マルチコプターエアロダイナミクス:ヘキサコプター上の推力の特徴付け
このプロトコルはヘキサコプターの推力および空気力学を特徴付けます。この実験では、ヘキサコプターに市販の市販部品を使用し、詳細を表2に示します。フライトコントローラーでは、ヘキサコプターに発行された個々のモーターコマンドを制御する柔軟性を提供するオープンソースのオートパイロット、Librepilot 9を選択しました。
ロードセルとヘキサコプターを取り付けるためのテストスタンドは、積層合板を使用して社内で製造され、図2に示されています。テストスタンドを設計する際には、マルチコプターの攻撃角度を正確に調整し、モータの操作中に発生する曲げ力や振動に耐えるには十分に剛性が必要です。
6 軸ロード セルはテスト スタンドに取り付けられ、データ集録ボードに接続されています(図 3に示す)。エアロダイナミクスと推力は、ロードセルによってヘキサコプターのボディフレームに感知されます。ひずみゲージデータは、信号コンディショナーを通過します。データ集録(DAQ)ボードは、ロードセルメーカーが提供するキャリブレーション手順を使用してアナログ力とトルクコンポーネントを取得します。DAQボードは、これらの値を高速バッファに格納し、後で永続ディスクに保存します。
このプロトコルについては、まず、個々のモータによって生成される力を決定する。次に、裸の機体に作用する力を決定し、続いて、モータRPMコマンドの関数としてヘキサコプター全体によって生成される力を決定します。テストごとにすべてのモータに同じ RPM コマンドを発行します。
1. ダイナモメーター実験
ダイナモメーターは推力、トルク、RPM、電池電圧および電流を含む変数の直接測定を可能にする。電力、機械的電力、モータ効率などのパラメータは、方程式 (3)、(4)、および (5) から導き出すことができます。
- USB コネクタを使用してダイナモメーターを DAQ コンピュータに接続します。
- ダイナモメーターで提供されるグラフィカル ユーザー インターフェイス (GUI) を実行します。
- 提供される画面上の指示に従ってダイナモメーターを校正します。プロンプトが表示された場合は、ウェイトと既知のレバーアームを使用します。
- ダイナモメーターテストスタンドにモーターを取り付けます。
- 図 4 に示すように、プロペラをプーラー(トラクター)構成に取り付けます。
- バッテリーをダイナモメーターに接続します。
- Cクランプを使用してダイナモメーターをワークベンチにしっかりと固定します。
- ステップ入力プログラムを実行し、推力、トルク、モータRPM、モータ電流、パルス幅変調(PWM)「スロットル」コマンドを含む測定パラメータを記録します。
2. 静的推力試験
- 取り付けネジを使用して、ロードセルテストスタンドのヘキサコプターを固定します。
- データ集録システム(DAQ)を開き、ロードセルひずみゲージバイアスプログラムを実行します。
- マイクロUSBケーブルを使用してヘキサコプターフライトコントローラをコンピュータに接続し、グランドコントローラステーション(GCS)ソフトウェアを開きます。
- 電源装置をヘキサコプターに接続します。
- GCS の [構成] タブ -> 出力を選択します。すべてのモータをリンクし、出力のライブテストを確認します。
- 目的のスロットル コマンドを 1300 ミリ秒に設定します。
- システムを数秒間安定させ、DAQ プログラムを実行してロード セルからデータを収集します。
- データ収集が完了したら、モータを停止します。
- 手順 3 を繰り返します。スロットル コマンド 1500 ミリ秒と 1700 ミリ秒の場合は 6 ~ 3.8 です。
- DAQシステムに保存されたデータをデータ処理コンピュータと長期ストレージに転送します。
3. 動的推力試験
一連の風洞試験を実施して、ヘキサコプターの線形空力力(主に揚力とドラッグ)を、さまざまな対気速度と入射角にわたって特徴付け、解析します。風洞実験中、ヘキサコプターは安定した飛行状態にあると仮定される。したがって、ヘキサコプター速度ベクトルの大きさは対気速度と同じであり、ワールドフレームでは水平であると仮定されます。揚力とドラッグ力は、主にヘキサコプターの周囲の空気の流れに起因します。リフトとドラッグの力は、ヘキサコプター上の総リフトと総ドラッグを特徴付けることを想定しています。側力はごくわずかです。
この実験で行われる実験手順は、フォスター10およびラッセル11で報告されたものと類似している。風洞試験中、ヘキサコプターは、すべてのテストを通じて一貫した電力と電圧レベルを保証するために、建物(AC)電源に接続された電源コンバータによって駆動されました。高RPMのモータは、かなりの電流を消費する可能性があります。動作中にワイヤ全体に顕著な電圧降下を防ぐために、低ゲージと短い長さのワイヤを使用してください。
- ロードセルテストスタンドにヘキサコプターを取り付けます。
- ロードセルを DAQ コンピュータに接続し、静的推力テストで説明した手順を使用してヘキサコプターを GCS に接続します。
- テストスタンドをCクランプで風洞の基部に固定します。
- マルチコプターが風洞の壁、床、天井を十分にクリアして、自由な流れの乱れや反射を最小限に抑えるようにしてください。
- ピトー管をヘキサコプターから数フィート離れた場所に取り付け、邪魔されない気流をサンプリングします。ピトー圧力センサをDAQシステムに接続します。
- テストスタンドのヒンジジョイントを調整して、ヘキサコプターのピッチ角度を0°に設定します。風洞では、ヘキサコプターのピッチ角度と攻撃角度は同じです。
- バイアスプログラムを実行して、ロードセル電圧バイアスを確立します。
- 風洞を風速 2.2 m/s に初期化します。
- 自由流流速が所望の値に落ち着いたら、ヘキサコプターモーターをオフにしてロードセルからベースラインFT測定値を収集します。
- スロットル コマンドを 1300 ミリ秒に初期化し、FT およびピトー データを収集する前に、風洞内の対気速度を落ち着かせてください。
- 1500 ミリ秒と 1700 ミリ秒のスロットル コマンドの場合は、手順 3.7 ~ 3.9 を繰り返します。
- 表 1 に示すように、異なるヘキサコプターピッチ角度と風洞対気速度値に対して手順 3.5 ~ 3.10 を繰り返します。
ソース:プラシン・シャルマとエラ・M・アトキンス、ミシガン大学航空宇宙工学科、アン・アーバー、ミシガン州
マルチコプターは、さまざまな趣味や商用アプリケーションで人気が高まっています。それらはクワッドコプター(4つのスラスター)、ヘキサコプター(6つのスラスター)およびオクトコプター(8つのスラスター)構成として一般に利用できる。ここでは、マルチコプター性能を特徴付ける実験過程について述べた。推進ユニットの冗長性を提供するモジュラー小型ヘキサコプタープラットフォームがテストされます。個々の静的モーターの推力はダイナモメーターおよびさまざまなプロペラおよび入力コマンドを使用して決定される。この静的推力はモータRPMの関数として表され、そこでRPMはモータパワーと制御入力から決定されます。ヘキサコプターは5'x 7'低速再循環風洞のロードセルテストスタンドに取り付けられ、その空力挙動力およびドラッグ力の部品はさまざまなモーター信号、自由流れの流れの速度および攻撃の角度の飛行中に特徴付けられた。
この研究では、衣者1で報告されているように、運動(推進ユニット)故障に対する弾力性があるため、ヘキサコプターが選ばれました。推進システムの冗長性に加えて、安全な飛行、特に過密地域のミッションのために、高信頼性コンポーネントの選択も必要です。Ampatis2では、モーター、ブレード、バッテリー、電子スピードコントローラなどのマルチコプター部品の最適な選択について議論しています。同様の研究は、ミッション要件を満たすためにプロペラシステムの適切な選択に焦点を当てたBershadsky3でも報告されています。コンポーネントの冗長性と信頼性に加えて、飛行エンベロープの制限を確実にし、最も効率的な設計を選択するためには、車両の性能を理解することも不可欠です。
このプロトコルはヘキサコプターの推力および空気力学を特徴付けます。この実験では、ヘキサコプターに市販の市販部品を使用し、詳細を表2に示します。フライトコントローラーでは、ヘキサコプターに発行された個々のモーターコマンドを制御する柔軟性を提供するオープンソースのオートパイロット、Librepilot 9を選択しました。
ロードセルとヘキサコプターを取り付けるためのテストスタンドは、積層合板を使用して社内で製造され、図2に示されています。テストスタンドを設計する際には、マルチコプターの攻撃角度を正確に調整し、モータの操作中に発生する曲げ力や振動に耐えるには十分に剛性が必要です。
6 軸ロード セルはテスト スタンドに取り付けられ、データ集録ボードに接続されています(図 3に示す)。エアロダイナミクスと推力は、ロードセルによってヘキサコプターのボディフレームに感知されます。ひずみゲージデータは、信号コンディショナーを通過します。データ集録(DAQ)ボードは、ロードセルメーカーが提供するキャリブレーション手順を使用してアナログ力とトルクコンポーネントを取得します。DAQボードは、これらの値を高速バッファに格納し、後で永続ディスクに保存します。
このプロトコルについては、まず、個々のモータによって生成される力を決定する。次に、裸の機体に作用する力を決定し、続いて、モータRPMコマンドの関数としてヘキサコプター全体によって生成される力を決定します。テストごとにすべてのモータに同じ RPM コマンドを発行します。
1. ダイナモメーター実験
ダイナモメーターは推力、トルク、RPM、電池電圧および電流を含む変数の直接測定を可能にする。電力、機械的電力、モータ効率などのパラメータは、方程式 (3)、(4)、および (5) から導き出すことができます。
- USB コネクタを使用してダイナモメーターを DAQ コンピュータに接続します。
- ダイナモメーターで提供されるグラフィカル ユーザー インターフェイス (GUI) を実行します。
- 提供される画面上の指示に従ってダイナモメーターを校正します。プロンプトが表示された場合は、ウェイトと既知のレバーアームを使用します。
- ダイナモメーターテストスタンドにモーターを取り付けます。
- 図 4 に示すように、プロペラをプーラー(トラクター)構成に取り付けます。
- バッテリーをダイナモメーターに接続します。
- Cクランプを使用してダイナモメーターをワークベンチにしっかりと固定します。
- ステップ入力プログラムを実行し、推力、トルク、モータRPM、モータ電流、パルス幅変調(PWM)「スロットル」コマンドを含む測定パラメータを記録します。
2. 静的推力試験
- 取り付けネジを使用して、ロードセルテストスタンドのヘキサコプターを固定します。
- データ集録システム(DAQ)を開き、ロードセルひずみゲージバイアスプログラムを実行します。
- マイクロUSBケーブルを使用してヘキサコプターフライトコントローラをコンピュータに接続し、グランドコントローラステーション(GCS)ソフトウェアを開きます。
- 電源装置をヘキサコプターに接続します。
- GCS の [構成] タブ -> 出力を選択します。すべてのモータをリンクし、出力のライブテストを確認します。
- 目的のスロットル コマンドを 1300 ミリ秒に設定します。
- システムを数秒間安定させ、DAQ プログラムを実行してロード セルからデータを収集します。
- データ収集が完了したら、モータを停止します。
- 手順 3 を繰り返します。スロットル コマンド 1500 ミリ秒と 1700 ミリ秒の場合は 6 ~ 3.8 です。
- DAQシステムに保存されたデータをデータ処理コンピュータと長期ストレージに転送します。
3. 動的推力試験
一連の風洞試験を実施して、ヘキサコプターの線形空力力(主に揚力とドラッグ)を、さまざまな対気速度と入射角にわたって特徴付け、解析します。風洞実験中、ヘキサコプターは安定した飛行状態にあると仮定される。したがって、ヘキサコプター速度ベクトルの大きさは対気速度と同じであり、ワールドフレームでは水平であると仮定されます。揚力とドラッグ力は、主にヘキサコプターの周囲の空気の流れに起因します。リフトとドラッグの力は、ヘキサコプター上の総リフトと総ドラッグを特徴付けることを想定しています。側力はごくわずかです。
この実験で行われる実験手順は、フォスター10およびラッセル11で報告されたものと類似している。風洞試験中、ヘキサコプターは、すべてのテストを通じて一貫した電力と電圧レベルを保証するために、建物(AC)電源に接続された電源コンバータによって駆動されました。高RPMのモータは、かなりの電流を消費する可能性があります。動作中にワイヤ全体に顕著な電圧降下を防ぐために、低ゲージと短い長さのワイヤを使用してください。
- ロードセルテストスタンドにヘキサコプターを取り付けます。
- ロードセルを DAQ コンピュータに接続し、静的推力テストで説明した手順を使用してヘキサコプターを GCS に接続します。
- テストスタンドをCクランプで風洞の基部に固定します。
- マルチコプターが風洞の壁、床、天井を十分にクリアして、自由な流れの乱れや反射を最小限に抑えるようにしてください。
- ピトー管をヘキサコプターから数フィート離れた場所に取り付け、邪魔されない気流をサンプリングします。ピトー圧力センサをDAQシステムに接続します。
- テストスタンドのヒンジジョイントを調整して、ヘキサコプターのピッチ角度を0°に設定します。風洞では、ヘキサコプターのピッチ角度と攻撃角度は同じです。
- バイアスプログラムを実行して、ロードセル電圧バイアスを確立します。
- 風洞を風速 2.2 m/s に初期化します。
- 自由流流速が所望の値に落ち着いたら、ヘキサコプターモーターをオフにしてロードセルからベースラインFT測定値を収集します。
- スロットル コマンドを 1300 ミリ秒に初期化し、FT およびピトー データを収集する前に、風洞内の対気速度を落ち着かせてください。
- 1500 ミリ秒と 1700 ミリ秒のスロットル コマンドの場合は、手順 3.7 ~ 3.9 を繰り返します。
- 表 1 に示すように、異なるヘキサコプターピッチ角度と風洞対気速度値に対して手順 3.5 ~ 3.10 を繰り返します。
マルチコプターは、1つのメインローターを備えた従来のヘリコプターとは対照的に、複数のローターを備えた小型の航空機です。従来のヘリコプターのローターはピッチが可変であるため、パイロットは揚力とステアリングを制御できます。ただし、マルチコプターは固定ピッチローターに依存しています。時計回りに回転するものもあれば、反時計回りに回転するものもあります。飛行は、1つ以上のローターの速度を変えることによって制御されます。たとえば、このヘキサコプターでは、すべてのプロペラが同じ速度で動作します。これにより、ホバリングするのと同じ推力が生成されます。
固定翼機と同様に、ヘキサコプターの姿勢は、ピッチ軸、ロール軸、ヨー軸の3つの軸について記述されます。ヘキサコプターは、ピッチ軸の片側のプロペラの速度を上げ、反対側のプロペラの速度を下げて、ピッチ軸を中心に制御できます。これにより、両側の間に推力差が生じます。後部プロペラで推力が増加し、前部プロペラで推力が減少すると、ヘキサコプターは前方にピッチします。
同様に、ヘキサコプターも同様にロール軸を中心に制御できます。これにより、左右に動きます。これは、一方の側のプロペラの速度を上げ、もう一方の側のプロペラの速度を遅くすることによって行われます。
機首方位角を変更するヨー制御は、時計回りのプロペラ回転トルクと反時計回りのプロペラ回転トルクのバランスをとることで実現します。反時計回りのプロペラを時計回りのプロペラよりも速く回転させることにより、反対の正味の反応により、ヨー軸を中心に時計回りの回転が誘発されます。
示されている式を使用して、各プロペラユニットの推力とトルクを計算できます。ここで、Tは生成される推力、CTは推力係数、タウはトルク、CQはトルク係数、オメガはRPM単位の回転速度です。電力入力と機械出力は、どちらも次の式を使用して計算できます。次に、電気的および機械的動力を使用して、プロペラモーターの効率を決定します。2つの係数は、電気動力と機械動力とともに、実験から得られたデータを使用して計算されます。
このラボでは、テストスタンドに取り付けられたロードセルを使用して、ヘキサコプターの空力力と推力を計算する方法を示します。次に、風洞を使用して、さまざまな風速での揚力と抗力を特徴付けて分析します。
この実験を開始するには、ダイナモメーターを使用して、1つのプロペラのパラメータを測定および計算します。まず、データ収集システムを搭載したダイナモメーターを入手します。ダイナモメータシステムに付属のグラフィカルユーザーインターフェースを実行します。モーターをダイナモメーターテストスタンドに取り付け、すべてのデバイスワイヤーを接続します。次に、画面の指示に従って、ウェイトとプロンプトが表示されたら既知のレバーアームを使用してシステムをキャリブレーションします。
キャリブレーションが完了したら、プロペラを「プーラー」に取り付けますか?構成。実験を実行する前に、ダイナモメータがCクランプを使用してワークベンチにしっかりと固定されていること、およびプレキシガラスの保護壁の後ろに配置されていることを確認してください。
次に、バッテリーをダイナモメーターに接続します。ステップ入力プログラムを実行し、パルス信号を使用してDCモーターに電力を供給します。プログラムは、測定された推力、トルク、モーターRPM、モーター電流、および変調スロットルコマンドによるパルスを記録します。
実験のこの部分では、風洞壁からの乱れを避けるために、風洞の外側のロードセルを使用してヘキサコプターからの推力を測定します。
まず、取り付けネジを使用してヘキサコプターをロードセルテストスタンドに固定します。次に、データ・アクイジション・システムを開き、ロード・セル歪みゲージ・バイアス・プログラムを実行して、バイアス・ロードセルの値をすべて削除します。ヘキサコプターフライトコントローラーをマイクロUSBケーブルを使用してコンピューターに接続し、電源をヘキサコプターに接続します。
次に、地上管制局プログラムを開きます。[構成]タブで、右側のチェックマークをクリックしてすべてのモーターをリンクします。出力チャンネルスライダーを1,300マイクロ秒で目的のスロットルコマンドに移動します。システムを数秒間安定させてから、プログラムを実行してロードセルからデータを収集します。
プログラムが完了したら、地上コントローラーステーションの出力チャンネルスライダーを左に動かしてモーターを停止します。1,500 マイクロ秒と 1,700 マイクロ秒のスロットル コマンドでテストを繰り返します。次に、モーターを停止し、すべてのデータをフラッシュドライブに転送して、次のテストの風洞測定のベースラインとして使用します。
実験の次の部分では、気流のある風洞内で行われることを除いて、同じテストを実施します。まず、ヘキサコプターをロードセルテストスタンドに取り付けます。次に、ロードセルをデータ収集コンピューターに接続し、ヘキサコプターを地上制御ステーションに接続します。Cクランプを使用してテストスタンドを風洞の基部に固定し、ヘキサコプターが風洞の壁、床、天井から離れていることを確認して、自由流の流れの乱れを最小限に抑えます。
次に、工業用テープを使用して風洞内に2本のピトー管を取り付け、ヘキサコプターから数フィート離れた場所に配置して、乱れない空気の流れをサンプリングします。次に、ヘキサコプターのピッチ角を0に設定しますか?テストスタンドのヒンジジョイントを調整します。次に、風洞を閉じます。
ピトー管センサーをデータ収集システムに接続します。次に、バイアスプログラムを実行して、ロードセルの電圧バイアスを確立します。次に、風洞を初期化し、風速を約 430 ft/min、つまり 2 に設定します。2メートル/秒。自由流の流速が目的の値に落ち着いたら、ヘキサコプター モーターをオフにしてロード セルからベースライン リフトとドラッグの読み取り値を収集します。
次に、スロットル コマンドを 1,300 マイクロ秒に初期化して、ヘキサコプター モーターをオンにします。風洞内の風速を安定させてから、ロードセルとピトー管から読み取り値を収集します。次に、ヘキサコプターのピッチ角と風洞の対気速度を変えて、3 つのスロットル コマンド設定についてテストを繰り返します。複雑さを軽減するために、常にゼロヨー角が維持されました。
では、結果を解釈してみましょう。まず、ダイナモメータ実験から収集された推力対RPMおよびトルク対RPMのデータをプロットします。
ここでは、1つのモーターのデータを示します。プロットは、モーターのRPMが増加すると、トルクと推力が増加することを示しています。次に、次の方程式の形式でデータに二次曲線を当てはめます。次に、二次関係を使用して、推力係数CTとトルク係数CQを決定できます。
次に、入力モーターの RPM、電力、およびスロットル コマンドを 3 次元プロットにプロットします。ヘキサコプターにはRPMセンサーのフィードバックが直接ないため、データに多項式面を当てはめて、電力とスロットルコマンドの関数として実際のRPMを取得しました。
ダイナモメータの結果を見てきたところで、ここで挙げたパラメータを用いて行われた風洞実験を見ていきましょう。抗力と揚力の変動は、テストされたさまざまなピッチ角に対してプロットされます。どちらのプロットも、スロットル コマンドを増やすと、揚力またはモーターの推力が大幅に増加し、抗力が増加することを示しています。風洞の対気速度が速くなっても、揚力は大幅に増加しません。しかし、対気速度が速くなると、ヘキサコプターに作用する抗力が大幅に増加しました。
要約すると、空力がマルチコプターの飛行をどのように制御するかを学びました。次に、風洞でヘキサコプターをテストし、さまざまな対気速度で生成される揚力と抗力を分析しました。
ダイナモメーターテスト
図5-6では、プロットは、モータRPMを増加させ、それぞれ推力とトルクの変動を示しています。これらのプロットから、マルチコプターがホバリングするために必要な最小モータRPMを決定することができる。複数のプロペラからのデータを示すプロットは、シャルマ12から得ることができる。また、推力対RPMとモーメント対RPMの二次関係は、式(1)および(2)に記載されている明確に観察することができる。この二次関係を使用して、6040 
プロペラの係数と係数を次に示します。
図7
ここでは、ヘキサコプターに作用する空気力力を特徴付けるプロトコルについて説明する。このプロトコルは、他のマルチコプター構成に直接適用できます。空気力の適切な特性評価は、制御設計を改善し、飛行エンベロープの限界を理解し、Xiang13のように局所的な風原を推定するために必要です。消費電力とスロットルコマンドに基づいてモータRPMを決定するための提示されたプロトコルは、RPMセンシングのない低コストの電子速度コントローラ(ESC)を使用する場合に、RPMと推力を推定する直接アプリケーションを持っています。 最後に、軌道追跡のためのモデル予測制御のような高度な制御技術の適用は、Kamel14で説明するように、車両の空力学および推力の知識を必要とする。
Chapters in this video
0:01
Concepts
3:01
Dynamometer Experiment
4:18
Static Text
5:51
Dynamic Thrust Test
7:57
Results
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