proiect uav cheta manuel

8/19/2019 Proiect Uav Cheta Manuel

1/85

UNIVERSITATEA TRANSILVANIA DIN BRAŞOV

FACULTATEA DE INGINERIE TEHNOLOGICĂ

SPECIALIZAREA CONSTRUC Ţ II AEROSPAŢ IALE

Cheța Manuel

PROIECT DE DIPLOMĂ

CONDUCĂTOR ŞTIINŢIFIC

Şef. lucr. Conf. dr. ing. Răzvan Udroiu

2010


2/85

Universitatea Transilvania din Braşov Facultatea de Inginerie Tehnologică

PROIECT DE DIPLOMĂ 2

UNIVERSITATEA TRANSILVANIA DIN BRAŞOV

FACULTATEA DE INGINERIE TEHNOLOGICĂ

SPECIALIZAREA CONSTRUC Ţ II AEROSPAŢ IALE

Cheța Manuel

AVION FĂRĂ PILOT

CA2661-10

2010


3/85



CUPRINS

1 CALCULUL ȘI CONSTRUCŢIA APARATULUI............................................ 41.1. Studiu comparativ al aparatelor din categoria UAV. Caracteristici.............. 8

1.1.1. Comparație cu UAV- uri din clasa recunoaștere............................ 8

1.1.2. Comparație cu avioane convenționale din aceeași categorie.......... 14

1.1.3. Concluzie și caracteristici definitorii............................................ 17

1.2. Regulamente şi normative impuse la proiectarea aparatului........................ 20

1.3. Stabilirea soluției constuctive. Misiune de zbor. ......................................... 22

1.3.1. Stabilirea soluţiei constructive a aparatului.................................... 221.3.2. Misiune de zbor............................................................................... 52

1.3.3. Spectrul de zbor al aparatului......................................................... 53

1.4. Prototip virtual.............................................................................................. 54

1.5. Echipamente utilizate pentru controlul aeronavei. Pilot automat................ 55

1.6. Algoritm de ocolire a obstacolelor folosit pentru zborul complet autonom. 61

2 ASPECTE TEHNOLOGICE................................................................................ 64

2.1. Studiul utiliză rii materialelor compozite....................................................... 64

2.2. Proiectarea procesului tehnologic pentru fuselaj din materiale compozite... 78

2.3. Proiectarea dispozitivelor de obținere a fuselajului...................................... 80

3 BIBLIOGRAFIE.................................................................................................... 82

4 PLANȘE.................................................................................................................. 83


4/85



1. CALCULUL ȘI CONSTRUCŢIA APARATULUI

Un vehicul aerian f ă ră pilot(engl- UAV), cunoscut și ca vehicul pilotat de la

distanță (engl. RPV) sau sistem aerian f ă ră pilot(engl. UAS) este o aeronavă care zboară f ă ră

echipaj uman la bord. Cel mai mult sunt folosite în domeniul militar. Pentru a diferenția

AFP-urile de rachete, un AFP este definit ca fiind un vehicul reutilizabil, f ă ră pilot, cu

capacitatea de a fi controlat, sprijinit și pus în miscare de că tre un motor cu reacție sau de alta

natura. De aceea, rachetele de croazieră nu sunt considerate AFP uri deoarece vehiculul însuși

este o arma și nu poate fi reutilizat, chiar dacă este f ă ră echipaj la bord și poate fi teleghidat

într-o anumită masura.

Există o multitudine de forme, mă rimi, configurații și caracteristici ale AFP urilor.

Din punct de vedere istoric AFP urile erau doar niste drone (aeronava teleghidată ), dar este

folosită tot mai mult metoda controlului autonom. AFP urile sunt de două feluri: unele sunt

controlate dîntr-o locație îndepă rtată iar altele zboară autonom în funcție de planurile de

navigare preprogramate, utilizand sisteme automate cu o dinamica mai complexa.

In prezent, AFP urile militare au ca rol atât misiuni de recunoaștere, cât și de atac. Cu

toate ca au fost raportate multe misiuni reuite exista totuși limitati în indeplinirea acestor

misiuni, intrucat nu s-au putut evita intotdeauna pagubele colaterale sau nu s-a detectat Ținta

în modul stabilit. AFP urile sunt totuși folosite și în domeniul civil, în luptă impotriva

incendiilor sau pentru asigurarea securității unei zone, cum ar fi supravegherea conductelor de

petrol. AFP urile se folosesc adesea în misiuni care sunt prea periculoase sau neconvenabile

pentru aeronave cu echipaj la bord.

Prescurtarea AFP a fost extinsă în unele cazuri și pentru AFPS(unmanned-

aircraft vehiclesystem – sistem de zbor f ă ră pilot). Administratia Aviatiei Federale a SUA

(FAA) a înființat clasa sistemelor aeriene nepilotate( UAS), clasa introdusa de că tre Marina

SUA pentru a sublinia faptul ca acestea nu sunt doar aeronave, ci sunt sisteme care includ

stații la sol și alte elemente.


5/85

Universitatea Transilvania din Braş

Primul AFP a fost „Ți

invenții tehnologice legate d

Sperry, dezvoltat în timpul P

de-Al Doilea Ră zboi Mondia

laolalta. Motoarele cu reacți

cunoscute fiind modelul Tele

Marinei SUA, din anul 1955.

În timpul Ră zboiuluiravagii printre avianele de l

modern. Imaginile stranse de

apă rarea siriana la începutul r

Fig. 1.1. Vedere

Odată cu dezvoltare

asemenea aparate a ajuns pânocazia de a indeplini misiuni

Primele tipuri de AFP uri

indeaproape cele cu incarcatu

de tipul AGM-114 Hellfire

pilot(engl. UCAV) .

Ca instrument de caut

rataciți în să lbă ticii, prinși sub

v Facultatea dPROIECT DE DIPLOMĂ

Istorie

nta aeriana”a lui A. M. Low din anul 1916.

e aviate teleghidate, incluzand și avionul

rimului Ră zboi Mondial. Un salt a fost cuno

l cand se foloseau pentru a-i antrena pe ar

e au fost adoptate dupa ce de-Al Doile

yne Ryan Firebee, construit în anul 1951,

e la Yom Kippur, bateriile de rachete sirienptă israeliene. Drept urmare, Israel a dez

că tre aceste aparate au ajutat Israelul să n

zboiului cu Libia din 1982, având ca rezulta

frontala a unui MQ-1 Predator (Reno Air

și miniaturizarea tehnologiilor aplicabil

la cele mai inalte nivele ale Armatei SUA.de recunoastre și atac f ă ră a pune în perico

au fost în special concepute pentru sup

a letala( cum este MQ-1 Predator, care fol

. Un AFP inarmat se numeste vehicul d

re și salvare AFP urile pot fi folosite pentru

cladiri sau pierduti în larg.

Inginerie Tehnologică

5

u urmă t mai multe

automat Hewitt-

scut în timpul celui

tileristi și pe piloti

Ră zboi Mondial,

i Modelul 1001, al

e din Libia au facutvoltat primul AFP

utralizeze complet

zero piloti uciși.

how)

e interesul pentru

AFP urile au oferitechipajele umane.

raveghere, urmând

sea rachete aer=sol

luptă aerian f ă ră

a-i gasi pe oamenii


6/85



Clasificarea AFP urilor

Deși majoritatea AFP urilor sunt cu aripa fixa, exista totuși modele cu rotor cum este

MQ-8B Fire Scout.

AFP urile fac parte din una din șase categorii funcționale( Deși AFP-uri multi-rol

încep să fie populare):

Fig. 1.2. Categorii funcționale ale avioanelor f ă ră pilot

Tina și momeala – oferă artileriei și avioanelor o Ținta care simuleaza o aeronavă

inamica

Recunoaștere - oferă informatii de pe campul de luptă

Luptă – oferă sprijin armat insituatii de risk inalt

Logistica – AFP uri speciale pentru transport

Cercetare – folosite pentru a dezvolta mai mult tehnologii pentru a fi integrate în AFP

uri

AFP uri civile și comerciale – folosite în aplicatii civile și comerciale

Categorii

Cercetare

Lupta

Recunoastere

Logistic

Tinta simomeala

Civile sicomerciale


7/85



Pot fi clasificate și în funcție de raza de acțiune și Înă lțime:

Fig. 1.3. Clasificare în funcție de raza de acțiune și de Înă lțime

de dimensiuni mici, 600 m altitudine și 2 km raza de acțiune

de apropiere, 1500 m altitudine, 10 km raza de acțiune

clasa NATO, 3000 m altitudine, 50 km raza de acțiune

tactice, 5500 m altitudine, 160 km raza de acțiune

MALE (medium altitude, long endurance – altitudine medie, anduranta mare), 9000 m

altitudine, raza de acțiune peste 200 km

HALE (high altitude, long endurance – altitudine mare, anduranta mare), peste 10000

m altitudine și raza de acțiune nedefinită

Hipersonice, supersonice Mach 1-5, hipersonice Mach 5+, la 15 200 m sau altitudine

suborbitala, cu raza de acțiune de peste 200 km

Orbitale, pe orbita joasa, cu Mach 25+

Raza de acț iunesi inaltime

MALE

HALE

Tactice

Clasa

De apropiere

De dimensiunimici

Orbitale

Hipersonice


8/85



1.1. Studiu comparativ al aparatelor din categoria UAV. Caracteristici.

1.1.1. Comparație cu UAV- uri din clasa recunoaștere

Pentru a evidenția diferitele caracteristici ale celor mai importante AFP uri se vor

prezenta cinci modele și proprietatile lor principale.

a. EADS Barracuda

Fig. 1.4. Cel mai mare program secret al Europei de creare a unui UCAV

Tabel 1.1. EADS BARRACUDA - SPECIFICATII

Versiune Barracuda

Producator EADS

Țara Germania și Spania

Tipul UCAV/ demonstrator

Motor Pratt & Whitney JT15D engine (1x)

Putere 14 kN || 3,150 lbs

Lungime 8.25 m || 27 ft

Înă lțime n/a

Anvergura 7.22 m || 23.7 ft

Greutate 3,250 kg (max TOW) || (2,300 kg empty)

Viteza Subsonica inalta -1024 km/h

Echipaj fara

Altitudine 6700m

Raza de acțiune 4000 km


9/85



b. RQ-1 Predator

Fig. 1.5. AFP folosit extensiv în Iraq și Afganistan

Tabel 1.2. RQ-1 PREDATOR SPECIFICATIi

Versiune MQ-1

Producator General Atomics

Țara USA

Tip Recunoaștere armata, supraveghere aeriana și detectarea tintelor

Mtor Rotax 914 cu patru cilindri, patru trepte

Putere 101 CP, 11 kn

Lungime 26.3ft 8.02m

Înă lțime 6.9ft 2.1m

Anvergura 48.7ft 14.84m

Greutate 70kts 217 km/h


Altitudine 7700 m


10/85



c. X-47 Pegasus UCAV-N

Fig. 1.6. UCAV- versiunea navală , Avion de Luptă f ă ră Pilot

Tabel 1.3. X-47 PEGASUS UCAV-N SPECIFICATIi

Versiune X-47 A

Producator Northrop Grumman

Țara USATipul UCAV

Motor Pratt & Whitney JT15D-5C turbofan engine

Putere 3,190lbs 14,2kN

Lungime 27.9ft 8.5m



Greutate 3,835lbs 1,740kg (empty)Viteza Subsonica inalta- 540 km/h

Altitudine 12200 m



11/85



d. Alenia Aeronautica Sky Y

Fig. 1.7. Primul model italian de AFP. Tinut în mare secret.

TABEL 1.4. ALENIA AERONAUTICA SKY-Y SPECIFICATII

Versiune Sky Y

Producator Alenia

Țara Italia

Tipul AFP - demonstrativ

Motor 1× DieselJet FIAT 1.9 JTD common rail FADEC turbodiesel four-cylinder

engine, 170 hp (126 kW)

Putere 12,6 kn

Lungime 31 ft 10 în (9.72 m)

Înă lțime 6 ft 1 în (1.86 m)

Anvergura 32 ft 7 în (9.94 m)

Greutate 2314 lb (1,050 kg), 1873 lb (850 kg - gol)

Viteza 260 km/h (140 kts)

Altitudine 8000 m

Raza de

acțiune

930 km


12/85



e. RQ-4 Global Hawk- baza de proiectare pentru avionul f ără pilot CA2661-10

Fig. 1.8. Global Hawk-vedere frontală

Tabel 1.5. RQ-4 GLOBAL HAWK SPECIFICATIi

Versiune RQ-4 A

Producator Northrop Grumman

Țara USA

Tipul HALE UARS -Unmanned Aerial Reconnaissance System – sistem de

recunoaștere aeriana f ă ră pilot

Motor Rolls-Royce AE 3007H turbofan engine (1x)

Putere 7,150 lbs, 31,6 kn

Lungime 44.4ft 13.5m



Greutate 26,700 lbs 11,622kg (gross take-off)

Viteza 343 knots TAS, 650 km/h

Altitudine 19800 m


Profil la încastrare NASA LRN 1015 (S1210; S1223)Profil la vârf NASA LRN 1015


13/85


Fig. 1.9. Grafic com

Se observa din simpl

solutia pentru supravegherea

antieriene datorita plafonului

Utiliză rile civile sunt

diferite cercetă ri stiintifice în

Fig. 1.10. Co

,

,

,

,

,

,

,

,


arativ –Global Hawk este reprezentativ pent

Comparație cu celelalte AFP-uri ca Glob

nor zone vaste, fiind de asemenea ferit și d

e peste 19000 de metri.

i ele evidente, NASA folosind un corerspo

xosfera.

pararea dimensiunilor cu Predator și Dark


13

ru clasa sa

l Hawk reprezintă

e atacurile artileriei

dent pentru a face

tar


14/85



1.1.2. Comparație cu avioane convenționale din aceeași categorie

Pentru a se face evidențierea calitatilor avionului f ă ră pilor model Global Hawk se va

face un studiu comparativ cu avioane convenționale din aceeași clasa ca mă rime și greutate.

a. Sukhoi Su-25 Frogfoot

Fig 1.11. Avion de luptă rusesc la decolare

Caracteristici generale

Echipaj: 1 pilot

Lungime: 15.33 m (50 ft 11)

Anvergura: 14.36 m (47 ft 1 in)

Înă lțime: 4.80 m (15 ft 9 in)

Suprafața aripa: 30.1 m² (324 ft²)

Greutate gol: 10,740 kg (23,677 lb)

Greutate incarcat: 16,990 kg (37,456 lb)

Greutate maximă : 20,500 kg (45,194 lb)

Motort: 2× Tumansky R-195 turbojets, 44.18 kN (9,480 lbf)

Performanta

Viteza maximă: 950 km/h (590 mph, Mach 0.82)

Raza de luptă: 375 km (235 mi)

Raza de zbor: 2,500 km (1,553 mi)

Plafon de zbor: 10,000 m (22,200 ft)

Viteza de urcare: 58 m/s (11,400 ft/min)

Încă rcarea pe aripa: 584 kg/m² (119 lb/ft²)

Tracțiune/ greutate: 0.51


15/85



b. A-10 Thunderbolt II

Fig. 1.12. Model american de avion de luptă

Cracteristici generale

Echipaj: 1

Lungime: 53 ft 4 în (16.26 m)

Anvergura: 57 ft 6 în (17.53 m)

Înă lțime: 14 ft 8 în (4.47 m)

Suprafața aripii: 506 ft² (47.0 m²)

Profil NACA: NACA 6716 baza, NACA 6713 vârf

Greutate gol: 24,959 lb (11,321 kg)

Greutate plin: 30,384 lb (13,782 kg)) Misiuni CAS: 47,094 lb (21,361 kg)

Misiune anti-armura: 42,071 lb (19,083 kg

Greutate maximă: 50,000 lb (23,000 kg)

Motor: 2× General Electric TF34-GE-100A turbofans, 9,065 lbf (40.32 kN)

Viteze: 450 knots (518 mph,[86] 833 km/h) la 5,000 ft (1,500 m) cu 18 Mk 82 bombs

Viteza maximă: 381 knots (439 mph, 706 km/h) Cruise speed: 300 knots (340 mph,560 km/h)

Raza de luptă : 250 nmi (288 mi, 460 km)

Raza de zbor: 2,240 nmi (2,580 mi, 4,150 km) cu 50 knot (55 mph, 90 km/h)

Plafon: 45,000 ft (13,700 m)

Viteza de urcare: 6,000 ft/min (30 m/s)

Incarcarea pe aripa: 99 lb/ft² (482 kg/m²)



16/85



c. Ilyushin Il-102

Fig. 1.13. Unul dintre cele mai apreciate modele rusesti

Caracteristici generale

Echipaj: 2

Lungime: 17.75 m (58 ft 2⅞ in)

Anvergura: 16.9 m (55 ft 5⅜ in)

Înă lțime: 5.08 m (16 ft 8 in)

Suprafața aripi: 63.5 m² (683.5 ft²)

Greutate gol: 13,000 kg (28,000 lb) Greutate incarcat: 18,000 kg (39,683 lb)

Greutate maximă : 22,000 kg (48,500 lb)

Motor: 2× Klimov RD-33I turbofan, 51 kN (11,465 lbf)

Viteza maximă: 950 km/h (513 kn, 590 mph)

Raza de luptă : 400-500 km (300-378 nmi, 345-435 mi)

Raza de zbor: 3,000 km (1,621 nmi, 1,864 mi)

Incarcare pe aripa: 283 kg/m² (58.1 lb/ft²)



17/85


Fig. 1.14.

1.1.3.

Dupa cum se poate

necesare pentru a fi un AFP c

raza de acțiune.

Concluzii preliminare:

• Plafon de zbor

• Raza de acțiun

• Instrumente d

• Deșign innovat

• Zbor complet a

• Amprenta infra

• Capacitatea de

• Timp de zbor d

• System de co

programat din


Grafic comparativ cu avioane convetionale

Concluzie și caracteristici definitorii

observa din graficul comparativ Global

ompetitiv, castigand detasat în domeniile alt

neatins de nici un alt AFP

impresionanta, până la 20000 kilometri

bord de ultima generatie

or, favorizand aerodinamica optima

utonom, efectuat în urma preprogramarii tras

rosu și radar redusa

a fi folosit în acțiuni militare și civile

e până la 40 de ore

unicatii avansat, poate face misiuni în I

UA


17

awk are atuurile

itudine, tracțiune și

eului

aq, fiind dirijat și


18/85



Modelul RQ-4A Global Hawk, al firmei Morthrop Grumman a fost selectat în mai

1995 în urma unui concurs organizat de că tre DARPA pentru a se obține un AFP din clasa

HALE. Acest model este un AFP de altitudine inalta și anduranta mare proiectat pentru a

sprijini comandantii pe campul de luptă oferind imagini de razolutie mare, în timp real a unor

vaste zone geografice. Firmele implicate în producerea acestui model sunt: Northrop

Grumman și Centrul Aeronautic Ryan- contractor principal, Raytheon Systems - senzori,

Rolls-Royce Allison – motor cu reactie, Boeing North American – aripa din fibra de carbon și

L3 Communications – sisteme de comunicare. AFP ul este construit în fabrica Northrop

Grumman din San diego. Raytheon a dezvoltat sistemul de senzori pentru recunoaștere, acesta

incluzand radar cu vizor sintetic(SAR) și senzori electrooptici (EO) și infrarosii (IR).

Raytheon furnizeaza elementul de control al misiunii (MCE- mission control element), cât șielementul de lansare și recuperare al segmentului terestru al programului.

Sistemul de senzori al Global Hawk este capabil să opereze mai mult de 40 de ore

chiar și la altitudini mai mari de 21000 metri, zi și noapte, în orice conditii atmosferice. SAR

ul poate funcționa în acelasi timp cu senzorul optic sau cu cel infrarosu penrtu a acoperi vaste

zone geografice.

Astfel, comandantii de la sol pot face aprecieri legate de situatia de fapt și de efectul

unor atacuri cu bombe. Senzorul electrooptic include un senzor infrarosu de generatie a treiași o camera Kodak digital, cu CCD în spectrul vizibil. Imginile astfel obținute permit

distingerea diferitelor vehicule și cladiri și poate face fotografii prin zone cetoase, fie zi sau

noapte. Poate face o cercetare a unei arii de 40 000 mile nautice în timp de 24 de ore cu

precizie de 1 metru sau a unei arii de 1900 km pe 2 km cu precizie de 30 de cm. SAR –ul are

trei tipuri de culegere a imginilor: rezolutii de 30 de cm, de 1 m și modul de detectare a

obiectelor în miscare cu o viteza minima de 4 noduri (6 km/h), numit modul MTI.

Datele obținute sunt prelucrate la bordul AFP și apoi sunt transmise în timp real, prin

intermediul satelitului că tre elementul de control al misiunii, la sol. Forma bombata din

vârful avionului gazduieste o antena de satelit pentru comunicatii de 48 de inci(144

cm),model Ku band, de banda largă .

Stațiile de la sol

Stațiile de la sol ale Global Hawk includ MCE (mission control element)si

LRE(launch and recovery element). MCE este stația de control de la sol în cadrul operatiilor

de recunoaștere. Conține patru stații de lucru: planificarea misiunii, procesarea datelor,

operatorul de comanda și control al avionului(CCO) și comunicatiile. LRE include funcția de


19/85


planificare a misiunii și cea

transpotabil cu un singur avi

precizie de 30 de cm.

In 2001 Global HaEdwards, din California până

Testele au aratat ca avionul

autonomie de zbor de 42 de

acțiuni oriunde pe Glob.

Fig. 1.15. Sistemu


de comanda și control a avionului. Setul

n C-5B. Sistemul GPS folosit permite ate

k a facut primul zbor f ă ră oprire de pe

la Baza Fortelor Aeriene Regale din Austra

are o raza de acțiune de până la 14000 d

ore, f ă când din acest avion un sistem ca

de comanda și comunicatii folosit deGloba


19CE și LRE este

izari și decolari cu

aeroportul militar

ia , din Edinburgh.

mile nautice și o

pabil să desf ășoare

l Hawk


20/85



1.2. Regulamente şi normative impuse la proiectarea aparatului

Far 25

Pentru varianta civilă a Global Hawk, folosită în prezent de că tre NASA pentru studiul

atmosferei superioare se folosesc regulamentele civile iar pentru versiunile militare se

folosesc regulamentele militare corespunzatoare.

FAR 25.301 Încă rcă ri.

(a) Cerinţele de rezistenţă sunt specificate în termeni de sarcini limită (sarcinile

maxime ce sunt prevă zute să apară în utilizare) şi sarcini ultime (sarcinile limită multiplicate

cu factorii de siguranţă recomandaţi). În lipsa altor specifică ri, sarcinile prescrise sunt

sarcinile limită .

(b) În lipsa altor specifică ri, sarcinile aerodinamice, la sol şi pe apă , trebuie puse în

echilibru cu forţele de inerţie, luând în considerare fiecare element de masă de pe avion.

Aceste sarcini trebuie distribuite astfel încât să aproximeze în mod conservativ sau să descrie

minuţios condiţiile reale...

(c) Dacă deformaţiile sub sarcină ar putea modifica semnificativ distribuţia sarcinilor

externe sau interne, această redistribuire trebuie luată în considerare.

FAR 25.303 Coeficientul de siguranţă .

În lipsa altor specificaţii, trebuie folosit un coeficient de siguranţă de 1,5.

FAR 25.305 Rezistenţă la deformaţie.

(a) Structura trebuie să fie capabilă să reziste la sarcinile limită f ă ră deformare

permanentă , cu efecte negative. La nici o valoare a sarcinilor, până la forţele limită ,

deformaţia nu are voie să influenţeze siguranţa funcţionă rii.


21/85



(b) Structura trebuie să fie capabilă să reziste la sarcinile ultime, f ă ră să cedeze, cel

puţin 3 secunde. Totuşi, când demonstrarea rezistenţei este f ă cută prin teste dinamice

simulând condiţiile reale de sarcină , limita de 3 secunde nu se aplică .

FAR 25.321 Solicită ri în zbor. Generalităţi.

(a) Factorii de sarcină în zbor reprezintă raportul dintre componenta forţei

aerodinamice (acţionând normal la axa longitudinală presupusă a avionului) şi greutatea

avionului. Un factor de sarcină pozitiv este unul în care forţa aerodinamică acţionează în sus

faţă de avion.[14]


22/85



1.3. Stabilirea soluției constuctive. Misiune de zbor

1.3.1. Stabilirea soluţiei constructive a aparatului

Principalele componente ale Global Hawk sunt: antena de satelit în banda largă , senzor

optic și infra-rosu, aripi din fibra de carbon, radar, fuselaj din aluminiu, structura de

rezistenta, rezervoare de combustibil în aripi, ampenajul din fibra de carbon, cabine

presurizate pentru diferite instrumente și motorul.

Fig. 1.16. Componentele principale ale aparatului


23/85



Fig. 1.17. Dimensiunile Global Hawk. Configurația de bază .

In cazul ampenajului a fost aleasa Configurația în V, o configurație neconventionalacare inlocuieste binecunoscutele ampenaje verticale și orizontale. Fiecare brat al acestui

ampenaj are Suprafața de control care tine locul de profundor și directie. Aceasta configurație

a fost inventata de că tre inginerul polonez Jerzy Rudlicki în 1930 și a fost testata pentru prima

oara pe un Hanriot H-28 în anul 1931.

Datorita faptului ca exista mai putine suprafete decat la o configura ție conventionala

rezultatul este o forta de rezistenta mai mica. Totuși pentru a obține aceleasi performante ca la

avioanele convetionale este necesara o Suprafața mai mare. Acest tip de ampenaj permite

amplasarea motorului intre cele doua brate ale ampenajului, certificarea fiind în acest fel mai

usor de obținut. Alte aparate care folosesc aceasta confguratie sunt: Cirrus Jet și Eclipse 400.

Un alt motiv pentru care a fost aleasa acesta configurație este acela ca amprenta radar

și infrarosu este mai mica decat la ampenajele obisnuite.[11]

Pentru avionul f ă ră pilot CA2661-10 am ales ca ampenajul să fie de configurație

clasica, în T, iar motorul să fie situat în partea inferioara a fuselajului, motivele principale

fiind controlul mai bun al aeronavei, micșorarea suprafetei transversale a fuselajului în zona

posterioara și obținerea unei aerodinamici a fuselajului mai buna.


24/85



Fig. 1.18. Dimensiunile CA2661-10. Configurația aleasa.

Fig. 1.19. Aripa


25/85


Pentru aripa a fost ales

Grosime: 15.0%

Inclinatie: 4.8%

Unghi de margine: 9.6o

Planeitate inferioasa: 65.7%

Raza de margine: 2.2%

CP max: 1.691

Maxim unghi CP : 8.0

Raport maxim L/D: 54.618Unghi maxim L/D : 4.0

Max L/D CP: 1.194

Unghi de stall: -0.5

Unghi f ă ră portanta: -7.0

Fig. 1.


profilul NASA NLF 1015 cu urmă toarele ca

0. Profilul NLF 1015 și polarele acestuia


25

racteristici:


26/85



Pentru fuselaj s-a ales o configurație diferită de cea originală :

Fig. 1.21 Dimensiunile adoptate pentru fuselaj

Calculul polarelor

Suprafaț a aripa

alungirea aripi

- profilul aripi pentru CA2661-10 este NASA NFL 1015 iar din polara profilului se scot valorile pentru

unghiuri de incidenta w și coeficientul de portanta Clw

j 0 1..:=

b 38.:= anvergura

Sw 50.1:= m2

ARwb

2

Sw:= ARw 29.432=

λw

8−6−

4−

2−

0

2

4

6

8

1012

13

14

:= Clw

0.4536−0.2293−

0.0304

0.2699

0.5056

0.7437

0.9651

1.0922

1.2206

1.34991.4561

1.5238

1.6809

:=


27/85



10− 7.5− 5− 2.5− 0 2.5 5 7.5 10 12.5 15

0.5−

0.25−

0.25

0.5

0.75

1

1.25

1.5

1.75

2

Polara profilului GA(W)-1

Clw

λw

CLwClw

12

ARw+

:=


28/85



Fig. 1.22.Polare profil

și aripă

anvergura ampenaj orizontal

Suprafaț a ampenaj orizontal

alungire ampenaj orizontal

coeficientul de rezistenta la inaintare

al ampenajului orizontal

10− 7.5− 5− 2.5− 0 2.5 5 7.5 10 12.5 15

0.6−

0.38−

0.16−

0.06

0.28

0.5

0.72

0.94

1.16

1.38

1.6

Polara aripii

CLw

λw

CLw

0

0

1

2

3

4

5

6

7

8

9

10

11

12

-0.425

-0.215

0.028

0.253

0.473

0.696

0.904

1.023

1.143

1.264

1.363

1.427

1.574

=

bt 14.04:=

St 20.0:= m

ARtbt

2

St:=

CLtClw

12

ARt+

:= CLt

0

0

1

2

3

4

5

6

7

8

9

10

11

12

-0.377

-0.191

0.025

0.224

0.42

0.618

0.802

0.908

1.015

1.122

1.21

1.267

1.397

=


29/85



10− 0 10 20

0.5−

0.5

1

1.5

Polara ampenaj orizontal

CLt

λw

Fig. 1.23. Polare avion și ampenaj orizontal

ηt 0.8:=

St 20.0:= m2

Clav CLw CLtSt

Sw⋅ ηt⋅+:=

factor de eficienta

10− 7.5− 5− 2.5− 0 2.5 5 7.5 10 12.5 15

1−

0.65−

0.3−

0.05

0.4

0.75

1.1

1.45

1.8

2.15

2.5

Polara avion

Clav

λw


30/85



10− 7.5− 5− 2.5− 0 2.5 5 7.5 10 12.5 15

1−

0.65−

0.3−

0.05

0.4

0.75

1.1

1.45

1.8

2.15

2.5

Polara avion,polara aripa,polara profil

Clw

CLw

Clav

λw

Clav

0

0

1

2

3

4

5

6

7

8

9

10

11

12

-0.55589

-0.28101

0.03726

0.33076

0.61962

0.91141

1.18274

1.3385

1.49585

1.65431

1.78446

1.86742

2.05995

=

Coeficientul de rezistenta la inaintare:

coeficienti de rezistenta parazita

factorul lui Oswald

Aπampo 0.26:= Cdπampo 0.00:=

Aπampv 0.25:= Cdπampv 0.00:=

Aπf π 0.62

⋅:= Cdπf 0.1:= Sw 50.1= m2

e1 0.9:=


31/85



Cdav

0

0

1

2

3

4

5

6

7

8

9

10

11

12

-37.023·10

-34.377·10

-33.484·10

-34.727·10

-37.885·10

0.013

0.02

0.024

0.029

0.035

0.04

0.044

0.052

=

10− 0 10 20

0.01

0.02

0.03

0.04

0.05

0.06

Cdav

λw

Cdav

Cdπf Aπf ⋅ Cdπampv Aπampv⋅+ Cdπampo Aπampo⋅+

Sw

Clav2

π e1⋅ ARw⋅+:=


32/85



1− 0.65− 0.3− 0.05 0.4 0.75 1.1 1.45 1.8 2.15 2.50

5.5 103−

×

0.011

0.0165

0.022

0.0275

0.033

0.0385

0.044

0.0495

0.055

Cdav

Clav

Fig. 1.24. Coefiecientul de rezistență


33/85



Deviz de mase și centraj

Geometria unor organe principale ale avionului

Aripa

Anvergura:

Coarda la încastrare:

Coarda la extremitate:

Unghiul diedru:

Unghiul de calaj:

Suprafața aripii:

Alungirea aripii:

Raportul de trapezoidalitate:

Ampenajele

Ampenajul orizontal

Suprafața:

Anvergura:

Alungirea:

Coarda la încastrare:


Raport de trapezoidalitate:

b 38.4:=

C0 2.76:=

Ce 0.81:=

δ 1deg:=

ζ 2deg:=

Sw 50.m2

:=

λwb

2

Sw:= λw 29.491=

rw

C0

Ce:= rw 3.407=

St 20.06m2

:=

bt 14:=

λt

bt( )2

St:= λt 9.771=

Ct0 2.06:=

Cte 0.70:=

rt

Ct0

Cte:= rt 2.943=


34/85



Ampenajul vertical

Suprafața:

Anvergura:Coarda la încastrare:


Alungirea:

Raport de trapezoidalitate:

Fuselajul

Lungimea fuselajului:

Lungimea virfului:

Lungimea pãrtii posterioare:

Suprafața sectiunii transversale maxime:

Diametrul echivalent al sectiunii transversale maxime:

Alungirea fuselajului:

Alungirea virfului fuselajului:

Alungirea partii posterioare a fuselajului:

Suprafața lateralã a fuselajului:

Raza de curbura la botul fuselajului:Conicitatea pãrtii posterioare:

Sav 2.98m2

:=

bav 1.5:=

Cav0 2.10m:=

Cave 1.12m:=

λav

bav( )2

Sav:= λav 0.755=

rav

Cav0

Cave:= rav 1.875=

Lf 6.324:=

Lv 1.58:=

Lp 6.804:=

Sf 2.465m2

:=

Hf 1.687m:= Bf 1.45m:=

Dfe

Hf Bf +

2:= Dfe 1.569m=

λf

Lf

Dfe:= λf 4.032=

λv

Lv

Dfe

:= λv 1.007=

λp

Lp

Dfe:= λp 4.338=

a 1.05:= K a 0.734 14.5 103−

⋅ λf ⋅+⋅:=

K 0.832= Slat K π⋅ Dfe⋅ Lf ⋅:= Slat 25.929m2

=

rf 0.282:=θp 5deg:=


35/85



Întocmirea devizului de greutãti și centrajul

avionului în trei variante de încãrcare

Estimarea maselor Se calculeazã greutatile tuturor elementelor ce alcãtuiesc aeronava, plecându-se de la

masa avionului la decolare m0=11622 kg (Varianta RQ 4-Global Hawk):

Masa fuselajului:

Masa ampenajelor:

Masa trenului de aterizare:

- masa trenului de bot:

- masa trenului principal:

Masa combustibilului:

Masa echipajului (0):

Masa scaunelor (0):

Masa motorului (Rolls-Roice AE3007H):

Masa sistemului de combustibil:

- ca - capacitatea maximã de combustibil din aripi (L), respectiv cf - pentru fuselaj

(L):

m0 11622kg⋅:=

maripa11

100m⋅:=

maripa 1.278 103

× kg=

mfuselaj13100

m⋅:= mfuselaj 1.511 103× kg=

mampenaj4

100m0⋅:= mampenaj 464.88kg=

mta4

100m0⋅:= mta 464.88kg=

mtbot 20100mta⋅:= mtbot 92.976kg=

mtprinc80

100mta⋅:= mtprinc 371.904kg=

ρcomb 0.775kg

L⋅:=

Vcomb 8478⋅:=

mcomb ρcomb Vcomb⋅:= mcomb 6.57 103

× kg=

mpilot 0 kg⋅:=

mscaun 0 kg⋅:=

mmotor 719kg⋅:=

ca 1700⋅:= cf 2700⋅:=


36/85



m3 23.5 35.2460.0095⋅( )0.738

⋅ kg⋅:=

-masa celulelor alveolare:

-masa suportilor celulelor alveolare:

Masa sistemului electric de pornire:

Masa comenzilor (comenzile prorpiu-zise, sistemele hidraulice și sistemele pneumatice):

Masa aparatelor de bord, a aparatelor electrice și electronice:

-masa instrumentelor necesare controlului zborului:

-masa instrumentelor necesare controlului motorului:

-masa sistemului de radio-locatie:

-masa sistemului de navigatie (Dopller):

-masa sistemului de navigatie inertialã:

-masa sistemului de contraacțiune radio:

Masa echipamentelor electronice:

mca 18.845 0.264 ca cf +( )⋅1

L⋅ 10

2−⋅

0.818

⋅ kg⋅:= mca 140.092kg=

msca 3.583 0.264 ca cf +( )⋅1

L⋅ 10

2−⋅

0.854

⋅ kg⋅:= msca 29.094kg=

msp 17.633 2.2075103−

⋅ mmotor⋅1

kg⋅

0.918

⋅ kg⋅:= msp 26.947kg=

mcom 62.6 2.2075103−

⋅ m0⋅1

kg⋅

0.581

⋅ kg⋅:= mcom 412.391kg=

micz 2 15⋅ kg⋅ 0.0706103−

⋅ m0⋅+:= micz 30.821kg=

micm 0.4532⋅ 4.8 kg⋅ 0.0132103−

⋅ m0⋅+⋅:= micm 4.488kg=

m1 38.058kg=

m2 13.43 35.2460.01⋅( )0.662

⋅ kg⋅:= m2 6.734kg=

m1 17.3 35.2460.07⋅( )0.873

⋅ kg⋅:= m3 10.481kg=

m4 0.025 34.2460.0335⋅( )0.912

⋅ kg⋅:= m4 0.028kg=


37/85



mpilnonarma 1.191 104

× kg=

-masa echipamentului electronic al avionului:

Masa instalatiei electrice, estimatã în funcție de masa sistemelor de combustibil și electronice:

Masa sistemului de oxigen:

Masa sistemului de aer conditionat și de givraj:

Masa avionului echipat

mel m1 m2+ m3+ m4+:= mel 55.301kg=

mscomb mca msca+:= mscomb 84.686kg=

msl 526.68 2.2075103−

⋅ mscomb mel+( )⋅1

kg⋅

0.51

⋅ kg⋅:= msl 289.361kg=

mox 01.494

kg⋅:= mox 0kg=

macg 0 2.2075mel⋅1

kg⋅ 2002⋅+

103−

⋅

0.538

⋅ kg⋅:= macg 0=

mpilnonarma mscomb msp+ mcom+ micz+ micm+ mel+ msl+ mox+ macg+

maripa mfuselaj+ mampenaj++

...

mta mcomb+ mscaun+ mmotor+ mpilot++

...

:=


38/85



Determinarea centrului de greutate al avionului

Se calculeazã luând ca origine a sistemului de referintã botul avionului.Coordonata pe

axa ox a centrului de greutate al avionului, masuratã fatã de bot, se calculeazã cu

formula:

, unde mi este masa unui element al avionului, iar XCGi

este coordonata pe axa ox a centrului de greutate al

acelui element i, ( i=1,n ).Se calculeazã scara de lucru (k) cu relatia:

Se calculeazã coarda medie aerodinamicã (CMA), care este coarda aripii echivalente:

-coarda la încastrare (masuratã).

-coarda la extremitate (masuratã).

-raportul de trapezoidalitate:

-coarda medie aerodinamicã:

-coarda medie aerodinamicã realã:

Se masoarã pe desen XA (distanță de la origina sistemului pânã la bordul de atac al aripii):

lreala 14.6⋅:=

lmasurata 146m⋅:=

klreala

lmasurata:= k 100=

c0 25.0m⋅:=

ce 9.00m⋅:=

rc0

ce:= r 2.778=

CMA 23

c0⋅r 2 r+ 1+

r2

r+

⋅:= CMA 18.255 m⋅=

CMAr CMA k⋅:= CMAr 1.825m=

XA 70.73m⋅:= XAr XA k⋅:= XAr 7.073m=

XCG.av i

mi XCGi⋅

∑

i

mi∑:=

XCG


39/85



Determinarea centrului de greutate al aripii: -se considerã vederea de sus a aripii, iar din motive de simetrie lucrãm cu jumatate din

aripã;-facem o aproximare grosiera considerând cã aripa are grosime constantã;

-se împarte aripa în figuri simple și se calculeazã ariile la scara 1:1.

-aria unei singure aripi:

-masa unei singure aripi:

-centrul de greutate real al aripii:

i 0 1..:= k 100= q 0..:=

c1a.i

17.46k⋅ mm⋅

26.00k⋅ mm⋅

:= c2a.i

86.74k⋅ mm⋅

2 86.74⋅ k⋅ mm⋅

:=

Aaripai

c1a.i c2a.i⋅

2:= Aaripai

7.572

22.552

m2

=

Atot.aripa0

1

i

Aaripai∑=

:= Atot.aripa 30.125m2

=

ct1

maripa

2 Atot.aripa⋅:= mai

ct1 Aaripai⋅:= mai

160.677

478.533

kg

=

mtot.aripa.

0

1

i

mai∑=

:= mtot.aripa. 639.21kg=

XCG.aripa.

1

3c1a.0

⋅ 81.59mm⋅ k⋅+

ma0⋅

1

2c1a.1

⋅ 99 mm⋅ k⋅+

ma1⋅+

0

1

i

mai

∑=

:=

XCG.aripa. 10.582m⋅=

X1

XCG.aripa:= Z1 2.1:=


40/85



Determinarea centrului de greutate al ampenajului orizontal:

-1/2 din aria ampenajului orizontal:

Determinarea centrului de greutate al ampenajului vertical:

-1/2 din aria ampenajului vertical:

-se determinã masele ampenajelor:

i 0..:=

c1a.o.i

7.00k⋅ mm⋅

5.00k⋅ mm⋅

5.00k⋅ mm⋅12.00k⋅ mm⋅

12.00k⋅ mm⋅

:= c2a.o.i

30.87k⋅ mm⋅

2 30.87⋅ k⋅ mm⋅

3.5k⋅ mm⋅2 30.87⋅ k⋅ mm⋅

2 3.5⋅ k⋅ mm⋅

:=

Aa.o.i

c1a.o.ic2a.o.i

⋅

2:= Aa.o.i

1.08

1.544

0.088

3.704

0.42

m2

=

Atot.a.o.0

4

i

Aa.o.i∑=

:=

Atot.a.o. 6.836m2

=

i 0..:=

c1a.v.i

21.93k⋅ mm⋅

6.44k⋅ mm⋅

2.15k⋅ mm⋅7.48k⋅ mm⋅

7.48k⋅ mm⋅

:= c2a.v.i

27.78k⋅ mm⋅

2 27.78⋅ k⋅ mm⋅

2 26.42⋅ k⋅ mm⋅1.36k⋅ mm⋅

26.42k⋅ mm⋅

:=

Aa.v.i

c1a.v.ic2a.v.i

⋅

2:= Aa.v.i

3.046

1.789

0.568

0.051

0.988

m2

=

Atot.a.v.0

4

i

Aa.v.i∑=

:=

Atot.a.v. 6.442m2

=

ct2mampenaj

2 Atot.a.o. Atot.a.v.+( )⋅:= mtot.a.o. ct2 Atot.a.o.⋅:= mtot.a.o. 119.666kg=

ma.o.ict2 Aa.o.i

⋅:= mtot.a.v. ct2 Atot.a.v.⋅:= mtot.a.v. 112.774kg=

ma.v.ict2 Aa.v.i

⋅:=


41/85



-1/2 din masa ampenajelor:

-centrul de greutate real al ampenajului orizontal:

-centrul de greutate real al ampenajului vertical:

mtot.ampenaj mtot.a.o. mtot.a.v.+:=

mtot.ampenaj 232.44kg=

XCG.a.o.

1

3 c1a.o.0⋅ 180.99k⋅ mm⋅+

ma.o.0⋅

1

2 c1a.o.1⋅ 187.99k⋅ mm⋅+

ma.o.1⋅+

2

3c1a.o.2

⋅ 187.99k⋅ mm⋅+

ma.o.2⋅+

...

1

2c1a.o.3

⋅ 192.99k⋅ mm⋅+

ma.o.3⋅

1

2c1a.o.4

⋅ 192.99k⋅ mm⋅+

ma.o.4⋅++

...

0

4

i

ma.o.i∑=

:=

XCG.a.o. 19.45m⋅=

X4

XCG.a.o:= Z4 1.2:=

XCG.a.v.

1

3c1a.v.0

⋅ 154.38k⋅ mm⋅+

ma.v.0⋅

1

2c1a.v.1

⋅ 176.32k⋅ mm⋅+

ma.v.1⋅+

1

2c1a.v.2

⋅ 182.76k⋅ mm⋅+

ma.v.2⋅+

...

3

2c1a.v.3

⋅ 182.76k⋅ mm⋅+

ma.v.3⋅

1

3c1a.v.4

⋅ 184.93k⋅ mm⋅+

ma.v.4⋅++

...

0

4

i

ma.v.i∑=

:=

XCG.a.v. 17.28⋅=

X3

XCG.a.v:= Z3 2.8:=


42/85



Determinarea centrului de greutate al fuselajului:

-1/2 din aria fuselajului:

j 0 15..:=

c1f j

3.65k⋅ mm⋅

16 k⋅ mm⋅

32 k⋅ mm⋅

23 k⋅ mm⋅60 k⋅ mm⋅

45 k⋅ mm⋅28 k⋅ mm⋅

3 k⋅ mm⋅

1.35k⋅ mm⋅3.65k⋅ mm⋅

16 k⋅ mm⋅

32 k⋅ mm⋅60 k⋅ mm⋅

45 k⋅ mm⋅

28 k⋅ mm⋅

3 k⋅ mm⋅

:= c2f j

2 1.76⋅ k⋅ mm⋅

2 3.5⋅ k⋅ mm⋅

2 7⋅ k⋅ mm⋅

2 10⋅ k⋅ mm⋅2 9.5⋅ k⋅ mm⋅

2 7.13⋅ k⋅ mm⋅2 4⋅ k⋅ mm⋅

2 2⋅ k⋅ mm⋅

1.76k⋅ mm⋅1.74k⋅ mm⋅3.5k⋅ mm⋅

3 k⋅ mm⋅0.51k⋅ mm⋅

2.36k⋅ mm⋅

3.13k⋅ mm⋅

2 k⋅ mm⋅

:=

Af j

c1f jc2f j

⋅

2:= Af j

0.064

0.56

2.24

2.3

5.7

3.208

1.120.06

0.012

0.032

0.28

0.48

0.153

0.531

0.438

0.03

m2

=

Atot.f 0

15

j

Af j∑=

:=

Atot.f 17.209m2

=

ct3

mfuselaj

2 Atot.f ⋅:= mfuselaj j

Af jct3⋅:=


43/85



-masa a 1/2 din fuselaj:

-centrul de greutate real al fuselajului:

mfuselaj j

2.82

24.583

98.333

100.966

250.221

140.848

49.166

2.634

0.522

1.394

12.292

21.071

6.716

23.31

19.236

1.317

kg

= f j

1.35k⋅ mm⋅

5 k⋅ mm⋅

21 k⋅ mm⋅53 k⋅ mm⋅

76 k⋅ mm⋅136k⋅ mm⋅

181k⋅ mm⋅

209k⋅ mm⋅

0 k⋅ mm⋅

1.35k⋅ mm⋅5 k⋅ mm⋅

21 k⋅ mm⋅76 k⋅ mm⋅

136k⋅ mm⋅181k⋅ mm⋅

209k⋅ mm⋅

:=

mtot.fuselaj.

0

15

j

mfuselaj j∑=

:=

mtot.fuselaj. 755.43kg=

XCG.fuselaj.

0

7

j

1

2c1f j

⋅ f j

+

mfuselaj j⋅

∑

= 8

11

j

2

3c1f j

⋅ f j

+

mfuselaj j⋅

∑

=

+

12

15

j

1

3c1

f j⋅ f

j

+

mfuselaj j

⋅

∑=+

...

0

15

j

mfuselaj j∑=

:=

XCG.fuselaj. 10.413⋅=

X2

XCG.fuselaj:= Z2 2.98:=


44/85



Determinarea centrului de greutate al partii anterioare(cabina):

-1/2 din aria cabinei:

-masa a 1/2 din cabinã:

mmonoloc

mpilot mscaun+ micz+ mel+ mox+ macg+ micm+

2:=

mmonoloc 45.305kg=

mcab.tot. 2 mmonoloc⋅:= mcab.tot. 90.609kg=

i 0..:=

c1ci

13.03k⋅ mm⋅

24 k⋅ mm⋅25 k⋅ mm⋅

13.03k⋅ mm⋅24 k⋅ mm⋅

:= c2ci

2 7.41⋅ k⋅ mm⋅

2 8.93⋅ k⋅ mm⋅2 10.13⋅ k⋅ mm⋅

1.52k⋅ mm⋅1.21k⋅ mm⋅

:=Aci

c1cic2ci

⋅

2:= Aci

0.966

2.143

2.533

0.099

0.145

m2

=

Ac.tot.

0

4

i

Aci∑=

:=

Ac.tot. 5.885m2

=ct5

mcab.tot.

2 Ac.tot.⋅:= mcab i

ct5 Aci⋅:=

mtot.cabina. 0

4

i

mcabi∑=

:=

mtot.cabina. 2⋅ 90.609kg=

mcabi

7.432

16.498

19.494

0.762

1.118

kg

= f i

23.97k⋅ mm⋅37 k⋅ mm⋅

61 k⋅ mm⋅23.97k⋅ mm⋅

37 k⋅ mm⋅

:=

XCG.cabina.0

2

i

1

2c1ci

⋅ f i

+

mcabi⋅

∑

= 3

4

i

2

3c1ci

⋅ f i

+

mcab i⋅

∑

=

+

0

4

i

mcabi∑=

:=


45/85



-centrul de greutate real al cabinei este:

Determinarea centrului de greutate al rezervoarelor de combustibil:

-aria a 1/2 din Suprafața ocupatã de rezervoare:

-masa a 1/2 din rezervoare:

XCG.cabina. 5.633⋅=

X7

XCG.cabina:= Z7 2.6:=

i 0 5..:=

c1ri

73 k⋅ mm⋅

35.71k⋅ mm⋅10.29k⋅ mm⋅

10.29k⋅ mm⋅19 k⋅ mm⋅

19 k⋅ mm⋅

:= c2ri

2 9.5⋅ k⋅ mm⋅

2 7.07⋅ k⋅ mm⋅3.53k⋅ mm⋅

3.53k⋅ mm⋅3.53k⋅ mm⋅

3.53k⋅ mm⋅

:=

Ari

c1ric2ri

⋅

2:= Ari

6.935

2.525

0.182

0.182

0.335

0.335

m2

=

Atot.rez.0

5

i

Ari∑=

:=

Atot.rez. 10.494m2

=

ct6.100%

mcomb

2 Atot.rez.⋅:= mco.100%i

ct6.100% Ari⋅:=

mco.100%i32.17110

790.403

56.859

56.859

104.987

104.987

kg

= f i

63 k⋅ mm⋅

89.29k⋅ mm⋅79 k⋅ mm⋅

79 k⋅ mm⋅125k⋅ mm⋅

125k⋅ mm⋅

:=

mtot.comb.100%

0

5

i

mco.100%i∑=

:=

mtot.comb.100% 3.285 103

× kg=

XCG.rez.100%

0

1

i

1

2c1ri

⋅ f i

+

mco.100%i⋅

∑

= 2

3

i

2

3c1ri

⋅ f i

+

mco.100%i⋅

∑

=

+

4

5

i

1

3c1ri

⋅ f i

+

mco.100%i⋅

∑

=

+

...

0

5

i

mco.100%i∑=

:=


46/85



-centrul de greutate real al rezervoarelor (100%, 10%, 50%) este:

Determinarea centrului de greutate al motoarelor (incluzand sistemul de pornire):

-aria a 1/2 din Suprafața motorului:

-masa a 1/2 din motor:

XCG.rez.100% 10.29⋅=

mcomb.10% 10% mcomb⋅:= mtot.comb.10%

mcomb.10%

2:=

mtot.comb.10% 328.523kg=

mcomb.50% 50% mcomb⋅:= mtot.comb.50%

mcomb.50%

2:=

mtot.comb.50% 1.643 103

× kg=

i 0..:=

c1mi

21.78k⋅ mm⋅

51.4k⋅ mm⋅

51.4k⋅ mm⋅

:= c2mi

2 9.5⋅ k⋅ mm⋅

2 6.71⋅ k⋅ mm⋅

2.79k⋅ mm⋅

:=

Ami

c1mic2mi

⋅

2:= Ami

2.069

3.449

0.717

m2

=

Amot.tot.0

2

i

Ami∑=

:=

Amot.tot. 6.235m2

=

ct

7

mmotor msp+

2 Amot.tot.⋅:= m

motict

7

A

mi⋅:= m

moti123.771

206.311

42.892

kg

= f i

114.22k⋅ mm⋅136k⋅ mm⋅

136k⋅ mm⋅

:=

mtot.mot.0

2

i

mmoti∑=

:=

mtot.mot. 372.973kg=


47/85



-centrul de greutate real al motorului este:

Determinarea centrului de greutate al trenului de aterizare:

-aria a 1/2 din Suprafața trenului de aterizare:

-masa a 1/2 din trenul de aterizare:

-centrul de greutate real al trenului de aterizare este:

XCG.mot.0

1

i

1

2 c1mi⋅ f i+

mmoti⋅

∑=

1

3 c1m2⋅ f 2+

mmot2⋅+

0

2

i

mmoti∑=

:=

XCG.mot. 14.857⋅=

X5

XCG.mot:= Z5 2.4:=

i 0 1..:=c1tai

12.05k⋅ mm⋅

12.9k⋅ mm⋅

:= c2tai

2 3.47⋅ k⋅ mm⋅

2 6.95⋅ k⋅ mm⋅

:=Atai

c1taic2tai

⋅

2:= Atai

0.418

0.897

m2

=

Ata.tot.0

1

i

Atai∑=

:=

Ata.tot. 1.315m2

=

mtai

12

90.72⋅ kg⋅

1

2362.88⋅ kg⋅

:= f i

18.58k⋅ mm⋅100.69k⋅ mm⋅

:=

mtot.ta.0

1

i

mtai∑=

:=

mtot.ta. 226.8kg=

XCG.t.a.0

1

i

1

2c1tai

⋅ f i

+

mtai⋅

∑

=

0

1

i

mtai∑=

:=

XCG.t.a. 9.063m=

X6

XCG.t.a:= Z6 0.8:=


48/85



Determinarea centrului de greutate al sistemului de combustibil:

-aria a 1/2 din Suprafața sistemului de combustibil:

-masa a 1/2 din sistemul de combustibil:

-centrul de greutate real al sistemului de combustibil este:

i 0 1..:=

c1sc i

26 k⋅ mm⋅

18 k⋅ mm⋅

:= c2sc i

2 89⋅ k⋅ mm⋅

2 9.5⋅ k⋅ mm⋅

:=Asc i

c1sc i c2sc i⋅

2:= Asc i

23.14

1.71

m2

=

Asc.tot.

0

1

i

Asc i∑=

:=

Asc.tot. 24.85m2

=

c8

mscomb

2 Asc.tot.⋅:= msc i c8 Asc i⋅:= mtot.sc.0

1

imsc i∑=

:=

msc i

39.429

2.914

kg

= f i

99 k⋅ mm⋅

125k⋅ mm⋅

:=

mtot.sc. 42.343kg=

XCG.s.c.0

1

i

1

2

c1sci

⋅ f i

+

msci

⋅

∑=

0

1

i

msc i∑=

:=

XCG.s.c. 11.351m=


49/85



Determinarea centrului de greutate al comenzilor propriu-zise și a instalatiei electrice:

-1/2 din aria comenzilor propriu-zise și a instalatiei electrice :

-masa a 1/2 din masa comenzilor propriu-zise și a instalatiei electrice:

-centrul de greutate real al comenzilor propriu-zise și a inst. electrice:

i 0..:=c1cii

78 k⋅ mm⋅26 k⋅ mm⋅

79.5k⋅ mm⋅78 k⋅ mm⋅

79.5k⋅ mm⋅

:= c2cii

2 7.06⋅ k⋅ mm⋅2 89⋅ k⋅ mm⋅

2 6.77⋅ k⋅ mm⋅2.84k⋅ mm⋅

2.97k⋅ mm⋅

:=

Acii

c1ciic2cii

⋅

2:= Acii

5.507

23.14

5.382

1.108

1.181

m2

=

Aci.tot.

0

4

i

Acii

∑=

:=

Aci.tot. 36.317m2

=

ct5

mcom msl+

2 Aci.tot.⋅:= mcii

ct5 Acii⋅:=

mtot.ci.0

4

i

mcii∑=

:=

mcii

53.204

223.566

51.999

10.701

11.406

kg

= f i

21 k⋅ mm⋅

99 k⋅ mm⋅

125k⋅ mm⋅21 k⋅ mm⋅

125k⋅ mm⋅

:=

mtot.ci. 350.876kg=

XCG.ci.

0

2

i

1

2c1cii

⋅ f i

+

mcii⋅

∑

=

2

3c1ci3

⋅ f 3

+

mci3⋅+

1

3c1ci4

⋅ f 4

+

mci4⋅+

0

4

i

mcii∑=

:=

XCG.ci. 11.203⋅=

X8

XCG.ci:= Z8 1.2:=


50/85



Determinarea centrului de greutate al avionului CA2661-10:

-centrul de greutate real al avionului CA2661-10 (100%):

-se verificã stabilitatea stațicã a avionului ( conditia fiind ca 20 % < h < 35 % ):

%



%

numarator XCG.aripa.mtot.aripa.⋅ XCG.a.o.mtot.a.o.⋅+ XCG.a.v.mtot.a.v.⋅+XCG.fuselaj.mtot.fuselaj.⋅+

...

XCG.cabina. mtot.cabina.⋅ XCG.rez.100%mtot.comb.100%⋅++

...

XCG.mot.mtot.mot.⋅+

...

XCG.t.a.mtot.ta.⋅ XCG.s.c. mtot.sc.⋅+ XCG.ci.mtot.ci.⋅++

...

:=

numitor mtot.aripa. mtot.a.o.+ mtot.a.v.+ mtot.fuselaj.+ mtot.cabina.+

mtot.comb.100% mtot.mot.++

...

mtot.ta. mtot.sc.+ mtot.ci.++

...

:=

XCG.avion.r.100%numaratornumitor

:= masa100% 5166kg⋅:=

XCG.avion.r.100% 10.919m=

h100%

XCG.avion.r.100% XAr−

CMAr10⋅:= h100% 210.691=

numarator10%

XCG.aripa.

mtot.aripa.

⋅ XCG.a.o.

mtot.a.o.

⋅+ XCG.a.v.

mtot.a.v.

⋅+

XCG.fuselaj.mtot.fuselaj.⋅+

...


...

XCG.mot.mtot.mot.⋅ XCG.t.a.mtot.ta.⋅+ XCG.s.c. mtot.sc.⋅+ XCG.ci.mtot.ci.⋅++

...

:=

numitor10% mtot.aripa. mtot.a.o.+ mtot.a.v.+ mtot.fuselaj.+ mtot.cabina.+


...


...

:=

XCG.avion.r.10%

numarator10%

numitor10%:= masa10% 4181kg⋅:=


h10% 244.718=


51/85



numarator50% XCG.aripa.mtot.aripa.⋅ XCG.a.o. mtot.a.o.⋅+ XCG.a.v. mtot.a.v.⋅+

XCG.fuselaj.mtot.fuselaj.⋅+

...


...

XCG.mot.mtot.mot.⋅ XCG.t.a.mtot.ta.⋅+ XCG.s.c. mtot.sc.⋅+ XCG.ci.mtot.ci.⋅++

...

:=

h10%


CMAr10⋅:=



%

numitor50% mtot.aripa. mtot.a.o.+ mtot.a.v.+ mtot.fuselaj.+ mtot.cabina.+


...


...

:=

XCG.avion.r.50%

numarator50%

numitor50%:= masa50% 4619kg⋅:=


h50%


CMAr10⋅:= h50% 223.829=

ZCG.avion

mtot.a.o. Z4⋅ mtot.a.v. Z3

⋅+ mtot.fuselaj. Z2⋅+ mtot.aripa. Z1

⋅+

mtot.mot. Z5⋅ mtot.ta. Z6⋅+ mtot.sc. Z7⋅+ mtot.ci. Z8⋅++

...

m0:=

ZCG.avion 0.487m= XCG.avion XCG.avion.r.100:=

M mtot.aripa. mtot.a.o.+ mtot.a.v.+ mtot.fuselaj.+

mtot.cabina. mtot.comb.100%+ mtot.mot.++

...


...

9.82⋅m

s2

:=

M 5.843 104

× N⋅=

Limite centraj :

X [m] Z [m] H %10% 4.987 0.637 32.00450% 5.005 0.637 33.026

100% 5.023 0.637 34.059


52/85



1.3.2. Misiune de zbor

Global Hawk poate indeplini misiuni de recunoaștere în tot felul de operatiuni. Raza

de acțiune 14000 de mile nautice și anduranta de 42 de ore, combinate cu legaturi de

comunicare prin satelit, permit acestui aparat să desf ășoare operatiuni oriunde pe Glob.

Senzorii de rezolutie inalta, incluzand aici sistemele electro-optice și vizibile și

radarul de generatie moderna, pot face o supraveghere a unei suprafete de 60 000 de km2 de

la o altitudine de 19800 m în mai putin de 24 de ore..

In timpul operatiunilor militare din Iraq și Afganistan au fost folosite șase aparate

Global Hawk insumand mai bine de 4300 de ore de activitate.Misiunile indeplinite de Global Hawk sunt cuprinse în categoria HALE- High Altitude

Long Endurance- misiuni în care accentul este pus pe supravegherea de la inaltimi mari a unei

arii extinse și pe o perioada ce poate depasi 24 de ore. Astfel de misiuni necesita de obicei o

planificare mult mai amanuntita decat în cazul în care se folosesc aparate de zbor cu echipaj

uman.

Planificarea misiunilor a fost proiectata de că tre GDE Systems Inc(acum BAE

Systems, Electronics & Integrated Solutions). Stația de la sol include un adapost ce cuprindecomunicatiile, comanda și controlulul, planificarea și computere pentru procesarea imaginilor.

Centrul de control al misiunii are legaturi dus intors cu aparatul folosindu-se de satelitul Ku

și de sistemele de sateliti UHF.[9]

In plan civil aparatul si-a demonstrat de curand aplicabilitatea fiind modificat pentru a

avea la bord mai bine de unsprezece instrumente stiintifice pentru a face masurari și harti de

la inaltimi medii și mari. Sistemul actual cuprinde: cartografiator compact al atmosferei,

spectometru aerosoli, un cromatograf pentru urmarirea modificarilor atmosferice, instrument

de studiu al ozonului, higrometru cu laser, sistem de masurare meteorologica, crearea

profilurilor de temperatura cu instrument cu microunde, sistem video de inalta definitie și

sistem LIDAR de masurare a fizicii norilor. Toate aceste dispozitive au fost proiectate pentru

a studia atmosfera Pamantului în moduri neaccesibile în trecut.

Prima misiune a inclus un zbor din Baza Aeriana Edwards, California până la Insula

Kodiak și inapoi, zborul totalizand 14 ore și 4500 de mile nautice și a fost un succes total.

Misiunea principala a acestui aparat este de a cartografia zone atmosferice inaccesibile

prin metodele obisnuite si, Deși zborul este preprogramat, traseul de zbor poate fi modificat


53/85



de la sol pentru a preintampina schimbarile atmosferice care adesea sunt sub semnul

hazardului.

Datele culese din misiunile acestui aparat vor fi corelate cu cele ale satelitului Aura

pentru a se reusi o intelegere mai buna a fenomenelor atmosferice.[10]

1.3.3. Spectrul de zbor al aparatului

Fig. 1.25. Diagrama H-V a avioanelor Global Hawk și Predator


54/85



1.4. Prototip virtual

Prototipul virtual a fost f ă cut în SolidWorks 2007 și prezintă o urmă toarele modifică ri

față de modelul original:

• Ampenajul este în T

• Motorul a fost mutat în partea inferioară a fuselajului

Etapele construirii modelului virtual:

Fig. 1.26 Crearea formei generale a fuselajului

Fig. 1.27. Crearea aripilor și a ampenajelor

Fig. 1.28. Crearea transparenței și reprezentarea unor instrumente din avion


55/85



1.5. Echipamente utilizate pentru controlul aeronavei. Pilot automat.

Controlul zborului, programele de gestionare a aparatului și funcțiile de navigare sunt

administrate de doua computere de control integrat al misiunii(IMMC). Acestea sunt

dezvoltate de că tre Vista Controls Corporation, California. IMMC-urile integreaza

informatiile de la sistemul de navigare și foloseste algoritmi Kalman de filtrare a datelor.

Sistemul principal de navigare și control este fromat din doua sisteme inertiale de

navigare și GPS-uri model KH-4072 INS/GPS, furnizate de că tre Kearfott Guidance &

Navigation Corporation of Wayne, New Jersey.

Sistemul KN-4072 include un laser giroscopic (monolithic ring laser gyro- MRLG)

care este folosit impreuna cu un receptor GPS pentru a imbunatati performantele de navigare

și pentru a fi mai usor detectat de sateliti. Un sistem de navigare Northrop Grumman(Litton)

este instalat în sistemul IR/TV/SAR. [9]

De remarcat că acest avion are autonomie completă , în sensulcă poate efectua

misiunea de zbor, de la decolare până la aterizare, f ă ră intervenție umană , având traseul

preprogramat în sistemul de calcul de la bord.

Bineînțeles că avionul poate fi dirijat și de la sol în caz că situația impune acest lucru,

existând la bord și încă rcă turi explozive în mai mult de șapte locuri în caz ca sistemul a ajuns în teritoriu inamic și nu mai poate fi recuperat în timp util.

Tipurile de autonomii existente la avioanele f ă ră pilor sunt urmă toarele:

• Operate manual – omul dirijează toate funcțiile avionului, cu toate că acesta

face manevrele în mod autonom

• Gestiune prin consens – sistemul recomandă acțiuni de efectuat în puncte sau

momente cheie, în această categorie situându-se majoritatea vehivulelorautonome

• Gestiune prin excepție – sistemul efectuează automat acțiunile necesare atunci

când operatorul uman nu are timp de reacție, operatorul este informat de cursul

misiunii, operatorul poate modifica parametri activitații în anumite momente

cheie, excepțiile sunt raportate operatorului.• Complet autonome – sistemul execută automat acțiunile necesare cânad nu este

timp suficient de acțiune, operatorul este informat de cursul misiunii.

[13]


56/85



Sistemele autonome sunt foarte complexe așa cum se poate vedea și în figura

urmă toare:

Fig. 1.29. Relațíile funcțíonale ale unui avion f ă ră pilot

Cu cât gradul de autnomie crește mai mult, tot astfel devine din ce în ce mai greu să fie

prezisă starea sumă a sistemului. Sistemul este în fapt o funcție a legă turilor hardware și

software și a intervențiilor umane. De obicei acestea sunt o multitudine de arhitecturi,

formate de date, siste4me de operare, limbaje de programare, protocoale de compilare și de

comunicare, f ă ră a uita mentiunea ca exista o infinitate de combinatii hardware.

Relatiile funcționale ale unui avion f ă ră pilot pot fi descrise dupa cum urmeaza:

• Senzori interni – masoara viteza rotilor, unghiul de viraj, calculi Doppler la sol

și în aer. Sunt folosite codoare pentru controlul rotilor, a tracțiunii și a directiei.

Acesti senzori pot fi clasificati și ca “proprioceptivi”, datorita faptului ca pot

determina modul în care un AFP acțiuneaza în mediul inconjurator;

• Senzori externi – unitati inertiale de masurare, inclinometer, compase

magnetice și GPS. Acestea furnizeaza date care sunt folosite în impreuna

pentru a oferi detalii despre positia și orientarea AFP-ului, în funcție de


57/85



anumite puncte de referinta. și acesti senzori sunt supranumiti

“proprioceptivi”;

• Senzorii de mediu – radar, LADAR, EI, IR și acustici sunt folositi de că tre

AFP- uri în cadrul algoritmilor de perceptive pentru a putea observa și dezvolta

o harta a mediului inconjurator în cadrul unui spectru bine determinat.

Alegerea senzorului pe care să se bazeze este facuta de algoritmii de

perceptive. Acesti senzori sunt denumiti “extroceptivi”, care afla date asupra

carora avionul nu are posibilitate de control;

• Localizarea – oferă estimari ale pozitiei, vitezei, altitudinii, ratei de urcare și a

acclererarii vehiculului. Lacalizarea este o funcție de iesire atunci cand este

vazuta de că tre cineva din afara;• Perceptie – definite ca inregistrarea, reprezentarea și interpretarea reperelor de

mediu importante(locatie, geometrie, continut spectral) observate de că tre

senzori și punerea acetor date în legatura cu mediul real pentru a controla în

orice timp vehiculul, misiunea și planificarile;

• Navigatia – generarea de harti ale imprejurimilor vehiculului, cum să

navigheze prin vecinatati și cum să ajunga la destinatie, descoperirea de

evenimente neasteptate legate de dep[lasarea vehiculului. Ia date de la funcțiilede localizare și perceptive și efecuta instructiunile impreuna cu datele primate

de la funcția comportamentala pentru a-si termina misiunea.

• Planificarea – process prin care se genereaza o traiectorie de la un punct de

pornire că tre un punct destinatie în timp ce ocoleste obstacolele. Aceasta

funcție nu are legatura directa cu senzorii, dar trebuie să inteleaga datele

acestora în conjunctiune cu hartile și cu obiectivelke misiunii pentru a produce

comenzile potrivite;• Comportament – tactici cooperative, combina iesirea de la navigatie,

planificare și perceptive și le traduce în comenzi de acțiune pentru mobilitatea

platformei și pentru a declansa raspunsul incarcaturii. Modulele

comportamentale sunt comparate cu arhitecturile bazate pe comportament, dar

nu e necesar să fie incluse în arhitecturi deliberative;

• Comunicatiile – legatura dintre vehicul și orice element al sistemului, inclusive

oparatori și alte vehicule;


58/85



• Interacțiunea umana – oferă interfata dintre supraveghetor și avion se defineste

modul în care cele doua sisteme vor colabora. Acopera func ționalitatea

Interfetelor Om Masina care ii ajuta pe operatori să inteleaga caface sistemul;

• Mobilitatea – abilitatea vehiculului de a traversa mediul inconjurator. Aici sunt

implicate adesea proprietatile hidro și aerodinamice ale platformei. Mobilitatea

este adesea în stransa legatura și inscrisa în Deșignul platformei;

• Raspuns - folosirea incarcaturii pentru a crea sau a imbunatati imaginea

generala oferita operatorului;

• Incarcatura – senzori suplimentari, radar, LADAR, senzori acustici și poate

include și arme de diferite feluri;

• Platforma – cadrul în care sunt incastrate elementele fizice ale sistemului, care

trebuie să fie alese în funcție de misiune. Tehnologiile relevante include

Deșign mechanic, mecanica structural, materile, tehnici de lansare și

recuperare.

Trebuie mentionate aici și elemente care nu au fost cuprinse în figura mai sus

mentionata, acestea fiind totuși importante din punctul de vedere al funcționalitatii:

• Stocarea energiei - avioanele f ă ră pilot mici funcționeaza pe baza deelectricitate, cele mari insa au nevoie de sisteme hibride sau pe combustibil;

• Propulsia – este proiectata pentru anumite tipuri de misiuni, trebuind să se ia în

considerare și semnatura pe care acestea o lasa fie ea acustica,

electromagnetica, infrarosie sau vizuala;

• Sisteme de masurare a uzurii și a sanatatii aparatului – foloste pentru auto-

monitorizare, diagnoza și remediere a sistemelelor componente.

In cazul avioanelor f ă ră pilot trebuie facuta referirea la faptul ca acestea folosesc un

pilot automat capabil de a gestiona activitatile de navigare, inlocuind într-o mare masura

interventia umana.

In componenta pilotului automat intra sistemul fizic(hardware), sistemul informatic

(software) și algoritmii folositi pentru controlul aeronavei.

Algoritmii de ocolire a obstacolelor folositi pentru zborul complet autonom vor fi

exemplificati pe scurt în sectiunea urmă toare.


59/85



Vom trata în primul rand componenta fizica a unui sistem autopilot ca fiind o

structura pe mai multe nivele, luandu-se în discutie avionica și comunicatiile.

Cel mai usor poate fi inteles sistemul dacă este impartim AFP-urile în patru

componente, dupa cum urmeaza:

• Platforma de zbor

• Avionica

• Incarcatura

• Stația de la sol

Fig. 1.30. Structura fizica a unui avion f ă ră pilot

Scopul platformei de zbor este de a purta avionica și incarcatura. Platforma este

formata din structura de rezistenta, din actuatoare care deplaseaza suprafetele de control și de

sistemul de propulsie. Avionica este compusa din pilot automat, receptor GPS, transmitator

radar sau de orice alt tip.

Autopilotul este de departe cea mai importanta și mai complexa componenta a unui

AFP. Funcția acestuia este de a controla avionul folosind datele de intrare, instructiuni

preprogramate sau funcții de siguranta dinainte incarcate în sistem.

Un sistem autopilot obisnuit este compus din: unitatea centrala de procesare (2),

senzori care masoara starea avionului (1), porturi de intrare/iesire, GPS și sistem de

comunicare (4) și componentele electronice (3).


60/85



Fig. 1.31. Diagrama bloc a autopilotului

Procesorul este inima autopilotului. Este responsabil de procesarea informatiilor venite

de la senzori, manevrarea GPS -ului, a transmitatorului și a circuitelor de bypass, ruland în

acest timp algoritmii de control la nivel primar și comunicand cu stația de la sol.

Datorita multitudinii de acțiuni care trebuie luate în considerare procesorul trebuie să

fie capabil de operatii rapide pe 32-biti, să aiba sufienta memorie RAM. Global Hawk are

doua calculatoare de bord care intrec cu mult cele mai performante desktopuri.[15]

Fig. 1.32. Arhitectura moderna a unui pilot automat


61/85



1.6. Algoritm de ocolire a obstacolelor folosit pentru zborul complet autonom

Orice AFP are de zburat adesea în zone necunoscute sau ostile. Interesul general este

acela de a minimiza sau a elimina distrugerea sau deteriorarea avioanelor f ă ră piulot prin

implementarea un or algoriotmi de ocolire a obstacolelor care să le permita aparatelor să

strabata traseul în siguranta[16].

Fig. 1.33. Un culoar de zbor sigur pentru avion f ă ră pilot care ocoleste obstacole, trupe

inamice sau alte amenintari

Timpul de procesare a informatiilor venite de la senzori este adesea critic si, dacă nu

se cunosc destule date și nu se iau deciziile corecte în timpul util, atunci pozitia aparatului

poate fi compromisa.

Se considera situatia teoretica în care un vehicul are de strabatut distan ță de la punctul

A la punctul B’. în timp ce vehiculul se deplaseaza de la A că tre B’ senzorii strang informatii

despre zona S1S2S3S4 , zona vizibila în figura 1.34, a. dacă vehiculul calatoreste direct de la A

că tre B’, de vreme ce viteza depaseste adesea 200 km/h, este posibil ca senzorii de pe vehicul

să nu aiba timp suficient de procesare a informatiei. De aceea, este posibil ca vehiculul să nu

poate face corecturile de la traseu și să evite pericolele din zona S1S2S3S4 . Astfel vehiculul

se afla în ipostaza de a fi avariat.


62/85



a) b)

Fig. 1.34. a) Zone sigure și nesigure; b) Cu limite de siguranta și de amenintare

Se impune gasirea unui traseu sigur și care să ofere maximum de eficienta în termeni

de timp și consum de energie.

Luam în calcul cazul în care avionul zboară cu viteza v –constanta, cu o raza minima a

traiectului r= v/ ω. Un AFP la locatia ‚p’ inseamna ca AFP-ul zboară în cerc având punctul

‚p’ ca centru și de raza r, rotindu-se în sens retrograd. Fie traseul A că tre B pe care avionul

trebuie sa-l parcurga. Limita de amenintare (fig. 1.34, b.) separa zona cunocuta(alb) de zona

necunoscuta (hasurata). Distanță sigura este distanță minima pe care incearca avionul să o

obțina mereu fata de limita de amenintare. Definim intersectia dintre traseul de miscare de

inaintare și limita de siguranta cu coordonatele (xs , ys ). Pe masura ce primim tot mai multe

informatii despre zona necunoscuta, limita de amenintare se va deplasa că tre B și la fel se va

intampla și cu punctul (xs , ys ).

Ideea de baza este aceea ca trebuie să se zboară cât mai repede că tre (xs , ys ) și să

astepte noi informatii. Curba care uneste punctele (x1 , y1 , ϴ1) și (x2 , y2 , ϴ2) de lungimeminima este compusa din cel mult trei componente, fiecare dintre ele fiind fie o dreapta, un

arc de cerc sau un cerc de raza r.

Curba trebuie neaparat să fie dupa cum urmeaza:

1. Un arc al unui cerc de raza r, urmă t de un segment de dreapta, urmă ta de un arc de

cerc de raza r;

2. O secventa de trei arce de cerc de raza r;

3. Un sub-traseu al unui traseu de tipul 1 sau 2.


63/85



Exemple de asemenea cai sunt date în figura 1.35.

a) b)

Fig. 1.35. Cele mai scurte cai. a)arc-segment-arc; b) arc-segment-arc

Algoritmul presupune folosirea vectorului AB¯ , vector cu originea în A și cu

orientarea că tre B.

Un algoritm pentru zbor sigur este:

1. se initializeaza AFP-ul în punctul A + r AB

2. se urmeaza calea sigura mai sus mentionata până la limita de siguranta

{xs , ys , unghi(AB)+ π /2}pana cand se intalneste unul dintre evenimentele:

- Senzorii intalnesc o Ținta

- AFP-ul ajunge la {xs , ys }

In ambele cazuri se intra în modul de siguranta(de protectie). în modul de siguranta

AFP- ul zboară în cercuri de raza minima în sens retrograd.

3. dacă {xs , ys }≠B + r AB se asteapta actualizarea datelor legate de {x s , ys } și se

continua cu pasul 2 la actualizarea datelor.


64/85



2. ASPECTE TEHNOLOGICE

2.1. Studiul utilizării materialelor compozite

Materialele compozite sunt materiale formate din două sau mai multe faze la scară

macroscopică a că ror performanţă şi proprietăţi sunt destinate a fi superioare celor ale

materialelor constituente, acţionând independent. Una dintre fazele constituente este

discontinuă , rigidă , numindu-se de "ranforsare", iar faza continuă , cu rigiditate mai scă zută se

numeşte matrice. Uneori, datorită interacţiunilor chimice ale altor efecte de prelucrare, apare o

fază suplimentară - interfaza - la interfaţa dintre ranforsare şi matrice.

Wiskers - urile sunt fibre formate din monocristale filamentare, cu diametre cuprinse

între 1 şi 5µm şi lungimi lf ≤ 500m, foarte scurte lf ≤ 10mm sau scurte cu lf=10-25mm, ori

lungi (lf>25mm), obţinute din diferite materiale: sticlă , carbon, carburi de siliciu, bor, safir,

alumină , ceramică , metale feroase şi neferoase, textile, azbest, poliamide.

Roving-ul este o configuraţie a fibrelor de sticlă obţinută prin ră sucirea tronsoanelor 1,

2, 3. Fiecare tronson poate fi constituit din 6 până la 204 monofibre lungi de sticlă , cudiametrul între 8 şi 14µm, dispuse paralel şi netorsionat, unite între ele cu răşini.

Materialele care intră în structura compozitelor sunt:

- mase plastice;

- fibre sintetice, de sticla, de carbon, de bor, lemnoase, metalice, celulozice etc.

- metale ca Ni, Co, Al, Cr, Ti, W, Ta, Zr, Mo;

- celulozice;

- lemn sub formă de placaje, plă ci aglomerate.

Studiul materialelor compozite este o filozofie a proiectă rii materialului ce ţine seama

de compoziţia optimă de material, pe de o parte şi de proiectarea structurală şi de optimizare

pe de altă parte, în cadrul unui proces interactiv şi concomitent. Ştiinţa materialelor

compozite necesită interacţiuni strânse ale diferitelor discipline, cum ar fi analiza şi

proiectarea structurală , ştiinţa materialelor, mecanica materialelor şi tehnologii de prelucrare.


65/85



Scop

Scopul cercetă rilor în domeniul materialelor compozite constă în atingerea

urmă toarelor obiective:

1. Investigarea caracteristicilor de bază ale constituenţilor precum şi ale materialelor

compozite;2. Optimizarea materialelor pentru condiţiile de funcţionare date;

3. Dezvoltarea unor tehnologii de fabricare şi studiul influenţei acestora asupra

proprietăţilor materialului;

4. Dezvoltarea unor proceduri analitice de determinare a proprietăţilor materialului şi

predicţia comportă rii structurilor în timpul funcţionarii;

5. Dezvoltarea metodelor experimentale de caracterizare a materialelor, analiza

tensiunilor şi analiza defectelor;6. Controlul nedistructiv al integrităţii materialului şi siguranţa în funcţionare;

7. Aprecierea durabilită

proiect uav cheta manuel

Documents