Dört kanatlı mikro hava aracı tasarımı ve kontrolü

Abstract

Mikro hava araçları sabit kanatlı, döner kanatlı ve kanat çırparak uçan araçlar olmak üzere genel olarak üç başlıkta incelenebilir. Aracın boyutları küçüldükçe kanat yapısına bağlı olarak Reynolds sayısı azalmaktadır. Böylece sabit kanatlı ve döner kanatlı mikro hava araçlarının aerodinamik verimliliği azalmaktadır. Kuşların ve böceklerin dinamik yapısı, manevra kabiliyeti, sürati ve çevikliği kanat çırparak uçan mikro hava araçları üzerine yapılan araştırmaların her geçen gün artmasına sebep olmaktadır. Bu çalışmada, manevra kabiliyetinin daha iyi olması ve quadcopter hareketine benzer hareket etmesi sebebiyle kanat çırparak uçan dört kanatlı mikro hava aracı tasarlanmaya çalışılmıştır. Her kanat için ayrı tahrik elemanı kullanılmıştır. Eyleyici olarak dc servomotor kullanılmasına karar verilmiştir. Kanat mekanizması olarak dört çubuk mekanizması tercih edilmiştir. Dört çubuk mekanizmasının tercih edilmesinin sebebi bu işlev için gereken aktarma oranının sağlanabileceği bir mekanizma olmasıdır. Ayrıca, dört çubuk mekanizmasının diğer mekanizmalara göre üretiminin kolay olması ve sürtünmeden kaynaklanan enerji kaybının daha az olması bu mekanizmanın seçiminde önemli rol oynamıştır. Bunun dışında, dört çubuk mekanizmasının ağırlığının daha hafif olacağı düşünülmüştür. Motorun dönme hareketinden kanat çırpma hareketi elde etmek için kol sarkaç mekanizması kullanılmıştır. Kanat çırpma aralığı ölü konum sentezi yapılarak belirlenmiştir. Salınım açısıyla kanadın kaldırma kuvveti doğru orantılı olduğundan salınım açısı mümkün olduğunca yüksek seçilmeye çalışılmıştır. Kanadın yukarıdan aşağıya hareketi ile aşağıdan yukarıya hareketinin süresi eşit tutulmaya çalışılmıştır. Mekanizmadaki uzuv boyutlarının birbirine oranı bağlama açısı optimizasyonu yapılarak hesaplanmıştır. Optimizasyonda kol sarkaç mekanizmasının salınım açısı ve krankın açık ölü konumdan kapalı ölü konuma geçtiği açı verilerek bağlama açısının doksan dereceye göre sapmasının minimum olması için gereken uzuv boyutları bulunmuştur. Hesaplamada biyelin uzunluğunun krankın uzunluğuna oranı değişken olarak tutulmuş ve krank, biyel ve sarkaç uzunlukları sabit uzva bağlı olarak bulunmuştur. Kanat uzunluğu belirlendikten sonra sabit uzvun uzunluğuna karar verilmiş böylece krank, biyel ve sarkaç uzunlukları hesaplanmıştır. Krank açısı verilerek konum analizi yapılmıştır. Daha sonra krank açısal hızı verilerek hız analizi yapılmıştır. İvme analizi için gerekli denklemler elde edilmiş ve krank açısal ivmesi verilerek ivme analizi yapılmıştır. Uzuvların ağırlık merkezlerinin ivmeleri, atalet kuvvetleri ve momentleri hesaplandıktan sonra dinamik kuvvet analizi yapılmıştır. Böylece kanadın kaldırma kuvvetiyle ihtiyaç duyulan tork arasındaki ilişki bulunmuştur. İhtiyaç duyulan tork değeri açıya bağlı olarak değiştiğinden, krankın bir tur dönüşü için tork değeri hesaplanmıştır. Böylece belirlenen kaldırma kuvveti için ihtiyaç duyulan maksimum tork değeri elde edilmiştir. Bu tork değerini elde edebilecek tahrik elemanı olarak uygun motor ve redüktör seçimi yapılmaya çalışılmıştır. Mikro hava aracının havalanması için gerekli olan torku sağlayabilecek uygun motor bulunamamıştır. Oldukça hafif ve güçlü bir motor seçilerek bir deney düzeneği üzerinde gerekli testlerin yapılmasına karar verilmiştir. Farklı malzemeler kullanılarak kanat mekanizması üretilmiştir. Mekanizmanın delrinden üretilmesine karar verilmiştir. Gövde üretiminde ise delrin ve kestamit kullanılmıştır. Üretim aşamasında kanat uzunluğu değiştirilmeden mekanizmanın uzuv boyutları küçültülerek aracın ağırlığı azaltılmaya çalışılmıştır. Ayrıca gövde kısmı mümkün olduğunca boşluklu yapıda üretilmiştir. Farklı malzemeler kullanılarak kanat tasarımı yapılmıştır. Kanat kısmında karbon fiber çubukla desteklenmiş naylon kullanılmasına karar verilmiştir. Mikro hava aracının kontrolü için uçuş kontrol ünitesi kullanılmıştır. Motor direk akımla sürülemeyeceğinden motor ile mikrodenetleyici arasındaki bağlantıyı sağlaması için hız kontrol ünitesi kullanılmıştır. Batarya veya güç kaynağı kullanılarak sistem çalıştırılmıştır. Kanatların birbirinden bağımsız hareketi incelenmiştir. Hava aracının matematiksel modeli elde edilmiştir. Sistem bilgisayar programında modellenerek simulasyonu yapılmıştır. PID kontrolcü kullanılarak kapalı çevrim kontrol yapılmıştır. Simulasyonda gaz kelebeği, yalpalama açısı, yunuslama açısı ve yönelme açısı kontrol edilmiştir. Hava haracının hareketi, aracın üç eksende dönmesine izin veren deney düzeneğinde test edilmiştir.

The usage of Unmanned Aerial Vehicles (UAV) has been increased day by day in military and civilian fields. These vehicles are specially used for dangerous situations or situations in which humans cannot respond directly. Micro aerial vehicles (MAV) are a class of Unmanned Aerial Vehicles (UAV). In recent years, they are especially used for search-rescue operations, remote Intelligence-Surveillance-Reconnaissance (ISR) and home security. MAVs are usually inspired by flying animals. They can be used for both indoor and outdoor applications. An aerial vehicle that is lighter than 100 grams and has dimensions no more than 15.24 centimeters is named as Micro Aerial Vehicle by DARPA. DARPA is an American agency that is abbreviated from Defense Advanced Research Projects Agency. There are mainly three types of MAVs: fixed wing MAVs, rotary wing MAVs and flapping wing MAVs. Fixed wing MAVs are modelled like airplanes. They can fly longer distances and have longer flight times. Rotary wing MAVs are modelled such as helicopters or quadcopters. Therefore, hovering can be achieved by propellers. Their maneuverability is better than maneuverability of fixed MAVs but fligt times are shorter. Flapping wing MAVs are also called as ornithopters. They are like insects or birds. Reynolds number decreases with respect to wing structure as the dimensions of MAVs decreases. Because of this, aerodynamic efficiency of fixed and rotary wings are lower than the efficiency of ornithopters for small sizes. Speed, agility, maneuverability and dynamic structure of birds and insects increase the researches on micro aerial vehicles with flapping wings. Biological flight is an inspiration for engineering design. Laboratories and researches on biological flight increase in recent years. There are Lentink Laboratory in Stanford University, Microrobotics Lab in Harvard University, Morpheus Laboratory in Maryland, Micro Air Vehicle Laboratory in Delft Technical University, Biomimetic Millisystems Laboratory and Animal Flight Laboratory in University of California, Berkeley and laboratories in many other universities. There are many flapping wing MAVs designed so far. Mentor is designed by University of Toronto, Microbat is designed by Caltech, Delfly is designed by Delft Technical University, Hummingbird is designed by Aerovironment and Dragonfly is designed by Georgia Institute of Technology. Lastly, Smartbird, Bionicopter and Butterfly are designed by FESTO. In this study, it is aimed to design an ornithopter since maneuverability is better than other types of MAVs. Wing mechanism is designed for a micro aerial vehicle that has six degree of freedom with four flapping wings. It is presumed that the motion of the ornithopter is similar to motion of a quadcopter, so four flapping wings are chosen instead of two flapping wings. Each wing is actuated by a different actuator. Dc servomotor is preferred as actuator type. Four-bar mechanism is preferred as wing mechanism since torque is transmitted with a minimum loss. In addition to this, manufacturing of four-bar mechanism is easier. In order to obtain flapping motion from rotation of the motor, a crank rocker mechanism is used by connecting the shortest link to the fixed link. Flapping range is determined by obtaining dead-center positions. Flapping range, which is equal to swing angle, is chosen as large as possible since it is directly proportional to the lift force. It is attempted to adjust equal time for upward and downward motion of the wings. Optimization of transmission angle is made in order to transmit torque from the input link to the output link with a minimum loss. The ratio of lengths of the links are computed by deciding the swing angle and the angle of the crank when the rocker swings between dead center positions. While computing the ratio of lengths of the links, deviation of transmission angle from ninety degrees is attempted to be adjusted to a minimum level. By changing the ratio of the length of coupler to the length of crank, the length of crank, coupler and rocker are computed with respect to the fixed link. Finally, dimensions of the wings are determined with respect to the lift force. Motion analysis of four-bar mechanism is made for a given crank angle. Then, velocity analysis is made for a given angular velocity of the crank. After that, equations for acceleration analysis are obtained and acceleration analysis is made for a given angular acceleration of the crank. Acceleration of centers of gravity, inertia forces and torques are calculated. Dynamic force analysis of the four bar mechanism is performed. A fictitious force that is equal to a quarter of the weight of the MAV is applied to the middle of the wing in order to compute input torque. Flapping frequency is taken constant for dynamic force analysis. Consequently, the relationship between the lift force and input torque is obtained. Since the torque is dependent to angular position of the crank, torque values are plotted with respect to the rotation of the motor, so maximum torque value is calculated for required lift force. Then, it is attempted to choose an appropriate motor and a gearhead. However, a suitable motor cannot be found. Hence, it is decided to use a test setup for lift force test by choosing a lightweight and powerful motor. Lift force is computed approximately with respect to two dimensional airfoil theory with some assumptions. Wing mechanism is manufactured by using different materials. Finally, delrin is used as wing mechanism. Delrin is preferred although it is heavier than balsa because balsa is not strongth enough to endure high speeds. In production stage, length of the links are shortened but ratio of lengths of the links is not changed. In addition, the body of the MAV is manufactured with porous structure. The main frame contains of three parts. Two identical parts are manufactured by using castermid and the motors are assembled them by close fit. The other part is manufactured by using delrin. Flight control unit and electronic speed controllers are assembled them by screw. Wings are produced from various materials. Finally, it is determined to use nylon with support member. Carbon fiber rod is used as support member. Micro aerial vehicle is controlled by a flight control unit ArduPilot. It is an open source autopilot system. Since dc servomotor is chosen as actuator, it cannot be driven by direct current. Therefore, electronic speed controller is chosen in order to convert direct current to alternative current. Power is supplied to the system by using power supply or lithium polimer battery. Receiver of the remote controller is connected to flight control unit. Motion of each wing is examined seperately. Mathematical model of micro aerial vehicle is obtained. System is modelled by using a computer program and simulation is made. Feedback control is applied by using PID controller. Roll, pitch, yaw angles and throttle are controlled in the simulation. Then, motion of the aerial vehicle is examined on a test setup that allows rotation on 3-axes. In the first chapter, types of micro aerial vehicles and areas of usage are introduced. Different ornithopters are compared. Literature survey is made on flapping wing micro aerial vehicles. In the second part of the thesis, wing aerodynamics is mentioned and lift force equation is obtained. Then, different actuators are examined. Wing-flapping mechanism is decided after the actuator type is chosen. Four-bar mechanism is used as flapping wing mechanism. Position, velocity and acceleration analyses are made. Flapping range is determined by adjusting dead center positions. Optimization of transmission angle is made. Dynamic force analysis is made. After input torque is computed, motor and gearhead are chosen. Then, flight control unit, battery, remote controller and electronic speed controller are chosen. Aerial vehicle is designed by using a computer-aided design and engineering software program. Finally, mainframe of the MAV is manufactured. Different wings are produced. In the third chapter, Equation of motion of MAV is obtained. Mathematical model is obtained and control algorithm is explained. After system dynamics is obtained, simulation is made. In the fourth chapter, PID parameters are computed for throttle, roll, pitch and yaw angles. Position of the aerial vehicle is obtained with respect to throttle and these angles. In the last chapter, summary is made and information is given about future work.