Baza wiedzy: Politechnika Warszawska

Ustawienia i Twoje konto

Powrót

Wstępny projekt aerodynamiczny i badania tunelowe samolotu bezzałogowego

Adam Markiewicz

Abstract

xxxUAV- Unmanned Aerial Vehicle (Polish mark: BSL) is engine powered air vehicle, remote controlled or with autonomous mission profile (may be submitted combination of these control ways), which can be used many times. UAV is able to carry mission payloads and special equipment to be configured for range of applications. There are many different types of UAV with wide spectrum of technical and flight abilities, sizes and weights. Construction and equipment of this vehicles depends on range of mission, take off weight, take off and landing techniques, and especially mission profile. UAVs are very useful because of low time and cost of exploitation and lower production cost than in case of airplanes. By the other hand, in UAV case, there is no limit of human pilot endurance (who can bare maximum 10g), so manned aircrafts could be easier target for anti-aircraft artillery. Experts are anticipating dynamic development of UAVs in military and multipurpose version. This publication contains shortened description of aerodynamic shape design of unmanned air vehicle, 88.5lb takeoff weight, with piston engine. There are described developed constructions in this class of UAV, their configurations and basic data. For easy components arrange and weight analyses, there was performed 3D model of whole aircraft in UNIGRAPHICS NX3. There was checked possibility of gravity center proper position in different payload and fuel configurations. In analytic calculations there where obtained moments of inertia of main components of airframe and equipment in different payload and fuel configurations. Aerodynamic characteristics of aerofoil CL(α), CD(α), CmyS.A.(α) (Polish marks: Cz(α), Cx(α), CmS.A.(α)), were obtained after numerical calculations in XFOIL. Aerofoil which was chosen for this aircraft was previously optimized for maximum L/D. Obtained characteristics for aerofoil were subject to analytical calculations to get characteristics for wing with finished span. Next task, in this publication, were calculations of forces and moments from each part of airframe, landing gears, tails etc. Position of under fuselage spherical camera, was optimized to get the lowest interference drag. In this way were obtained analytical aerodynamic characteristics of whole aircraft, its maximum L/D and energetic function. Last step, of analytical calculations, was relating to longitudinal moment of aircraft, including moments from wing, fuselage, horizontal tail and propeller. For wind tunnel applications, author has made model of UAV which has 27.3in wing span. Wind tunnel tests were done in conditions of dynamic pressure: q=100mmH2O, which is corresponding to Reynolds number: Re=200 000. The tests task were aerodynamic characteristics: CL(α), CD(α), CmyS.A.(α) for a Î (- 25 ;25 ) without tailerone deflections, and same characteristics for tailerone deflections: δH=(–30°;+30°) with 10° step. Next task was to obtain characteristics of side force and moment during side slip in range of slip angle β=(-15°;+15°) for four angles of attack α=(0°,10°,15°,20°). During analyzes of CL 2(CD) characteristic, for flow visualization there were chosen few angles of attack: α=(-2°÷-4°,0°,7°÷8°,10°÷12°,17°). This angles are 5 corresponding to: places where linear characteristic is collapsing, maximum CL value, so there were expected some changes of flow character. Flow visualization was performed in two ways: oil film method and flow direction indicator. Last task was to get aerodynamic characteristics of model without tail unit for range of angle of attack:a Î (- 25 ;25 ). Obtained characteristics from wind tunnel tests, were compared to analytical on common figures.
Rodzaj dyplomu
Praca inżynierska / licencjacka
Typ dyplomu
Praca inżynierska
Autor
Adam Markiewicz (WMEiL) Adam Markiewicz Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa (WMEiL)
Tytuł w języku polskim
Wstępny projekt aerodynamiczny i badania tunelowe samolotu bezzałogowego
Promotor
Krzysztof Kubryński (WMEiL/ITLMS) Krzysztof Kubryński Instytut Techniki Lotniczej i Mechaniki Stosowanej (WMEiL/ITLMS)Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa (WMEiL)
Jednostka dyplomująca
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa (WMEiL)
Jednostka prowadząca
Instytut Techniki Lotniczej i Mechaniki Stosowanej (WMEiL/ITLMS)
Kierunek / specjalność studiów
Mechanika i Budowa Maszyn
Język
(pl) polski
Status pracy
Obroniona
Data obrony
30-05-2007
Data (rok) wydania
2007
Paginacja
95
Identyfikator wewnętrzny
MEL; PD-353
Recenzenci
Krzysztof Kubryński (WMEiL/ITLMS) Krzysztof Kubryński Instytut Techniki Lotniczej i Mechaniki Stosowanej (WMEiL/ITLMS)Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa (WMEiL) Jerzy Maryniak Jerzy Maryniak Afiliacja nieokreślona
Słowa kluczowe w języku polskim
PROJEKTOWANIE SAMOLOTÓW, SAMOLOTY BEZZAŁOGOWE, BADANIA AERODYNAMICZNE, BADANIA TUNELOWE, PROJEKTOWANIE AERODYNAMICZNE, LOTNICTWO I KOSMONAUTYKA
Słowa kluczowe w języku angielskim
xxx
Streszczenie w języku polskim
BSL (angielskie oznaczenie: UAV - Unmanned Aerial Vehicle) jest to bezzałogowy, silnikowy statek powietrzny wielokrotnego użytku, sterowany w sposób zdalny, automatyczny lub metodą będącą kombinacją tych sposobów, przeznaczony do przenoszenia różnego rodzaju wyposażenia i ładunków użytecznych, czyniących go zdolnym do wykonywania zadań operacyjnych. UAV obejmują różnorodne aparaty o zupełnie odmiennych parametrach lotnotechnicznych, rozmiarach i masach.. Konstrukcja i wyposażenie UAV zależą zarówno od zasięgu działania, masy startowej, sposobu startu i lądowania, jak i od zadań do realizacji, których są przeznaczone. O przydatności UAV decyduje przede wszystkim nieznaczny czas obsługi oraz niższe w porównaniu z samolotami koszty produkcji i eksploatacji. Kolejnym punktem, w którym bezzałogowce górują nad samolotami jest brak ograniczeń w rozwijaniu ich manewrowości (organizm pilota z trudem wytrzymuje przeciążenia 10g), wobec czego samoloty załogowe mogą być łatwiejszym celem dla artylerii przeciwlotniczej. Specjaliści przewidują dynamiczny rozwój UAV w wersji bojowej i wielozadaniowej. W pracy przedstawiono skrócony opis projektowania układu bryły aerodynamicznej bezzałogowego aparatu latającego o masie startowej 40kg, wyposażonego w tłokowy napęd ze śmigłem ciągnącym. Przedstawiono istniejące konstrukcje tej klasy UAV, ich układy oraz podstawowe dane. Na potrzeby rozmieszczenia wyposażenia, analizy mas, powstał trójwymiarowy model stworzony w programie UNIGRAPHICS NX3. Sprawdzona została możliwość właściwego wyważenia płatowca przy różnych konfiguracjach masy płatnej i paliwa. Na drodze analitycznej wyznaczone zostały momenty bezwładności głównych elementów płatowca i wyposażenia oraz ich zmiana dla różnych konfiguracji masy płatnej i paliwa. W programie XFOIL przebadany został profil zoptymalizowany pod względem maksimum doskonałości aerodynamicznej. W wyniku tej analizy otrzymane zostały charakterystyki profilu: Cz(α), Cx(α), CmS.A.(α), niezbędne do dalszych obliczeń. Z otrzymanych charakterystyk dla profilu w sposób analityczny dokonano obliczeń pozwalających otrzymać odpowiednie charakterystyki dla płata skończonego. Kolejnym etapem w niniejszej pracy było wyznaczenie sił i momentów od poszczególnych elementów płatowca. Zoptymalizowane, pod względem oporu interferencyjnego, zostało położenie kamery podkadłubowej. W ten sposób wyznaczone zostały analitycznie charakterystyki kompletnego samolotu, jego doskonałość i funkcja energetyczna. Ostatnie analizy, zamieszczone w pracy, dotyczą momentu podłużnego samolotu uwzględniające momenty od płata kadłuba usterzenia poziomego i śmigła. Na potrzeby części doświadczalnej zbudowany został, przez autora pracy, model tunelowy o rozpiętości płata b=0,694m. Badania tunelowe przebiegały przy ciśnieniu dynamicznym q=100mmH2O odpowiadającemu liczbie Re=200 000. Cykl pomiarów obejmował wyznaczenie charakterystyk aerodynamicznych samolotu Cz(α), Cx(α), CmyS.A.(α), w zakresie kątów natarcia a Î (- 25 ;25 ) bez wychylonego steru wysokości oraz tych samych charakterystyk z wychylonym sterem wysokości w zakresie δH=(–30°;+30°) z krokiem 10°. 3 Kolejnym punktem badań było wyznaczenie charakterystyk bocznych samolotu dla czterech kątów natarcia: α=(0°,10°,15°,20°), realizowanych zmianą zawieszenia modelu w przestrzeni pomiarowej w zakresie kątów ślizgu β=(-15°;+15°). Analizując charakterystykę Cz2(Cx) do wizualizacji opływu wybrane zostały kąty natarcia: α=(-2°÷-4°,0°,7°÷8°,10°÷12°,17°). Punkty te odpowiadały załamaniom liniowej części charakterystyki, maksymalnej wartości Cz, zatem spodziewać się w ich okolicy można było zmiany charakteru opływu. Wizualizacji dokonano metodą filmu olejowego oraz metodą wskaźnika kierunku przepływu. Ostatnim etapem badań było wyznaczenie charakterystyk samolotu Cz(α), Cx(α), CmyS.A.(α), w zakresie kątów natarcia a Î (- 25 ;25 ) bez usterzenia. Otrzymane, w toku badań tunelowych, charakterystyki aerodynamiczne porównane zostały na wspólnych wykresach z charakterystykami otrzymany
Plik pracy
  • Plik: 1
    AdamMarkiewicz_Dyplom_Inzynierski.pdf
Poproś o plik WCAG

Jednolity identyfikator zasobu
https://repo.pw.edu.pl/info/bachelor/WUTd5d8cbdf513d47abbbe6e02172f83aff/
URN
urn:pw-repo:WUTd5d8cbdf513d47abbbe6e02172f83aff

Potwierdzenie
Czy jesteś pewien?
Zgłoszenie uwag dotyczących tej strony