Capitolo 1
Il velivolo
In questo capitolo viene descritto l’UAV analizzato in questo studio dal punto di vista delle caratteristiche fisiche, strutturali e componentistiche e verranno in seguito esposte le principali caratteristiche aerodinamiche derivate da analisi di studi precedenti [3].
1.1 Descrizione
Il velivolo si presenta come una piattaforma a configurazione Flying-wing
Tail-sitter. È sprovvisto di una vera e propria fusoliera e di un piano di coda
orizzontale. La parte centrale dell’ala opportunamente inspessita, offre lo spazio sufficiente per l’alloggiamento della componentistica. Le superfici verticali di coda sono poste al tip delle semiali e sono caratterizzate da un profilo simmetrico. Ai vertici posteriori di quest’ultime sono posti quattro braccetti previsti per l’appoggio a terra del velivolo. Nella parte posteriore centrale è posto un cupolino necessario per garantire una superficie di aggancio per il gimbal della fotocamera. La propulsione è affidata a quattro eliche alimentate da altrettanti motori brushless, poste ai vertici di un quadrilatero che si aggancia alla parte anteriore del Drone. Il controllo del velivolo è affidato a due alettoni e ad eventuali comandi differenziati dei motori.
Figura 1.1 Panoramica dell’UAV
1.2 Forma e dimensioni
Il velivolo è sprovvisto di coda orizzontale ed è dotato di un profilo autostabile E184, visibile in Fig. 1.2 necessario per garantire la stabilità in beccheggio.
Figura 1.2 Profilo Alare EPPLER-184
Il velivolo presenta un’apertura alare pari a: La superficie alare è:
Con un allungamento alare di:
Definendo come rispettivamente la corda al tip e alla radice il rapporto di rastremazione è:
Presenta una freccia che nell’apertura al 25% della corda è:
Infine il cupolino posteriore presenta una superficie di
Segue il trittico del velivolo con le principali quote.
Figura 1.4 Vista Laterale UAV
1.3 Impianti di Bordo
Gli impianti di bordo comprendono.
Attuatori elettrici delle superfici mobili
Motori elettrici brushless
ESC
Eliche
Piattaforma inerziale con GPS
Ricevente per controllo in remoto
Payload composto da Gimbal e Fotocamera
Batteria
Cablaggi
La componentistica è stata selezionata tra prodotti presenti in commercio. Segue una descrizione dei componenti principali.
Motore elettrico brushless - il motore selezionato è uno Scorpion MII-4010-360KV
le cui caratteristiche tecniche sono riportate nella seguente tabella
Per il modello matematico del motore si rimanda a [4].
ESC - è lo strumento che riceve il segnale dal ricevitore o dall’unità di controllo e
lo trasforma in un voltaggio da inviare al motore. È interposto tra la batteria e i quattro motori. È stato selezionato il modello UAV-Control Pro 70 Opto dal peso di 52 grammi.
Figura 1.7 UAV-Control Pro 70 Opto
Eliche - le eliche scelte sono le APC 14x5.5 MR. Il costruttore fornisce i valori
sperimentali di Spinta e Coppia Torcente misurate a diversi valori di velocità angolare e di avanzamento. Questi dati vengono successivamente utilizzati per sviluppare il modello matematico presente in [4].
Payload – il payload del velivolo è costituito da un Gimbal elettrico a tre assi e una
fotocamera Reflex posizionati nella parte posteriore del velivolo. Tale posizione garantisce alla fotocamera di ruotare in qualsiasi direzione della semisfera inferiore centrata nel centro di rotazione del Gimbal.
Il peso complessivo del payload è pari a 1.8 kg.
Batteria – è stata selezionata una batteria a polimeri di litio, a 6 celle da 15000
mAh, che permette al velivolo di soddisfare le prestazioni richieste. Tutte le batterie al litio sono caratterizzate da una curva che mostra il voltaggio massimo che la batteria può offrire in funzione del tempo di lavoro. Il costruttore della batteria scelta tuttavia non fornisce tale curva per cui si è fatto riferimento a valori tipici delle batterie al litio da 15000 mAh: si considera dunque un voltaggio massimo di 4V per cella.
Figura 1.10 Batteria al Litio
1.4 Caratteristiche Aerodinamiche
Si riportano i dati aerodinamici ottenuti dall’analisi CFD [3]. I valori utilizzati per l’adimensionalizzazione sono:
Coefficiente di portanza –la curva del velivolo è stata valutata calcolando la
portanza per vari valori di incidenza. Il coefficiente di portanza è così definito:
Come si osserva in figura, la curva è ben approssimabile con una retta. Si osserva che il è pari a 0.4 e che si ottiene a 16 deg. La legge lineare utilizzata per la curva è:
con:
Utilizzando questa legge e considerando un si ottiene un
vicino a quello reale ma cautelativamente inferiore.
Coefficiente di resistenza – la curva è stata tracciata nello stesso modo. il
coefficiente di resistenza è così definito:
La curva è bene approssimabile con una legge del tipo:
con:
Valida ovviamente nel range di linearità della curva di portanza
Figura 1.12 Curva .
Coefficiente di momento aerodinamico – oltre ai coefficienti di portanza e di
resistenza sono forniti anche i valori del momento aerodinamico. Definendo il momento aerodinamico come:
Interpolazione della curva è rappresentata in figura XX: si osserva che non è possibile approssimare tutta la curva con una retta poiché già intorno ai 10 deg di incidenza la curva e la sua interpolazione lineare divergono eccessivamente.
Per piccole incidenze si utilizza un’espressione della curva lineare del tipo
Con:
Per valori di incidenza maggiori di 8 deg si utilizza una espressione di terzo grado del tipo:
con:
Figura 1.13 Curva
1.5 Caratteristiche aeromeccaniche e stabilità del velivolo.
Negli studi precedenti a questo lavoro di tesi sono state valutate, sia sul piano longitudinale che sul piano laterodirezionale, le caratteristiche aeromeccaniche del velivolo.
Si è studiata infatti la rigidezza in beccheggio ed in imbardata del velivolo pervenendo ai seguenti risultati: il velivolo risulta avere
una instabilità dei poli di lungo periodo nel piano longitudinale, limitata ad un breve intervallo di velocità prossime alla Velocità di Stallo
