السيطرة والتوجيه لطائرة بدون طيار لزوايا ميل مختلفة للجناح

الباحث

سجى عبد الوهاب هضم

المشرف

ايمان صالح كريم - ياسر احمد محمود

الجامعة

الجامعة التكنولوجية

الكلية / القسم

قسم الهندسة الكهروميكانيكية / الهندسة الكهروميكانيكية

الشهادة

ماجستير

السنة

2024

لغة الرسالة

انكليزي

الكلمات المفتاحية

Unmanned aerial vehicle;Variable wing angle;Flight control;Guidance

تعتبر الطائرات خفيفة الوزن ذات أهمية كبيرة للخدمات السلمية أو الأمنية، والهدف الرئيسي لهذه الأطروحة هو تصميم نظام التحكم والتوجيه للطائرات المصنعة محليا ويمكن استخدامه في العديد من التطبيقات. لتحقيق تحكم عن لتحقيق طيران مستقر من خلال التحكم في (QGC) بعد استخدمت وحدة التحكم تقنية محطة التحكم الأرضية وتحقيق تصحيح فعال للخطأ pixhawk المعتمدة على الطيار الآلي(511أسطح الطائرة. يتم استخدام وحدة التحكم في موضع الطائرة. المساهمة الرئيسية هي طيران الطائرة يدوياً وتلقائياً بدون Lene التحكم مع تصحيح الوضع بسلاسة؛ كما أنه من السهل إعطاء الطائرة مسار طيران جديد والتحكم في زاوية الميل. وتعتمد النتائج على الزمن اللازم لتصحيح معدل الخطأ في زاوية الميل، إذ بلغ معدل تصحيح الخطأ 0.01 ثانية، وبالتالي تم تقليل الخطأ على cbuiPixhawk التحكم في الميل والالتفاف والانعراج. يتم تصحيح الخطأ في كل مرة عن طريق إرسال تعليمات من 137 إلى محرك السيرفو المثبت على أسطح التحكم. وبلغ الوزن الإجمالي للطائرة 1.480 كجم والمحرك الكهربائي لأنه يوفر رفعًا أفضل للطائرة مقارنة 4312 1400NACA مما أدى إلى نجاح الرحلة. تم تصميم clin الجنيح ثنائي الابعاد باستخدام بالجناح السابق الذي تم استخدامه في الطائرة. ولذلك مر التصميم بعدة مراحل؛ أولها مرحلة ، حيث تم استخراج السطوح العلوية والسفلية. ثانياً مرحلة الأبعاد الثلاثية والتي تمثلت بعملية المحاكاة ea CTF ومن ثم طباعة الجناح بالطابعة واستخراج النتائج باستخدام نفق الرياح حيث تم استخراج 5-4011 باستخدام برنامج ) وكانت بسرعتين مختلفتين 30 16 and 15 ,14 ,12 ,5,10 ,0نتائج معامل الرفع والسحب ب 7 زوايا مختلفة ( ونفق الرياح، إذ عند السرعة 30 م/ث كان الاختلاف في 7011-م/ث و 20 م/ث. كان هناك اختلاف في النتائج بين ، عند السرعة 20 م/ثء وكان الاختلاف في النتائج بنسبة 9017.1 CD و903.5 ل ,01 النتائج بنسبة 903.2 ل يتحرك الاضطراب الصفحي 2150]في الاختبار الواقعي رقم رينولدز عند dil ad من CD و 903.2 لل CL وتم التحقق . X-foil مأخوذة متوسط هذه القيم التي قد تتطابق أو لا تتطابق مع توقعات صعودا وهبوطا مثل موجة من اختبار الطيران بعد معايرة جسم الطائرة بالكامل من قبل المتخصصين وتم الحصول على رحلة ناجحة دون أخطاء.

Light weight aircrafts are of great importance for peaceful or security services, the main aim for the present thesis is to design a control and guidance system for a locally manufacturing aircraft and it can be used in many applications. To investigate remotely controller used Q ground control station (QGC) technique to achieve stable flight by controlling on the aircraft surfaces. The autopilot (pixhawk) based PID controller is used and achieve an efficient correction to the error in the position of aircraft. The main contribution is the aircraft flaying manually and automatically without joystick with correction the position smoothly, it is also easy to give the plane a new flight path and control the angle of inclination. The results depend on the time to correct the error rate in the inclination angle, as the error correction rate was 0.01 second, and thus the error on the control surfaces pitch, roll and yaw were reduced. Correcting the error each time is done by sending an instruction from the pixhawk to the servo motor installed on the control surfaces. The total weight of the plane was 1.480 kg and the electric motor was 1400 KV, which led to the success of the flight. The airfoil wing NACA 4312 was designed because it gives better lift to the plane than the previous wing that was used on the plane. Therefore, the design went through several stages, first the two dimension stage using the C++ program, where the upper and lower surfaces were extracted. Secondly, the three dimension stage, which was represented by the simulation process using the X-foil program, then printing the wing in printer and extracting the results using wind tunnel, where the lift and drag coefficient results were extracted at 7 different angles (0,5,10,12,14,15 and 16)and were at two different speeds 30 m/s and 20 m/s. there was a difference in the results between X-foil and wind tunnel, as at speed 30 m/s, the different in the results were by 3.2% for CL and 3.5% for CD, at speed 20 m/s, the different in the results were by 17.1% for CL and 3.2% for CD. In the reality test the Reynolds number at lower values less than 150 K the laminar turbulent moves up and down like sin wave taken the average of these values that may be match or not with the X foil expectations. The flight test was verified after the fuselage was completely calibrated by specialists and successful flight was obtained without errors.

طلب نسخة من الملف

الملفات غير منشورة على الموقع. اترك بياناتك وسيتواصل معك موظفو قسم الشؤون الثقافية والفنون لإرسال النسخة مجاناً.

الاسم

رقم الهاتف

البريد الإلكتروني

الغرض من الطلب (اختياري)

إرسال الطلب