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AVION CONVERTIBLEÀ DÉCOLLAGE ET ATTERRISSAGE VERTICAL
Directeurs de thèse: Rogelio LOZANO Isabelle FANTONI-COICHOT
Présenté par TA Duc Anh
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PLAN
1. Introduction2. Attitude3. Avion convertible 4. Stratégie de commande5. Conclusion
Objectif de la thèse Un drone combinant:
• la manœuvrabilité des véhicules à voilure tournante (hélicoptères): l'avance lente, le décollage et l’atterrissage vertical
• les performances d'un véhicule à voilure fixe (avions): l'avance rapide, la longue portée et une endurance supérieure
Un avion convertible:• décollage/atterrissage vertical autonome• vol stationnaire (hover)• transition autonome vers un vol d’avancement rapide• pas de piste de décollage
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1. Introduction
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Difficultés rencontrées
Bonne conception avant de réaliser la transition du vol vertical au vol horizontal
Heliwing de Boeing : perdu lors de sa première transition
T-wing de Hugh Stone
Heliwing chez BoeingT-wing de Hugh Stone [University of Sydney]
Avion RC 3D (~ 80€)
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Mes travaux en 1er année
Bibliographie Partie expérimental
• Tester tout type de capteurs, le radio, le wifi (Xbee)• Etude de programmation dsPIC (Digital Signal Controllers)• Tests des moteur sans balais et servo moteur
Partie théorique• Etude du modèle aérodynamique de l’avion convertible du
type « T-wing »• Construction un modèle de simulation • Proposition d’une loi de commande simple et applicable
pour 2 phases: vol vertical : décollage et atterrissage autonome transition autonome
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Deux systèmes de coordonnées : : le repère fixe dans l’espace : le repère attaché au corps
Equations cinématiques:
: Matrice de rotation
2. Attitude
Eb b b bx y z
E f f f fx y z
R R
1 tan sin tan cos0 cos sin
sin cos0cos cos
x
y
z
E f
(3)R SOEb
: Vitesse angulaire du repère par rapport au repère
Singularité lorsque 2
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Quaternion
1 2 3 0
2 30
0
0 0
où: et scalaircos
2 esin
2
1, , ,
T
TT T
qeq q q q q
q q q q q q q q q
H
H
20 3 0( ) 2T TR R q q q q I qq q q
2 22 3 1 2 0 3 0 2 1 3
2 21 2 0 3 1 3 2 3 0 1
2 21 3 0 2 0 1 2 3 1 2
1 2 2 2
2 1 2 2
2 2 1 2
q q q q q q q q q q
R q q q q q q q q q q
q q q q q q q q q q
Matrice de rotation:
La multiplication de deux quaternions Erreur d’attitude
0 0
0
1 1 21 2
21 3
1
1 1
e d d
Tq q qq q
qqq q q q
I q
Erreur d'attitude = 0 0 1TT
eq
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Pour l'estimation de l'attitude (Centrale inertielle)• Gyromètres (Vitesse de rotation)• Accéléromètres (Angle de tangage, de roulis)• Magnétomètres (Angle de lacet)
Pour l'estimation de l'altitude• Ultrason (0 < z < 2m)• Capteur de pression (2m < z)
Capteurs utilisés
UltrasonMPXV7002 (-2 to 2 kPa)
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3. Avion convertible
3.1 Forces et Couples Aérodynamiques3.2 Actionneur3.3 Structure mécanique
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3.1 Forces et Couples Aérodynamiques
212
PP V SC
: masse volumique de l’air: vitesse de l’air: surface de référence sur l’aile : coefficient de portance
quand 0 15P P
P PPC C C
C C
VS
PC
Portance:
11
212
TT V SC
TC
Traînée:
: coefficient de traînée0T TTC C C
: coefficient constant de la traînée parasite
0TC
Moment de Tangage :
3.1 Forces et Couples Aérodynamiques
2 12
mm V ScC
: Corde aérodynamique moyennec
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3.2 Actionneur
2
2
T bs
Q ks
Théorème de Bernoulli:
hélice
2in
Tv
A
2hélice héliceA R
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3.3 Structure mécanique
,
,
: 1
( )
:
f b
bA
bT
A
T b
T
f F
p Rv
P v R g vm
R f q
R RAJ J
Equations de mouvement :
,
,
b b bA T A T
A T A T
F F F
1 2
2 1 2 1
0 0
0 ( )
TbT
TT m
F T T
Q Q T T l
Force et coupleissus des actionneurs
Vol vertical (en mode hélicoptère)
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Vol vertical
Hypothèses:• La traînée négligeable• force aérodynamique fournie par
la déflection des gouvernes• aucun vent latéral
0 2
2 2
Tb s sA r e
Ts s sA a a e s r s
F P P
P l P l P l
2 avec 12
, , ,inP Pi i i
Psi i iP i a e rCS Cv C
Vitesse de flux d’air issue des hélices
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Vol horizontal
( 2 2 ) 2
2 2
Tb b b b b b b bA e c a r r e c
Tb b b bA a a e e c c r e
F T T T T P P P
P l P l P l P l
airV V
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Dynamique longitudinale( ) 0
0 0
Tb b b b bA e c e c
Tb bA e e c c
F T T P P
P l P l
cos sin
sin cos
cos sin
sin cos
be e e
be e e
bc c c
bc c c
P P T
T P T
P P T
T P T
Forces de l'aile Forces du canard
Portance
Traînée
2
);
12
(
P PPaile aile aile
P PP Paile
Pe aile
aile aile e
a
e
ileP V
C C C
C f C
S C
C
2
);
12
(
P PPcanard canard canard
P PP Pcanard can
Pc c
ard
anar
canar
d c
d
ana
c
d
c
rP
C C C
C f C C
V S C
0
2
( )
12
T TTcanard canard canard
T Tcanard can
Tc canard canard
ard
T V
C C C
C f
S C
0
2
(
12
)
T TTaile aile aile
T Taile ai
Te aile aile
le
T V
C
C
C C C
S
f
Angle de dérive
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4. Stratégie de commande
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Loi de commande
1 2 bx
b b b b bx x d x i x d xF
dF T T sat mg k e k e k edt
Pour commander l’attitude b T f b T fetg R g Rù e eo
Pour commander l’altitude
0 2y
sy e s M y y e y eP l sat sign q q
1 e dq qo qù
Une simple trajectoire – le profil trapézoïdal de vitesse
Servocommande
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Résultats de simulation
Figure 1 - Chemin du vol longitudinal
Figure 2 - Altitude
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Figure 1 - Vitesse sur l'axe x Figure 2 - Vitesse sur l'axe z
Figure 3 - Angle de tangage Figure 4 - Vitesse de rotation de tangage
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Figure 1 - Angle d'attaque Figure 2 - Dans la période du vol horizontal
Figure 3 - Gouverne de l'aile principale Figure 4 - Vitesse de rotation de chaque rotor
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5. Conclusion
Conclusions générales:
Perspectives et axes de recherche prévus:• Changement correct des paramètres des systèmes• Modèle latéral• Robustesse de la loi de commande ?• Conception de l'avion convertible• Carte électronique• Programmation du microcontrôleur• Tests de la stratégie de commande en temps réel
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Merci de votre attention