,12
-5,5
-0,1142
-4,2919
3,6733
-0,3572
0,2430
0,47
0,12
-5
-0,1063
-3,7899
3,4126
-0,3326
0,2263
0,48
0,13
-4,5
-0,0988
-3,2992
3,1540
-0,3086
0,2099
0,48
0,13
-4
-0,0914
-2,8000
2,8803
-0,2842
0,1929
0,48
0,13
-3,5
-0,0844
-2,2866
2,5788
-0,2592
0,1748
0,48
0,13
-3
-0,0776
-1,7666
2,2646
-0,2337
0,1562
0,48
0,13
-2,5
-0,0710
-1,2467
1,9429
-0,2083
0,1374
0,49
0,14
-1,5
-0,0584
-0,2114
1,2842
-0,1577
0,0994
0,49
0,14
-1
-0,0525
0,2793
0,9668
-0,1338
0,0812
0,49
0,14
-0,5
-0,0470
0,9203
0,4807
-0,1024
0,0554
0,50
0,15
0
-0,0409
1,4176
0,1662
-0,0781
0,0372
0,50
0,15
0,5
-0,0350
1,9186
-0,1577
-0,0536
0,0187
0,50
0,15
1
-0,0292
2,4150
-0,4834
-0,0294
0,0002
0,50
0,15
1,5
-0,0237
2,9123
-0,8167
-0,0051
-0,0186
0,50
0,15
2
-0,0180
3,3973
-1,1340
0,0186
-0,0366
0,51
0,16
2,5
-0,0126
3,8785
-1,4560
0,0421
-0,0548
0,51
0,16
3
-0,0073
4,3503
-1,7693
0,0652
-0,0725
0,51
0,16
3,5
-0,0021
4,8145
-2,0820
0,0879
-0,0900
0,51
0,16
4
0,0030
5,2645
-2,3817
0,1099
-0,1069
0,51
0,16
4,5
0,0079
5,7070
-2,6794
0,1315
-0,1236
0,51
0,16
5
0,0125
6,1627
-2,9994
0,1538
-0,1412
0,52
0,17
5,5
0,0170
6,6042
-3,3102
0,1753
-0,1583
0,52
0,17
6
0,0214
7,0381
-3,6166
0,1966
-0,1751
0,52
0,17
6,5
0,0258
7,4418
-3,8930
0,2163
-0,1905
0,52
0,17
7
0,0300
7,8503
-4,1768
0,2362
-0,2062
0,52
0,17
7,5
0,0343
8,2256
-4,4273
0,2546
-0,2203
0,52
0,17
8
0,0388
8,5395
-4,6022
0,2699
-0,2311
0,53
0,18
8,5
0,0437
8,7673
-4,6747
0,2811
-0,2373
0,53
0,18
9
0,0486
8,7843
-4,5264
0,2819
-0,2333
0,53
0,18
10
0,0550
8,3825
-3,8891
0,2623
-0,2073
0,53
0,18
10,5
0,0565
8,3892
-3,8458
0,2626
-0,2061
0,53
0,18
12,5
0,0496
7,8314
-3,4941
0,2353
-0,1857
0,52
0,17
6. Dokumentacja rysunkowa
7. Naziemna stacja kontroli lotu
Naziemna stacja kontroli lotu będzie składa się z transceiver-a Xbee PRO 868MHz służącego do
pobierania danych telemetrycznych oraz do wydawania poleceń autopilotowi. Dodatkowo stacja
wyposażona jest w odbiornik Audio-Video 5,8GHz służący do odbierania obrazu wideo w czasie
rzeczywistym.
Sercem systemu jest komputer osobisty odpowiadający za utrwalanie danych telemetrycznych oraz
wideo, dodatkowo można będzie nanieść dane telemetryczne na obraz z kamery udostępniając
operatorowi w sposób czytelny wszystkie niezbędne informacje.
8. Systemy pokładowe
W skład systemów pokładowych wchodzić będą: GPS, IMU, Rurka Prandtla, Nadajnik Audio-Video,
transceiver Xbee oraz komputer oparty na ARM9.
Komputer pokładowy pozwali na wykorzystanie w pełni potencjału danych
dostarczanych przez zestaw czujników w celu wykonywania autonomicznych manewrów oraz
komunikacji ze stacją kontroli lotu.
9. Wykonanie modeli i form
Model centropłatu został wykonany z rdzenia styropianowego, pokrytego balsą o grubości 1,5 mm i
2
tkaniną szklaną o gramaturze 25 g/m , przesączoną żywicą. Centropłat dla większej gładkości został
zeszlifowany i pokryty szpachlą. Na koniec wszystko zostało pokryte lakierem, co umożliwiło
uzyskanie idealnie gładkiej powierzchni. Model kadłuba powstał natomiast z płyt wiórowych, oraz
balsy i został wykończony za pomocą szpachli. Model kadłuba podobnie jak model centropłata został
pokryty lakierem, co pozwoliło uzyskać równie gładką powierzchnię. Kolejnym etapem było ułożenie
płaszczyzny podziałowej. Następnym krokiem było pokrycie obu modeli rozdzielaczem BlueWax. Oba
modele zostały pokryte żelkotem, na którym położono żywicę zmieszaną z kłaczkami bawełnianymi,
oraz osiem warstw tkaniny szklanej o gramaturze 260 g/m 2, przesączonej żywicą. W warstwach
tkaniny została umieszczona rama stalowa, która została dodatkowo umocowana żywicą z kłaczkami
bawełnianymi.
10. Opis budowy
a. Centropłat
Skrzydła posiadają konstrukcję wolnonośną,, skorupową , przekładkową z wypełniaczem
poliwinylochlorydowym Herex o grubości 1,2 mm. Zaletą takiego rozwiązania jest wysoka
wytrzymałość skrzydła przy relatywnie niskiej masie. Skrzydła są na tyle sztywne, że mogą brać udział
w przejmowaniu zarówno momentów gnących jak i skręcających.
Na dokładnie wypolerowane formy negatywowe został nałożony rozdzielacz Frekote 700 NC
a po jego dokładnym przeschnięciu rozpoczęliśmy proces laminowania skorup skrzydła.
Jako pierwsza została położona cienka warstwa lakieru samochodowego chemoutwardzalnego . Na
cały centropłat tj. cztery formy zostało zużyte ok. 30 g lakieru. Zaletą malowania w formach jest bardzo
niska masa skorupy oraz wysoka gładkość skrzydła.
2
Gdy lakier podsechł została nałożona pierwsza warstwa czyli tkanina szklana 24,5 g/m , następnie
przesączona żywicą epoksydową. Na nią została położona tkania węglowo- aramidowa o gramaturze
71 g/m2. Tkanina została pokryta przekładką z Herexu. Na całość położony został delaminaż oraz
ręczniki papierowe do odessania nadmiaru żywicy . Całość trafiła do worka próżniowego celu
dokładnego dociśnięcia warstw do formy a następnie została poddana wygrzewaniu w temperaturze
50 stopni Celsjusza w celu nadania laminatowi wyższej odporność mechanicznej i termicznej.
Po zakończeniu tego procesu w herexie wycięliśmy rowki do wykonania pasów dźwigara. Pasy z
rowingu węglowego przesączonego żywicą położyliśmy na górnej oraz dolnej połówce skrzydła,
których głównym zadaniem jest przejmowanie momentów gnących i sił tnących. Pasy pracują na
ściskanie lub rozciąganie. Dodatkowo w miejscach położenia bagnetów w łączących centropłat z
kadłubem oraz uszkami wlaminowalismy szczątkowe pasy dźwigarów . Na to została wlaminiowana
ostatnia tkanina szklana 50 g/m 2 zamykająca konstrukcję przekładkową skrzydła. Podobnie jak
poprzednio całość została włożona do worka próżniowego oraz poddana ponownemu wygrzewaniu.
Po odcięciu oraz doszlifowaniu naddatków do jednej ze skorup zostały przyklejone na żywicę
z mikrobalonem elementy wzmacniające oraz łączące centropłat z kadłubem i uszkiem tj . żeberka
balsowe utrzymujące kształt profilu skrzydła oraz przekazujące lokalne obciążenia aerodynamiczne na
pasy dźwigarów, ścianki dźwigarów przejmujące naprężenia styczne od sił tnących i momentu
skręcającego , skrzynki bagnetowe z aluminium oraz węgla . Pomiędzy skrzynki bagnetowe a skorupę
wklejono wypełnienie z twardej balsy przenoszące obciążenia ze skrzynek na pokrycie. Gdy, żywica
związała, krawędzie natarcia, spływu oraz żeberka zostały posmarowane żywica z wypełniaczem
mikrobalonem w celu zmniejszenia masy oraz zwiększeniu gęstości żywicy, aby żywica nie spływała
po ściankach, następnie formy złożono razem dociskając ściskami.
Po utwardzeniu żywicy skrzydło było gotowe do wyciągnięcia z formy. Cały proces wykonania
centropłata zajmuje 12 roboczogodzin.
Zużyte materiały:
-tkanina szklana 24,5 g/m 2
-tkanina szklana 50g/m2
-tkanina węglowo-aramidowa 71 g/m2
--Profil węglowy
-rurka aluminiowa fi 5
-deseczki balsowe 8 mm
b. Kadłub
Kadłub jest konstrukcji przekładkowej złożonej z:
-tkaniny szklanej 25 g/m 2
-tkaniny szklanej 260 g/m 2
-tkaniny węglowo- aramidowej 71 g/m2
-tkaniny szklanej 160 g/m 2
Proces wykonania kadłuba jest analogiczny jak w przypadku skrzydeł. Forma po pokryciu
rozdzielaczem została pomalowana lakierem chemoutwardzalnym a następnie położono wszystkie
tkaniny w kolejności przedstawionej wcześniej. W części nosowej wlaminowaliśmy rurki aluminiowe
służące do połączenia odejmowanej przedniej części kadłuba. Na całość został nałożony delaminaż
oraz warstwa ręczniczków odsączająca nadmiar żywicy. Następnie skorupa została włożona do worka
próżniowego i trafiła do wygrzewania w komorze o temperaturze 50 stopni Celsjusza. Po utwardzeniu
żywicy obie skorupy zostały doszlifowanie oraz wkleiliśmy wręgi sklejkowo-balsowe i sklejkowe. Gdy
żywica związała możliwe było połączenie obu skorup żywicą zmieszaną z wypełniaczem. Po
utwardzeniu żywicy kadłub był gotowy do wyjęcia z formy oraz gotowy do dalszej obróbki tj. wycięciu
otworów na owiewki z pleksiglasu, odcięciu części nosowej oraz zamontowania wyposażenia
elektronicznego i innych podzespołów płatowca.
Nieco inną metodą ale również z laminatu szklanego została wykonana belka ogonowa.
Element ten jest wykonany z tkaniny szklanej 50g/m 2 na rurze stalowej o zmniejszającym się
przekroju.
Czas potrzebny na wykonanie kadłuba to 15 roboczogodzin.
Zużyte materiały:
-tkanina szklana 25 g/m 2
-tkanina szklana 260 g/m2
-tkanina węglowo- aramidowa 71 g/m2
-tkanina szklanej 160 g
-rurka aluminiowa fi 5
-tkanina szklana 50g/m
2
Zarówno kadłub i jak i centropłat są elementami szybkimi w produkcji, powtarzalnymi dzięki
wykonywaniu na formie oraz oznaczającym i się wysoką modułowością tj. kadłub posiada
odejmowaną część przednią oraz odkręcaną belką ogonową wraz z usterzeniem a skrzydła
wbudowane skrzynki bagnetowe i rurki umożliwiające szybki montaż z uszkami.
c.
Uszy i usterzenie
Uszka oraz usterzenie mają konstrukcję skorupową z rdzeniem ze spienionego polistyrenu. Rdzeń
został wycięty za pomocą urządzenia sterowanego cyfrowo. W wyciętym rdzeniu w rowkach wklejono
sosnowe dźwigary oraz skrzynki bagnetowe w usterzeniu i rurki aluminiowe w uszkach . Na rdzeń
położona została skorupa balsowa oraz doklejono krawędź natarcia. Skorupa była sklejana z
rdzeniem w worku podciśnieniowym w celu dokładnego złączenia pokrycia z wypełniaczem. Kolejnym
etapem było wycięcie lotek oraz sterów i zamontowanie serw wraz z popychaczami i zawiasów.
Finalnym etapem było pokrycie cellonem w celu zabezpieczenia przed wilgocią oraz pokrycie warstwą
lakieru.
Czas potrzebny na wykonanie uszek i usterzenia to 24 roboczogodziny .
Zużyte materiały:
-polistyren spieniony
-balsa 1,5 mm
-balsa 2 mm
-listwa sosnowa 3x7 mm
-balsa 8 mm
-rurka aluminiowa fi 5
11. Program prób
 BSP nie wymaga stałej kontroli lotu, nawet bez ingerencji operatora jego lot jest
stabilny i stateczny.
 BSP łagodnie wykonuje zwroty i w razie destabilizacji samodzielnie wraca do
prawidłowego położenia.
 Ekonomiczna prędkość lotu wynikająca z obliczeń v ek m/s 8,69 wymaga weryfikacji.
 Optymalna prędkość lotu wynikająca z obliczeń v opt m/s 11,43 wymaga weryfikacji.
 Minimalna prędkość opadania wynikająca z obliczeń w ek m/s 0,55 wymaga
weryfikacji.




Optymalna prędkość opadania wynikająca z obliczeń w opt m/s 0,63 wymaga
weryfikacji.
Minimalny kąt toru lotu wynikający z obliczeń (dla w ek) γ min deg 3,15 wymaga
weryfikacji.
Przekaz wideo bywa nieoptymalny.
Czujniki prędkości, wysokości, wariometr i GPS działają prawidłowo.
Właściwości lotne płatowca wypadły nadspodziewanie pomyślnie.