Multicopter Aerodynamik: Charakterisierender Schub auf einem Hexacopter

Aeronautical Engineering

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Concepts

Quelle: Prashin Sharma und Ella M. Atkins, Department of Aerospace Engineering, University of Michigan, Ann Arbor, MI

Multicopter werden immer beliebter für eine Vielzahl von Hobby- und kommerziellen Anwendungen. Sie sind allgemein als Quadcopter (vier Schubdüsen), Hexacopter (sechs Schubdüsen) und Octocopter (acht Triebwerke) Konfigurationen erhältlich. Hier beschreiben wir einen experimentellen Prozess, um die Multicopter-Leistung zu charakterisieren. Getestet wird eine modulare kleine Hexacopter-Plattform mit Redundanz der Antriebseinheit. Der individuelle statische Motorschub wird mit einem Dynamometer und unterschiedlichen Propeller- und Eingangsbefehlen bestimmt. Dieser statische Schub wird dann als Funktion der Motordrehzahl dargestellt, wo die Drehzahl durch Motorleistung und Steuereingang bestimmt wird. Der Hexacopter wird dann auf einem Wägezellen-Prüfstand in einem 5' x 7' Low-Speed-Umlauf-Windkanal montiert, und seine aerodynamischen Hebe- und Zugkraftkomponenten wurden während des Fluges mit unterschiedlichen Motorsignalen, Freistrom-Durchflussgeschwindigkeit und Angriffswinkel charakterisiert.

Ein Hexacopter wurde für diese Studie ausgewählt, weil er gegen Motorversagen (Antriebseinheit) belastbar ist, wie in Clothier1berichtet. Neben der Redundanz im Antriebssystem ist die Auswahl hochzuverlässiger Komponenten auch für einen sicheren Flug erforderlich, insbesondere für Missionen überbevölkerter Regionen. In Ampatis2diskutieren die Autoren die optimale Auswahl von Multicopter-Teilen wie Motoren, Schaufeln, Batterien und elektronischen Drehzahlreglern. Ähnliche Forschung wurde auch in Bershadsky3berichtet, die sich auf die richtige Auswahl eines Propellersystems konzentriert, um Missionsanforderungen zu erfüllen. Neben Redundanz und Zuverlässigkeit der Komponenten ist es auch wichtig, die Fahrzeugleistung zu verstehen, um sicherzustellen, dass die Grenzwerte für Flugumschläge eingehalten werden und um das effizienteste Design auszuwählen.

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JoVE Science Education Database. flugzeugbau. Multicopter Aerodynamik: Charakterisierender Schub auf einem Hexacopter. JoVE, Cambridge, MA, (2019).

Principles

Ein Multicopter ist ein Luftfahrzeug, das mehrere Rotoren im Vergleich zu herkömmlichen Hubschraubern hat, die einen einzigen Hauptrotor haben. Ein herkömmlicher Hubschrauberrotor hat eine variable Steigung, die es dem Piloten ermöglicht, Lift und Lenkung zu steuern. Im Gegensatz dazu setzen Multicopter auf Festnetzrotoren und nutzen Beider in der Motordrehzahl für die Fahrzeugsteuerung.

Es sind verschiedene Multicopter-Konfigurationen entstanden, wie Quadrocopter mit vier Rotoren, Hexacopter mit sechs Rotoren und Oktocopter mit acht Rotoren. Normalerweise haben Multicopter eine gleiche Anzahl von im Uhrzeigersinn (CW) und gegen den Uhrzeigersinn (CCW) festen Pitch Propeller, und Schwankungen in der Geschwindigkeit der Rotoren führen zu den folgenden Drehungen in 3D während des Fluges:

  1. Yaw – Drehung um die vertikale Achse, was zu einer Änderung des Richtungswinkels führt
  2. Rolle – Drehung um die Achse, die nach vorne zeigt, was zu einer Seiten- zur Seitenbewegung führt
  3. Tonhöhe – Drehung um die Achse, die von links nach rechts verläuft, was zu einer Vorwärts- und Rückwärtsneigungsbewegung führt

Multicopter, einschließlich Hexacopter, können gesteuert werden, um einen stabilen Flug in Bezug auf die folgenden Freiheitsgrade zu halten:

  1. Hover – Alle Propeller werden mit ungefähr der gleichen Geschwindigkeit betrieben und erzeugen daher ungefähr den gleichen Schub. Da alle Propeller vom Schwerpunkt aus gleichmäßig verteilt sind, erzeugt der Schub der Propeller kein Nettodrehmoment am Flugzeug. Zusätzlich verwendet der Hexacopter drei rotierende Propeller im Uhrzeigersinn (CW) und drei gegen den Uhrzeigersinn (CCW) rotierende Propeller, so dass das Propellerdrehmoment bei gleicher Geschwindigkeit aufgehoben wird. Im Schwebezustand gleicht der gesamte Aufwärtsschub die Gravitationskraft nach unten aus, und der Multicopter behält Null-Pitch- und Rollwinkel bei Nullwind (Luftwiderstand) bei.
  2. Roll Control – Ein Hexacopter kann über seine Walzenachse gesteuert werden, indem die Geschwindigkeit der Propeller auf der einen Seite erhöht und die Geschwindigkeit der Propeller auf der anderen Seite verringert wird. Wenn die Schuberhöhung auf einer Seite die gleiche ist wie die Schubabnahme auf der gegenüberliegenden Seite, bleibt der Nettoschub gleich. Ebenso bleibt der Nettoeffekt des Drehmoments gleich.
  3. Pitch Control – Für einen Hexacopter ist die Pitch-Steuerung analog zur Rollensteuerung. Das Schubdifferenzial zwischen vorderen und hinteren Propellern bewirkt, dass der Hexacopter aufschlägt; Wenn der Schub in den hinteren Propellern erhöht und in den vorderen Propellern verringert wird, schlägt der Hexacopter nach vorne.
  4. Yaw Control – Yaw-Steuerung wird durch den Ausgleich der Drehungsmomente des Propellers im Uhrzeigersinn mit den gegen den Uhrzeigersinn gerichteten Propeller-Drehmomenten erreicht. Durch das Drehen der gegen den Uhrzeigersinn gerichteten Propeller schneller als die Propeller im Uhrzeigersinn (oder umgekehrt) löst die entgegengesetzte Netzreaktion auf dem Hexacopter eine Rotation im Gähnen aus.

Eine weitere Zusammenfassung der Hexacopter-Physik wird unten beschrieben.

Motorparameter

Ein verklumptes Parametermodell nach Bangura4 wird verwendet, um den Schub und das Drehmoment jeder Motor-/Propellerstrahlereinheit anzugeben:

(1)

(2)

wobei der Schub erzeugt wird, ist das Motordrehmoment, ist der Schubkoeffizient, ist der Momentkoeffizient und ist die motorische Drehzahl in Drehzahl (Umdrehungen pro Minute). Motorleistung und -effizienz lassen sich aus folgenden Gleichungen berechnen:

(3)

(4)

(5)

wo ist die mechanische Leistung erzeugt, ist die elektrische Leistung Eingang bei Spannung und Strom, und ist der Motor Effizienz. werden experimentell anhand der Daten aus Dynamometerexperimenten ermittelt.

Hexacopter Dynamics

Die Dynamik eines Hexacopters, wie in Ducard5 und Powers6beschrieben, basiert auf den in Abbildung 1dargestellten Referenzrahmen, wobei die orthonormale Achse, dargestellt durch einen Weltkoordinatenrahmen mit Ursprung an der . Der Weltkoordinatenrahmen ist ein fester Rahmen mit allen anderen Rahmen, die in Bezug darauf definiert sind, was es bequem macht, die Übersetzungs- und Rotationskinematik eines Hexacopters auszudrücken. Der Körperkoordinatenrahmen, der mit Ursprung angegeben wird, befindet sich im Schwerpunkt (CG) für den Hexacopter und ist in Bezug auf den Weltrahmen definiert; Körperrahmenachsen sind am Hexacopter befestigt. Der Körperkoordinatenrahmen wird verwendet, um die Schubrichtung zu definieren, die vom Hexacopter erzeugt wird. Üblicherweise wird bei Luftfahrzeugen auch ein Windrahmen mit seiner Herkunft am Fahrzeug CG definiert. Der Windrahmen wird verwendet, um die aerodynamischen Kräfte und Momente auszudrücken, die auf den Hexacopter wirken. Für die Zwecke dieses Experiments betrachten wir jedoch den Weltrahmen und den Windrahmen als identisch, da der Fluss im Windkanal immer horizontal ist; Weitere Informationen zu Flugzeugreferenzrahmen finden Sie unter McClamroch7.

Zunächst eine Einführung in die Notation. L ist die Armlänge von jedem Hexacopter-Motor bis zum Fahrzeugschwerpunkt in der horizontalen Körperebene, und die Gesamtmotorschubgröße wird durch den Körperrahmen z-Richtung angegeben und wirkt. Die Drehmomentgröße wird durch ein Subskript angegeben, das die Körperrahmen-Referenzachse darstellt. , und stellen die Hexacopter-Drag-Koeffizienten entlang jeder jeweiligen Wind- oder äquivalenten Weltrahmenachse dar, ist die Masse des Hexacopters und ist Gravitationsbeschleunigung. Die Gesamtschubkraft und die Drehmomente in Bezug auf die Drehzahlwerte des Motors werden angegeben durch:

(6)

Newtons Gleichungen der linearen Bewegung im Weltrahmen können dann wie folgt definiert werden:

(7)

Die Rotationsmatrix wird durch die Z-X-Y Euler Winkelrotation definiert:

(8)

wobei der Gähnwinkel( ) um die Z-Achsegedreht wird, der Rollwinkel ( )Drehung um die X-Achse ist, der Steigungswinkel ( ) Drehung um die Y-Achse und die Kurznotation für jeden Winkel ist.

In diesen Experimenten geht es nur um aerodynamische Kräfte, die in linearer Bewegung auf den Hexacopter wirken, aber zur Vollständigkeit des Verständnisses der Dynamik des Hexacopters werden unten die Haltungsgleichungen der Bewegung definiert. Zunächst ist p definiert als Winkelgeschwindigkeit um die X-Achsedes Körpers, q ist die Winkelgeschwindigkeit um die Y-Achsedes Körpers und r die Winkelgeschwindigkeit um die Z-Achsedes Körpers.

(9)

ist die Aufwärtskraft, die von Schuber i angewendet wird, und ich bin das Hexacopter-Moment der Trägheitsmatrix, das mit einem bifilaren Pendel bestimmt werden kann. Weitere Informationen zu diesem Verfahren erhalten Sie bei Quan8. Körper und Weltrahmen Winkelgeschwindigkeiten sind verwandt durch:

(10)

Procedure

Dieses Protokoll charakterisiert Hexacopter Schub und Aerodynamik. Für dieses Experiment haben wir handelsübliche, handelsübliche Komponenten für den Hexacopter verwendet, und die Details sind in Tabelle 2 aufgeführt. Für den Flugcontroller haben wir einen Open-Source-Autopiloten, Librepilot,9 ausgewählt, da er die Flexibilität bietet, einzelne Motorbefehle zu steuern, die an den Hexacopter ausgegeben werden.

Der Prüfstand für die Montage der Wägezelle und des Hexacopters wurde im eigenen Haus aus laminiertem Sperrholz gefertigt und ist in Abbildung 2dargestellt. Beachten Sie bei der Konstruktion des Prüfstandes, dass er eine genaue Einstellung des Angriffswinkels des Multikopters ermöglichen muss und ausreichend starr sein muss, um Biegekräften und Vibrationen standzuhalten, die beim Betrieb der Motoren entstehen.

Eine 6-Achsen-Wägezelle ist auf dem Prüfstand montiert und mit der Datenerfassungsplatine verbunden, wie in Abbildung 3dargestellt. Aerodynamik und Schubkräfte werden im Körperrahmen des Hexacopters durch die Wägezelle erfasst. Dehnungsmessstreifendaten passieren eine Signalbedingung. Die Datenerfassungsplatine (DAQ) erfasst dann die analogen Kraft- und Drehmomentkomponenten nach einem Kalibrierverfahren des Wägezellenherstellers. Das DAQ-Board speichert diese Werte dann in einem Hochgeschwindigkeitspuffer und später auf permanenter Festplatte.

Bestimmen Sie für dieses Protokoll zunächst die von den einzelnen Motoren erzeugten Kräfte. Bestimmen Sie dann die Kräfte, die auf die nackte Flugzeugzelle wirken, gefolgt von der Bestimmung der Kräfte, die vom gesamten Hexacopter als Funktion von Motor-RPM-Befehlen erzeugt werden. Geben Sie für jeden Test dieselben RPM-Befehle an alle Motoren aus.

1. Dynamometer-Experiment

Der Dynamometer ermöglicht die direkte Messung von Parametern wie Schub, Drehmoment, Drehzahl, Batteriespannung und Strom. Parameter wie elektrische Leistung, mechanische Leistung und Motoreffizienz können dann aus Gleichungen (3), (4) und (5) abgeleitet werden.

  1. Schließen Sie das Dynamometer über einen USB-Anschluss an den Datenerfassungscomputer an.
  2. Führen Sie die mit dem Dynamometer gelieferte grafische Benutzeroberfläche (GUI) aus.
  3. Kalibrieren Sie den Prüfstand, indem Sie die Anweisungen auf dem Bildschirm befolgen. Verwenden Sie Gewichte und einen bekannten Hebelarm, wenn Sie dazu aufgefordert werden.
  4. Montieren Sie den Motor am Prüfstand des Dynamometers.
  5. Befestigen Sie den Propeller in einer Puller-Konfiguration (Traktor), wie in Abbildung 4dargestellt.
  6. Schließen Sie die Batterie an den Prüfstand an.
  7. Sichern Sie den Dynamometer mit C-Klemmen fest an der Werkbank.
  8. Führen Sie das Schritteingangsprogramm aus und zeichnen Sie die gemessenen Parameter auf, einschließlich Schub, Drehmoment, Motordrehzahl, Motorstrom und Pulsweitenmodulation (PWM) "Drossel" Befehl.

2. Statischer Schubtest

  1. Befestigen Sie den Hexacopter am Prüfstand der Wägezelle mit Befestigungsschrauben.
  2. Öffnen Sie das Datenerfassungssystem (Data Acquisition System, DAQ), und führen Sie das Lastzellen-Dehnungsmessstreifen-Bias-Programm aus.
  3. Schließen Sie den Hexacopter-Flugcontroller über ein Micro-USB-Kabel mit dem Computer an und öffnen Sie die GCS-Software (Ground Controller Station).
  4. Schließen Sie das Netzteil an den Hexacopter an.
  5. Wählen Sie die Registerkarte Konfiguration -> Ausgabe in GCS. Verknüpfen Sie alle Motoren, und überprüfen Sie die Live-Tests der Ausgänge.
  6. Stellen Sie den gewünschten Drosselbefehl auf 1300 ms. Stellen Sie sicher, dass Sie alle Motoren mit dem gleichen Befehl (PWM) bedienen können.
  7. Lassen Sie das System für einige Sekunden stabilisieren, und führen Sie dann das Datenerfassungsprogramm aus, um Daten aus der Wägezelle zu sammeln.
  8. Nachdem die Datenerfassung abgeschlossen ist, stoppen Sie die Motoren.
  9. Wiederholen Sie die Schritte 3. 6 bis 3.8 für Drosselbefehle 1500 ms und 1700 ms.
  10. Übertragen Sie die im Datenerfassungssystem gespeicherten Daten auf einen Datenverarbeitungscomputer und langzeitgespeichert.

3. Dynamischer Schubtest

Führen Sie eine Reihe von Windkanaltests durch, um die linearen aerodynamischen Kräfte des Hexacopters, in erster Linie Heben und Ziehen, über eine Vielzahl von Fluggeschwindigkeiten und Einfallswinkeln zu charakterisieren und zu analysieren. Bei den Windkanalexperimenten wird davon ausgegangen, dass sich der Hexacopter in stabilen Flugbedingungen befindet. Daher ist die Größe des Hexacopter-Geschwindigkeitsvektors die gleiche wie die Fluggeschwindigkeit und wird im Weltrahmen horizontal angenommen. Hebe- und Schleppkräfte sind in erster Linie auf den Luftstrom um den Hexacopter zurückzuführen. Beachten Sie, dass Hub- und Zugkräfte angenommen werden, um den gesamten Auftrieb und den Gesamtwiderstand auf Hexacopter zu charakterisieren; Seitenkräfte vernachlässigbar sind.

Das experimentelle Verfahren, das in diesem Experiment durchgeführt wird, ähnelt dem in Foster10 und Russell11. Während der Windkanalprüfung wurde der Hexacopter von einem Stromwandler angetrieben, der an die Gebäudeleistung (AC) angeschlossen war, um während aller Tests konsistente Leistungs- und Spannungspegel zu gewährleisten. Beachten Sie, dass Motoren mit hohen Drehzahlen einen nennenswerten Strom verbrauchen können. Verwenden Sie niedrige Spurweite und kurze Länge Draht, um spürbaren Spannungsabfall über den Draht während des Betriebs zu verhindern.

  1. Montieren Sie den Hexacopter auf dem Wägezellen-Prüfstand
  2. Schließen Sie die Wägezelle mit dem Datenerfassungscomputer an, und verbinden Sie den Hexacopter mit dem GCS, indem Sie das für den statischen Schubtest beschriebene Verfahren verwenden.
  3. Sichern Sie den Prüfstand mit C-Klemmen an der Basis des Windkanals.
  4. Stellen Sie sicher, dass der Multicopter gut frei von Windkanalwänden, Boden und Decke ist, um Störungen und Reflexionen durch den freien Durchfluss zu minimieren.
  5. Montieren Sie Pitotröhren einige Meter vom Hexacopter entfernt, um ungestörten Luftstrom zu testen. Schließen Sie die Pitot-Drucksensoren an das DaQ-System an.
  6. Stellen Sie den Steigungswinkel für den Hexacopter auf 0° ein, indem Sie das Scharniergelenk des Prüfstandes einstellen. Im Windkanal sind Hexacopter-Pitchwinkel und Angriffswinkel identisch.
  7. Führen Sie das Bias-Programm aus, um Spannungsverzerrungen für Lastzellen zu ermitteln.
  8. Initialisieren Sie den Windkanal auf eine Windgeschwindigkeit von 2,2 m/s.
  9. Sobald sich die freie Strömungsgeschwindigkeit auf den gewünschten Wert absetzt, erfassen Sie Basis-FT-Werte aus der Wägezelle mit Hexacopter-Motoren aus.
  10. Initialisieren Sie den Befehl Drosselklappe auf 1300 ms, lassen Sie die Fluggeschwindigkeit im Windkanal absetzen, bevor Sie FT- und Pitot-Daten sammeln.
  11. Wiederholen Sie die Schritte 3.7 - 3.9 für Drosselbefehle von 1500 ms und 1700 ms.
  12. Wiederholen Sie die Schritte 3.5 - 3.10 für verschiedene Hexacopter-Pitch-Winkel und Windkanal-Luftgeschwindigkeitswerte, wie in Tabelle 1 angegeben.

Multicopter sind kleine Luftfahrzeuge mit mehreren Rotoren, im Gegensatz zu herkömmlichen Hubschraubern mit einem Hauptrotor. Ein herkömmlicher Hubschrauberrotor hat eine variable Steigung, die es dem Piloten ermöglicht, Lift und Lenkung zu steuern. Multikopter setzen jedoch auf fest sitzende Pitch-Rotoren. Einige drehen sich im Uhrzeigersinn, andere gegen den Uhrzeigersinn. Der Flug wird durch Variation der Geschwindigkeit eines oder mehrerer Rotoren gesteuert. In diesem Hexacopter arbeiten beispielsweise alle Propeller mit der gleichen Geschwindigkeit. Dies erzeugt den gleichen Schub für sie zu schweben.

Wie Festflügelflugzeuge wird die Hexacopter-Haltung über drei Achsen beschrieben: die Pitch-Achse, die Rollachse und die Gähnenachse. Der Hexacopter kann über die Pitch-Achse gesteuert werden, indem die Geschwindigkeit der Propeller auf einer Seite der Pitch-Achse erhöht und die Geschwindigkeiten der Propeller auf der anderen Seite verringert werden. Dadurch entsteht ein Schubunterschied zwischen den beiden Seiten. Wenn der Schub in den hinteren Propellern erhöht und in den vorderen Propellern verringert wird, schlägt der Hexacopter nach vorne.

Ebenso kann der Hexacopter auf die gleiche Weise über die Walzenachse gesteuert werden. Dies führt zu einer Bewegung von Seite zu Seite. Dies geschieht durch Die Erhöhung der Geschwindigkeit der Propeller auf der einen Seite und die Verringerung der Geschwindigkeit der Propeller auf der anderen Seite.

Die Yaw-Steuerung, die den Richtungswinkel ändert, wird durch den Ausgleich der Drehungsmomente des Propellers im Uhrzeigersinn mit den gegen den Uhrzeigersinn gerichteten Propellerdrehmomenten erreicht. Durch drehen die gegen den Uhrzeigersinn Propeller schneller als die im Uhrzeigersinn Propeller, die entgegengesetzte Netzreaktion induziert eine Drehung im Uhrzeigersinn um die Gähnachse.

Wir können den Schub und das Drehmoment jeder Propellereinheit anhand der dargestellten Gleichungen berechnen. wobei T der erzeugte Schub ist, CT der Schubkoeffizient, Tau das Drehmoment, CQ der Drehmomentkoeffizient und Omega die Drehzahl in Drehzahl. Sowohl der elektrische Leistungseingang als auch die mechanische Leistung können mit den folgenden Gleichungen berechnet werden. Die elektrische und mechanische Leistung werden dann verwendet, um den Wirkungsgrad des Propellermotors zu bestimmen. Die beiden Koeffizienten werden zusammen mit der elektrischen und mechanischen Leistung anhand von Daten berechnet, die aus Experimenten gewonnen wurden.

In diesem Labor zeigen wir, wie man aerodynamische und Schubkräfte auf einem Hexacopter mit einer auf einem Prüfstand montierten Wägezelle berechnet. Dann werden wir den Hub und den Luftwiderstand über eine Reihe von Luftgeschwindigkeiten mit einem Windkanal charakterisieren und analysieren.

Um dieses Experiment zu starten, verwenden wir einen Dynamometer, um Parameter eines Propellers zu messen und zu berechnen. Besorgen Sie sich zunächst ein Dynamometer mit einem onboard-Datenerfassungssystem. Führen Sie die grafische Benutzeroberfläche aus, die mit dem Dynamometersystem bereitgestellt wird. Montieren Sie den Motor am Prüfstand des Dynamometers und schließen Sie alle Gerätedrähte an. Anschließend kalibrieren Sie das System, indem Sie den Anweisungen auf dem Bildschirm folgen, indem Sie Gewichte und den bekannten Hebelarm verwenden, wenn Sie dazu aufgefordert werden.

Sobald die Kalibrierung abgeschlossen ist, befestigen Sie den Propeller in einer "Puller"-Konfiguration. Stellen Sie vor dem Ausführen der Experimente sicher, dass der Dynamometer mit C-Klemmen fest an der Werkbank befestigt ist und hinter einer Plexiglasschutzwand platziert wird.

Schließen Sie nun die Batterie an den Prüfstand an. Führen Sie das Schritteingangsprogramm aus, das die DC-Motoren mit einem gepulsten Signal antreibt. Das Programm zeichnet den gemessenen Schub, das Drehmoment, die Motordrehzahl, den Motorstrom und den Puls mit dem Modulationsbefehl auf.

Für diesen Teil des Experiments werden wir den Schub des Hexacopters mit einer Wägezelle außerhalb des Windkanals messen, um Störungen durch die Windkanalwände zu vermeiden.

Befestigen Sie zunächst den Hexacopter mit Befestigungsschrauben am Prüfstand der Wägezelle. Öffnen Sie dann das Datenerfassungssystem, und führen Sie das Spannungsmesser-Bias-Programm für Lastzellen aus, um alle Bias-Wägezellenwerte zu entfernen. Schließen Sie den Hexacopter-Flugcontroller über ein Micro-USB-Kabel an den Computer an, und schließen Sie das Netzteil an den Hexacopter an.

Öffnen Sie dann das Bodensteuerungsstationsprogramm. Verknüpfen Sie unter der Registerkarte Konfiguration alle Motoren, indem Sie auf das Häkchen auf der rechten Seite klicken. Bewegen Sie den Schieberegler für den Ausgabekanal in 1.300 Mikrosekunden auf den gewünschten Drosselbefehl. Lassen Sie das System für ein paar Sekunden stabilisieren und führen Sie dann das Programm aus, um Daten aus der Wägezelle zu sammeln.

Wenn das Programm abgeschlossen ist, stoppen Sie die Motoren, indem Sie die Schieberegler des Ausgangskanals nach links auf der Bodenreglerstation bewegen. Wiederholen Sie den Test mit Drosselbefehlen von 1.500 und 1.700 Mikrosekunden. Stoppen Sie dann die Motoren und übertragen Sie alle Daten an ein Flash-Laufwerk, das als Basis für die Windkanalmessungen im nächsten Test verwendet werden soll.

Für den nächsten Teil des Experiments werden wir den gleichen Test durchführen, außer dass er innerhalb des Windkanals mit Luftstrom durchgeführt wird. Montieren Sie zunächst den Hexacopter auf dem Wägezellen-Teststand. Verbinden Sie dann die Wägezelle mit dem Datenerfassungscomputer und verbinden Sie den Hexacopter mit der Bodenkontrollstation. Sichern Sie den Prüfstand an der Basis des Windkanals mit C-Klemmen, um sicherzustellen, dass der Hexacopter frei von Windkanalwänden, Boden und Decke ist, um Störungen des freien Durchflusses zu minimieren.

Montieren Sie dann zwei Pitot-Röhren im Inneren des Windkanals mit Industrieband, um sie ein paar Meter vom Hexacopter entfernt zu platzieren, um den ungestörten Luftstrom zu testen. Stellen Sie nun den Steigungswinkel des Hexacopters auf 0° ein, indem Sie das Scharniergelenk des Prüfstandes einstellen. Schließen Sie dann den Windkanal.

Schließen Sie die Pitot-Rohrsensoren an das Datenerfassungssystem an. Führen Sie als Nächstes das Bias-Programm aus, um die Spannungsverzerrungen der Wägezelle herzustellen. Dann initialisieren Sie den Windkanal und stellen Sie die Windgeschwindigkeit auf etwa 430 ft/min oder 2 ein. 2 m/s. Sobald sich die freie Strömungsgeschwindigkeit auf den gewünschten Wert absetzt, erfassen Sie den Basishub und ziehen Sie Messwerte aus der Wägezelle mit den Hexacopter-Motoren.

Schalten Sie nun die Hexacopter-Motoren ein, indem Sie den Befehl für die Drosselklappe auf 1.300 Mikrosekunden initialisieren. Lassen Sie die Luftgeschwindigkeit im Windkanal absetzen und sammeln Sie dann die Messwerte aus der Wägezelle und aus den Pitotröhren. Wiederholen Sie dann den Test für die drei Drosselbefehlseinstellungen bei unterschiedlichen Hexacopter-Pitch-Winkeln und Windkanal-Luftgeschwindigkeiten. Um die Komplexität zu reduzieren, wurde jederzeit ein Null-Gähnen-Winkel beibehalten.

Lassen Sie uns nun die Ergebnisse interpretieren. Zeichnen Sie zunächst die aus dem Dynamometerexperiment gesammelten Schub- und Drehmoment- und Drehmomentdaten im Vergleich zu Drehzahl.

Hier zeigen wir die Daten für einen Motor. Die Diagramme veranschaulichen, dass eine Erhöhung der Motordrehzahl zu einer Erhöhung von Drehmoment und Schub führt. Passen Sie nun eine quadratische Kurve in Form der folgenden Gleichungen an die Daten an. Anhand der quadratischen Beziehung können wir dann den Schubkoeffizienten CT und den Drehmomentkoeffizienten CQ bestimmen.

Als Nächstes zeichnen Sie den Befehl Desinzellenmotor Drehzahl, elektrische Leistung und Drosseln auf einem 3D-Plot. Da es kein direktes RPM-Sensorfeedback auf unserem Hexacopter gibt, haben wir eine Polynomoberfläche in die Daten einbauen, um die tatsächliche Drehzahl als Funktion des elektrischen Strom- und Drosselbefehls zu erhalten.

Nachdem wir uns nun die Ergebnisse des Dynamometers angesehen haben, werfen wir einen Blick auf die Windkanalexperimente, die mit den hier aufgeführten Parametern durchgeführt wurden. Die Variation von Luftwiderstand und Lift wird anhand der verschiedenen getesteten Steigungswinkel dargestellt. Beide Diagramme zeigen, dass die Erhöhung des Drosselbefehls zu einer signifikanten Erhöhung des Hub- oder Motorschubs sowie zu einer Zunahme des Luftwiderstands führt. Eine Erhöhung der Windkanal-Luftgeschwindigkeit erhöht den Auftrieb nicht wesentlich. Eine höhere Luftgeschwindigkeit hat jedoch zu einer deutlichen Erhöhung der Zugkraft auf den Hexacopter geführt.

Zusammenfassend haben wir gelernt, wie aerodynamische Kräfte den Flug von Multikoptern steuern. Anschließend testeten wir einen Hexacopter in einem Windkanal und analysierten die Hebe- und Schleppkräfte, die über eine Reihe von Luftgeschwindigkeiten erzeugt wurden.

Results

Dynamometer-Tests

In den Abbildungen 5-6veranschaulichen die Diagramme die Variation von Schub bzw. Drehmoment mit zunehmender Motordrehzahl. Aus diesen Parzellen kann die minimale Motordrehzahl bestimmt werden, die für den Schweben des Multikopters erforderlich ist. Ein Diagramm mit Daten von mehreren Propellern kann von Sharma12bezogen werden. Weiterhin können die quadratischen Beziehungen zwischen Schub vs. RPM und Moment vs. RPM deutlich beobachtet werden, die in gleichungsgemäß (1) und (2) beschrieben sind. Anhand dieser quadratischen Beziehung können wir dann die Und-Koeffizienten für den 6040 Propeller bestimmen, die wie folgt sind:

Abbildung 7 zeigt, dass eine Erhöhung der Drehzahl, die einer Erhöhung des Stromverbrauchs entspricht, zu einer verringerten Motoreffizienz führt. Ähnliche Experimente können für verschiedene Propeller durchgeführt werden, um die Motoreffizienz für das Motor-Propeller-Paar zu erreichen. Die Ergebnisse solcher Experimente sind nützlich bei der Fahrzeugkonstruktion, um das optimale Motor-Propeller-Paar zu bestimmen, das auf dem Multicopter verwendet werden soll. Diese Entscheidungen basieren auf den gewünschten Missionsparametern, wie z. B. Dauer und Geschwindigkeit des Fluges.

Da es keine direkte RPM-Sensorrückmeldung auf den kostengünstigen Hexacopter gibt, schätzen wir RPM, indem wir eine Oberfläche über Drehzahl,elektrische Leistung und Gas (PWM) Einbau verwenden. Diese Oberflächenanpassung wird verwendet, um RPM als Funktion der elektrischen Leistung und des PWM-Wertes zu schätzen. Basierend auf den daten aus dem Dynamometer wird die Oberflächenanpassung in Abbildung 8dargestellt, mit der entsprechenden Gleichung:

wobei die Motor-PWM-Einstellung (Drosselklappe) durch den mittleren Bias-Wert 1550 mit einer Standardabweichung von 201,9 normalisiert wird, während sie durch Vorspannung 71,11 W mit einer Standardabweichung von 55,75 W normalisiert wird.

Nach der Analyse der Dynamometerdaten wurde ein zweites Dataset zur Validierung gesammelt und als Eingabe für die Funktion bereitgestellt. Die Ergebnisse werden dann in einer Zeitreihe von Drehzahlenvariationen dargestellt, wie in Abbildung 9 und Abbildung 10dargestellt. Diese Diagramme bestätigen, dass die Anpassung s/min auf 95 % der tatsächlichen Drehzahl schätzt, wie in Abbildung 9dargestellt.

Windkanal-Ergebnisse

Die Experimente im Windkanal wurden nach der Testmatrix in Tabelle 1 durchgeführt. Um die Komplexität zu reduzieren, wurde jederzeit eine Null-Gähnen-Winkelbedingung (Sideslip) beibehalten. Dies entspricht den meisten Flugprofilen, in denen Kameras und andere Sensoren mit bevorzugter Nachvorneausrichtung montiert sind. Die Variation von Luftwiderstand und Hebehub wird gegen unterschiedliche Steigungswinkel des Hexacopters dargestellt und in den Abbildungen 11 bzw. 12dargestellt. Beide Diagramme zeigen, dass die Erhöhung des Drosselbefehls zu einer signifikanten Erhöhung der Hubkraft (Motorschub) führt. In ähnlicher Weise führt eine Erhöhung der Windkanalgeschwindigkeit zu einer signifikanten Erhöhung der Widerstandskraft, die auf Hexacopter wirkt. Diese Trends stimmen mit Gleichung (7) überein.

Für ein statisches Schubmodell ist nur eine Dynamometerprüfung erforderlich. Um jedoch eine genaue Schätzung des dynamischen Schubs und Desziehens zu erhalten, waren Windkanalexperimente mit FT-Wägezellenmessung erforderlich. Mit gesammelten Daten können wir eine Nachlauftabelle von und Drag-Koeffizienten entwickeln, als Funktion des Steigungswinkels und der freien Stream-Luftgeschwindigkeit, um eine genaue Hexacopter FT-Modellierung zu ermöglichen.


Abbildung 1. Referenzwelt und Körperkoordinatenrahmen. Bitte klicken Sie hier, um eine größere Version dieser Abbildung anzuzeigen.


Abbildung 2. Multicopter-Wägezellen-Prüfstand. Bitte klicken Sie hier, um eine größere Version dieser Abbildung anzuzeigen.


Abbildung 3. Systemdiagramm zur Datenerfassung (DAQ) für Windkanaldaten. Bitte klicken Sie hier, um eine größere Version dieser Abbildung anzuzeigen.


Abbildung 4. Dynamometer-Setup. Bitte klicken Sie hier, um eine größere Version dieser Abbildung anzuzeigen.


Abbildung 5. Beziehung zwischen Motorschub und Drehzahl. Bitte klicken Sie hier, um eine größere Version dieser Abbildung anzuzeigen.


Abbildung 6. Verhältnis zwischen Motordrehmoment und Drehzahl. Bitte klicken Sie hier, um eine größere Version dieser Abbildung anzuzeigen.


Abbildung 7. Gesamtmotoreffizienz im Vergleich zu Drehzahl. Bitte klicken Sie hier, um eine größere Version dieser Abbildung anzuzeigen.


Abbildung 8. Oberfläche passen über Gas (PWM), elektrische Leistung und Drehzahl. Bitte klicken Sie hier, um eine größere Version dieser Abbildung anzuzeigen.


Abbildung 9. Validierung mit Drehzahl direkt vom Dynamometer aus gemessen. Bitte klicken Sie hier, um eine größere Version dieser Abbildung anzuzeigen.


Abbildung 10. Validierung der geschätzten Schubdaten mit gemessenen Schubdaten. Bitte klicken Sie hier, um eine größere Version dieser Abbildung anzuzeigen.


Abbildung 11. Lastzellenheber und Ziehkräfte für verschiedene Steigungswinkel und Drosselbefehle bei konstanter Windgeschwindigkeit von 5 m/s. Bitte klicken Sie hier, um eine größere Version dieser Abbildung anzuzeigen.


Abbildung 12. Lastzellenheber und Zugkräfte für verschiedene Steigungswinkel und Drosselbefehle bei konstanter Windgeschwindigkeit von 8,47 m/s. Bitte klicken Sie hier, um eine größere Version dieser Abbildung anzuzeigen.

Tabelle 1. Windkanal-Testmatrix

Windkanal-Testmatrix
Windgeschwindigkeit (m/s) Stellplatzwinkel (°) Yaw Winkel(°) Drosselbefehl (ms)
2.2 30 bis -30 0 0 und 1300 bis 1700
4.5 30 bis -30 0 0 und 1300 bis 1700
6.7 30 bis -30 0 0 und 1300 bis 1700
8.9 30 bis -30 0 0 und 1300 bis 1700

Tabelle 2. Teileliste

Teileliste für Hexacopter
Sr Nein Teil Nr. beschreibung Img verbinden Qty
1 Artikelnummer: 571000027-0 HobbyKing™ Totem Q450 Hexacopter Kit https://hobbyking.com/en_us/hobbykingtm-totem-q450-hexacopter-kit.html 1
2 Artikelnummer: 571000064-0 OpenPilot CC3D Revolution (Revo) 32bit F4 Basierter Flugcontroller mit integriertem 433Mhz OPLink https://hobbyking.com/en_us/openpilot-cc3d-revolution-revo-32bit-flight-controller-w-integrated-433mhz-oplink.html 1
3 Artikelnummer: 571000065-0 Openpilot OPLink Mini Ground Station 433 MHz https://hobbyking.com/en_us/openpilot-oplink-mini-ground-station-433-mhz.html 1
4 Artikelnummer: 9536000003-0 Multistar Elite 2204-2300KV 3-4s 4er Pack (2/CCW 2/CW) https://hobbyking.com/en_us/multistar-elite-2204-2300kv-set-of-4-cw-ccw-2-ccw-2-cw.html 2
5 Artikelnummer: 9192000131-0 Afro 20A Muti-Rotor ESC (SimonK Firmware) https://hobbyking.com/en_us/afro-esc-20amp-multi-rotor-motor-speed-controller-simonk-firmware.html 8
6 Artikelnummer: T2200.3S.30 Turnigy 2200mAh 3S 30C Lipo Pack https://hobbyking.com/en_us/turnigy-2200mah-3s-30c-lipo-pack.html 1
7 Artikelnummer: 9171000144 Hobby King Octocopter Power Distribution Board https://hobbyking.com/en_us/hobby-king-octocopter-power-distribution-board.html 1
8 Artikelnummer: 426000022-0 King KongMultirotor Prop 6x4 CW/CCW https://hobbyking.com/en_us/kingkong-multirotor-propeller-6x4-cw-ccw-black-20pcs.html 1
8 Artikelnummer: 329000304-0 Gemfan Propeller 5x3 Schwarz (CW/CCW) (2Stk.) https://hobbyking.com/en_us/gemfan-propeller-5x3-black-cw-ccw-2pcs.html 10
9 - Spektrum DX6 Sendersystem MD2 mit AR610 Empfänger https://www.amazon.com/Spektrum-Transmitter-System-AR610-Receiver/dp/B01B9DYOWG/ref=sr_1_2?ie=UTF8&qid=1494000219&sr=8-2&keywords=spektrum+dx6 1
10 709-RSP-1600-12 Schaltnetzteile 1500W 12V 125A https://www.mouser.com/ProductDetail/Mean-Well/RSP-1600-12/?qs=%2fha2pyFadujYDPrAgY3T1JlGoR5AZMKL7jhmRydJUc1Z44%252bNekUvbQ%3d%3d 1
Teileliste für DAQ
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1 ATHM800-256ALP Rev F Athena II PC /104 SBC http://www.diamondsystems.com/products/athenaii 1
2 SI-145-5 Mini 45 Kraft/Torque Sensor http://www.ati-ia.com/products/ft/ft_models.aspx?id=Mini45 1
3 - Hobbypower Airspeed Sensor MPXV7002DP Differenzdruck https://www.amazon.com/Hobbypower-Airspeed-MPXV7002DP-Differential-controller/dp/B00WSFWO36/ref=pd_day0_21_2?_encoding=UTF8&pd_rd_i=B00WSFWO36&pd_rd_r=8KRZ03PR2XAJ1HXD4BKS&pd_rd_w=M1tek&pd_rd_wg=LVHjU&psc= 1&refRID=8KRZ03PR2XAJ1HXD4BKS 1
Teileliste für Dynamometer
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1 Baureihe-1580 RC Benchmark Dynamometer https://www.rcbenchmark.com/dynamometer-series-1580/ 1

Applications and Summary

Hier beschreiben wir ein Protokoll, um die aerodynamischen Kräfte zu charakterisieren, die auf einen Hexacopter wirken. Dieses Protokoll kann direkt auf andere Multirotor-Konfigurationen angewendet werden. Die richtige Charakterisierung der aerodynamischen Kräfte ist erforderlich, um das Steuerungsdesign zu verbessern, die Grenzwerte für Flughüllen zu verstehen und lokale Windfelder wie in Xiang13zu schätzen. Das vorgestellte Protokoll zur Bestimmung der Motordrehzahl basierend auf Demach und Drosselbefehl verfügt über direkte Anwendungen zur Schätzung von Drehzahl und Schub, wenn kostengünstige elektronische Drehzahlregler (ESCs) ohne Drehzahlerfassung verwendet werden.  Schließlich erfordert die Anwendung fortschrittlicher Steuerungstechniken, wie z. B. bei der Modellvorhersagesteuerung für die Flugbahnverfolgung, Kenntnisse der Flugzeugaerodynamik und Schubkräfte, wie in Kamel14beschrieben.

References

  1. Clothier, R.A., and Walker, R.A., “Safety Risk Management of Unmanned Aircraft Systems,” Handbook  of Unmanned Aerial Vehicles, Springer, 2015, pp. 2229–2275.
  2. Ampatis, C., and Papadopoulos, E., “Parametric Design and Optimization of Multi-rotor Aerial Vehicles,” Applications of Mathematics and Informatics in Science and Engineering, Springer, 2014, pp. 1–25. 

  3. Bershadsky, D., Haviland, S., and Johnson, E. N., “Electric Multirotor UAV Propulsion System Sizing for Performance Prediction and Design Optimization,” 57th AIAA/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics, and Materials Conf., 2016.
  4. Bangura, M., Melega, M., Naldi, R., and Mahony, R., “Aerodynamics of Rotor Blades for Quadrotors,” arXiv preprint arXiv:1601.00733, 2016
  5. Ducard, G., and Minh-Duc Hua. "Discussion and Practical Aspects on Control Allocation for a Multi-rotor Helicopter." Conf. on Unmanned Aerial Vehicle in Geomatics, 2011.
  6. Powers C., Mellinger D., Kumar V. “Quadrotor Kinematics and Dynamics” In: Handbook of Unmanned Aerial Vehicles. Springer, 2015
  7. McClamroch, N. Harris. “Steady Aircraft Flight and Performance.” Princeton University Press, 2011.
  8. Quan, Q., “Introduction to Multicopter Design and Control”, Springer Singapore, 2017.
  9. LibrePilot, https://www.librepilot.org/site/index.html
  10. Foster, J. and Hartman, D., “High-Fidelity Multi-Rotor Unmanned Aircraft System Simulation Development for Trajectory Prediction under Off-Nominal Flight Dynamics,” Proc. Air Transportation Integration & Operations (ATIO) Conference, AIAA, 2017. 
  11. Russell, Carl R., et al. "Wind Tunnel and Hover Performance Test Results for Multicopter UAS Vehicles," 2016.
  12. Sharma, P. and Atkins, E., “An Experimental Investigation of Tractor and Pusher Hexacopter Performance,” Proc. AIAA Aviation Conference, AIAA, June 2018. (to appear)
  13. Xiang, X., et al. "Wind Field Estimation through Autonomous Quadcopter Avionics." 35th AIAA/IEEE Digital Avionics Systems Conference (DASC), IEEE, 2016.
  14. Kamel, M., et al. "Model Predictive Control for Trajectory Tracking of Unmanned Aerial Vehicles using Robot Operating System." Robot Operating System (ROS). Springer, Cham, 2017, 3-39.

Dieses Protokoll charakterisiert Hexacopter Schub und Aerodynamik. Für dieses Experiment haben wir handelsübliche, handelsübliche Komponenten für den Hexacopter verwendet, und die Details sind in Tabelle 2 aufgeführt. Für den Flugcontroller haben wir einen Open-Source-Autopiloten, Librepilot,9 ausgewählt, da er die Flexibilität bietet, einzelne Motorbefehle zu steuern, die an den Hexacopter ausgegeben werden.

Der Prüfstand für die Montage der Wägezelle und des Hexacopters wurde im eigenen Haus aus laminiertem Sperrholz gefertigt und ist in Abbildung 2dargestellt. Beachten Sie bei der Konstruktion des Prüfstandes, dass er eine genaue Einstellung des Angriffswinkels des Multikopters ermöglichen muss und ausreichend starr sein muss, um Biegekräften und Vibrationen standzuhalten, die beim Betrieb der Motoren entstehen.

Eine 6-Achsen-Wägezelle ist auf dem Prüfstand montiert und mit der Datenerfassungsplatine verbunden, wie in Abbildung 3dargestellt. Aerodynamik und Schubkräfte werden im Körperrahmen des Hexacopters durch die Wägezelle erfasst. Dehnungsmessstreifendaten passieren eine Signalbedingung. Die Datenerfassungsplatine (DAQ) erfasst dann die analogen Kraft- und Drehmomentkomponenten nach einem Kalibrierverfahren des Wägezellenherstellers. Das DAQ-Board speichert diese Werte dann in einem Hochgeschwindigkeitspuffer und später auf permanenter Festplatte.

Bestimmen Sie für dieses Protokoll zunächst die von den einzelnen Motoren erzeugten Kräfte. Bestimmen Sie dann die Kräfte, die auf die nackte Flugzeugzelle wirken, gefolgt von der Bestimmung der Kräfte, die vom gesamten Hexacopter als Funktion von Motor-RPM-Befehlen erzeugt werden. Geben Sie für jeden Test dieselben RPM-Befehle an alle Motoren aus.

1. Dynamometer-Experiment

Der Dynamometer ermöglicht die direkte Messung von Parametern wie Schub, Drehmoment, Drehzahl, Batteriespannung und Strom. Parameter wie elektrische Leistung, mechanische Leistung und Motoreffizienz können dann aus Gleichungen (3), (4) und (5) abgeleitet werden.

  1. Schließen Sie das Dynamometer über einen USB-Anschluss an den Datenerfassungscomputer an.
  2. Führen Sie die mit dem Dynamometer gelieferte grafische Benutzeroberfläche (GUI) aus.
  3. Kalibrieren Sie den Prüfstand, indem Sie die Anweisungen auf dem Bildschirm befolgen. Verwenden Sie Gewichte und einen bekannten Hebelarm, wenn Sie dazu aufgefordert werden.
  4. Montieren Sie den Motor am Prüfstand des Dynamometers.
  5. Befestigen Sie den Propeller in einer Puller-Konfiguration (Traktor), wie in Abbildung 4dargestellt.
  6. Schließen Sie die Batterie an den Prüfstand an.
  7. Sichern Sie den Dynamometer mit C-Klemmen fest an der Werkbank.
  8. Führen Sie das Schritteingangsprogramm aus und zeichnen Sie die gemessenen Parameter auf, einschließlich Schub, Drehmoment, Motordrehzahl, Motorstrom und Pulsweitenmodulation (PWM) "Drossel" Befehl.

2. Statischer Schubtest

  1. Befestigen Sie den Hexacopter am Prüfstand der Wägezelle mit Befestigungsschrauben.
  2. Öffnen Sie das Datenerfassungssystem (Data Acquisition System, DAQ), und führen Sie das Lastzellen-Dehnungsmessstreifen-Bias-Programm aus.
  3. Schließen Sie den Hexacopter-Flugcontroller über ein Micro-USB-Kabel mit dem Computer an und öffnen Sie die GCS-Software (Ground Controller Station).
  4. Schließen Sie das Netzteil an den Hexacopter an.
  5. Wählen Sie die Registerkarte Konfiguration -> Ausgabe in GCS. Verknüpfen Sie alle Motoren, und überprüfen Sie die Live-Tests der Ausgänge.
  6. Stellen Sie den gewünschten Drosselbefehl auf 1300 ms. Stellen Sie sicher, dass Sie alle Motoren mit dem gleichen Befehl (PWM) bedienen können.
  7. Lassen Sie das System für einige Sekunden stabilisieren, und führen Sie dann das Datenerfassungsprogramm aus, um Daten aus der Wägezelle zu sammeln.
  8. Nachdem die Datenerfassung abgeschlossen ist, stoppen Sie die Motoren.
  9. Wiederholen Sie die Schritte 3. 6 bis 3.8 für Drosselbefehle 1500 ms und 1700 ms.
  10. Übertragen Sie die im Datenerfassungssystem gespeicherten Daten auf einen Datenverarbeitungscomputer und langzeitgespeichert.

3. Dynamischer Schubtest

Führen Sie eine Reihe von Windkanaltests durch, um die linearen aerodynamischen Kräfte des Hexacopters, in erster Linie Heben und Ziehen, über eine Vielzahl von Fluggeschwindigkeiten und Einfallswinkeln zu charakterisieren und zu analysieren. Bei den Windkanalexperimenten wird davon ausgegangen, dass sich der Hexacopter in stabilen Flugbedingungen befindet. Daher ist die Größe des Hexacopter-Geschwindigkeitsvektors die gleiche wie die Fluggeschwindigkeit und wird im Weltrahmen horizontal angenommen. Hebe- und Schleppkräfte sind in erster Linie auf den Luftstrom um den Hexacopter zurückzuführen. Beachten Sie, dass Hub- und Zugkräfte angenommen werden, um den gesamten Auftrieb und den Gesamtwiderstand auf Hexacopter zu charakterisieren; Seitenkräfte vernachlässigbar sind.

Das experimentelle Verfahren, das in diesem Experiment durchgeführt wird, ähnelt dem in Foster10 und Russell11. Während der Windkanalprüfung wurde der Hexacopter von einem Stromwandler angetrieben, der an die Gebäudeleistung (AC) angeschlossen war, um während aller Tests konsistente Leistungs- und Spannungspegel zu gewährleisten. Beachten Sie, dass Motoren mit hohen Drehzahlen einen nennenswerten Strom verbrauchen können. Verwenden Sie niedrige Spurweite und kurze Länge Draht, um spürbaren Spannungsabfall über den Draht während des Betriebs zu verhindern.

  1. Montieren Sie den Hexacopter auf dem Wägezellen-Prüfstand
  2. Schließen Sie die Wägezelle mit dem Datenerfassungscomputer an, und verbinden Sie den Hexacopter mit dem GCS, indem Sie das für den statischen Schubtest beschriebene Verfahren verwenden.
  3. Sichern Sie den Prüfstand mit C-Klemmen an der Basis des Windkanals.
  4. Stellen Sie sicher, dass der Multicopter gut frei von Windkanalwänden, Boden und Decke ist, um Störungen und Reflexionen durch den freien Durchfluss zu minimieren.
  5. Montieren Sie Pitotröhren einige Meter vom Hexacopter entfernt, um ungestörten Luftstrom zu testen. Schließen Sie die Pitot-Drucksensoren an das DaQ-System an.
  6. Stellen Sie den Steigungswinkel für den Hexacopter auf 0° ein, indem Sie das Scharniergelenk des Prüfstandes einstellen. Im Windkanal sind Hexacopter-Pitchwinkel und Angriffswinkel identisch.
  7. Führen Sie das Bias-Programm aus, um Spannungsverzerrungen für Lastzellen zu ermitteln.
  8. Initialisieren Sie den Windkanal auf eine Windgeschwindigkeit von 2,2 m/s.
  9. Sobald sich die freie Strömungsgeschwindigkeit auf den gewünschten Wert absetzt, erfassen Sie Basis-FT-Werte aus der Wägezelle mit Hexacopter-Motoren aus.
  10. Initialisieren Sie den Befehl Drosselklappe auf 1300 ms, lassen Sie die Fluggeschwindigkeit im Windkanal absetzen, bevor Sie FT- und Pitot-Daten sammeln.
  11. Wiederholen Sie die Schritte 3.7 - 3.9 für Drosselbefehle von 1500 ms und 1700 ms.
  12. Wiederholen Sie die Schritte 3.5 - 3.10 für verschiedene Hexacopter-Pitch-Winkel und Windkanal-Luftgeschwindigkeitswerte, wie in Tabelle 1 angegeben.

Multicopter sind kleine Luftfahrzeuge mit mehreren Rotoren, im Gegensatz zu herkömmlichen Hubschraubern mit einem Hauptrotor. Ein herkömmlicher Hubschrauberrotor hat eine variable Steigung, die es dem Piloten ermöglicht, Lift und Lenkung zu steuern. Multikopter setzen jedoch auf fest sitzende Pitch-Rotoren. Einige drehen sich im Uhrzeigersinn, andere gegen den Uhrzeigersinn. Der Flug wird durch Variation der Geschwindigkeit eines oder mehrerer Rotoren gesteuert. In diesem Hexacopter arbeiten beispielsweise alle Propeller mit der gleichen Geschwindigkeit. Dies erzeugt den gleichen Schub für sie zu schweben.

Wie Festflügelflugzeuge wird die Hexacopter-Haltung über drei Achsen beschrieben: die Pitch-Achse, die Rollachse und die Gähnenachse. Der Hexacopter kann über die Pitch-Achse gesteuert werden, indem die Geschwindigkeit der Propeller auf einer Seite der Pitch-Achse erhöht und die Geschwindigkeiten der Propeller auf der anderen Seite verringert werden. Dadurch entsteht ein Schubunterschied zwischen den beiden Seiten. Wenn der Schub in den hinteren Propellern erhöht und in den vorderen Propellern verringert wird, schlägt der Hexacopter nach vorne.

Ebenso kann der Hexacopter auf die gleiche Weise über die Walzenachse gesteuert werden. Dies führt zu einer Bewegung von Seite zu Seite. Dies geschieht durch Die Erhöhung der Geschwindigkeit der Propeller auf der einen Seite und die Verringerung der Geschwindigkeit der Propeller auf der anderen Seite.

Die Yaw-Steuerung, die den Richtungswinkel ändert, wird durch den Ausgleich der Drehungsmomente des Propellers im Uhrzeigersinn mit den gegen den Uhrzeigersinn gerichteten Propellerdrehmomenten erreicht. Durch drehen die gegen den Uhrzeigersinn Propeller schneller als die im Uhrzeigersinn Propeller, die entgegengesetzte Netzreaktion induziert eine Drehung im Uhrzeigersinn um die Gähnachse.

Wir können den Schub und das Drehmoment jeder Propellereinheit anhand der dargestellten Gleichungen berechnen. wobei T der erzeugte Schub ist, CT der Schubkoeffizient, Tau das Drehmoment, CQ der Drehmomentkoeffizient und Omega die Drehzahl in Drehzahl. Sowohl der elektrische Leistungseingang als auch die mechanische Leistung können mit den folgenden Gleichungen berechnet werden. Die elektrische und mechanische Leistung werden dann verwendet, um den Wirkungsgrad des Propellermotors zu bestimmen. Die beiden Koeffizienten werden zusammen mit der elektrischen und mechanischen Leistung anhand von Daten berechnet, die aus Experimenten gewonnen wurden.

In diesem Labor zeigen wir, wie man aerodynamische und Schubkräfte auf einem Hexacopter mit einer auf einem Prüfstand montierten Wägezelle berechnet. Dann werden wir den Hub und den Luftwiderstand über eine Reihe von Luftgeschwindigkeiten mit einem Windkanal charakterisieren und analysieren.

Um dieses Experiment zu starten, verwenden wir einen Dynamometer, um Parameter eines Propellers zu messen und zu berechnen. Besorgen Sie sich zunächst ein Dynamometer mit einem onboard-Datenerfassungssystem. Führen Sie die grafische Benutzeroberfläche aus, die mit dem Dynamometersystem bereitgestellt wird. Montieren Sie den Motor am Prüfstand des Dynamometers und schließen Sie alle Gerätedrähte an. Anschließend kalibrieren Sie das System, indem Sie den Anweisungen auf dem Bildschirm folgen, indem Sie Gewichte und den bekannten Hebelarm verwenden, wenn Sie dazu aufgefordert werden.

Sobald die Kalibrierung abgeschlossen ist, befestigen Sie den Propeller in einer "Puller"-Konfiguration. Stellen Sie vor dem Ausführen der Experimente sicher, dass der Dynamometer mit C-Klemmen fest an der Werkbank befestigt ist und hinter einer Plexiglasschutzwand platziert wird.

Schließen Sie nun die Batterie an den Prüfstand an. Führen Sie das Schritteingangsprogramm aus, das die DC-Motoren mit einem gepulsten Signal antreibt. Das Programm zeichnet den gemessenen Schub, das Drehmoment, die Motordrehzahl, den Motorstrom und den Puls mit dem Modulationsbefehl auf.

Für diesen Teil des Experiments werden wir den Schub des Hexacopters mit einer Wägezelle außerhalb des Windkanals messen, um Störungen durch die Windkanalwände zu vermeiden.

Befestigen Sie zunächst den Hexacopter mit Befestigungsschrauben am Prüfstand der Wägezelle. Öffnen Sie dann das Datenerfassungssystem, und führen Sie das Spannungsmesser-Bias-Programm für Lastzellen aus, um alle Bias-Wägezellenwerte zu entfernen. Schließen Sie den Hexacopter-Flugcontroller über ein Micro-USB-Kabel an den Computer an, und schließen Sie das Netzteil an den Hexacopter an.

Öffnen Sie dann das Bodensteuerungsstationsprogramm. Verknüpfen Sie unter der Registerkarte Konfiguration alle Motoren, indem Sie auf das Häkchen auf der rechten Seite klicken. Bewegen Sie den Schieberegler für den Ausgabekanal in 1.300 Mikrosekunden auf den gewünschten Drosselbefehl. Lassen Sie das System für ein paar Sekunden stabilisieren und führen Sie dann das Programm aus, um Daten aus der Wägezelle zu sammeln.

Wenn das Programm abgeschlossen ist, stoppen Sie die Motoren, indem Sie die Schieberegler des Ausgangskanals nach links auf der Bodenreglerstation bewegen. Wiederholen Sie den Test mit Drosselbefehlen von 1.500 und 1.700 Mikrosekunden. Stoppen Sie dann die Motoren und übertragen Sie alle Daten an ein Flash-Laufwerk, das als Basis für die Windkanalmessungen im nächsten Test verwendet werden soll.

Für den nächsten Teil des Experiments werden wir den gleichen Test durchführen, außer dass er innerhalb des Windkanals mit Luftstrom durchgeführt wird. Montieren Sie zunächst den Hexacopter auf dem Wägezellen-Teststand. Verbinden Sie dann die Wägezelle mit dem Datenerfassungscomputer und verbinden Sie den Hexacopter mit der Bodenkontrollstation. Sichern Sie den Prüfstand an der Basis des Windkanals mit C-Klemmen, um sicherzustellen, dass der Hexacopter frei von Windkanalwänden, Boden und Decke ist, um Störungen des freien Durchflusses zu minimieren.

Montieren Sie dann zwei Pitot-Röhren im Inneren des Windkanals mit Industrieband, um sie ein paar Meter vom Hexacopter entfernt zu platzieren, um den ungestörten Luftstrom zu testen. Stellen Sie nun den Steigungswinkel des Hexacopters auf 0° ein, indem Sie das Scharniergelenk des Prüfstandes einstellen. Schließen Sie dann den Windkanal.

Schließen Sie die Pitot-Rohrsensoren an das Datenerfassungssystem an. Führen Sie als Nächstes das Bias-Programm aus, um die Spannungsverzerrungen der Wägezelle herzustellen. Dann initialisieren Sie den Windkanal und stellen Sie die Windgeschwindigkeit auf etwa 430 ft/min oder 2 ein. 2 m/s. Sobald sich die freie Strömungsgeschwindigkeit auf den gewünschten Wert absetzt, erfassen Sie den Basishub und ziehen Sie Messwerte aus der Wägezelle mit den Hexacopter-Motoren.

Schalten Sie nun die Hexacopter-Motoren ein, indem Sie den Befehl für die Drosselklappe auf 1.300 Mikrosekunden initialisieren. Lassen Sie die Luftgeschwindigkeit im Windkanal absetzen und sammeln Sie dann die Messwerte aus der Wägezelle und aus den Pitotröhren. Wiederholen Sie dann den Test für die drei Drosselbefehlseinstellungen bei unterschiedlichen Hexacopter-Pitch-Winkeln und Windkanal-Luftgeschwindigkeiten. Um die Komplexität zu reduzieren, wurde jederzeit ein Null-Gähnen-Winkel beibehalten.

Lassen Sie uns nun die Ergebnisse interpretieren. Zeichnen Sie zunächst die aus dem Dynamometerexperiment gesammelten Schub- und Drehmoment- und Drehmomentdaten im Vergleich zu Drehzahl.

Hier zeigen wir die Daten für einen Motor. Die Diagramme veranschaulichen, dass eine Erhöhung der Motordrehzahl zu einer Erhöhung von Drehmoment und Schub führt. Passen Sie nun eine quadratische Kurve in Form der folgenden Gleichungen an die Daten an. Anhand der quadratischen Beziehung können wir dann den Schubkoeffizienten CT und den Drehmomentkoeffizienten CQ bestimmen.

Als Nächstes zeichnen Sie den Befehl Desinzellenmotor Drehzahl, elektrische Leistung und Drosseln auf einem 3D-Plot. Da es kein direktes RPM-Sensorfeedback auf unserem Hexacopter gibt, haben wir eine Polynomoberfläche in die Daten einbauen, um die tatsächliche Drehzahl als Funktion des elektrischen Strom- und Drosselbefehls zu erhalten.

Nachdem wir uns nun die Ergebnisse des Dynamometers angesehen haben, werfen wir einen Blick auf die Windkanalexperimente, die mit den hier aufgeführten Parametern durchgeführt wurden. Die Variation von Luftwiderstand und Lift wird anhand der verschiedenen getesteten Steigungswinkel dargestellt. Beide Diagramme zeigen, dass die Erhöhung des Drosselbefehls zu einer signifikanten Erhöhung des Hub- oder Motorschubs sowie zu einer Zunahme des Luftwiderstands führt. Eine Erhöhung der Windkanal-Luftgeschwindigkeit erhöht den Auftrieb nicht wesentlich. Eine höhere Luftgeschwindigkeit hat jedoch zu einer deutlichen Erhöhung der Zugkraft auf den Hexacopter geführt.

Zusammenfassend haben wir gelernt, wie aerodynamische Kräfte den Flug von Multikoptern steuern. Anschließend testeten wir einen Hexacopter in einem Windkanal und analysierten die Hebe- und Schleppkräfte, die über eine Reihe von Luftgeschwindigkeiten erzeugt wurden.

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