الف – پرداخت وجه بحساب وب سایت ایران ترجمه(شماره حساب)ب- اطلاع جزئیات به ایمیل irantarjomeh@gmail.comشامل: مبلغ پرداختی – شماره فیش / ارجاع و تاریخ پرداخت – مقاله مورد نظر --مقالات آماده سفارش داده شده پس از تایید به ایمیل شما ارسال خواهند شد.
قیمت
قیمت این مقاله: 58000 تومان
(ایران ترجمه - Irantarjomeh)
توضیح
بخش زیادی از این مقاله بصورت رایگان ذیلا قابل مطالعه می باشد.
شماره
۳۵
کد مقاله
TEC35
مترجم
گروه مترجمین ایران ترجمه – irantarjomeh
نام فارسی
اصول دینامیکی و کنترلی پرواز هلیکوپتر چهار ملخه
نام انگلیسی
Quadrotor Helicopter Flight Dynamics and Control
تعداد صفحه به فارسی
۵۲
تعداد صفحه به انگلیسی
۲۰
کلمات کلیدی به فارسی
اصول دینامیکی و کنترلی پرواز ، هلیکوپتر چهار ملخه+N28:N36
کلمات کلیدی به انگلیسی
Flight Dynamics and Control; Quadrotor Helicopter
مرجع به فارسی
انستیتوی علوم هوانوردی و فضاپیمایی آمریکا
دپارتمان علوم هوانوردی و فضاپیمایی، دانشگاه استنفورد، ایالات متحده
دپارتمان مهندسی برق و علوم کامپیوتر، دانشگاه کالیفرنیا، برکلی، ایالات متحده
مرجع به انگلیسی
Department of Aeronautics and Astronautics, Stanford University. Department of Electrical Engineering and Computer Sciences, University of California at Berkeley
کشور
ایالات متحده
اصول دینامیکی و کنترلی پرواز هلیکوپتر چهار ملخه
تئوری و آزمایش
هلیکوپترهای ۴ ملخی بعنوان یک پلتفرم معروف برای تحقیقات مرتبط با ادوات هوایی بدون سرنشین (UAV) مطرح می‌باشند که علت آن نیز به واسطه سادگی ساخت و حفظ و نگهداری، قابلیت چرخش بصورت شناور در نزدیک زمین و امکان پرواز و نشستن عمودی (VTOL) می‌باشد. طرح های کنونی غالباً تنها شرایط عملیاتی اسمی‌را در رویه طراحی- کنترل این وسیله مد نظر قرار داده اند. تحقیق جاری سعی خواهد داشت تا نسبت به مخاطب قرار دادن مسائل پیش آمده، به هنگامی‌که به میزان قابل توجهی از وضعیت پرواز بصورت شناور فاصله می‌گیریم، اقدام نماید. با بهره گیری از کمک های تحقیقاتی به منظور اعمال رویه‌های کنترلی در پرواز هلی کوپتر، سه تأثیر مجزای ایرودینامیکی که وابسته به پرواز با بهره‌گیری از چهار ملخ و نشات گرفته از سرعت وسیله، زاویه حمل و طراحی بدنه هواپیما می‌باشند، مورد بررسی قرار می‌گیرند. آنها باعث بروز گشتاورهایی می‌شوند که سبب تأثیر گذاری بر روی کنترل وضعیت و نوسانات پیشرانه خواهند شد، موردی که خود بر کنترل وضعیت تأثیر گذار خواهد بود. در جای ممکن، یک رویه توسعه تئوریکی در ابتدا ارائه می‌گردد و سپس از طریق رویه های اندازه‌گیری سکوی تست پیشرانه و تست های پروازی، با استفاده از بستر آزمایشی وابسته به دانشگاه استنفورد که مبحث هواپیمای ملخی اتوماتیک در کنترل چند عامله (STARMAC) در زمینه هلی کوپترهای ۴ ملخی را تحت پوشش دارد، تحقیقات دنبال خواهد شد. نتایج حاصله باعث ارتقای عملکرد سیستم کنترلر شده است.
هلیکوپتر چهارملخه اصول دینامیکی کنترلی
۱- مقدمه
هلیکوپترهای چهار ملخی بعنوان پرنده‌های ملخ‌دار نوظهور برای پلتفرم‌های ادوات هوایی بدون سرنشین (UAV) مطرح می‌باشند. این وسیله به طور کلی حاوی چهار پروانه یا ملخ بوده که دو جفت تیغه چرخشی- متقابل، همراه با گام ثابت، بر اساس شکل ۱، که در چهار گوشه هواپیما مستقر شده است. بواسطه قابلیت های خاص این سیستم، استفاده از ادوات چهار ملخی اتوماتیک و مستقل برای بهره گیری در کاربردهای گوناگون، هم بعنوان ادوات با کاربرد منفرد و یا تیمی‌شامل نظارت، تحقیقات، نجات و همچنین شبکه های حسگر سیار، مد نظر قرار گرفته اند.
علاقه خاص جامعه تحقیقاتی در زمینه طراحی هواپیمای چهار ملخی را می‌توان به دو مزیت عمده، در مقایسه با ادواتی که قابلیت پرواز و نشستن عمودی (VTOL) UAVS، همانند هلیکوپترها را دارند، نسبت داد. در ابتدا ، هواپیماهای چهار ملخی نیازی به اتصالات کنترلی و مکانیکی پیچیده برای فعالیت پروانه یا ملخ را نداشته و در مقابل متکی به ملخ‌هایی با گام ثابت و همچنین بهره گیری از نوسان در سرعت موتور برای کنترل سیستم می‌باشند. چنین تکنیکی باعث ساده سازی طراحی و حفظ و نگهداری این سیستم خواهد شد. در وهله دوم، استفاده ازچهار ملخ این اطمینان را به وجود خواهد آورد که پروانه‌ها بصورت واحد از نظر قطر کوچکتر از پروانه اصلی هم ارز آنها در یک هلیکوپتر، به طور نسبی با توجه به اندازه بدنه، خواهند بود. بنابراین، تکنیک استفاده از ملخ‌های مستقل، انرژی سینیتیک یا حرکتی کمتری را در طی پرواز ذخیره ساخته و سبب تسکین خطر پیش آمده برای پروانه ها در صورت احتمال برخورد با هرگونه شیئ خواهد شد. بعلاوه، از طریق جا دادن پروانه ها در یک قالب خاص، می‌توان از شکسته شدن آنها در طی برخورد با موانع مختلف محفاظت نمود و همچنین امکان صدمه دیدگی در طی پرواز داخل سالنی و یا پرواز در محیطی که دارای موانع متراکم زیادی است، چه بوسیله عدم هدایت متناسب اپراتورها و چه بواسطه محیط اطراف، کمتر خواهد شد. چنین مضمونی مزیت های ایمنی قالب توجهی را به بار خواهد آورد و سبب تسریع در طراحی و تست فرایند پرواز خواهد شد که بر این مبنا می‌توان این تست را در داخل یک محیط بسته به وسیله خلبان‌های بی تجربه همراه با یک زمان برگشت کوتاه برای انجام عملیات ریکاوری ناشی از حوادث انجام داد.
هلیکوپتر چهارملخه اصول دینامیکی کنترلی
۲- سابقه
با وجود آنکه اولین پرواز پرندگان چهار ملخه در دهه ۱۹۲۰ انجام شد، هیچگونه رویه عملی در مبحث تولید این پرنده‌ها تاکنون بواسطه مشکل کنترل چهار موتور به صورت همزمان با پهنای باند کافی مد نظر قرار نگرفته است. تنها هلی کوپتر دارای سرنشین که توانست بر تأثیرات زمین غالب آمده و به صورت موفقیت آمیزی در سال۱۹۶۳ پرواز کند تحت عنوان Curtiss-Wright X-19A خوانده شده است، با این وجود این نمونه از یک سیستم تقویت ثبات بی بهره بوده و براین مبنا قابلیت کاهش بار کاری خلبان را نداشته و تقریباً از حالت شناوری ثابت بی‌بهره بوده و بدین سان رویه توسعه آن در مرحله نمونه متوقف گردید. اخیراً، پیشرفت هایی در زمینه قابلیت های ریز پردازنده‌ها و سیستمهای میکرو الکترومکانیکی (MEMS) حسگرهای ماندی (لختی) باعث شده است تا بتوان از ادوات چهار پره‌ای با بهره‌گیری از سیستمهای کنترل رادیویی مطلوب (RC) نظیر Roswell flyer (HMX-4) و Draganflyer استفاده نمود که شامل سیستم های تقویت پایداری نیز می‌باشند که خود باعث می‌گردد تا پرواز با قابلیت بیشتری همراه با کنترل از راه دور بوسیله خلبانان مؤثر شود.
…
هلیکوپتر چهارملخه اصول دینامیکی کنترلی
۳- رویه های آزمایشی
ادوات آزمایشی شامل دو جزء اصلی می‌باشند: یک سکوی تست پیشرانه و یک هواپیمای چهار ملخه نمونه، STARMAC II. سکوی تست پیشرانه به ما اجازه خواهد داد تا تحقیقات خود را به سمت موتورها و ملخ های واحد هدایت نماییم که با توجه به شرایط مختلف پروازی، همراه با امکان بهره گیری از آزمایشات STARMAC II به صورت یک سیستم چهار ملخه واقعی در محیط های بستر پروازی داخل سالنی و بیرونی مد نظر می‌باشند. این بخش جزئیات مربوط بدین دو سیستم را ارائه می‌دهد.
الف. سکوی تست پیشرانه
به منظور ارزیابی ویژگی های موتور و ملخ، یک سکوی تست پیشرانه همانند شکل ۲ توسعه یافت. این سکو اقدام به اندازه گیری نیروها و گشتاورهای مرتبط با استفاده از یک سلول باری می‌نماید. نقطه نصب بر روی سطح قابل تنظیم می‌باشد تا انکه اجازه دهد تا حساسیت بار بصورت متغیر حفظ شود. یک ریز پردازنده Atmel نیز تحت برنامه ریزی قرار گرفت تا آنکه قابلیت کنترل موتور از طریق خروجی‌های مدلاسیون پهنای پالس(PWM) وجود داشته باشد و همچنین بتوان اقدام به حاصل آوردن ورودی‌های آنالوگ از سلول باریک، حسگر جریان و ولتاژ باتری نمود.
رابط های برد ریز پردازنده با یک سیستم اکتساب داده بر روی کامپیوتر شخصی قرار گرفته تا قابلیت اعمال تست های اتوماتیک وجود داشته باشد و بتوان رویه های سنجشی را با احتساب۴۰۰ نمونه در ثانیه انجام داد که بخوبی سریعتر از فرکانس نایکوئیست در زمینه اندازه‌گیری تأثیرات چرخشی ملخ می‌باشد. جهت اعمال برخی از موارد آزمایشی باد اضافی با استفاده از فن به کار گرفته شد. سرعتهای باد با استفاده از باد سنج کسترال۱۰۰۰ (Kestral) بادقت اندازه گیری ۳% محاسبه شد.
ب. پرنده چهار ملخه STARMAC II
پرنده‌های STARMAC به گونه‌ای طراحی شده‌اند تا پنج مورد ازضروریات اصلی را تأمین نمایند.
عملیات ایمن و ساده در هر دو محیط داخلی و بیرونی.
کنترل موقعیت اتوماتیک و رهگیری خط سیر
درک محیطی از طریق حسگرهای مختلف
برقراری ارتباطات با ادوات متعدد و ایستگاه زمینی.
پیاده سازی الگوریتم های مختصات چند ابزاره بر روی هواپیما.
هلیکوپتر چهارملخه اصول دینامیکی کنترلی
۴- دینامیک پرنده
حالت انحراف دینامیک غیر خطی در مختصات ماندی و بدنه شمال- جنوب- پایین (NED) انجام شد. اجازه دهید تا معرف بردارهای این سیستم در امتداد محورهای ماندی مرتبط باشند و نیز معرف بردارهای واحد در امتداد محورهای بدنه مرتبط همانند شکل ۴ باشند. زوایای اولر به ترتیب برای محورهای بدنه ، با توجه به محورهای و ، می‌باشند و بعنوان غلطش، گام و انحراف شناخته می‌شوند. بردار واحد مسیر سرعت جاری در مختصات لختی می‌باشد و مشخص کننده مختصات مرتبط با است که بعنوان پارامترهای طولی، عرضی و عمودی خوانده می‌شوند.
هلیکوپتر چهارملخه اصول دینامیکی کنترلی
۵- تاثیرات ایرودینامیکی
با وجود آنکه دینامیک پرندگان چهار ملخه غالباً بر مبنای مدل سازی دقیق به صورت خطی برای کنترل وضعیت و ارتفاع تصور می‌شود، این فرضیه تنها برای سرعت های پایین منطقی خواهد بود. حتی در سرعت های معتدل، تاثیر اثرات ایرودینامیکی که ناشی از نوسان در سرعت هوا می‌باشد قابل توجه خواهد بود. این بخش بر روی چهار تاثیر اصلی تمرکز دارد، که سه مورد از آنها قابل سنجش بوده و در تعامل با مدل ایرودینامیک غیر خطی این پرندگان در مبحث ارزیابی و کنترل مد نظر می‌باشند و یکی از آنها که منجر به جریان هوای ناپایدار می‌گردد را باید بر مبنای طراحی های مجدد ساختاری مورد بازنگری قرار دارد.
الف. مجموع پیشرانه
توان القایی به عنوان ورودی توان مورد نیاز جهت ایجاد سرعت القایی مد نظر می‌باشد. به هنگامی‌که هواپیمای ملخ دار یک حرکت انتقالی را انجام می‌دهد و یا اینکه زاویه هجومی را تغییر می‌دهد، ضروریت مرتبط با توان القایی این پرنده نیز تغییر خواهد نمود. توجه داشته باشید که مجموع سرعت جریان آزاد، شامل سرعت انتقالی و سرعت باد محیطی خواهد بود. جهت حصول تاثیر سرعت جریان آزاد بر روی توان القایی، از بقای اندازه حرکت، سرعت القایی، ، برای یک پرنده ایده آل را می‌توان از طریق حل معادله ذیل بدست آورد:
ب. فلپینگ تیغه (حرکت تیغه های چرخشی حول افق)
دومین تأثیر ایرودینامیکی که دارای اثر مهمیبر روی دینامیک پرندگان ۴ ملخه می‌باشد اثری تحت عنوان «فلپینگ تیغه» یا حرکت تیغه‌ها حول محور افق می‌باشد. در پرواز انتقالی، تیغه های پیشرو یک ملخ در بردارنده یک سرعت مؤثر بالاتر در تناسب با هوا می‌باشد، در حالی که تیغه های پس رونده شاهد یک تأثیر سرعت کمتری خواهند بود. این امر منجر به تفاوت در صعود بین دو ملخ می‌شود و خود سبب خواهد شد که تیغه های ملخ دارای یک حرکت نوسانی بالا پایین در هر چرخش گردند. این حالت فلپینگ یا نوسان تیغه ها سبب خواهد شد تا سطح ملخ از مسیر حرکت به صورت متمایل به عقب در آمده و حالت نوسان یا کج شدگی به وجود آید که دارای تأثیرات مختلفی بر روی دینامیک این پرنده خواهد بود، علی الخصوص بر روی ثبات سیستمی‌‌و وضعیت پرنده تأثیر گذار می‌باشد. به همین دلیل در بخش ذیل تأثیرات هر یک از ملخ ها به صورت مجزا مورد توجه قرار خواهند گرفت، بر این مبنا جهت سهولت خوانده شدن اطلاعات مربوط به شاخص ملخ، زیر نویسi، بصورت تلویحی وجود داشته اما بصورت نوشتاری مشخص نشده است. حالت نوسان روبه عقب سطح ملخ به وجود آورنده یک پیشرانه طولی،، می‌باشد.
ج. آشفتگی جریان هوا
طراحی چارچوب بدنه STARMAC II تحت اعمال چندین رویه اصلاحی قرار گرفت که در این زمینه باید سپاسگذار اتصالات پلاستیکی قابل پیکربندی مجدد و آسان بود. چارچوب اولیه از پوشش‌های محافظتی بهره برده و روتورها، با توجه به انسدادهای ساختاری زیر ملخ ها، نزدیکتر با مرکز قرار گرفتند. بر این مبنا، مشخص شد که برخورد جریان های حلقوی باد به بدنه هواپیما دارای تأثیر مهمیبر روی ثبات وضعیت پرنده می‌باشد. طبیعت تصادفی نیروهای این جریان‌های گردابی منجر می‌شود تا امر کنترل پیشرانه از طریق سیستم کنترلی تفاضلی با مشکل مواجه شود.
هلیکوپتر چهارملخه اصول دینامیکی کنترلی
۶- نتایج پرواز
این بخش اقدام به ارائه نتایج پرواز حاصل آمده از پارامترهای مربوط به وضعیت، ارتفاع و کنترل موقعیت بر روی پرنده ۴ ملخه STARMAC می‌نماید. قوانین کنترلی که برای این تست های پروازی به کار گرفته شده اند، رویه های ایرودینامیکی فوق همانند پارامترهای اغتشاش را در نظر می‌گیرند، با این حال با استفاده از تکنیک هایی نظیر بازخورد شتاب سنج، پیشرانه حاصل آمده را می‌توان به صورت مستقیم با مقدار مطلوب کنترل نمود. گسترش طراحی کنترلی، جهت اعمال رویه‌های کنترل و هدایت متناسب در زمینه تأثیرات ایرودینامیکی مشخص شده، همچنان بعنوان یک مبحث قابل بررسی برای تحقیقات آتی باقی می‌ماند.
الف. کنترل وضعیت پرواز
در سرعت های پایین و همراه با اغتشاش های ایرودینامیکی اندک ( به طور مثال در پرواز داخل سالنی)، کنترل PID دارای کفایت کامل جهت اعمال رهگیری مناسب وضعیت و اجرای دستورات صادره می‌باشد، چرا که این وسیله قابلیت تقریب یک انتگرال گیر دوبل با یک تأخیر مرتبه اول از دینامیک موتور را دارا می‌باشد. برای تست اولیه پرواز داخل سالنی با STARMAC، رویه رهگیری مناسبی حتی بدون کاربرد یک انتگرال گیر برای گام و پیچش حاصل آمده ( شکل۱۱) که خود سبب بروز خطاهای رهگیری در مرتبه شده است.
ب. کنترل ارتفاع پرواز
کنترل ارتفاع بوسیله یک ابزار کنترلر خطی با بهره شتاب عمودی و همچنین عبارات معمول PID فراهم شده است. بطور کلی، اثبات شده است که این کنترلر به صورت بسیار موثری در زمینه کنترل ارتفاع عمل می‌نماید، با این حال می‌توان عملکرد آن را از طریق فیلتراسیون بهتر سیستم خواندن ارتفاع ماورای صوت ارتقاء داد (شکل ۱۳الف). این سیستم می‌بایست فراهم آورنده یک حالت استهلاک قدرتمند و فعال و به هنگامی باشد که با نزول سرعت روبرو می‌باشیم. در غیر این صورت، نوسانات ارتفاع به نظر بواسطه افت آشکار در پیشرانه، در طی سرعتهای نزولی اندک، همانگونه که بوسیله نتایج مدل سرعت القایی پیش بینی گردیده است، رخ می‌دهد. با این وجود با توجه به استهلاک شدید، این تاثیر همانگونه که در شکل ۱۳ الف نشان داده شده است کاهش می‌یابد . از طریق کاربرد کنترل بازخورد بر روی شتاب عمودی که بوسیله IMU ارزیابی شده است، نوسان در پیشرانه را می‌توان به عنوان یک آشفتگی مد نظر داشته و بر این مبنا می‌توان از طریق یک کنترلر تناسبی قدرتمند آن را کنترل نمود.
ب. کنترل موقعیت پرواز
کنترل موقعیت که در حال حاضر با استفاده از یک طراحی کنترلر PID اعمال می‌شود سبب اعمال پارامترهای غلطشی و گام می‌گردد. واژگونی پرنده در هر مسیر سبب می‌شود تا جزء بردار پیشرانه به سمت آن مسیر هدایت شود، بنابراین دستورات مرتبط با پارامترهای غلطشی و گام به صورت مستقیم در قیاس با دستورات شتاب در سطح X وY خواهد بود. شکل۱۴ معرف یک پرواز داخل سالنی متعارف با استفاده از این طرح کنترلی می‌باشد. این پرنده قابلیت ثابت ماندن یا شناوری در فضای داخلی در یک دایره به شعاع ۴۰ سانتی متر را دارا می‌باشدکه قابل قیاس با عملکرد یک اپراتور انسانی با استفاده از جوی‌استیک یا دسته کنترل جهت اعمال پارامترهای غلطشی و گام است. با این وجود، رویه های کنترلی کنونی قابلیت کمی جهت رد اغتشاشات ناشی از باد و تأثیرات سرعت انتقالی را دارا می‌باشند.
هلیکوپتر چهارملخه اصول دینامیکی کنترلی
۷- نتیجه گیری
هلیکوپترهای ۴ ملخه بعنوان یک ابزار قابل توجه در بستر آزمایشی مرتبط با توسعه هواپیماهای بدون سرنشین (UAV) کوچک به شمار می‌آیند، اما سیستم های ایرودینامیکی آنها پیچیده بوده و لازم است تا آنها را به دقت مدلسازی نمود تا آنکه بتوان از یک رویه کنترل پیشرانه دقیقی بهره برد. با وجود آنکه نتایج کنترلی بسیار خوبی در تحقیقات قبلی گزارش شده است، این موارد عمدتاً بر روی سیستم های پیشرانه ساده در سرعت های اندک متمرکز شده اند و غالباً محیط های داخل سالنی کنترل شده را شامل می‌شوند. در این مقاله، تعدادی از مسایل مشاهده شده در خصوص پرواز هواپیمای ۴ ملخه در سرعتهای بالاتر و در حضور آشفتگی های مربوط به باد را مورد خطاب قرار داده ایم. علاوه براین، نیروهای حاصله و گشتاورهای اعمالی را از طریق تأثیرات ایرودینامیکی مد نظر داده و اثر آنها بر روی کنترل وضعیت و ارتفاع را مورد بررسی قرار داده ایم. بعلاوه، میزان تاثیر آنها با استفاده از داده های حاصله از رویه های سنجشی استاتیک و داده های پروازی از هواپیمای ملخ دار STARMAC II را تحت پوشش قرار دادیم. این نتایج نشان دهنده آن می‌باشند که مدلهای کنونی و تکنیک های کنترلی جاری برای حاصل آوردن یک سیستم رهگیری پیشرانه دقیق پر سرعت و در شرایط غیر کنترل شده ناکافی می‌باشند. ملاحظه دقیق این آشفتگی ها به ما اجازه خواهد داد تا بتوانیم نسبت به ارتقای پیکربندی فیزیکی و طراحی کنترل هواپیمای ۴ ملخه STARMAC II اقدام نماییم و براین مبنا عملکرد رهگیری وضعیت و ارتفاع را ارتقا بخشیده و بتوانیم قابلیت کنترلی و پرواز ثابت و پایدار در سرعت های بیشتر و در حضور بادهای تند را بدست آوریم. این تحقیق می‌بایست روزنه‌ای را بسوی ارتقای سیستم های پروازی شناور اتوماتیک و رهگیری پیشرانه در آینده‌ای نزدیک به روی ما باز نماید و بنابر این می‌توان آن را بعنوان راهنمای اغلب سیستم های کاربردی، که بر مبنای بستر آزمایشی STARMAC شکل گرفته‌اند، بکار گرفت.
لطفا به جای کپی مقالات با خرید آنها به قیمتی بسیار متناسب مشخص شده ما را در ارانه هر چه بیشتر مقالات و مضامین ترجمه شده علمی و بهبود محتویات سایت ایران ترجمه یاری دهید.
