Avion convertible à décollage et atterrissage vertical

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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

7

Quaternion

1 2 3 0

2 30

0

0 0

où: et scalaircos

2 esin

2

1, , ,

T

TT T

qq

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

qq

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

12

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

16

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