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C. Aguglia Tesi di Laurea in Ingegneria Aerospaziale

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C. Aguglia Tesi di Laurea in Ingegneria Aerospaziale

1

Introduzione

Si definisce UAV (Uninhabited Aerial Vehicle) un velivolo senza presenza umana a bordo, ma comunque capace di effettuare la propria missione grazie ad un pilotaggio a distanza effettuato da una postazione fissa a terra dalla quale vengono trasmessi i comandi del pilota al velivolo.

Gli UAV stanno assumendo un’importanza sempre maggiore nel mercato aeronautico e, sebbene al momento tali sistemi siano utilizzati quasi esclusivamente in ambito militare con compiti di ricognizione e attacco, il loro impiego anche per applicazioni civili è previsto per il prossimo futuro.

Esistono infatti numerose varietà di UAV che si differenziano fra loro per forma, dimensione, tipo di missione e carico utile (l’insieme di equipaggiamenti e dispositivi necessari ad eseguire a missione); fra questi sono attualmente in fase di studio i MAV (Mini Aerial Vehicle), caratterizzati da piccole dimensioni e pesi ridotti, capaci di essere equipaggiati con dispositivi elettronici ed ottici per monitorare il territorio in tempo reale.

Figura 1: esempio di utilizzo di un MAV in ambito militare

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C. Aguglia Tesi di Laurea in Ingegneria Aerospaziale

2 Si pensi ad esempio ad impieghi del MAV per controllare situazioni di sommosse o teppismo con necessità di identificare i responsabili e seguirli nei loro spostamenti inizialmente non prevedibili. In queste situazioni è auspicabile avere un sistema di facile controllabilità manuale e rapidità di risposta, in grado di eseguire i comandi dell’operatore che segue la scena dal monitor della stazione di terra e stabilisce via via la strategia di volo più conveniente.

Inoltre il controllo di frontiere e di impianti, la sorveglianza delle coste ed il pattugliamento antincendio sono i settori civili in cui più prossima è la diffusione di soluzioni UAV.

Attualmente il loro uso è frenato sia da alcune lacune normative, in quanto tali velivoli non possono volare negli spazi aerei controllati come gli aerei con equipaggio, sia dal conseguimento di elevati standard di sicurezza e affidabilità necessari ad evitare danni a terzi sorvolati.

Si sta studiando quindi l’emanazione di norme regolamentari specifiche che siano in grado sia di garantire precisi standard di sicurezza sia di fornire le linee guida per la messa a punto delle piattaforme di volo.

In accordo con i Ministeri della Difesa di alcuni Stati membri, presso la Comunità europea sono state emanate le direttive per lo sviluppo di questo tipo di sistema che, per essere accettato, dovrà soddisfare le seguenti principali specifiche [3]:

• Peso non superiore a 1,5 Kg

• Ingombri non superiori a 0,5 m

• Sistema portatile e gestibile da una sola persona

• Tempo di approntamento non superiore a 5 minuti

• Capacità di hovering con durata non inferiore a 15 minuti

• Velocità di traslazione superiore a 20 m/s (70 Km/h) con durata di 30 minuti

• Capacità di volo autonomo preprogrammabile

• Raggio di azione di 5 Km (obbligatorio), 10 Km (desiderabile), 15 Km (opzionale)

• Possibilità di volare con vento stazionario di 10 m/s

• Carico utile: sistemi elettro ottici obbligatori, ad infrarosso desiderabili

• Velocità di trasmissione delle immagini: 10 frames/s

• Abilitazione al pilotaggio non richiesta

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C. Aguglia Tesi di Laurea in Ingegneria Aerospaziale

3 Tenendo conto di queste esigenze, presso il Dipartimento di Ingegneria Aerospaziale (DIA) dell’Università di Pisa, è stato impostato e sviluppato il cosiddetto progetto SI.MON.A/MAV (SIstema di MONitoraggio Ambientale con Mini Aerial Vehicle) [3],avente come obiettivo la messa a punto di un sistema prototipale innovativo per l’osservazione “in situ” del territorio attraverso l’utilizzo di un velivolo MAV in grado di rispondere alle principali e più qualificanti specifiche suddette.

Tale progetto è stato caratterizzato da uno studio delle principali caratteristiche aeromeccaniche del velivolo e dalla messa a punto di un sistema automatico di controllo sia per la fase di volo a punto fisso (hovering) sia per quella di volo traslato [1].

Contemporaneamente è stato realizzato un primo prototipo del MAV ed è stata messa a punto la stazione di terra al fine di poter effettuare una campagna di prove sperimentali dell’intero sistema, necessarie per poter convalidare le effettive capacità di volo del MAV.

Come descritto avanti, infatti, quest’ultimo è caratterizzato da una configurazione fortemente innovativa e conseguentemente il suo comportamento in volo non è stato studiato in precedenza se non attraverso l’uso del calcolatore, ovvero effettuando con un opportuno software delle simulazioni di volo basate sulla conoscenza delle leggi della dinamica di tale velivolo.

In particolare la presente tesi rientra nell’ambito di questa ultima fase del progetto, in quanto l’avanzato stato di realizzazione dell’intero sistema ha permesso lo svolgimento delle prove sperimentali di hovering mentre per quelle di volo traslato si attende la costruzione di un secondo prototipo funzionante.

Il lavoro riassume quindi gli sviluppi delle recenti attività svolte presso il laboratorio di Meccanica del Volo del DIA e si pone come naturale prosecuzione di precedenti tesi che hanno riguardato sia l’aspetto strutturale e costruttivo del velivolo sia quello aerodinamico nonché quello legato alla definizione delle leggi di controllo del volo [1],

Il presente lavoro è stato articolato in due distinte fasi; la prima è consistita nella modifica parziale del software di simulazione del volo del MAV al fine di implementare una logica di controllo tale da permettere la realizzazione di una fase di volo di transizione graduale dall’

hovering al volo traslato.

La seconda fase ha riguardato le prove sperimentali di trazione verticale necessaria per

l’hovering, la calibrazione dei diversi autopiloti e la realizzazione delle prove di hovering,

tutte condotte presso il DIA.

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C. Aguglia Tesi di Laurea in Ingegneria Aerospaziale

4 La tesi è conseguentemente organizzata in quattro capitoli; nel primo viene descritto in dettaglio l’intero sistema in termini dei suoi componenti, metterndo in luce i vantaggi e gli svantaggi offerti dall’innovativa piattaforma di volo.

Nel secondo capitolo viene descritto il sistema di controllo del volo (FMS, Flight Management System), il quale è stato prima utilizzato per effettuare le simulazioni del comportamento dinamico del velivolo e successivamente installato a bordo del velivolo per poter effettuare le diverse prove sperimentali.

In particolare sono presentate le modifiche effettuate al sistema di controllo riguardanti sia l’aggiunta di un autopilota che consenta di aumentare la stabilità laterale in hovering sia il miglioramento degli altri autopiloti per riuscire ad ottenere il passaggio dalla fase di hovering a quella di volo traslato (e viceversa) in maniera graduale e soprattutto automatica.

Nel terzo capitolo vengono presentate le prove effettuate al simulatore e le conclusioni riguardanti il comportamento dinamico del MAV.

Nel quarto capitolo vengono descritte le fasi sperimentali e riportati i primi risultati ottenuti.

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C. Aguglia Tesi di Laurea in Ingegneria Aerospaziale

5 1.1 Descrizione dei componenti

Nel seguente capitolo viene descritto il sistema SI.MON.A nei suoi vari componenti.

Il sistema dimostratore è costituito nel suo complesso da una piattaforma di volo costituita dal MAV (Figura 1.1), da un sistema di controllo e stabilizzazione installato su apposito hardware presente a bordo , da una telecamera montata a bordo e da una stazione di terra mobile in grado di trasmettere i comandi di volo e di acquisire in real time le immagini trasmesse dalla telecamera.

Figura 1.1: MAV (Mini Aerial Vehicle) conla telecamera installata sulla parte anteriore

Capitolo 1

Il sistema SI.MON.A / MAV

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C. Aguglia

La stazione di terra (Figura 1.2)

la trasmissione dei comandi del pilota al velivolo, da un PC necessario per la gestione dei dati telemetrici e da un visore che viene indossato dall’ operatore e consente

la visione delle immagini riprese dalla telecamera di bordo.

Per la realizzazione del MAV siè deciso di impostare il progetto su requisiti ritenuti fondamentali tra quelli elencati precedentemente:

• Ridotte dimensioni (valori di riferiment

• Peso inferiore ad 1,5 Kg

• Sistema portatile e gestibile da una sola persona

• Capacità di hovering

• Velocità di traslazione superiore a 20 m/s

• Carico utile : sensori elettro ottici

• Abilitazione al pilotaggio non richiesta

• Tempo di approntamento non superiore a 5 minuti

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Figura 1.2: Stazione di terra

di terra (Figura 1.2), in particolare, è costituita da un radiocomando che consente la trasmissione dei comandi del pilota al velivolo, da un PC necessario per la gestione dei dati telemetrici e da un visore che viene indossato dall’ operatore e consente

la visione delle immagini riprese dalla telecamera di bordo.

Per la realizzazione del MAV siè deciso di impostare il progetto su requisiti ritenuti fondamentali tra quelli elencati precedentemente:

Ridotte dimensioni (valori di riferimento non si scostano molto da 0,5 m) Peso inferiore ad 1,5 Kg

Sistema portatile e gestibile da una sola persona Capacità di hovering

Velocità di traslazione superiore a 20 m/s Carico utile : sensori elettro ottici

Abilitazione al pilotaggio non richiesta

o di approntamento non superiore a 5 minuti

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6 è costituita da un radiocomando che consente la trasmissione dei comandi del pilota al velivolo, da un PC necessario per la gestione dei dati telemetrici e da un visore che viene indossato dall’ operatore e consente a quest’ultimo

Per la realizzazione del MAV siè deciso di impostare il progetto su requisiti ritenuti

o non si scostano molto da 0,5 m)

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C. Aguglia Tesi di Laurea in Ingegneria Aerospaziale

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• Velocità di trasmissione delle immagini: 10 immagini/s

• Possibilità di volare con vento stazionario di 10 m/s

Non si sono quindi considerati i requisiti relativi alla capacità di effettuare un volo preprogrammato e quelli relativi all’autonomia del velivolo sia in hovering che nel volo traslato.

Infatti riguardo alla pre-impostazione del volo è stato osservato che ai MAV è richiesto principalmente il controllo del territorio nell’intorno dell’osservatore, con possibilità di adattarsi immediatamente all’evolversi delle situazioni in modo non prevedibile all’inizio della missione, pertanto si è ritenuto lecito classificare la pre-programmabilità del volo come un requisito non essenziale per tali macchine.

I tempi di volo dipendono invece dalle batterie utilizzate e dal consumo di bordo; in particolare sono state utilizzate le migliori batterie presenti sul mercato cercando di ottenere durante le prime prove sperimentali una stima preliminare della loro durata.

Il requisito di autonomia potrà essere quindi migliorato in seguito equipaggiando il velivolo con batterie aventi prestazioni migliori.

Come si vede dalla Figura 1.1, il MAV nella sua versione definitiva è un velivolo tuttala caratterizzato dalla presenza di un fan centrale, solidale al velivolo, che fornisce in hovering la spinta necessaria alla sostentazione, ma viene disattivato nella fase di volo traslato durante la quale le forze che garantiscono la sostentazione sono quelle di natura aerodinamica.

A questo sistema propulsivo si aggiunge quello costituito da due motori posteriori, simmetrici rispetto all’asse longitudinale del velivolo, montati in modo solidale agli alettoni, questi ultimi in grado di essere deflessi sia in modo simmetrico che antisimmetrico; in questo modo vi è la possibilità di variare la direzione delle rispettive spinte erogate, ottenendo delle componenti verticali, in quanto tali motori hanno il compito di realizzare le seguenti azioni:

• Devono fornire la spinta per il volo traslato

• Durante l’ hovering, attraverso una deflessione antisimmetrica degli alettoni consentono un controllo in rollio grazie alla coppia attorno all’asse longitudinale generata dalle rispettive componenti verticali.

Questa esigenza nasce dalla necessità di dover contrastare una eventuale raffica

laterale durante l’hovering, per cui la coppia generata dalla deflessione degli alettoni

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C. Aguglia

permette di inclinare il velivolo

orizzontale della spinta erogata dal fan viene usata per contrastare lo sbandamento laterale causato dalla raffica.

Ovviamente questo tipo di controllo in rollio durante l’hovering può essere usato anche per realizzare una traslazione laterale dela velivolo in modo del tutto uguale ad un elicottero che inclini lateralmente il disco rotorico.

• Durante l’hovering forniscono una spinta differente in modo tale da generare una coppia imbardante tale da bilanciare la cop

oraria del fan.

Figura 1.3: Esempio di deflessione antisimmetrica dei motori psteriori

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permette di inclinare il velivolo lateralmente; in questo modo la componente orizzontale della spinta erogata dal fan viene usata per contrastare lo sbandamento laterale causato dalla raffica.

Ovviamente questo tipo di controllo in rollio durante l’hovering può essere usato izzare una traslazione laterale dela velivolo in modo del tutto uguale ad un elicottero che inclini lateralmente il disco rotorico.

Durante l’hovering forniscono una spinta differente in modo tale da generare una coppia imbardante tale da bilanciare la coppia antioraria causata dalla rotazione

Figura 1.3: Esempio di deflessione antisimmetrica dei motori psteriori

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8 lateralmente; in questo modo la componente orizzontale della spinta erogata dal fan viene usata per contrastare lo sbandamento

Ovviamente questo tipo di controllo in rollio durante l’hovering può essere usato izzare una traslazione laterale dela velivolo in modo del tutto uguale

Durante l’hovering forniscono una spinta differente in modo tale da generare una pia antioraria causata dalla rotazione

Figura 1.3: Esempio di deflessione antisimmetrica dei motori psteriori

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C. Aguglia Tesi di Laurea in Ingegneria Aerospaziale

Figura 1.4: vista in pianta del MAV

Figura 1.5: Vista laterale del MAV

Tesi di Laurea in Ingegneria Aerospaziale

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C. Aguglia

Come si può notare dallavista in pianta di figura 5, anche la parte centrale del velivolo ha la forma di un profilo aerodinamico avente uno spessore assoluto più grande rispetto alle ali per via della corda maggiore.

Il profilo scelto sia per le ali che per la parte centrale è un Eppler 184 avente un anche in assenza di coda orizzontale e svergolamento alare.

Nelle tabelle successive vengono riassunte le caratteristiche geometriche e MAV.

Apertura alare (m) Corda alla radice (m) Corda all’estremità (m) Corda media aerodinamica,

Corda media geometrica (m) Allungamento alare

Angolo di freccia al bordo di attacco (deg) Angolo di freccia al 25% di

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Figura 1.6: Vista posteriore del MAV

Come si può notare dallavista in pianta di figura 5, anche la parte centrale del velivolo ha la forma di un profilo aerodinamico avente uno spessore assoluto più grande rispetto alle ali

la corda maggiore.

Il profilo scelto sia per le ali che per la parte centrale è un Eppler 184 avente un anche in assenza di coda orizzontale e svergolamento alare.

Nelle tabelle successive vengono riassunte le caratteristiche geometriche e

Tab.1: Caratteristiche geometriche del MAV

Superficie (m

2

) 0.288

Apertura alare (m) 0.8

Corda alla radice (m) 0.54

Corda all’estremità (m) 0.179

Corda media aerodinamica, mac (m) 0.39 Corda media geometrica (m) 0.359

Allungamento alare 2.23

Rastremazione 0.33

di freccia al bordo di attacco (deg) 42 Angolo di freccia al 25% di mac 34

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10 Come si può notare dallavista in pianta di figura 5, anche la parte centrale del velivolo ha la forma di un profilo aerodinamico avente uno spessore assoluto più grande rispetto alle ali

Il profilo scelto sia per le ali che per la parte centrale è un Eppler 184 avente un

Nelle tabelle successive vengono riassunte le caratteristiche geometriche e aerodinamiche del

0.288 0.8 0.54 0.179

0.39 0.359

2.23

0.33

42

34

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C. Aguglia

Tab.2: Caratteristiche aerodinamiche del profilo Eppler

Gli altri componenti che compongono il sistema sono installati a bordo in quanto sono essenziali per il controllo del volo del MAV; l’insieme di tali componenti è costituito da:

• Una piattaforma inerziale ( nel seguito IMU, Inertial Measurement Unit)

• Un calcolatore di bordo

• Tre regolatori di velocità di rotazione dei motori

• Attuatori per la rotazione delle superfici mobili

• Telecamera e relativo sistema di controllo

• Batterie elettriche

Per motivi di ingombro/peso (ed economici) si è scelta la piattaforma inerziale MTx prodotta dalla Ditta Xsens Technologies olandese, riprodotta in

× 53 × 20 (dimensioni in millimetri) ed il cui schema di funzionamen 1.8.

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Tab.2: Caratteristiche aerodinamiche del profilo Eppler 184

Gli altri componenti che compongono il sistema sono installati a bordo in quanto sono essenziali per il controllo del volo del MAV; l’insieme di tali componenti è costituito da:

Una piattaforma inerziale ( nel seguito IMU, Inertial Measurement Unit) Un calcolatore di bordo

Tre regolatori di velocità di rotazione dei motori Attuatori per la rotazione delle superfici mobili Telecamera e relativo sistema di controllo

Per motivi di ingombro/peso (ed economici) si è scelta la piattaforma inerziale MTx prodotta dalla Ditta Xsens Technologies olandese, riprodotta in figura 1.7, avente dimensioni pari a 38

× 53 × 20 (dimensioni in millimetri) ed il cui schema di funzionamento è riportato in figura

Figura 1.7: Piattaforma inerziale installata sul MAV

C

LMAX

0.88

C

( deg

-1

) 0.093

α

0

(deg) -1.7

C

mo

0.0297

Tesi di Laurea in Ingegneria Aerospaziale

11 Gli altri componenti che compongono il sistema sono installati a bordo in quanto sono essenziali per il controllo del volo del MAV; l’insieme di tali componenti è costituito da:

Una piattaforma inerziale ( nel seguito IMU, Inertial Measurement Unit)

Per motivi di ingombro/peso (ed economici) si è scelta la piattaforma inerziale MTx prodotta

figura 1.7, avente dimensioni pari a 38

to è riportato in figura

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C. Aguglia Tesi di Laurea in Ingegneria Aerospaziale

12

Figura 1.8: Schema di funzionamento della piattaforma di volo

L’uscita della IMU è pertanto costituita dalle tre accelerazioni a

x

, a

y

, a

z

e dalle tre velocità angolari p, q, r (misurate in assi corpo) e dai tre angoli di Eulero Φ, Θ e Ψ che definiscono l’orientamento fra il sistema di riferimento assi corpo e il sistema di riferimento assi verticali locali.

Il calcolatore di bordo, illustrato in figura 1.9, costituisce l’hardware sul quale viene eseguito il software con il quale viene realizzato controllo del volo del MAV.

Esso costituisce anche il mezzo attraverso il quale vengono trasmessi via Wireless i dati telemetrici durante il volo; tali dati vengono ricevuti ed analizzati attraverso un apposito hardware connesso via USB con il pc della stazione di terra.

Il software di controllo del volo è stato sviluppato in ambiente Matlab usando il toolbox Simulink e verrà descritto in seguito.

3D magnetometri

3D giroscopi

3D accelerometri

algoritmo di fusione

accelerazioni

angoli di assetto e di orientamento vel. angolari

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C. Aguglia Tesi di Laurea in Ingegneria Aerospaziale

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Figura 1.9: Calcolatore di bordo per il controllo del volo del MAV e telemetria

La regolazione delle velocità del fan e dei motori posteriori è effettuata attraverso i regolatori JETI Spin 44 e JETI Hacker rispettivamente riportati in figura 1.10.

Figura 1.10: Regolatori di velocità dei motori

Per l’alimentazione dei motori e dei sistemi di bordo, escluso il sistema di rilevamento e

trasmissione delle immagini che ha una propria batteria, è stato scelto un pacco di tre celle al

poli-li (polimero di litio) prodotto dalla ditta KOKAM, riportato in figura 1.11, avente le

seguenti caratteristiche:

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C. Aguglia Tesi di Laurea in Ingegneria Aerospaziale

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• Capacità 3.2 Ah

• Voltaggio nominale (3.7×3) 11.1V

• Ciclo di vita  500 cicli

• Dimensioni (mm) 7,6×42,5×127,5

• Peso 100 g

Figura 1.11: Batteria di alimentazione del MAV

Figura 1.12: Batteria di alimentazione della telecamera

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C. Aguglia Tesi di Laurea in Ingegneria Aerospaziale

15 Per l’alimentazione della telecamera, del suo sistema di controllo e del sistema di trasmissione delle immagini è prevista una batteria LI POWER, costituita da due celle poli-li, riportata in figura 1.12.

La telecamera a colori TX 40 Mini, visibile in figura 1.13, è prodotta dalla RC-TECH svizzera ed è montata su un supporto che possiede due gradi di libertà di rotazione (destra/sinistra, alto/basso) controllabili da terra.

L’orientamento della telecamera viene automaticamente regolato dallo spostamento della testa dell’operatore che porta occhiali video per la ricezione delle immagini sui quali è montato un giroscopio che invia, attraverso il sistema di radiocomando, i segnali di comando al supporto orientabile .

Si è scelto questo sistema per il pilotaggio, in alternativa della visione diretta dello scenario su monitor, in quanto è molto più efficace in condizioni di forte illuminazione ambientale (pieno sole) che può rendere difficoltosa la visione dello schermo del monitor.

Fifura 13: Telecamera per il monitoraggio con il relativo sistema di movimentazione

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C. Aguglia Tesi di Laurea in Ingegneria Aerospaziale

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Figura 1.14: Componenti della stazione di terra

Nella figura 1.14 sono visibili i componenti della stazione di terra:

1. Radiocomando Futaba 2. Antenna ricevente

3. Ricevitore segnali dalla telecamera

4.

PC per la registrazione delle immagini. Su questo PC è implementato anche il software del simulatore per l’addestramento.

5. Batterie di alimentazione occhiali video 6. Occhiali video

Il sistema è completato da un simulatore di volo usato per verificare il comportamento dinamico del MAV attraverso la soluzione delle equazioni di moto del velivolo, come sarà mostrato nel capitolo 3.

Inoltre il simulatore rappresenta un notevole strumento per il futuro addestramento al conduzione del MAV da parte del pilota a terra.

1

2

3

4

5 6

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C. Aguglia

Tale simulatore si basa sull’utilizzo di un software open source di simulazione del volo (FlightGear) il quale visualizza la dinamica del MAV nell’ ambito di uno scenario virtuale (figura 1.15).

Figura 1.15: Simulazione di volo in uno scenario virtuale

Il codice di simulazione è stato implementato in ambiente Matlab usando il toolbox Simulink nel quale la parte relativa al controllo del volo è quella installata sul computer di bordo mentre le accelerazioni, le velocità angolari e gli angoli di Eulero vengono calcolati risolvendo le equazioni del moto del MAV.

La fase sperimentale è servita soprattutto ad ave

simulazione che evidenziano le buone capacità di manovrabilità e controllabilità del MAV.

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Tale simulatore si basa sull’utilizzo di un software open source di simulazione del volo ale visualizza la dinamica del MAV nell’ ambito di uno scenario virtuale

Figura 1.15: Simulazione di volo in uno scenario virtuale

Il codice di simulazione è stato implementato in ambiente Matlab usando il toolbox Simulink arte relativa al controllo del volo è quella installata sul computer di bordo mentre le accelerazioni, le velocità angolari e gli angoli di Eulero vengono calcolati risolvendo le equazioni del moto del MAV.

La fase sperimentale è servita soprattutto ad avere una conferma della bontà dei risultati di simulazione che evidenziano le buone capacità di manovrabilità e controllabilità del MAV.

Tesi di Laurea in Ingegneria Aerospaziale

17 Tale simulatore si basa sull’utilizzo di un software open source di simulazione del volo ale visualizza la dinamica del MAV nell’ ambito di uno scenario virtuale

Il codice di simulazione è stato implementato in ambiente Matlab usando il toolbox Simulink arte relativa al controllo del volo è quella installata sul computer di bordo mentre le accelerazioni, le velocità angolari e gli angoli di Eulero vengono calcolati

re una conferma della bontà dei risultati di

simulazione che evidenziano le buone capacità di manovrabilità e controllabilità del MAV.

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C. Aguglia Tesi di Laurea in Ingegneria Aerospaziale

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1.2 Principio di funzionamento

Come si evince dalle figure 1.4, 1.5, e 1.6 raffiguranti gli imgombri del MAV e dalla figura 1.14 che mostra la stazione di terra, l’intero sistema è caratterizzato da una notevole compattezza e risulta facilmente trasportabile al massimo da due persone.

Anche i tempi di approntamento risultano essere molto brevi in quanto, con il software di controllo del volo già installato a bordo, le uniche operazioni pre-volo da svolgere consistono nel collegamento delle batterie e nell’attivazione della telemetria necessaria alla trasmissione dei dati di volo dal velivolo alla stazione di terra.

Il MAV esegue una missione di volo tipica attraverso le seguenti fasi:

• Decollo verticale

• Transizione da hovering a volo traslato

• Volo traslato

• Transizione da volo traslato a hovering

• Atterraggio verticale

Durante tutte le fasi il sistema di controllo garantisce l’equilibrio delle forze agenti sul velivolo variando opportunamente i valori delle seguenti grandezze:

• Spinta verticale del fan

• Deflessione alettone destro

• Deflessione alettone sinistro

• Spinta del motore posteriore destro

• Spinta del motore posteriore sinistro

La gestione di tali grandezze non può essere infatti realizzata dal solo pilota ma è il calcolatore di bordo che acquisisce sia i comandi del pilota sia i dati provenienti dalla piattaforma inerziale e attraverso gli autopiloti invia gli opportuni comandi agli attuatori degli alettoni e ai regolatori di velocità dei motori.

In particolare durante la fase di hovering (figura 1.16) il pilota deve agire sulla leva sinistra

del radiocomando, con movimento avanti/indietro, per ottenere un aumento di spinta del

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C. Aguglia

fan e quindi una traslazione verticale del MAV; il movimento destra/sinistra invece consente di ottenere una traslazione laterale grazie all’inclinazione laterale del MAV causata dalla deflessione dei motori posteriori.

Il movimento destra/sinistra della leva destra invece consente una rotazione del MAV attorno all’asse verticale mentre quello avanti /indietro determina un aumento di spinta posteriore che consente al MAV di acquistare una certa velocità di traslazione orizzontale.

All’ aumentare della velocità di traslazione orizzontale aumenta anche la forza di portanza delle ali e, superata una soglia di velocità (che nelle simulazioni è pari a 11 m/s), la dinamica del velivolo è

automaticamente porta il MAV alla fase di volo traslato convenzionale in cui i movimenti delle leve del radiocomando realizzano una logica di comando diversa da quella relativa all’hovering.

In particolare la leva sinistra determina una deflessione simmetrica degli alettoni permettendo quindi di realizzare il movimento del “picchia e cabra” del MAV e non più la variazione di spinta del fan che durante la fase di transizione viene invece gradualm spento.

La leva destra consente ancora con il suo movimento avanti/indietro la variazione di spinta dei motori posteriori (che per via del fan spento non forniscono più una spinta differenziale), ma con il movimento destra/sinistra determina una vari

quindi di impostare la virata(figura 1.17).

Tesi di Laurea in Ingegneria Aerospaziale

fan e quindi una traslazione verticale del MAV; il movimento destra/sinistra invece consente di ottenere una traslazione laterale grazie all’inclinazione laterale del MAV causata dalla deflessione dei motori posteriori.

ra/sinistra della leva destra invece consente una rotazione del MAV attorno all’asse verticale mentre quello avanti /indietro determina un aumento di spinta posteriore che consente al MAV di acquistare una certa velocità di traslazione orizzontale.

Figura 1.16: Logica di comando in hovering

All’ aumentare della velocità di traslazione orizzontale aumenta anche la forza di portanza delle ali e, superata una soglia di velocità (che nelle simulazioni è pari a 11 m/s), la dinamica del velivolo è caratterizzata da una fase di transizione che gradualmente e automaticamente porta il MAV alla fase di volo traslato convenzionale in cui i movimenti delle leve del radiocomando realizzano una logica di comando diversa da quella relativa

articolare la leva sinistra determina una deflessione simmetrica degli alettoni permettendo quindi di realizzare il movimento del “picchia e cabra” del MAV e non più la variazione di spinta del fan che durante la fase di transizione viene invece gradualm

La leva destra consente ancora con il suo movimento avanti/indietro la variazione di spinta dei motori posteriori (che per via del fan spento non forniscono più una spinta differenziale), ma con il movimento destra/sinistra determina una variazione dell’angolo Φ, permettendo quindi di impostare la virata(figura 1.17).

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19 fan e quindi una traslazione verticale del MAV; il movimento destra/sinistra invece consente di ottenere una traslazione laterale grazie all’inclinazione laterale del MAV causata

ra/sinistra della leva destra invece consente una rotazione del MAV attorno all’asse verticale mentre quello avanti /indietro determina un aumento di spinta posteriore che consente al MAV di acquistare una certa velocità di traslazione orizzontale.

All’ aumentare della velocità di traslazione orizzontale aumenta anche la forza di portanza delle ali e, superata una soglia di velocità (che nelle simulazioni è pari a 11 m/s), la caratterizzata da una fase di transizione che gradualmente e automaticamente porta il MAV alla fase di volo traslato convenzionale in cui i movimenti delle leve del radiocomando realizzano una logica di comando diversa da quella relativa

articolare la leva sinistra determina una deflessione simmetrica degli alettoni permettendo quindi di realizzare il movimento del “picchia e cabra” del MAV e non più la variazione di spinta del fan che durante la fase di transizione viene invece gradualmente

La leva destra consente ancora con il suo movimento avanti/indietro la variazione di spinta

dei motori posteriori (che per via del fan spento non forniscono più una spinta differenziale),

azione dell’angolo Φ, permettendo

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C. Aguglia

Per realizzare il passaggio dalla fase di volo traslato a quella di hovering

semplicemente diminuendo la spinta dei motori posteriori; in questo modo il MAV rallenta e in corrispondenza della solita soglia di velocità si ha la riaccensione graduale ed automatica del fan e quindi un ritorno alla fase di hovering e alla c

Durante tutte le fasi del volo, la trasmissione dei dati di telemetria tra il velivolo e la stazione di terra consente di conoscere tutti i dati di accelerazione, velocità e assetto del velivolo che possono essere registrati e studiati successivamente.

La logica di comando precedentemente descritta viene anche usata nell’ambito delle simulazioni con il FlightGear in quanto i

utilizzando lo stesso radiocomando

simulazione attraverso un cavo USB come mostrato in figura 1.18.

Infine il funzionamento della trasmissione delle immagini avviene grazie ad una antenna ricevente ed un ricevitore di segnali della telecamera, facenti parte d

(figura 1.14), che consentono di inviare le immagini video al visore indossato dal pilota.

Tesi di Laurea in Ingegneria Aerospaziale

Figura 1.17: Logica di comando per il volo traslato

Per realizzare il passaggio dalla fase di volo traslato a quella di hovering

semplicemente diminuendo la spinta dei motori posteriori; in questo modo il MAV rallenta e in corrispondenza della solita soglia di velocità si ha la riaccensione graduale ed automatica del fan e quindi un ritorno alla fase di hovering e alla corrispondente logica di comando.

Durante tutte le fasi del volo, la trasmissione dei dati di telemetria tra il velivolo e la stazione di terra consente di conoscere tutti i dati di accelerazione, velocità e assetto del velivolo che

i e studiati successivamente.

La logica di comando precedentemente descritta viene anche usata nell’ambito delle simulazioni con il FlightGear in quanto i comandi del pilota vengono inviati al simulatore utilizzando lo stesso radiocomando usato per il volo reale collegandolo

ulazione attraverso un cavo USB come mostrato in figura 1.18.

Infine il funzionamento della trasmissione delle immagini avviene grazie ad una antenna ricevente ed un ricevitore di segnali della telecamera, facenti parte d

(figura 1.14), che consentono di inviare le immagini video al visore indossato dal pilota.

Tesi di Laurea in Ingegneria Aerospaziale

20 Per realizzare il passaggio dalla fase di volo traslato a quella di hovering si agisce semplicemente diminuendo la spinta dei motori posteriori; in questo modo il MAV rallenta e in corrispondenza della solita soglia di velocità si ha la riaccensione graduale ed automatica

orrispondente logica di comando.

Durante tutte le fasi del volo, la trasmissione dei dati di telemetria tra il velivolo e la stazione di terra consente di conoscere tutti i dati di accelerazione, velocità e assetto del velivolo che

La logica di comando precedentemente descritta viene anche usata nell’ambito delle comandi del pilota vengono inviati al simulatore reale collegandolo al PC della

Infine il funzionamento della trasmissione delle immagini avviene grazie ad una antenna

ricevente ed un ricevitore di segnali della telecamera, facenti parte della stazione di terra

(figura 1.14), che consentono di inviare le immagini video al visore indossato dal pilota.

(21)

C. Aguglia Tesi di Laurea in Ingegneria Aerospaziale

21

Figura 1.18: PC per la simulazioni di volo

(22)

C. Aguglia

1.3 Modello matematico del MAV

Si riporta di seguito il modello matematico del MAV, attraverso i

punto il sistema di controllo nonché il simulatore di volo per la determinazione del comportamento dinamico del velivolo.

Equazioni delle forze

In un sistema di riferimento assi corpo le equazioni delle forze sono del tipo:

Con riferimento alla figura 1.19, le forze aerodinamiche e propulsive sono state così esplicitate:

Figura

Tesi di Laurea in Ingegneria Aerospaziale

Modello matematico del MAV

Si riporta di seguito il modello matematico del MAV, attraverso il quale è stato messo a punto il sistema di controllo nonché il simulatore di volo per la determinazione del comportamento dinamico del velivolo.

Equazioni delle forze

In un sistema di riferimento assi corpo le equazioni delle forze sono del tipo:

Con riferimento alla figura 1.19, le forze aerodinamiche e propulsive sono state così

Figura 1.19: Schema per il calcolo delle forze e dei momenti

Tesi di Laurea in Ingegneria Aerospaziale

22 l quale è stato messo a punto il sistema di controllo nonché il simulatore di volo per la determinazione del

In un sistema di riferimento assi corpo le equazioni delle forze sono del tipo:

Con riferimento alla figura 1.19, le forze aerodinamiche e propulsive sono state così

(23)

C. Aguglia Tesi di Laurea in Ingegneria Aerospaziale

23

 





 













 

       

  0

     !  

 

in cui F

aerXB

, F

aerYB

e F

aerZB

sono le componenti della forza di origine aerodinamica valutata rispetto al sistema di riferimento assi corpo [2] attraverso la matrice di trasformazione 







la quale permette di ottenere, in assi corpo, le componenti di un vettore noto in assi vento.

Tenendo conto delle forze propulsive le forze agenti sul velivolo assumono la seguente forma:





 sin    cos  cos    cos  sin  ' 

(

cos )

(

' 

*

cos )

*

 

+

sin )

+





 sin  '  cos 





 cos    sin  cos    sin  sin   

(

sin )

(

 

*

sin )

*

 

+

cos )

+

Dove le forze di portanza (L), resistenza (D) e laterale (Y) assumono la forma

 1

2 ./0

1

23

45

 ' 3

46

)78

 1

2 ./0

1

93

:;

' <3

41

=

 1

2 ./0

1

3

>

E gli angoli di incidenza  e derapata  sono definiti in assi corpo dalle seguenti relazioni

 ?@A? B



C



 ?@ B



DC

1

' 0

1

' B

1

con U

B

, V

B

e W

B

componenti del vettore velocità in assi corpo.

(24)

C. Aguglia Tesi di Laurea in Ingegneria Aerospaziale

24

Equazioni dei momenti

Le equazioni dei momenti in assi corpo assumono la forma

E



FG



H

I

 JG



H

IK

' L



J



9H

K

 H

M

=  F



L



H

IK

E



LG



H

M

' F



J



2H

I

 H

K

8  J

1

H

IK

' F

1

H

IK

E



JG



H

K

 FG



H

IK

' F



L



9H

M

 H

I

= ' L



J



H

IK

Analogamente a quanto fatto per le forze, le azioni di natura aerodinamica e propulsiva sono state esplicitate nella seguente maniera

E





(

N

O

sin )

P

' 

*

N

O

sin )

*

' 3

(

cos )

(

' 3

*

cos )

*

 3

+

sin )

+

' Q E





(

R

O

sin )

(

 

*

R

O

sin )

*

' E

E





(

N

O

cos )

(

 

*

N

O

cos )

*

 3

(

sin )

(

 3

*

sin )

*

 3

+

cos )

+

' S

in cui oltre alle coppie di natura aerodinamica vi sono anche i contributi derivanti dalle spinte posteriori e dalle rotazioni dei motori ( 3

(

, 3

*

e 3

+

);inoltre le coppie di rollio ( Q), beccheggio ( E) ed imbardata (S) sono valutabili attraverso

Q 1

2 ./0

1

N T3

U>

 ' 3

U6

)? ' 23

UV

W ' 3

U

@8 N 20X E 1

2 ./0

1

Y T3

Z;

' 3

Z5

 ' 3

Z6

)7 ' 93

Z[

\ ' 3

Z5G

G= Y 20X S 1

2 ./0

1

N T3

]>

 ' 3

]6

)? ' 23

]V

W ' 3

]

@8 N

20X

(25)

C. Aguglia Tesi di Laurea in Ingegneria Aerospaziale

25 2.1 Architettura generale

Viene di seguito descritto il Flight Management System (FMS), ovvero il sistema di controllo del volo del MAV che viene installato a bordo del velivolo.

Tale sistema di controllo rappresenta il software di calcolo che permette al MAV di avere adeguate caratteristiche di stabilità e controllabilità in quanto è attraverso di esso che vengono determinate le entità dei segnali di comando da inviare ai regolatori di velocità dei motori ed agli attuatori degli alettoni.

Come già accennato in precedenza il pilota non agisce direttamente sul MAV attraverso il radiocomando ma i suddetti segnali di comando vengono calcolati dal Flight Management System il quale elabora in ogni istante non solo i segnali di comando del pilota ma anche i dati di volo del MAV riguardanti l’assetto, le velocità e le accelerazioni.

Il FMS è stato implementato in ambiente Matlab Simulink e nel livello più generale il suo schema a blocchi è rappresentato in figura 2.1.

Dalla figura si nota come l’architettura del sistema sia caratterizzata da un insieme di blocchi (gialli in figura) ciascuno dei quali costituisce un sottosistema all’interno del quale viene implementato un autopilota al quale è affidato il compito di gestire, attraverso un opportuna logica, i segnali da inviare ai regolatori di velocità dei motori e agli attuatori degli alettoni.

I segnali di ingresso sono costituiti sia dall’insieme di dati provenienti dalla piattaforma inerziale (accelerazioni lineari, velocità angolari ed angoli di Eulero) sia dai segnali di comando del pilota.

La differenza fra il valore del generico segnale (comandato dal pilota) e il valore del segnale reale da controllare (proveniente dalla IMU), costituisce l’errore che il blocco autopilota apposito deve annullare asintoticamente in maniera tale che la risposta del sistema presenti un transitorio accettabile ed un valore a regime pari a quello comandato.

Capitolo 2

Il Flight Management System

(26)

C. Aguglia Tesi di Laurea in Ingegneria Aerospaziale

26

Figura 2.1: modello Simulink del sistema di controllo del volo del MAV

Comando _Deflessione _SX 5

Comando _Deflessione _DX 4

Comando _Motore _DX 3 Comando _Motore _SX

2 Comando _FAN Status Definition 1

Vxb L_fan

Status

Spinta motore sx -comando sx

Spinta motore dx -comando dx Spinta fan -comando fan

Spinta Vzb

acc_lin

Vz_ref

Status

L_FAN

Product 1

Product

Partitore

d-diff dad

das

Fcn

cos(u(1)) Deflessione

sinistra Deflessione

destra

Abs

|u|

AUTOPILOTA Vx err Vxb

Status

DeltaT_tot _manuale delta T_tot

AUTOPILOTA TETA teta

Vxb

p,q,r

Status

teta ref

Vz_ref

delta d_tot

Vz_ref _TS AUTOPILOTA R err r

L_fan

delta T_diff

AUTOPILOTA PHI p,q,r

phi,teta ,psi

vxb

Status

fi _ref err Vy

Ayok

delta d _diff

Vyb 13 Vy_ref da Futaba

12

DeltaT _tot _manuale da Futaba

11

Vz_ref da Futaba

10 teta _ref da Futaba

9 fi _ref da Futaba

8 r_ref da Futaba

7 Vx_ref da Futaba

6 Ax,Ay,Az

5

phi ,teta ,psi 4 p,q,r

3 Vzb

2

Vxb 1

(27)

C. Aguglia Tesi di Laurea in Ingegneria Aerospaziale

27 In particolare per ciascun comando sono stati implementati dei controllori di tipo PID, per i quali sono stati ricavati attraverso l’uso del simulatore le costanti K

p

, K

i

e K

d

usando una tecnica di tipo trial and test, come descritto in [1].

Si è deciso di implementare il sistema attraverso un insieme di autopiloti che gestiscono ciascuno un particolare comando, in quanto la sintesi di un controllore MIMO (Multiple Input Multiple Output), per quanto automatica, avrebbe avuto lo svantaggio di una difficile modifica eventuale del controllore stesso, qualora fosse stato necessario.

Numerose modifiche ad esempio sono state necessarie durante la prima fase delle prove sperimentali, ovvero quella riguardante la calibrazione dei vari autopiloti; in questa fase, come descritto in seguito, sono stati modificati i valori delle diverse costanti K

p

, K

i

e K

d,

verificando sperimentalmente il comportamento dinamico del MAV.

Si nota come i segnali di spinta riguardanti il fan ed i motori posteriori costituiti dagli output dei blocchi Spinta, Autopilota Vx e Autopilota r vengano convertiti in segnale da inviare ai regolatori dei motori attraverso delle Look up Table ricavate durante la fase iniziale delle prove sperimentali come descritto in seguito.

Oltre ad essere installato a bordo del MAV il Flight Management System è stato usato come sistema di controllo del volo durante le simulazioni con il FlightGear; è grazie a questo doppio utilizzo del FMS che è stato possibile avere una conferma in termini sperimentali della bontà dei valori delle costanti degli autopiloti determinati nell’ambito delle simulazioni.

Il FMS effettua il controllo del volo del MAV in entrambe le fasi di hovering e di volo traslato.

Come si vede dalla figura 2.1 infatti è presente anche un blocco (denominato Status Definition) nel quale, in base al valore della velocità del MAV, viene generato un segnale (0 o 1), indicativo della fase di volo; tale segnale viene poi inviato ai vari autopiloti per attivare la logica di controllo opportuna che è diversa, come visto in precedenza, a seconda che il MAV si trovi in hovering o in volo traslato.

In particolare all’interno del blocco Status Definition (figura 2.1) si confronta il valore della velocità del MAV con un valore soglia (fissato a 11 m/s): per velocità inferiori a tale soglia, la logica di controllo è quella di hovering ed il segnale generato dal blocco è pari a 0, mentre per velocità superiori si è invece in volo traslato ed il segnale del blocco è invece pari ad 1.

Le figure seguenti mostrano, oltre il suddetto blocco, il dettaglio dei sottososistemi hovering

e traslato nei quali viene determinato il valore dello stato del MAV.

(28)

C. Aguglia Tesi di Laurea in Ingegneria Aerospaziale

28

Figura 2.1: Blocco di definizione dello stato

Figura 2.2: Blocco hovering

Figura 2.3: Blocco traslato

Status==0 Hovering Status==1 Flight

Status 1

Traslato Traslato

Merge If

u1

if (u1==0) else

Hovering Hovering

0

1 L_fan

2 Vxb

1

Status 1 AND

Data

Int

Event -Count Comparator

Thresh :100 double

0 1

== 0

< 5

> 5

|u|

Action Port Action

Status1 3 L_Fan

2 Vxb

1

Status 1

<= 11

Action Port Action

1 3 0 2

Vxb 1

(29)

C. Aguglia Tesi di Laurea in Ingegneria Aerospaziale

29 2.2 La fase di transizione

Prima di effettuare le prove sperimentali sull’intero sistema, è stato necessario migliorare il software di controllo del volo del MAV per riuscire a rendere efficace le fasi di volo di transizione da hovering a traslato e viceversa.

Il modello Simulink del FMS sviluppato in [1] è stato infatti implementato in modo da avere un passaggio tra le due logiche comandato dal radiocomando tramite un apposito switch, il quale manualmente consentiva di attivare la logica di controllo adeguata alla fase di volo.

Allo scopo di abbassare il carico di lavoro del pilota e ai fini di un più semplice pilotaggio del MAV, è stata eliminato il suddetto passaggio manuale di logica di comando implementando invece una logica che in modo del tutto automatico e graduale permette di realizzare le fasi di transizione.

Ciò si è reso necessario inoltre perché, come descritto in precedenza nel Cap. 1, il movimento delle leve del radiocomando determina dei segnali diversi per il MAV a seconda che venga effettuato durante la fase di hovering o durante il volo traslato.

D’altra parte anche i comandi generati dal FMS sono diversi a seconda delle fasi di volo, in quanto la dinamica del velivolo è caratterizzata da equazioni diverse nelle diverse fasi (ad esempio lo spegnimento del fan in volo traslato fa in modo che i motori posteriori non eroghino più una spinta differente ma esattamente uguale tra loro).

Ciò che si è voluto realizzare è quindi una coordinazione automatica delle due logiche di controllo nel momento in cui il pilota decide di passare da una fase di volo all’altra.

Tale coordinazione è stata ottenuta andando a modificare la gestione del comando proveniente dal radiocomando all’interno dei blocchi degli autopiloti V

z

, Teta e V

x

inserendo delle Function di Simulink che consentono di passare dal generico segnale di comando in hovering a quello in volo traslato secondo un andamento continuo e graduale.

La fase di transizione è caratterizzata in definitiva da variazioni che coinvolgono i valori di tre grandezze dello stato del MAV: spinta erogata dal fan, angolo di beccheggio e spinta dei motori posteriori.

2.2.1 Transizione da hovering a volo traslato

Partendo da una condizione di hovering, infatti, per passare in volo traslato il pilota agisce

sulla leva destra del radiocomando provocando un aumento della spinta dei motori

posteriori e di conseguenza della velocità; superato il valore soglia di 11 m/s inizia la fase di

transizione durante la quale si ha una variazione di assetto automatica che porta l’angolo di

beccheggio ( ^) ad un valore di circa 12° circa.

(30)

C. Aguglia Tesi di Laurea in Ingegneria Aerospaziale

30 Questa variazione di assetto determina un aumento dell’incidenza in modo tale che si sviluppino le forze aerodinamiche necessarie al sostentamento in volo; contemporaneamente si ha lo spegnimento graduale del fan e, per quanto riguarda i motori posteriori, si ha il passaggio da un valore di spinta generato dall’autopilota V

x

a quello pari alla richiesta del pilota (come descritto in seguito).

La fase di transizione si conclude con una nuova variazione di assetto che porta il MAV, ormai dotato di una elevata velocità, ad un angolo di assetto pari a zero; terminata tale fase il MAV si trova nella condizione di volo traslato ed il pilota può agire sulla leva sinistra del radiocomando provocando una deflessione simmetrica degli alettoni e non più una variazione di spinta del fan come invece durante l’hovering.

La figura 2.4 mostra, da sinistra verso destra, la variazione di assetto del MAV durante il passaggio da hovering a volo traslato.

Figura 2.4: Fase di transizione da hovering a volo traslato

2.2.1 Transizione da volo traslato a hovering

La transizione da volo traslato ad hovering è caratterizzata in maniera simile a quanto visto sopra da una variazione dei valori delle grandezze suddette; dopo aver ridotto la spinta dei motori posteriori, si ha una diminuzione di velocità del MAV che al di sotto di un valore soglia (pari a 14 m/s) determina una variazione automatica di ^ (dal valore in quell’istante al solito valore di 12°) che rallenta ulteriormente il MAV e contemporaneamente consente l’accensione graduale del fan (figura2.5).

Tale accensione fornisce la forza di sostentamento necessaria in hovering e contribuisce

ulteriormente ad annullare la velocità orizzontale del MAV in quanto vi è in questa fase una

elevata componente orizzontale della forza sviluppata dal fan avente un effetto frenante in

quanto opposta alla velocità; la transizione termina con una nuova variazione di assetto in

cui il valore di ^ viene riportato pari a zero come mostrato in figura 2.5.

(31)

C. Aguglia Tesi di Laurea in Ingegneria Aerospaziale

31

Figura 2.5: Fase di transizione da volo traslato a hovering

Lo spegnimento del fan in volo traslato è stato implementato nel blocco Spinta mostrato in figura 2.6.

Figura 2.6: Blocco della spinta del fan

Figura 2.7: Autopilota Vz

L_FAN 1 9

Switch 1

Saturation

Rate Limiter 5

Product Fcn

f(u) Constant 4

0

Constant 3 10

Analog Filter Design butter

AUTOPILOTA Vz err Vz

err Az delta L_fan

Status 4 Vz_ref

3

acc_lin 2 Vzb

1

delta L _fan 1 kP1

2.5

kI 0.3

kD 0.2

Product 3 4

2 6

K Ts z-1 err Az

2 err Vz

1

(32)

C. Aguglia Tesi di Laurea in Ingegneria Aerospaziale

32 Tale spegnimento viene ottenuto moltiplicando il segnale generato dall’autopilota V

z

(figura 2.6) per un segnale pari a 1 in hovering e 0 in volo traslato: tale segnale, dipendente a sua volta dallo status, consente al fan di spegnersi gradualmente non appena la velocità del MAV supera gli 11 m/s.

Il blocco spinta provvede anche all’ accensione del fan in maniera analoga grazie alla stessa Function con la quale si genera un comando di accensione (mostrato in fugura 2.8) non appena il MAV scende al di sotto degli 11 m/s.

Figura 2.8:Andamento del segnale di accensione del fan

Utilizzando sempre delle Function opportune è stato implementato anche il passaggio di logica di comando di spinta dei motori posteriori.

Come mostrato in figura 2.9, infatti, il valore della variazione di spinta viene calcolato in modo diverso nelle due fasi di volo: in hovering è determinato moltiplicando l’errore della Vx per un opportuno guadagno mentre in traslato è semplicemente pari a quello richiesto dal pilota.

0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10

0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 1

(33)

C. Aguglia Tesi di Laurea in Ingegneria Aerospaziale

33

Figura 2.9:Autopilota Vx con la relativa logica di transizione

La variazione dell’angolo di assetto viene invece gestita dall’ autopilota ^, mostrato in figura 2.10.

In essa si nota in basso a destra un insieme di blocchi che costituiscono l’autopilota; nella parte sinistra invece viene gestita la transizione attraverso la generazione di un opportuno andamento del segnale di riferimento che l’autopilota deve realizzare.

In pratica, tenendo conto sia dello stato sia della velocità del MAV, attraverso Function simili a quelle usate in precedenza si fa in modo che l’angolo ^ si porti gradualmente ad un valore di 12° non appena inizia la fase di transizione hovering/traslato.

Successivamente, superata la velocità orizzontale di 14 m/s, l’angolo di beccheggio viene portato ad un valore nullo o al valore corrispondente alla posizione dello stick sinistro del radiocomando.

In definitiva, durante la fase di transizione, la variazione di ^ è automatica ed il pilota può tornare a comandare il MAV terminata tale fase.

Di seguito vengono per completezza mostrati anche gli altri autopiloti che costituiscono il FMS.

delta T _tot 1 Switch 3

Switch 1

Rate Limiter 2

Rate Limiter 1

Product 1 15

Fcn2 f(u)

Fcn1 f(u) Constant 4

10

Constant 3 0

Constant 2 10

Constant 1 0

== 1 DeltaT _tot _manuale

3

Status 2

err Vxb 1

(34)

C. Aguglia Tesi di Laurea in Ingegneria Aerospaziale

34

Figura 2.10: Autopilota per il controllo dell’angolo di beccheggio e relativa logica di transizione

Figura 2.119: Autopilota per il controllo della velocità angolare r

Vz_ref _TS 2

delta d _tot q 1

12

kp -0.4

-0.03 kd

0.15 5*0+0.5

Switch 5

Switch 4 Switch 2

Rate Limiter 5 Rate Limiter 2

Rate Limiter 1

AND 180 /pi

pi /180

5 Fcn2

f(u)

Fcn1 f(u)

Fcn f(u)

8 K Ts

z-1 Constant 7

0

Constant 6 10

Constant 4 0

Constant 3 10 Constant 2

0

Constant 1 10

> 14

== 0

< 8

Calcolo Vz -u(1)*tan (u(2))

Vz_ref 6 teta ref

5

Status 4

p,q,r Vxb 3

2

teta 1

delta T _diff 1 Spinta differenziale nulla

in condizioni di volo traslato 0

K3 0.2 K1

3

15 0.085

K Ts z-1 Compare

To Constant 1

< 0

<= 0 L_fan

2

err r 1

(35)

C. Aguglia Tesi di Laurea in Ingegneria Aerospaziale

35

Figura 2.12 : Autopilota per il controllo dell’angolo di rollio

delta d _diff p 1

kI 0. 3

Product 4

KP

KI1 KD Gain 3

2

4 Gain 1

pi /180 Gain

5

K Ts z-1

K Ts z-1

== 1

Ayok 7 err Vy

6

fi _ref 5

Status 4

vxb 3 phi ,teta ,psi

2

p,q,r 1

(36)

C. Aguglia Tesi di Laurea in Ingegneria Aerospaziale

36 3.1 Generalità

La metodologia di sviluppo del SI.MON.A è stata basata fortemente sull’uso di simulazioni di volo del MAV allo scopo di verificarne le doti di stabilità, controllabilità e manovrabilità (sia in hovering che in volo), prima di procedere con le effettive prove sperimentali di hovering.

In questo modo è stato possibile predire a priori la volabilità della piattaforma di volo e studiarne il comportamento dinamico che per via delle caratteristiche fortemente innovative del MAV non ha riscontri in letteratura.

Per effettuare tali simulazioni si è fatto uso del simulatore open source FlightGear, utilizzato in ambito accademico per lo sviluppo ed il raggiungimento di soluzioni riguardanti le simulazioni di volo.

Figura 3.1: modello Simulink del MAV per le simulazioni di volo

Il FlightGear è stato interfacciato con il modello Simulink della dinamica del MAV come mostrato in figura 3.1 che mostra il blocco IMU simulata, il blocco DSP ed il blocco FlightGear.

USCITE

Pseudo Real Time run simulation in pseudo real time

Blocco G A Flight Gear

DSP IMU SIMULATA

Capitolo 3

Il simulatore di volo

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