managementul integrĂrii soluŢiilor tehnice inovative … · universitatea “transilvania” din...

UNIVERSITATEA “TRANSILVANIA” DIN BRAŞOV

Facultatea de Inginerie Tehnologică şi Management Industrial

Departamentul didactic: Inginerie şi Management Industrial

Ing. VASILE PRISACARIU

MANAGEMENTUL INTEGRĂRII SOLUŢIILOR TEHNICE

INOVATIVE ÎN SISTEMELE AERIENE ROBOTIZATE

MANAGEMENT OF INNOVATIVE TECHNOLIGICAL SOLUTIONS FOR THEIR INTEGRATION INTO UNMANNED AERIAL SYSTEMS

Rezumatul tezei de doctorat Summary of Ph.D. Thesis

Conducător ştiinţific

Prof.dr.ing.ec. MIRCEA BOŞCOIANU

BRASOV

2014

II

UNIVERSITATEA “TRANSILVANIA” DIN BRAŞOV

Facultatea de Inginerie Tehnologică şi Management Industrial

Departamentul didactic: Inginerie şi Management Industrial

D-nei/lui……………………………………………………………………………………

COMPONENŢA

Comisiei de doctorat Numită prin Ordinul Rectoratului Universităţii “Transilvania” din Brasov

Nr. 7087 din 12.11.2014

PREŞEDINTE Prof.dr.ing. Vladimir MĂRĂSCU-KLEIN

Universitatea “Transilvania” din Brasov

CONDUCĂTOR ŞTIINŢIFIC Prof.dr.ing.ec. Mircea BOŞCOIANU


REFERENŢI Prof.dr.ing. Virgil STANCIU

Universitatea “Politehnica” din Bucureşti

Prof.dr.ing. Ioan ABRUDAN

Universitatea Tehnică din Cluj-Napoca

Prof.dr.ing. Gavrilă CALEFARIU


Data, ora şi locul susţinerii publice a tezei de doctorat: 15.12.2014, ora 11:00, Brasov,

Universitatea “Transilvania” din Brasov, corpul V (str. Mihai Viteazul, nr. 5), sala VPA

Eventualele aprecieri si observaţii asupra lucrării vă rugăm să le transmiteţi, în timp util, pe adresa Universităţii

Transilvania din Brasov, departamentul IMI, (str. Mihai Viteazul, nr. 5, corpul V al Universităţii), tel/fax: 0268-477113, sau la adresa de e-mail: [email protected]

Totodată vă invităm să luaţi parte la şedinţa publică de susţinere a tezei de doctorat.

Vă mulţumim.

III

Cuvânt înainte

“To invent an airplane is nothing. To build one is something. But to fly is everything.”

Otto Lilienthal

În primul rând gândurile mele se îndreaptă către domnul profesor universitar doctor inginer

Mircea BOŞCOIANU, care m-a atras către activitatea de cercetare şi m-a îndrumat în perioada de

pregătire şi de elaborare a tezei de doctorat, căruia îi mulţumesc pentru răbdare, înţelegere şi pentru

stăruinţa permanentă în a mă îndruma către nou, original şi inovativ.

Activitatea de elaborare a tezei a fost efectuată în cadrul departamentului de Aviaţie a

Academiei Forţelor Aeriene “Henri Coandă” din Braşov şi a Departamentului de Inginerie şi

Management Industrial din cadrul Universităţii “Transilvania” din Braşov. Mulţumesc întregului

colectiv condus de domnul şef lucrări doctor inginer Ionică CÎRCIU pentru suportul moral şi baza

materială pusă la dispoziţie. Pentru cercetarea experimentală mulţumesc colectivului de la INCAS

Bucureşti pentru înţelegerea manifestată, pentru sugestiile primite pe timpul testelor experimentale.

Adresez mulţumiri domnilor referenţi ştiinţifici prof.dr.ing. Calefariu GAVRILĂ, prof.dr.ing.

Vladimir MĂRĂSCU-KLEIN, prof.dr.ing. Virgil STANCIU şi prof.dr.ing. Ioan ABRUDAN pentru

acceptul dumnealor de a fi membrii comisiei de doctorat pentru răbdarea şi bunăvoinţa cu care au

analizat această teză de doctorat.

Nu în ultimul rând mulţumesc soţiei mele pentru încrederea şi susţinerea acordată pe durata

elaborării tezei de doctorat.

Vasile PRISACARIU

Brasov, 2014

IV

Cuprins Capitol / subcapitol Rezumat Teză

Cuvânt înainte ....................................................................................................................... III V

Cuprins (RO) ........................................................................................................................ IV VII

Cuprins (EN) ........................................................................................................................ VIII -

Lista de simboluri ................................................................................................................. - XIII

Lista de abrevieri ................................................................................................................. - XV

Introducere......................................................................................................................... 1 1

Justificarea abordării temei de cercetare. Delimitarea, importanţa şi actualitatea temei de

cercetare ...............................................................................................................................

1

1

Contextul ştiinţific actual ..................................................................................................... - 3

Titlul şi obiectivele tezei propuse spre rezolvare ................................................................. 2 3

Modul de valorificare a rezultatelor obţinute ...................................................................... - 7

Capitol 1. Generalităţi privind Sistemele Aeriene Robotizate (UAS) ............................................ 6 9

1.1. Consideraţii generale privind UAS ...................................................................................... 6 9

1.2. Evoluţia dezvoltării UAS ..................................................................................................... 6 10

1.2.1.Repere istorice ............................................................................................................. 7 11

1.2.2.Evoluţia UAS în condiţiile spaţiului aerian modern ................................................... 7 12

1.2.2.1.Statusul UAS .................................................................................................. 7 12

1.2.2.2.Evoluţia alocării bugetare ............................................................................... - 15

1.2.2.3.Evoluţia UAS în România .............................................................................. 9 16

1.3. Arhitectura şi etapele operării UAS .................................................................................... 10 18

1.3.1.Arhitectura UAS ........................................................................................................ 10 18

1.3.2.Etapele operării UAS .................................................................................................. - 21

1.4. Clasificarea UAS ................................................................................................................. 11 22

1.4.1.Categoriile UAS funcţie de caracteristici şi performanţe ............................................ 11 22

1.4.2.Clasificarea UAS din punct de vedere militar ............................................................. - 22

1.4.3.Clasificarea UAS din perspectiva spaţiului aerian ...................................................... - 23

1.4.4.Clasificarea UAS din perspectiva legislaţiei naţionale ............................................... - 23

1.5. Misiuni şi domenii de utilizare. Caracteristici şi capabilităţi ale UAS ............................... 12 24

1.5.1.Misiuni şi domenii de utilizare ................................................................................... 12 24

1.5.2.Caracteristici şi capabilităţi ........................................................................................ 13 26

1.6. Repere în domeniul construcţiei UAS tip aripă zburătoare ................................................. 14 27

1.7. Perspectivele de cercetare, dezvoltare şi utilizare ale UAS ................................................. 14 29

1.7.1.Tehnici şi metode inovative pentru extinderea zonelor de operare ale UAS .............. - 29

1.7.2.Tendinţe de dezvoltare ale domeniului UAS ............................................................... 15 31

1.8. Concluzii .............................................................................................................................. 15 33

Capitol 2. Stadiul actual în domeniul UAS în concept morphing ................................................... 17 37

2.1. Introducere în conceptul morphing ...................................................................................... 17 37

2.1.1.Scurt istoric ................................................................................................................. 17 37

V

2.1.2.Inspiraţia biologică a suprafeţelor portante ................................................................ 17 37

2.1.3.Aspecte biomecanice ale aripilor zburătoare .............................................................. - 40

2.2. Soluţii flexibile în construcţia suprafeţelor portante ........................................................... - 44

2.3. Concepte actuale de morphing ............................................................................................ 19 45

2.3.1.Morphingul 2D ........................................................................................................... 19 45

2.3.2.Morphingul 3D ........................................................................................................... 19 47

2.4. Cercetări actuale privind conceptul morphing .................................................................... 20 49

2.4.1.Managementul conceptului de morphing. Morphingul structural adaptiv ................ 20 49

2.4.2.Tehnologiile de optimizare şi control în conceptul morphing ................................... - 51

2.4.3.Elemente de acţionare ............................................................................................... 22 51

2.4.4.Repere experimentale privind suprafeţele portante în concept morphing ................ 23 54

2.5. Materiale utilizate în construcţia suprafeţelor portante ale UAS ....................................... 23 54

2.5.1.Materiale compozite .................................................................................................. - 54

2.5.5.1.Materiale compozite armate cu fibră de sticlă .............................................. - 57

2.5.5.2.Materiale compozite armate cu fibră de carbon ............................................ - 57

2.5.2.Materiale inteligente biomimetice ............................................................................. - 58

2.5.3.Materiale nespecifice domeniului aeronautic ............................................................. 23 59

2.5.4.Transformările structurale şi limitele conceptului morphing ..................................... - 61

2.6. Concluzii şi perspective ale utilizării conceptului morphing ............................................. 24 62

2.6.1.Evoluţiile viitoare în domeniul morphingului la UAS .............................................. 24 62

2.6.2.Concluzii şi direcţii viitoare de cercetare .................................................................. 25 63

Capitol 3. Cercetări teoretice privind proiectarea UAV tip aripă zburătoare în concept morphing .............................................................................................................................

26

65

3.1. Repere teoretice privind UAV tip aripă zburătoare .............................................................. 26 65

3.1.1.Parametrii constructivi ai suprafeţei portante tip aripă zburătoare ............................ - 65

3.1.2.Parametrii constructivi ai elementelor de comandă şi control ................................... 26 71

3.2. Calculul parametrilor UAV tip aripă zburătoare în concept morphing ............................... 27 74

3.2.1.Concept.Metodologie................................................................................................... 27 74

3.2.2.Managementul decizional ........................................................................................... 28 75

3.2.3.Managementul misiunilor UAV tip aripă zburătoare ................................................ - 76

3.2.4.Managementul realizării UAV .................................................................................. 29 78

3.2.5.Comanda şi controlul în concept morphing ............................................................... 31 82

3.2.6.Calculul torsiunii constructive ................................................................................... 32 84

3.2.7.Abordarea analitică propusă a dimensionării suprafeţelor de control ....................... 33 86

3.2.8. Metodă de calcul a parametrilor de morphing ........................................................... 35 88

3.3. Calculul performanţelor aerodinamice a aripii zburătoare în concept morphing ................ 38 92

3.3.1.Virajul stabilizat .......................................................................................................... 38 92

3.3.1.1.Repere teoretice .............................................................................................. 38 92

3.3.1.2.Factorii care limitează inclinarea în viraj ...................................................... 38 93

3.3.1.3.Înscrierea în viraj ........................................................................................... - 94

3.3.1.4.Aspecte privind manevrabilitatea aripii zburătoare ...................................... 95

VI

3.3.2.Spirala .......................................................................................................................... 39 96

3.4. Consideraţii asupra fenomenelor şi regimurilor critice în mecanica zborului a aripii

zburătoare .............................................................................................................................

41

100

3.4.1.Instabilităţi longitudinale ............................................................................................ 41 100

3.4.1.1.Balansul longitudinal ..................................................................................... 41 100

3.4.1.2.Autocabrajul ................................................................................................... 41 101

3.4.1.3.Antrenarea în picaj ......................................................................................... 42 103

3.4.2.Instabilităţi laterale (de giraţie, de ruliu) .................................................................... 42 103

3.5. Instrument software pentru prelucrarea parametrilor de zbor ............................................. 42 104

3.6. Concluzii ............................................................................................................................... 43 105

Capitol 4. Sistem Aerian Robotizat tip aripă zburătoare în concept morphing ............................ 44 107

4.1. Stabilirea soluţiei constructive ............................................................................................. - 107

4.1.1.Proiectarea preliminară ................................................................................................ - 108

4.1.2.Proiectare preliminară 2D ............................................................................................ - 108

4.1.3.Proiectare preliminară 3D ............................................................................................ - 109

4.2. Proiectarea 3D a vectorului aerian ....................................................................................... 44 109

4.3. Manufacturarea modelului experimental .............................................................................. 46 112

4.3.1.Dispozitiv experimental morphing . Cinematica dispozitivului experimental ............ 46 112

4.3.2.Manufacturarea modelelor (funcţionnal şi experimental) ........................................... - 113

4.3.3.Masa şi centrajul modelului experimental .................................................................. 46 115

4.4. Sistemele de la bordul UAV ................................................................................................ 47 116

4.4.1.Sistemul de propulsie .................................................................................................. - 116

4.4.2.Sistemul de comandă şi control ................................................................................... 47 116

4.4.2.1.Modulul de radiodirijare .................................................................................. - 117

4.4.2.2.Modulul de stabilizare a zborului..................................................................... - 119

4.4.3.Sistemul de achiziţie date ............................................................................................ - 119

4.4.3.1.Modulul de înregistrare a datelor de zbor ........................................................ - 119

4.4.3.2.Modulul de înregistrare a temperaturii şi umidităţii ambientale ..................... - 120

4.4.3.3.Modulul de înregistrare a imaginii .................................................................. - 120

4.4.4.Circuit de alimentare cu energie electrică ................................................................... - 121

4.5. Terminalul de comandă şi control ........................................................................................ - 121

4.6. Aspecte economice privind realizarea UAS ........................................................................ 48 122

4.7. Concluzii .............................................................................................................................. 48 123

Capitol 5. Simulări numerice privind suprafeţele portante ale UAS tip aripă zburătoare în concept morphing ...............................................................................................................

49

125

5.1. Simulări numerice 2D ........................................................................................................... 49 125

5.2. Simulări numerice 3D cu XFLR5 v.6.06 ............................................................................. 50 128

5.2.1.Metodologia de analiză ............................................................................................... 50 128

5.2.2.Analiza aerodinamică a aripii zburătoare cu torsiune constructivă ............................ 51 129

5.2.3.Analiza aerodinamică a aripii zburătoare cu torsiune geometrică alternativă.............. 53 134

5.3. Simulări CFD-3D cu Solidworks 2008 (Floworks) .............................................................. 54 137

VII

5.3.1.Cazul aripii zburătoare netorsionate ............................................................................ 55 137

5.3.2.Cazul aripii zburătoare torsionate ................................................................................ 55 138

5.4. Simulări CFD-3D cu Ansys-Fluent 6.3 ................................................................................ 56 140

5.5. Concluzii ............................................................................................................................... 57 142

Capitol 6 Cercetări experimentale privind aeromecanica suprafeţelor portante tip UAV – aripă zburătoare în concept morphing .............................................................................

58

143

6.1. Managementul cercetărilor experimentale............................................................................ 58 143

6.2. Calibrarea echipamentelor şi sistemelor .............................................................................. 58 144

6.2.1.Calibrarea sistemului de comandă şi control al zborului ............................................ 58 144

6.2.2.Calibrarea sistemului de achiziţie date ....................................................................... 59 144

6.2.3.Calibrarea terminalului de comandă şi control ........................................................... 59 145

6.3. Prelevarea şi analiza datelor. Testarea modelului experimental .......................................... 59 146

6.3.1.Prelevarea şi analiza datelor în condiţii de laborator ................................................... 60 146

6.3.1.1. Determinarea valorilor caracterstice ale structurii morphing ......................... 60 146

6.3.1.2. Determinarea valorilor caracteristice ale sistemului de propulsie ................. 61 147

6.3.2.Prelevarea şi analiza datelor de la bord în condiţiile tunelului aerodinamic subsonic 61 148

6.3.2.1.Tunelul aerodinamic subsonic.Descrierea instalaţiei ..................................... 61 148

6.3.2.2.Testele de tunel ............................................................................................... 63 150

6.3.3.Prelevarea şi analiza datelor de la bord în condiţii reale de zbor ................................ 67 157

6.4. Managementul resurselor utilizate la cercetările experimentale .......................................... - 160

6.4.1.Materiale, semifabricate şi consumabile ..................................................................... - 160

6.4.2.Scule, dispozitive şi verificatoare ............................................................................... - 160

6.5. Concluzii .............................................................................................................................. 69 162

Capitol 7. Concluzii finale, contribuţii personale, direcţii viitoare de cercetare şi diseminarea rezultatelor ..........................................................................................................................

70

163

7.1. Concluzii finale .................................................................................................................... 70 163

7.1.1 Concluzii cu caracter teoretic ...................................................................................... 70 164

7.1.2. Concluzii cu caracter experimental ............................................................................ 71 164

7.2. Contribuţii personale ............................................................................................................ 71 164

7.2.1.Contribuţii teoretice ..................................................................................................... 71 164

7.2.2.Contribuţii experimentale ............................................................................................ 72 165

7.3. Direcţii viitoare de cercetare ................................................................................................ 72 165

7.4. Diseminarea rezultatelor ...................................................................................................... 73 166

Bibliografie .......................................................................................................................... 74 167

Anexe ................................................................................................................................... - 183

Abstract ......................................... ...................................................................................... 75 184

Curriculum Vitae (română) ................................................................................................. 76 185

Curriculum Vitae (engleză) ................................................................................................. 77 186

Declaraţie de autenticitate ................................................................................................... - 187

VIII

Table of contents Chapter Summary Thesis

Foreword .................................................................................................................. III V

Table of contents (RO) ............................................................................................. IV VII

Table of contents (EN) ............................................................................................. VIII -

List of symbols ......................................................................................................... - XIII

List of abbreviations ................................................................................................. - XV

Introduction ............................................................................................................. 1 1

The justifications approach the research topic. Delimitation of the importance and

timeliness of the research topic. ................................................................................

1

1

Current scientific context........................................................................................... - 3

Title and objectives of the thesis proposed to be solved........................................... 2 3

Mode to exploit the results........................................................................................ - 7

Chapter 1. Background of Unmanned Aerial Systems (UAS)................................................. 6 9

1.1. General considerations regarding UAS...................................................................... 6 9

1.2. Evolution UAS development ..................................................................................... 6 10

1.2.1.Hystorical landmarks ........................................................................................ 7 11

1.2.2.The evolution of UAS under modern airspace ..................... ........................... 7 12

1.2.2.1.UAS status .......................................................................................... 7 12

1.2.2.2.Evolution of budgetary allocation......................................................... - 15

1.2.2.3.The UAS evolution in Romania ........................................................... 9 16

1.3. The architecture and operation stages of UAS .......................................................... 10 18

1.3.1.Architecture of UAS ........................................................................................ 10 18

1.3.2.Operation stages of UAS ................................................................................. - 21

1.4. The UAS classification.............................................................................................. 11 22

1.4.1. The UAS categories on according to features and performance...................... 11 22

1.4.2. The classification of UAS in military terms…................................................ - 22

1.4.3. The classification of UAS in airspace terms………………………………… - 23

1.4.4. The classification of UAS in national legislation terms ……………………. - 23

1.5. Missions and fields of application. The UAS features and capabilities..................... 12 24

1.5.1. Missions and fields of application................................................................... 12 24

1.5.2. The UAS features and capabilities................................................................... 13 26

1.6. Landmarks in the UAS (flying wing type) area of construction ……………..……. 14 27

1.7. Perspectives for research, development and use of UAS........................................... 14 29

1.7.1.Techniques and innovative ways to extend the areas of operation of UAS …. - 29

1.7.2.Development trends of the UAS area .............................................................. 15 31

1.8. Conclusions ............................................................................................................... 15 33

Chapter 2. The current stage in UAS morphing ..................................................................... 17 37

2.1. Introduction in morphing concept .............. .............................................................. 17 37

2.1.1.Brief history ...................................................................................................... 17 37

IX

2.1.2.Biological inspiration the lifting surface........................................................... 17 37

2.1.3.Biomechanical aspects of the flying wings ...................................................... - 40

2.2. Flexible solutions in the construction of the lifting surfaces...................................... - 44

2.3. Current concepts of morphing ................................................................................... 19 45

2.3.1. 2D morphing ................................................................................................... 19 45

2.3.2. 3D morphingul ............................................................................................... 19 47

2.4. Current research on the morphing concept................................................................ 20 49

2.4.1.The concept management of morphing. The morphing structural adaptive…. 20 49

2.4.2. Optimization and control technologies in the morphing concept............ - 51

2.4.3.Actuators .......................................................................................................... 22 51

2.4.4. Experimental landmarks on the lifting surfaces in morphing concept………. 23 54

2.5. Materials used in the construction of the lifting surfaces of the UAS ……………. 23 54

2.5.1.Composite materials............. ............................................................................ - 54

2.5.5.1.Composite materials reinforced with fiberglass ................................... - 57

2.5.5.2. Composite materials reinforced with carbon fiber .............................. - 57

2.5.2.Smart biomimetic materials .............................................................................. - 58

2.5.3.Unspecific aeronautical materials .................................................................... 23 59

2.5.4. Structural changes and the morphing concept limits....................................... - 61

2.6. Conclusions and perspectives of using the morphing concept.................................. 24 62

2.6.1. The future developments in the UAS Morphing area...................................... 24 62

2.6.2. Conclusions and future research............................................. 25 63

Chapter 3. Theoretical research for UAV design (flying wing type) in morphing concept.......................................................................................................................

26

65

3.1. Theoretical landmarks for UAV (flying wing type) ................................................. 26 65

3.1.1.Lifting surface parameters (flying wing type) ................................................. - 65

3.1.2.Command control devices parameters ............................................................. 26 71

3.2. The UAV paarameters equations in morphing concept (flying wing type)............... 27 74

3.2.1.Concept. Metodology........................................................................................ 27 74

3.2.2.Decision making management ........................................................................ 28 75

3.2.3.Missions management for UAV (flying wing type).......................................... - 76

3.2.4.Manufacturing UAV management ................................................................... 29 78

3.2.5.Command and control in morphing concept..................................................... 31 82

3.2.6.The structural twist equations ........................................................................... 32 84

3.2.7.Analithical wiev for design control surfaces..................................................... 33 86

3.2.8. Calcul method for moprhing parameters ........................................................ 35 88

3.3. The equations for flying wing aerodinamics performances (in morphing concept). 38 92

3.3.1.Stabilised turn ............... ................................................................................... 38 92

3.3.1.1.Theoretical landmarks ......................................................................... 38 92

3.3.1.2.The factors wich limited turn inclination ........ ................................... 38 93

3.3.1.3.Initial turn stage .................................................................................. - 94

3.3.1.4.Manevrability aspects for flying wing.................................................. 95

X

3.3.2.Spiral ............................................................................................................... 39 96

3.4. The considerations for critical stages in teh flying wing flight ............................... 41 100

3.4.1.Longitudinal instability .................................................................................... 41 100

3.4.1.1.Longitudinal balance............. ............................................................... 41 100

3.4.1.2.Autoclimbing........................................................................................ 41 101

3.4.1.3.Engaging in dive .................................................................. 42 103

3.4.2.Lateral instability (yaw, roll )........................................................................... 42 103

3.5. Software for flying data analysis................................................................................ 42 104

3.6. Conclusions ...... ....................................................................................................... 43 105

Chapter 4. Unmanned aerial system (flying wing type) in morphing concept ..................... 44 107

4.1. Constructive solution ................................................................................................. - 107

4.1.1. Preliminary design........................................................................ - 108

4.1.2. 2D preliminary design................................................................... - 108

4.1.3. 3D preliminary design ..................................................................................... - 109

4.2. Unmaned aerial vehicles 3D design ......................................................................... 44 109

4.3. Experimental modell manufacturing ........................................................................ 46 112

4.3.1.Experimental morphing device. Cinematic experimental device .................... 46 112

4.3.2.Modell manufacturing (funcţionnal and experimental) .................................... - 113

4.3.3.Weight and balance of the experimental modell... ........................................... 46 115

4.4. UAV onboard systems............................................................................................... 47 116

4.4.1.Propulsion system .......................................................................... - 116

4.4.2.Command and control system ........................................................................ 47 116

4.4.2.1.Transmitter and receiver device .......................................................... - 117

4.4.2.2.Flight stabilisation device..................................................................... - 119

4.4.3.Aquisition data system ............... ..................................................................... - 119

4.4.3.1.Datalogger device.................................................................................. - 119

4.4.3.2.Temperature and humidity datalogger.................................................. - 120

4.4.3.3.Camera datalogger ................................................................................ - 120

4.4.4.Power circuit.......................................................... ........................................... - 121

4.5. Command and control device..................................................................................... - 121

4.6. Economical aspects for UAS manufacturing............................................................. 48 122

4.7. Conclusions ............................................................................................................... 48 123

Chapter 5. Numerical simulations for lifting surface of the UAV (flying wing) in morphing concept ...................................................................................................

49

125

5.1. 2D numerical simulations........................................................................................... 49 125

5.2. 3D numerical simulations with XFLR5 v.6.06 ......................................................... 50 128

5.2.1.Analysis methotology ...................................................................................... 50 128

5.2.2.Flying wing aerodinamic analysis with constrictive ....................................... 51 129

5.2.3.Flying wing aerodinamic analysis with alternative twist.................................. 53 134

5.3. CFD-3D simulations with Solidworks 2008 (Floworks) .......................................... 54 137

5.3.1.Unswept flying wing ........................................................................................ 55 137

XI

5.3.2.Swept flying wing ............................................................................................ 55 138

5.4. CFD-3D simulations with Ansys-Fluent 6.3 ............................................................. 56 140

5.5. Conclusions ....... ...................................................................................................... 57 142

Chapter 6 Experimental research on the aeromechanical lifting surfaces of the UAV - the flying wing morphing concept ……………………………………………………..

58

143

6.1. The management of experimental research................................................................ 58 143

6.2. The calibration equipment and systems..................................................................... 58 144

6.2.1. The calibration of the flight control ………………………………………… 58 144

6.2.2. The calibration of the system data acquisition................................................ 59 144

6.2.3.The calibration of the control terminal ............................................................. 59 145

6.3. Collecting and analysis data. Testing of the experimental model.............................. 59 146

6.3.1. Collecting and analysis of data in laboratory conditions................................. 60 146

6.3.1.1 Determining the values of the characteristics morphing structure …... 60 146

6.3.1.2. Determining the values of the propulsion systems ............................. 61 147

6.3.2.Collecting and analysis data in wind tunnel tests.............................................. 61 148

6.3.2.1.Subsonic wind tunnel. Description of the plant................................... 61 148

6.3.2.2.Tunnel tests .......................................................................................... 63 150

6.3.3.Collecting and analysis data in real conditions in flight…………………… 67 157

6.4. Resource management used in experimental research............................................... - 160

6.4.1.Materials, elements and supplies ...................................................................... - 160

6.4.2.Tools, devices and controllers .......................................................................... - 160

6.6. Conclusions ........ ...................................................................................................... 69 162

Chapter 7. Final conclusions, personal contributions, future research directions and dissemination of results ...........................................................................................

70

163

7.1. Final conclusions .......... ............................................................................................ 70 163

7.1.1 Theoretical conclusions .................... ............................................................... 70 164

7.1.2. Experimental conclusions .......................... ..................................................... 71 164

7.2. Personal contributions .......... .................................................................................... 71 164

7.2.1.Theoretical contributions .... ............................................................................. 71 164

7.2.2.Experimental contributions ........ ..................................................................... 72 165

7.3. Future research directions ................ ........................................................................ 72 165

7.4. Dissemination of results ............................................................................................ 73 166

Bibliography ...... .................................................................................................... 74 167

Annex........... ............................................................................................................ - 183

Abstract ..................................................................................................................... 75 184

Curriculum Vitae (in Romanian)................................................................................ 76 185

Curriculum Vitae (in English).................................................................................... 77 186

Statement of authenticity .......................................................................................... - 187

Managementul integrării soluţiilor tehnice inovative în Sistemele Aeriene Robotizate Teză de doctorat - rezumat

1

INTRODUCERE

Justificarea abordării temei.

Prezenta teză de doctorat a fost elaborată în ideea de a găsi soluţii optime de înlocuire a

suprafeţelor de comandă clasice din compunerea aripilor zburătoare tip UAS (unmanned aerial

systems) cu înlăturarea dezavantajelor create de acestea, prin introducerea conceptului morphing

inspirat din mediul biologic.

Obiectivul principal al tezei de doctorat este studiul, concepţia, dezvoltarea şi testarea unui sistem

aerian robotizat tip aripă zburătoare în concept morphing.

Scopul principal al cercetării este obţinerea unor forţe aerodinamice datorate curgerilor pe profilul

suprafeţelor portante în concept morphing, cu posibilitate de comandă şi control utilă stabilităţii pe

traiectorie în timpul zborului prin optimizarea şi managementul componentelor de natură aerodinamică,

mecanică şi funcţională a sistemului aerian robotizat. Obiectivul procesului de optimizare şi

management a fost reducerea rezistenţei la înaintare a configuraţiei alese, creşterea manevrabilităţii în

timp ce se menţin caracteristicile de design ale vectorului aerian.

Se doreşte realizarea unui sistem aerian robotizat în concept morphing ce posedă caracteristici şi

performanţe de zbor superioare faţă de variantele în concept aeromecanic clasic.

Scopul final al acestei lucrări este de a evidenţia faptul că utilizarea conceptului morphing la

suprafeţele portante este un subiect de actualitate, deoarece în pofida numeroaselor preocupări privind

analizele teoretice şi experimentale nu s-a tras o concluzie finală asupra performanţelor, capacităţilor şi

posibilităţilor de aplicare a suprafeţelor portante în concept morphing.

Lucrarea sintetizează informaţiile referitoare la creşterea performanţelor de zbor ale aeronavelor

tip UAV prin aplicarea conceptului morphing şi îşi propune obţinerea unui vector aerian tip aripă

zburătoare în concept morphing ce dezvoltă o forţă portantă suficientă zborului 3D pentru executarea

unei misiuni de achiziţie date din zonele de interes.

Delimitarea temei de cercetare.

Tema de cercetare are ca domeniu sistemele aeriene robotizate cu vector aerian în configuraţie

aerodinamică tip aripă zburătoare adaptivă (concept morphing) aplicat la cele două jumătăţi ale

semiplanurilor.

Importanţa şi actualitatea temei.

Pe plan mondial domeniul sistemelor aeriene robotizate (unmanned aerial systems - UAS) este în

continuă expansiune atât în domeniul soluţiilor constructive cât şi a misiunilor ce pot fi îndeplinite de

acestea, dacă utilizarea UAS-urilor la început era exclusiv militară în prezent au o utilizare vastă şi în


2

domeniile civile. În prezent UAS-urile cunoscând o mare varietate a tipurilor constructive,

configuraţiilor şi a caracteristicilor de zbor.

În România utilizarea UAS-urilor se situează cu precădere în zona conceptelor ARF (almost

ready to fly) sau RTF (ready to fly), ca sisteme operaţionale sau sub formă de kit-uri pentru asamblare,

echipamentele montându-se ulterior, deşi putem remarca unele preocupări privind conceptia şi

realizarea de sisteme aeriene de către entităţi comerciale în colaborare cu mediul academic şi de

cercetare. Din punct de vedere al legislaţiei naţionale putem remarca în decursul anului 2014

preocupări ale autorităţilor privind alinierea reperelor legislative cu noile tendinţe ale pieţei UAS

privind operarea acestor tipuri de aeronave în spaţiul aerian modern.

UAS-urile oferă o alternativă operaţională, utilizarea acestui tip de sistem aerian robotizat are

avantajul costurilor reduse de construcţie şi exploatare în comparaţie cu aeronavele pilotate. Tendinţa

utilizării acestora în spaţiul aerian modern este în continuă creştere în diverse misiuni civile şi militare,

ce duce implicit la creşterea gradului de interoperabilitate între UAS şi aeronavele pilotate.

Domeniul aeronautic naţional prin utilizarea acestor tipuri de vectori aerieni poate satisface o

serie de nevoi cu cheltuieli scăzute comparativ cu alte mijloace tradiţionale ca de exemplu:

îmbunătăţire a securităţii naţionale, achiziţii de date în timp real de la sol şi din aer, diminuarea

degradării mediului, îmbunătăţirea gradului de pregătire pentru luptă a unităţilor de aviaţie proprii.

Nevoile enumerate mai sus constituie în final chiar misiunile prezente şi viitoare a acestor tipuri de

vectori aerieni.

Motivaţia principală a utilizării acestui tip de aeronave este costul redus de construcţie şi

exploatare în comparaţie cu aeronavele pilotate. Integrarea soluţiilor inovative în construcţia UAS

constituie una din tendinţele de cercetare în domeniu cu influenţe directe asupra performanţelor

sistemelor aeriene nepilotate.

Titlul tezei şi obiectivele tezei propuse spre rezolvare

Teza intitulată Managementul integrării soluţiilor tehnice inovative în sistemele aeriene

robotizate este departe de a soluţiona problemele legate de creşterea performanţelor sistemelor aeriene

robotizate în concept morphing, dar prin modul de abordare oferă o soluţie viabilă de implementare a


3

conceptelor aeromecanice inovative tip morphing ce oferă caracterisitici, peformanţe şi calităţi de zbor

superioare.

Plecând de la aspectele anterioare teza îşi propune atingerea următoarelor obiective principale,

urmate de cele specifice:

a.Analiza critică a stadiului actual în domeniul sistemelor aeriene robotizate;

- analiza biografică privind stadiul actual al realizărilor în domeniul sistemelor aeriene robotizate

(UAS) despre rolul şi importanţa lor în contextul spaţiului aerian modern;

- analiza stadiului actual privind cercetările şi realizările în concept morphing a sistemelor aeriene

robotizate;

- dezvoltarea aspectelor tehnico-tactice privitoare la sistemele aeriene robotizate tip aripă

zburătoare;

b.Studiul influenţei conceptului morphing asupra performanţelor de zbor ale suprafeţei

portante tip aripă zburătoare;

- evidenţierea indicilor de performanţă a UAS-urilor tip aripă zburătoare şi a modalităţilor de

îmbunătăţire ai acestora;

- evaluarea prin metode software de management a datelor (software propriu) a caracteristicilor şi

calităţilor de zbor cu implicaţiile acestora asupra mecancii zborului suprafeţelor portante tip aripă

zburătoare;

- analiza influenţei parametrilor geometrici a suprafeţei morphing asupra performanţelor de zbor;

c.Concepţia, dezvoltarea şi testarea unei structurii adaptive morphing a suprafeţelor portante

pe criterii aerodinamice /aeromecanice;

- sinteza pe baza datelor din literatura de specialitate a principalelor metode de calcul ale

performanţelor suprafeţelor portante;

- analiza teoretică privind posibilitatea utilizării conceptului morphing la suprafeţe portante tip

aripă zburătoare ale sistemelor aeriene robotizate;

- proiectarea şi realizarea unui vector aerian tip aripă zburătoare în concept morphing;

- modelarea şi optimizarea unei suprafeţe portante tip aripă zburătoare în vederea stabilirii valorii

minime a coeficienţilor aerodinamici şi a caracteristicilor de manevră;

- analiza modelelor fizico-matematice ale conceptului morphing şi realizarea unui nou model;

- cercetarea conceptului morphing şi interpretarea lui prin simulări numerice pe diferite geometrii

ale suprafeţei portante;

d.Cercetări experimentale privind comportarea suprafeţelor portante morphing la o aripă

zburătoare


4

- realizarea unor cercetări practice privind posibilitatea monitorizării la bord a parametrilor de

morphing;

- efectuarea cercetărilor experimentale în laborator, tunel aerodinamic şi în condiţii reale de zbor,

prin realizarea unui vector aerian funcţional tip aripă zburătoare din materiale uşoare cu evidenţierea

mecanismului morphing, pentru stabilirea concordanţei dintre rezultatele teoretice şi cele oferite de

modelul experimental;

-măsurarea deplasărilor semiplanurilor aripilor zburătoare sub acţiunea sistemelor de comandă şi

control;

-măsurarea performanţelor de zbor ale aripilor zburătoare în construcţie clasică şi în concept

morphing;

-prelevarea, prelucrarea şi analiza datelor provenite din experimente şi evidenţierea lor prin

grafice, tabele, studii de caz în vederea diseminării acestora inclusiv prin proiecte europene de

continuare a cercetărilor.

Pentru sublinierea acestor date cercetarea de faţă urmăreşte trei direcţii principale: teoretică,

computaţională şi experimentală. Metodologia de cercetare cuprinde o serie de etape principale,

evidenţiate în diagrama de mai jos.

Lucrarea este structurată în 7 capitole dezvoltate pe 182 pagini după cum urmează:

În Capitolul 1 intitulat Generalităţi privind Sistemele Aeriene Robotizate se face referire la

domeniul vehiculelor aeriene nepilotate, capitolul cuprinde o serie de repere istorice, evoluţia UAS în

spaţiul aerian modern, aspecte privind arhitectura, operarea, clasificarea şi misiunile UAS, dar şi repere

în domeniul aeronavelor nepilotate tip aripă zburătoare. Capitolul se încheie cu o serie de metode şi

tehnici de operare moderne ale UAS şi o evidenţiere a direcţiilor şi perspectivelor de cercetare.

Capitolul 2 intitulat Stadiul actual în domeniul UAS în concept morphing, cuprinde aspecte

privind inspiraţia biologică a conceptul morphing, privind stadiul actual al cercetărilor din domeniu atât


5

din prisma clasificării, managementului şi a tehnologiilor de optimizare a conceptului de morphing cât

şi a materialelor şi acţionărilor utilizate. În partea finală a capitolului se face referire la o serie de repere

experimentale şi perspective de utilizare a conceptului morphing.

În Capitolul 3 intitulat Cercetări teoretice privind soluţiile constructive ale UAS tip aripă

zburătoare în concept morphing, în prima parte se prezintă o serie de repere teoretice privind calculul

parametrilor aerodinamici şi a performanţelor vectorilor aerieni tip aripă zburătoare. Ultima parte

cuprinde prezentarea unei metode proprii de calcul teoretic şi instrument software (Aripa zburătoare

v.0.04 beta) pentru evidenţierea caracteristicilor şi performanţelor de zbor ale aripilor zburătoare.

În Capitolul 4 intitulat Sistem aerian robotizat în concept morphing se prezintă reperele

proiectării, manufacturării şi echipării cu sisteme (propulsie, comandă şi control, achiziţie de date) a

vectorului aerian în concept morphing, sistem aerian ce a cosnstituit suport tehnic pentru desfăşurarea

activităţilor de cercetare teoretice şi experimentale.

În Capitolul 5 intitulat Simulări numerice privind suprafeţele portante ale UAS tip aripă

zburătoare în concept morphing sunt prezentate o serie de aspecte ale comportamentului aerodinamic a

suprafeţelor portante în diverse configuraţii (geometrice şi de zbor), aspecte evidenţiate cu ajutorul

instrumentelor software Profili 2.21, XFLR5 6.09, Floworks 2013 şi Ansys Fluent 6.3.

În Capitolul 6 intitulat Cercetări experimentale privind aeromecanica UAS tip aripă zburătoare

în concept morphing se prezintă metodele experimentale adoptate pentru validarea rezultatelor teoretice

şi CFD prin teste în sufleria subsonică şi teste de zbor în diverse configuraţii.

În Capitolul 7 intitulat Concluzii şi contribuţii personale se punctează concluziile finale ale tezei

şi se evidenţiază contribuţiile teoretice şi experimentale ale autorului.

Documentarea şi fundamentarea demersurilor ştiinţifice s-a efectuat cu ajutorul a peste 300 de

referinţe bibliografice diverse (selectate 246), documentare care s-a axat în principal referiţe elaborate

după anul 2000.

Modul de valorificare a rezultatelor obţinute (articole, comunicări ştiinţifice), prezentare

statistică cantitativă a rezultatelor.

Diseminarea rezultatelor în urma demersurilor ştiinţifice pe această temă s-a realizat prin 2

proiecte de cercetare, 3 rapoarte de cercetare (fundamentele tezei de doctorat), un total de 17 articole (3

ISI, 11 BDI, 3 necotate) şi o serie de participări la comunicări ştiinţifice naţionale şi internaţionale.


6

CAPITOLUL 1

GENERALITĂŢI PRIVIND SISTEMELE AERIENE ROBOTIZATE

1.1. Consideraţii generale privind sistemele aeriene robotizate.

Sistemele aeriene robotizate sunt cunoscute sub acronimul UAS care este utilizat pentru a desemna

sistemul aerian fără pilot uman la bord, aeronavele fără pilot în accepţiunea generală a titulaturii de fapt

constituie atât vectorul propriuzis cât şi echipamentele ce sunt amplasate la bordul acestuia, împreună

executând misiunile specifice pentru care au fost construite şi proiectate. Ele pot funcţiona fie prin

controlul de la distanţă de la o staţie de sol fie în mod autonom.

Vehiculul aerian fără pilot (unmanned / uninhabited aerial vehicles - UAV) mai este cunoscut şi

ca o aeronavă pilotată de la distanţă (remotely piloted aircraft - RPA) sau sistem aerian fără pilot

(unmanned aerial sistem - UAS), fiind o maşină aeriană care funcţionează, fie prin controlul de la

distanţă de un pilot şi/sau navigator fie autonom. Departamentul Apărării al S.U.A. defineşte UAV ca

fiind „un vehicul aerian autopropulsat, care nu are operator uman la bord şi care foloseşte forţele

aerodinamice pentru ridicarea în aer a vehiculului, putând zbura în mod autonom sau putând fi pilotat

de la distanţă, vehicul care poate fi de unică folosinţă sau poate fi recuperat şi care poate lua la bord

încărcăturile letale sau non-letale.” [***2002a]. Conform acestei definiţii, aerovehiculele cu traiectorie

balistică şi semibalistică, rachetele dirijate şi proiectilele de artilerie nu sunt considerate vehicule

aeriene fără pilot uman la bord [***2003a, ***2007a].

UAS au cunoscut mai multe nume şi forme de-a lungul istoriei: drone, RPV (remotely piloted

vehicle), UAV (unmanned aerial vehicle), UCAV (uninhabited combat aerial vehicle), OAV (organic

aerial vehicle), UCAS (uninhabited combat aircraft system), RPA (remotely piloted aircraft), RPH

(remotely piloted helicopter), aerial robotics, MAV (micro aerial vehicle) şi lista continuă [FAG2012].

Abrevierea UAV a fost extinsă, în unele cazuri la UAVS (unmanned-aircraft vehicle system).

Administraţia Federală a Aviaţiei SUA a adoptat denumirea de Unmanned Aircraft System (UAS), pentru a

reflecta faptul că aceste sisteme complexe includ, pe lângă aerovehiculul propriu zis şi staţii terestre de

control, plus alte elemente auxiliare de sprijin. Deasemenea se mai utilizează şi termenul unnamed aircraft

(UA), atunci când se face referire directă la componenta aeriană a UAS [***2005a].

1.2.Evoluţia dezvoltării sistemelor aeriene robotizate.

Aeronavele fără pilot împletesc cu succes simplitatea constructivă cu limitele normelor şi legilor

după care ele sunt proiectate şi construite. Utilizarea acestei categorii de aeronave nu este lipsită de

greutate, iar utilitatea lor se confirmă pe zi ce trece. Sistemele UAV au devenit o ramură a tehnicii militare

şi civile care se dezvoltă continuu într-un ritm dinamic. Necesităţile şi tendinţele luptelor moderne, decurg


7

din aspecte referitoare la eficienţă, viteză şi precizie. Scopul primordial al oricăror confruntări este acela de

a proteja forţele proprii, fără a le diminua capacitatea de luptă simultan cu creşterea combativităţii.

Tehnologiile sistemelor UAV pot asigura alternativa viabilă la confruntările atipice, asimetrice, în

care câmpul de ia forme spectaculoase, de la lupta de gherilă, acte teroriste, toate acestea necesitând măsuri

şi strategii adaptate. Avansul tehnologic permite comandanţilor să afle informaţii în timp real despre forţele

proprii dar şi despre situaţia adversarului, acest lucru oferind totodată accelerarea ciclului decizional dar şi

creşterea ritmului acţiunilor militare.

1.2.1.Repere istorice

Vehiculele aeriene nepilotate s-au dezvoltat în paralel cu vehiculele aeriene cu pilot uman la

bord de la începutul descoperirii zborului şi a rachetelor din timpul Primului Război Mondial,

tehnologia migrând între cele două domenii. De-a lungul istoriei domeniul maşinilor aeriene nepilotate

au cunsocut mii de programe ce au dezvoltat sute de produse aflate în serviciul operaţional. Repere ale

istoriei UAS sunt evidenţiate şi bine documentate într-o serie de surse bibliografice [MCO1997,

YEN2004, GOR2005, EHR2010, FAG2012, BHM2012], vezi şi anexa 2.

Evoluţia sistemelor aeriene robotizate este marcată de o serie de repere istorice ce au definit

dezvoltarea acestei categorii de aeronave, repere evidenţiate cronologic în anexele 1 şi 2, începând de la

primele utilizări din secolul XIX ale lui Charles Perley [www2003a, GRE2009] şi Samuel Pierpont

Langley [MER2009, GUN2012], Reginald Denny în anii 1930 [***2002a], racheta V1 în 1944

[LAR1996, www2011b], perioada postbelică programele demarate de jucători importanţi pe piaţa UAS

(SUA, Israel) cu D-21 [BLO2010, EHR2010, LAR1996] şi perioada modernă care este marcată de o

intensificare preocupărilor pe piaţa de profil cu o deschidere spre o paletă mai largă de misiuni: Gnat,

Perseus [MER2009], Reaper [EHR2010]. În anexa 3 sunt precizate o serie de repere istorice naţionale

în ceeea ce priveşte domeniul aeronavelor fără pilot.

1.2.2.Evoluţia sistemelor aeriene robotizate în condiţiile spaţiului aerian modern

1.2.2.1.Statusul UAS

Sistemele aeriene robotizate cunosc în ultimul deceniu o dezvoltare semnificativă a

capabilităţilor de operare în condiţiile spaţiului aerian modern, evoluţie susţinută şi de creşterea

numărului de operatori. Mediile de specialitate au dat publicităţii o serie de statistici privind jucătorii de

pe piaţa sistemelor aeriene robotizate (centre de cercetare, producători, utilizatori) [***2014a], o serie

de rezultate statistice sunt prezentate în tabelele şi figurile următoare (tabel 1.1, tabel 1.2, figura 1.1,

figura 1.2).


8

Tabel. 1.1 Evoluţia sistemelor aeriene robotizate

2005 2006 2007 2008 2009 2010 2011 2012 2013 2014 Total sisteme 544 603 789 974 1190 1244 1424 1581 1708 1884 Dezvoltatori 207 252 312 369 422 500 511 478 510 589 Eforturi comune internationale 20 32 34 35 38 36 54 32 48 37 Tari producatoare 43 42 48 48 50 51 51 51 53 56

Fig. 1.1 Evoluţia UAS 2005-2014

Tabel 1.2. Evoluţia aplicaţiilor sistemelor aeriene robotizate

Aplicaţii 2005 2006 2007 2008 2009 2010 2011 2012 2013 2014 Civile / Comerciale 55 47 61 115 150 171 175 217 247 315

Militare 397 413 491 578 683 631 674 548 564 609 Civile / Militare 44 77 117 242 260 283 318 353 392 447

Cercetare 35 31 46 54 66 66 69 73 78 78 Dezvoltare 219 217 269 293 329 301 310 187 172 162

0

200

400

600

2005 2006 2007 2008 2009 2010 2011 2012 2013 2014An

UAS

UAS Civile / Comerciale UAS Militare UAS Civile / MilitareUAS in faza de cercetare UAS in faza de dezvoltare

Fig. 1.2 Aplicaţiile UAS 2005-2014

Utilizarea, statusul şi evoluţia sistemelor aeriene robotizate la nivelul european (2011 vs 2014)

este evidenţiat în figura 1.6, [***2011a, ***2014a];


9

Fig. 1.6 Statusul sistemelor aeriene robotizate europene (2011 vs 2014)

Referinţele privind ciclul de viaţă a UAS la nivel european până la nivelul anilor 2014 evidenţiază

preocupări mai ales asupra zonei de dezvoltare în contextul finalizării duratei de serviciu a unui număr

important de sisteme aeriene robotizate, vezi figura 1.7, [***2011a, ***2014a ];

Fig. 1.7 Ponderea UAS în etapele ciclului de viaţă la nivel european (2011 vs 2014)

1.2.2.3.Evoluţia UAS în România

Evoluţia sistemelor aeriene nepilotate naţionale comportă o preocupare constantă în ceea ce

priveşte utilizarea lor cu precădere în aria militară (ATM-1 în 1980, VR-3 Reis în 1986, Shadow 600 în

1998). România în cursul ultimului deceniu a cunoscut o dezvoltare a preocupărilor în domeniul

sistemelor aeriene robotizate datorate accesării de fonduri pe proiectele finanţate de stat şi demarate de

instituţii de cercetare în parteneriate cu entităţi industriale (INCAS Bucureşti, Universitatea Politehnica

Bucureşti, Universitatea Dunărea de Jos Galaţi, Universitatea Transilvania Braşov, Academia Tehnică

Militară Bucureşti, ACTTM Bucureşti, INAV Bucureşti) dar şi a iniţiativei zonei comerciale ca răspuns

a cererii tot mai mari pe piaţa de profil pentru sisteme aeriene nepilotate utilizate la achiziţii de date în

zonele de interes, vezi figurile 1.11 şi 1.12, [***2012a, www2012d, PCL2014].


10

Fig. 1.11 Evoluţia produselor UAS pe piaţa românească

Fig. 1.12 Principalii actori pe piaţa naţională UAS

Utilizarea în aria naţională a aeronavelor fără pilot a fost reglementată de Autoritatea Aeronautică

Română (AAR) prin intermediul normativelor RACR-AZAC [***2007b] şi Codul Aerian Român

[***2011e] iar începând cu anul 2013 au fost propuse amandamente regăsite în Ordinul de ministru nr.

8/2014 [***2014b] şi directiva de navigabilitare a AAR pentru UAV 25.02.2014, [***2014c].

1.3. Arhitectura şi etapele operării sistemelor aeriene robotizate.

1.3.1. Arhitectura sistemelor aeriene robotizate

O definire potrivită contextului roboticii şi a inteligenţei artificiale este legată de automatizarea

activităţilor prin rezolvarea problemelor, luarea deciziilor, execuţia şi învăţarea de către sistemele

robotizate pentru a dobândi un nivel de autonomie, [DUM2002];

Robotica se ocupă cu studiul maşinilor ce pot înlocui omul în executarea anumitor sarcini ce

implică activităţi fizice şi de luare a deciziilor. Maşinile robotizate odată cu dezvoltarea tehnologică au

pătruns în toate mediile umane şi în cele din urmă şi în mediul aerian,

Sistemele aeriene robotizate (UAS) fac parte din marea familie a roboţilor ce înglobează

componente mecanice, electrice, electronice şi software ce au ca scop executarea unor activităţi

specifice.


11

După [BLO2010] un sistem aerian are cinci componente principale: vehicolul aerian (air vehicle);

încărcătura utilă (payload); staţia de sol (ground station); sistemele de lansare/recuperare (launch and

recovery) şi legătura de date (data link). [BHM2012] caracterizează UAS prin: vectorul aerian;

încărcătura utilă; legăturile de date; sistemele de lansare şi recuperare; sistemul de comandă şi control

pe traiectorie; factorul uman. Pornind de la schema de principiu a unui sistem robotizat şi având în

vedere misiunile specifice putem proiecta diagrama elementelor componente ale unui UAS, (vezi figura

1.15).

Subsistemele componente ale unei maşini aeriene robotizate după figura 1.15 sunt subsistemele

energetice, subsistemele de comandă şi control, subsistemele senzoriale şi subsistemele de execuţie.

Fig. 1.15 Elementele componente ale unui sistem aerian robotizat

1.4.Clasificarea sistemelor aeriene robotizate.

Sistemele UAV de-a lungul timpului au suferit o serie de clasificări datorită dinamicii dezvoltării

atât a vectorilor şi echipamentelor cât şi a domeniilor de utilizare. În ceea ce urmează iată cele mai

cunoscute clasificări în domeniu:

1.4.1.Categoriile UAS funcţie de caracteristici şi performanţe

Referinţe de specialitate [ARJ2007, VAL2007, BLO2010, FAG2012, HOL2013] oferă o serie

clasificări, iar în [***2009a] avem o clasificare de referinţă, vizualizată în tabelul 1.3:


12

Tabelul 1.3. Categoriile sistemelor UAV

Categoria Acronim Raza de acţiune (m)

Altitudinea (m)

Autonomia (h)

Masa (kg)

Tactice Nano η < 1 100 < 1 < 0,025 Micro μ

(Micro) < 10 250 1 <5

Mini Mini < 10 150..300 < 2 <30 Close range CR 10..30 3000 2..4 150 Short range SR 30..70 3000 3..6 200

Medium range MR 70..200 5000 6..10 1250 Medium range endurance MRE > 500 8000 10..18 1250

Low altitude deep penetration LADP > 250 50..9000 0.5..1 350 Low altitude long endurance LALE > 500 3000 > 24 < 30

Medium altitude long endurance MALE > 500 14000 24..48 1500 Strategice

High altitude long endurance HALE > 2000 20000 24..48 4500..12000 Utilizări speciale

Unmanned combat aerial vehicle UCAV ~ 1500 10000 aprox. 2 10000 Lethal LETH 300 4000 3..4 250

Dechoy DEC 0..500 5000 < 4 250 Stratosferic STRATO > 2000 20000..30000 > 48 -

Exo-stratosferic EXO - > 30000 - - Space SPACE - - -

1.5.Misiuni şi domenii de utilizare. Caracteristici şi capabilităţi ale UAS.

1.5.1. Misiuni şi domenii de utilizare

Misiunile sistemelor aeriene robotizate s-au extins odată cu creşterea nivelului tehnologic şi de

performanţă, la nivel actual misiunile globale ale sistemelor aeriene robotizate sunt: detectarea,

urmărirea, supravegherea, identificarea, clasificarea şi neutralizarea ţintelor (figura 1.19) [PRI2013h],

la nivel naţional misiunile sunt în concordanţă cu Strategia Naţională de Securitate a României,

[***2007c], vezi figura 1.20.

Fig. 1.19 Misiunile globale ale UAS Fig. 1.20 Strategia de Securitate a României,

[***2007c]


13

Referinţe din domeniu [FAG2012, HAR2013, PRI2011, ***2005a, **2007a] menţionează o

multitudine de misiuni ce pot executate de sistemele aeriene fără pilot, ele pot fi clasificate după cum

urmează: a. Misiuni de monitorizare, supraveghere, pază şi prevenire, b. Misiuni de căutare / salvare,

c. Misiuni militare şi speciale, d. Misiuni ştiinţifice şi experimentale.

1.5.2. Caracteristici şi capabilităţi ale UAS

UAS prezintă o serie de capabilităţi esenţiale pentru îndeplinirea misiunilor, acestea sunt

următoarele: capacitatea de a urmări harta, a evalua mediul, şi de a realiza secvenţa observare –

angajare; navigaţie exactă care permite fotografierea comună tactică şi oferă o navigaţie sigură;

viteza în conducerea misiunii (viteza cu care vectorii pot acoperi zona periculoasă şi viteza de transfer

de date, procesare şi fuziunea informaţiei culese - centralizarea şi diseminarea); amprenta radar,

magnetică, acustică şi termică minimală; abilitatea de a opera în zone de risc; capacitatea de

încărcare pentru a suporta sistemele de propulsie şi de luptă (senzori, computer ambarcat,

comunicatii, si neutralizare); robusteţe, durabilitate şi fiabile în medii periculoase; costul de fabricaţie

este scăzut comparativ cu avioanele pilotate; vulnerabilitatea redusă în timpul zborului datorită

înălţimii de zbor inferioară înălţimii minime de descoperire pentru staţiile de radiolocaţie;

vulnerabilitate redusă la spectrul de radiolocaţie (suprafeţele mici expuse, utilizarea materialelor

moderne); cheltuieli reduse pentru întreţinerea tehnică şi pregătirea misiunilor; posibilităţi de lansare

multiple (de la sol, de pe mare şi din aer); transmiterea datelor în timp real centrului de conducere a

misiunii şi de aici la toate compartimentele operative în achiziţionarea datelor; fără limite impuse de

capacitatea fiziologică umană în ceea ce priveşte manevrabilitatea în zbor; uşurinţa la lansare şi

recuperare.

Succesul misiunilor depinde de: condiţile meteo şi restricţiile de operarea datorită reliefului şi

infrastructurii urbane; de performanţa senzorilor utilizaţi în achiziţia de date (imagine, sunet,

temperaturi, atmosferă contaminată); gradul de echipare a UAV-ului cu sisteme back-up şi redundante;

gradul de pregătire a operatorilor şi a factorilor decizionali; nivelul de criptare a datelor transmise;

alegerea traiectelor de zbor aferente misiunii; sisteme de recuperare a UAV-ului (localizator GPS,

paraşute); gradul de interoperabilitate cu celelalte structuri responsabile.

Utilizarea sistemelor aeriene robotizate comportă câteva dezavantaje, cum ar fi: vulnerabilitatea la

focul inamic, restricţii de zbor în condiţii meteo nefavorabile, comanda şi controlul se execută pe

frecvenţe limitate (criptarea transmisiilor cresc preţurile echipamentelor), detecţie limitată în zone cu

vegetaţie înaltă, numărul limitat de senzori ambarcaţi pe misiune [***2006a, PRI2011].


14

1.6.Repere în domeniul construcţiei UAS tip aripă zburătoare

Sistemele aeriene robotizate (UAS) au cunoscut în ultimele decenii o dezvoltare rapidă datorită

miniaturizării tehnologice şi cerinţelor de piaţă rezultând o serie de variante constructive care s-au

impus în plan operaţional. Configuraţia tailless (aripă zburătoare) şi-a dovedit utilitatea şi eficienţa

drept dovadă o parte din categoriile UAV (7 din 12) cuprind şi astfel de sisteme aeriene. În figura 1.21

sunt prezentate realizări de aripi zburătoare pe categoriile reprezentative ale sistemelor aeriene

robotizate [PRC2013, ***2011a, ***2006a].

Micro Mini Close Range

Aerovironment, USA Orbiter, Israel Maxi 10, France

Short Range Medium Range Medium Range Endurance

Exodrone L3, USA Sperwer, France Wachkeeper, Israel

Low Altitude Deep Penetration Low Altitude Long Endurance

Medium Altitude Long Endurance

CL 289, France-Germany Scan Eagle, USA Predator A, USA

High Altitude Long Endurance Unmanned Combat Aircraft Optionally piloted, converter UAS

Global Hawk, USA Boeing X-46, USA Herti 1D, UK

Fig. 1.21 Aripi zburătoare în categoriile UAV

1.7. Perspectivele de cercetare, dezvoltare şi utilizare ale UAS

Studii ale cercetătorilor afirmă faptul că misiunile de supraveghere, cercetare aeriană şi război

electronic, executate cu echipaj uman la bord, vor fi preluate în totalitate de către UAS. Mai mult aceste


15

misiuni se vor extinde şi în ceea ce priveşte sprijinul aerian nemijlocit precum şi în neutralizarea

apărării aeriene cu baza la sol a inamicului. Trei moduri distincte de integrare a misiunilor executabile

de către sistemele UAV sunt analizate în momentul de faţă [AGA2011], împreună cu sistemele de luptă

aparţinând celorlalte categorii de aviaţie: prin asocierea sistemelor de luptă, prin dedicare/alocare de

resursă operaţională specializată, prin mixtarea sistemelor de arme

1.7.2.Tendinţe de dezvoltare ale domeniului UAS

Tendinţele de dezvoltare a viitoarelor UCAV-uri sunt axate pe următoarele direcţii: puternic

înarmate (minimizarea armamentului şi muniţiei); implementarea unor noi materiale (surse de energie,

propulsie, structură, sarcini utile etc) materializate şi prin realizarea vitezelor supersonice; utilizarea

unor platforme de transport de pe care să decoleze mai multe UCAV-uri; alimentare în aer, cu

anduranţă lungă; implementarea tehnologiei Stealth; asigurarea interoperabilităţii sistemelor; utilizarea

reţelelor neuronale; capabilităţi de deplasare extra-stratosferică (>50 km).

Fig.1.29 Interoperabilitatea între beneficiari prin utilizarea în comun a sistemelor de comunicaţii

1.8. CONCLUZII

În acest capitol sunt prezentate aspecte privind sistemele aeriene fără pilot cu referire la

evoluţia, arhitectura, clasificarea şi misiunile lor în spaţiul aerian modern. Din analiza domeniului UAS

rezultă necesitatea dezvoltării de cercetări privind construcţia vehicule aeriene nepilotate versatile,

autonome şi low cost cu scopul depăşirii limitelor de manevrabilitate şi de misiune atinse de sistemele

aeriene nepilotate clasice.

În prezent trei factori fundamentali definitorii se combină pentru motivarea utilizării sistemelor

UAV. În primul rând, avansul tehnologic ce oferă un nivel de operare ridicat. Noii senzori şi

încărcăturile utile sunt mult reduse în volum şi greutate, oferind o mare capabilitate în ansamblu. Noile

transferuri de date, pot oferi conectivitate pe o bandă largă pentru comanda şi controlul UAV pe

traiectorie, comanda şi controlul încărcăturii ambarcate. Avansul în tehnologia microprocesoarelor,


16

dezvoltarea software, navigaţia inerţială, sistemul de poziţionare globală (GPS) permit crearea de

sisteme eficiente de control al zborului. Noile materiale compozite şi sistemele de propulsie

îmbunătăţite conduc la construcţii mai uşoare “invizibile” ce conduc către nivele de anduranţă care

întrec toleranţ şi capacitatea umană.

În al doilea rând, situaţiile de pe Glob, mereu schimbătoare, evolutive, prezintă oportunităţi

unice pentru sistemele UAV. Aşa cum a afirmat Defense Science Board, “UAV sunt sistemele ideale

care suportă caracterul ivit din natura asimetrică a războiului.” [***2004a]. Sistemele UAV pot opera

în medii contaminate de agenţi chimici, bacteriologici sau radioactivi. Ele pot opera de asemenea şi în

alte medii contestate de sistemele cu pilot uman la bord (altitudinile periculoase).

În al treilea rând, atributele sistemelor UAV permit noi avantaje şi capacităţi operative. Lecţiile

învăţate din recentele experienţe punctează avantajele aduse forţelor militare aeriene şi comandanţilor.

UAV-urile oferă o serie de avantaje operaţionale importante în domeniul cercetării, recunoaşterii şi

supravegherii aeriene, desfăşurate deasupra teritoriilor inamice. Pe lângă evitarea pierderilor umane,

posibilitatea de întrebuinţare în luptă a unor sisteme UAV, mai uşor de achiziţionat, în comparaţie cu

aeronavele „clasice”, cu pilot la bord, poate aduce beneficii în cadrul planificării operaţionale.

Domeniile sistemelor unmanned oferă încă arii de cercetare insuficient exploatate, principalele

direcţii viitoare de cercetare pot fi :

- analiza unor viitoare capabilităţi ale UAV şi posibilităţi de executare a unor misiuni noi şi

operarea în condiţii de siguranţă;

- integrarea unor configuraţii şi soluţii aerodinamice special dedicate evoluţiei la viteze reduse;

- integrarea şi realizarea unor sisteme de propulsie economice şi a senzorilor de spectru larg cu

surse de energie fotovoltaică;

- elaborarea unor proceduri “sense and avoid” pentru UAV tactice şi close range;

- integrarea liniilor tehnologice şi a proceselor de producţie şi mentenanţă flexibile, modulare şi

mobile, necesare beneficiarilor finali în zonele de exploatare;

- integrarea unor noi sisteme de lansare adaptate unor medii ostile (relief, temperaturi scăzute);

- soluţii integratoare a doi sau mai mulţi vectori (acelaşi mediu de operare / medii de operare

diferite: UAV-UAV, UAV-UGV, UAV-UUV)

- dezvoltarea conceptului SWARM (roi) ce presupune evoluţia în reţea a mai multor tipuri de

UAS ce pot îndeplini misiuni în grup de sisteme;

- soluţii UAS robotizate complet autonome;

- soluţii aerodinamice biomimetice integrate (soluţii morphing combinate).


17

CAPITOLUL 2

STADIUL ACTUAL ÎN DOMENIUL SISTEMELOR AERIENE ROBOTIZATE ÎN CONCEPT MORPHING

2.1. Introducere în conceptul morphing

2.1.1. Scurt istoric

Termenul morphing reprezintă capacitatea de morphozare, de a suferi o modificare, de

modificare a formei (conform dicţionarului Webster), [NBC2008, GRA2010a].

Conceptele morphing timpurii s-au aplicat atât la suprafeţele portante cât şi la alte elemente

constructive ale aeronavelor: trenul de aterizare escamotabil, mecanizarea aripii (flapsuri, frâne

aerodinamice) sau vectorizarea tracţiunii, [GRA2010b]. Pentru formarea unei imagini de ansamblu

privind evoluţia conceptului morphing în domeniul aeronautic, cele mai importante repere istorice sunt

evidenţiate în Anexa 5.

2.1.2. Inspiraţia biologică a suprafeţelor portante.

O aeronavă în concept morphing este, în general, definită ca o aeronavă a cărei formă se

modifică în timpul zborului, pentru a optimiza performanţele. Tipurile schimbărilor de formă includ

anvergura, coarda, volumul, suprafaţa portantă, grosimea profilului, alungirea şi forma în plan.

Cercetătorii au fost întotdeauna inspiraţi de domeniul biologic în ceea ce priveşte realizarea

zborului, graficul din figura 2.2 expune relaţia dintre masa şi numărul Reynolds la care evoluează

vectorii aerieni comparativ cu păsările.

Fig. 2.2 Relaţia dintre masa UAV şi nr. Reynolds

Pornind de la cercetările actuale în domeniu desfăşurate la marile universităţi şi centre de

cercetare (Bristol University, NASA, DARPA) putem desprinde o clasificare a conceptului de

morphing (fig. 2.3): omnimorphingul (morfologie internă prin volum multinonplanar dinamic);

polimorphingul activ, (modificări geometrice locale multidirecţionale şi aripa este activă aeroelastic:


18

aripi glisante, aripi telescopice, aripi rotative pliante, aripi pliante); polimorphingul pasiv (modificări

geometrice locale multidirecţionale); monomorphingul activ, (modificări geometrice locale

multidirecţionale: flapsurile interconecte cu stabilizatorul, spoileroanele, reducerea încărcăturii pe

aripa, volum variabil, coardă variabilă, tracţiune vectorizată); monomorphingul unidirecţional sau

monomorphingul discret, (modificarea geometriei locale monodirectionale: spoilere discrete ca

suprafeţe de control, flapsurile) [GWH2002, MIF2012, PBC2013].

Conform [VAL2012] morphingul se referă la schimbarea configuraţiei de zbor ce conduce la

modificarea performanţelor UAS. Morphingul activ se referă la modificarea configuraţiei de zbor prin

iniţierea acţiunii de la pilotul automat sau staţia de sol (flapsuri, trern de aterizare, frâne aerodinamice).

Morphingul pasiv defineşte cazurile în care configuraţia aerodinamică se schimă fără controlul pilotului

automat sau a operatorului (exemplu: deformarea aripii datorită încărcării aerodinamice). Morphingul

pasiv avansat are la bază concepte biomimetice cu scopul de a reduce turbulenţele create de suprafeţele

portante.

Fig. 2.3 Taxonomia conceptului de morphing

Zborul inspirat biologic a fost realizat prin aplicarea a două concepte de bază: aripa batantă şi

aripa morphing [BPC2011], acesta din urmă având multiple manifestări (morphing 2D profil, morphing

2D aripă , morphing 3D aripă), vezi figura 2.8 [SMT2009, STY2010]. Performanţele unei aeronave

sunt influenţate în mod direct şi semnificativ de configuraţia şi geometria sa. Aripa fiind un element

important în generarea portanţei i s-a acordat o atenţie deosebită privind conceptele morphing. Prin

urmare, mai multe programe guvernamentale [WHG1998] şi proiecte academice de cercetare privind

morphingul au investigat metode de schimbare eficientă a caracteristicilor geometrice a aripii în timpul

zborului [OYS2010, WON2010].

Fig. 2.8 Categoriile conceptului de morphing pentru suprafeţele portante


19

2.3.Concepte actuale de morphing

2.3.1. Morphing 2-D

a. Modificarea aripii pe anvergură - cu wingtips span morphing. [BPC2011].

b.Morphing aripa-buclă (tranformare 2-D). Conceptul de morphing UAV aripa-buclă (sau

morphing 2-D) are capacitatea de a schimba configuratia aripi dintr-o singură aripă în două aripi lipite

la capete.

c. Morphing geometric aripă. Sunt aeronave ce utilizează aripi care au capacitatea de a-şi

schimba forma în plan în timpul zborului cu 200% alungirea, cu 50% suprafaţa portantă şi cu 200

unghiul de săgeată. Conceptul morphing la DARPA a fost continua şi în faza a II-a denumit programul

“Morphing Aircraft Structures – MAS”. Conceptul "aripa pliantă", dezvoltat de Lockheed Martin

permite variaţii de anvergură, alungire coardă şi unghi de săgeată şi NextGen cu modificarea lungimii

corzii la încastrare, [WEI2006].

d.Morphing unghi de săgeată. Universitatea politehnică din Virginia în 2006 concepe şi

testează modelul APVE într-o primă etapă a cercetărilor experimentale (adaptive planform vehicle

experiment) iar în etapa a doua prezintă modelul MORPHEUS, amândouă bazate pe acţionare

monopunct cu servoactuatoare identice, [NEA2006].

e. Morphing pentru aripi rotative. Palele de rotor au fost de asemenea modificate prin torsiune

sau creşterea lungimii, folosindu-se forţele centrifuge (figura 2.19) metodă elaborată de Universitatea

de Stat Penn, morphing ideal pentru un vehicul care are nevoie de putere de ridicare mai mare în

anumite faze ale zborului, [PRR2011, JOH2010].

2.3.2. Morphing 3D

Aeronavele cu morphing total (3-D) sunt vehicule de zbor care îşi modifică forma pentru a

efectua o misiune dată cu un control al zborului, fără utilizarea unor suprafeţe de comandă

convenţionale vezi figura 2.20, [SKC2007].

Fig. 2.20 Lockheed Martin, conceptul aripă pliabilă. Fig. 2.21 Aripioarele multi-axiale

a. Winglet-uri multiaxiale. Aceste aripioare sunt capabile de a-şi a schimba unghiul diedru

(figura 2.21), ele nu înlocuiesc suprafeţele conventionale de control, dar rezultatele arată că utilizarea

lor duc la o îmbunătăţire substanţială a zborului.

b. Morphingul 3-D, unghi diedru. Trebuie menţionat faptul că morphingul schimbă sistemul

de constante în timp, şi, ca rezultat, introduce noi termeni inerţiali în dinamica zborului (figura 2.22). În


20

cadrul University of Florida Center for Micro Air Vehicles şi Oregon State University se testează un

sistem multipunct de acţionare (morphing 3D) cu servoactuatori identici [ABD2004, GUI2007,

SAL2009], cu rol în modificarea simetrică/ asimetrică a formei aripii pentru controlul vectorului aerian

pe traiectorie.

Fig. 2.22 Morphing vertical 3-D [ABD2004],

c. Aripa flexibilă. Universitatea din Florida a făcut o cercetare pe aripi deformabile, care sunt în

măsură să deformeze în mod continuu. Aripile flexibile permit forme complexe si sunt mai stabile

decât cele rigide, în special în condiţii meteorologice turbulente.

d. aripa hiper-eliptică, dezvoltată NASA Langley Research Center care a efectuat un studiu pe

astfel de aripi HECS (Hyper- elliptic cambered span) ca parte a Morphing Project din cadrul Vehicle

Systems Technology Program. [WSJ2004].

e. Morphing 3D extremal, cu modificarea capătului de aripă pe un motoplanor fără pilot în

cadrul proiectului Sky Walker finanţat de DARPA, [HIN2009] în era utilizat ce exploata curenţii

termici prin manevrabilitate mărită datorită morphingului la vârful aripilor (cca 10% din anvergură),

vezi figura 2.26.

2.4.Cercetări actuale privind conceptul morphing

2.4.1.Managementul conceptului morphing. Morphingul structural adaptiv

Beneficiile aplicaţiilor acestor sisteme în concept morphing sunt: versatilitate extinsă pentru

adaptarea la cerinţele multiple din timpul zborului; adaptabilitate la situaţii neprevăzute în condiţii de

siguranţă; îmbunătăţiri semnificative a caracteristicilor prin reducerea greutăţii şi a rezistenţei la

înaintare; îndeplinirea unor misiuni noi ce anterior erau considerate imposibile. Morphing-ul având

aplicabilitate la aproape toate clasele şi dimensiunile de UAV civile şi militare.

Morphingul Structural Adaptiv (Adaptive Structurale Morphing - ASM) încearcă să dezvolte, să

evalueze şi să demonstreze conceptele adaptive multifunctionale ale aripii care se poate adapta eficient

la diferite condiţiile de zbor pentru a îmbunătăţi versatilitatea, siguranta, manevrabilitate şi eficienţa

vehicule aerospaţiale viitoare (figura 2.28).


21

Fig. 2.27 Domeniile morphing

Cercetările sunt focusate pe abordările dincolo de suprafeţele de control convenţionale (figura

2.27) prin aplicarea conceptului de aripă multifuncţională adaptivă ce poate permite noi forme ale

suprafeţelor portante.

Fig. 2.28 Domeniile controlului adaptiv

NASA Langley Research Center a împărţit zona ASM în patru activităţi principale: concepte

structurale inspirate biologic, instrumente de modelare şi de validare adatelor, dezvoltarea tehnologiei

structurilor şi acţionărilor şi evaluarea performanţelor în tunele aerodinamice (fig.2.29). [GWH2002,

PCB2012a]

Fig.2.29 Managementul morphingului structural adaptiv (NASA Langley Research Center)

Domeniile sunt organizate pentru a dezvolta tehnologii de la concepte la testare în tunele

aerodinamice. În domeniul structural biologic, natura este furnizoarea de orientări pentru concepte

structurale şi mecanismele pentru structura aripilor cu o gamă de mişcări în timp ce susţin sarcinile

aerodinamice. În paralel cu munca de concepţie este dezvoltarea structurilor de aliaj cu memoria formei

şi actuatori piezoelectrici, senzori, manufacturare şi fabricarea de componente pentru a demonstra noi

capabilităţi ale structurilor aerospaţiale.


22

2.4.3. Elemente de acţionare

Acţionările în cadrul conceptului morphing pot fi cu sursele de acţionare montate pe structuri

sau sunt incluse structural (structuri adaptive).

a. Acţionări electromecanice. Sistem de control bazat servomecanisme. Sistemele de control

actuale utilizeată servomotoare analogice sau digitale, cu mecanisme metalice sau nemetalice, cu

pârghii sau tije de execuţie.

b. Acţionări pneumatice. Sistem de control bazat pe muşchi pneumatici (PAM) experimentat în

cadrul University of Maryland în 2009.[BUB2009, HIN2009].

Acţionări cu matrici compozite (FMC). Acţionările FMC inspirate de reţelele fibrilare ale

celulelor biologice sunt capabile de forţe şi deplasări cu valori mari (grad ridicat de anizotropie) prin

alungire sau răsucire axială datorită presurizării interne [HIN2009]

Conceptul aplicat la sistemul ALDS (Naval Surface Warfar Center), constă acţionări

pneumatice structurale cu lonjeroane tubulare ce conţin gaz sub presiune, [HOC2004]

c. Acţionări cu elemente piezoelectrice (PZT).

La NASA Dryden s-a realizat proiectarea şi testarea pe o aripă cu elemente de acţionare

piezoelectrice pentru o evaluare a fenomenului de flutter în această echipare şi îmbunătăţirea efectelor

cuplării electromecanice. În figura 2.35 sunt ilustrate modele de acţionare piezoelectrică de control a

deformaţiei suprafeţelor cu 2 straturi laminate (rectangulare sau circulare).

Fig. 2.35 Acţionare piezoelectrică şi controlul deformaţiei

d. Acţionări EAP / SMA / SMP (electroactive polymers / shape memory alloy / shape memory

polimer).Acţionările EAP sunt potrivite pentru aplicaţii morphing datorită proprietăţilor de răspuns şi

acordare, EAP pot efectua conversia energiei electrice în energie mecanică, selectarea acestora se

bazează în general pe viteză, forţă, tensiunea de lucru şi răspunsul mecanic, [OYS2010, SCH2008].

Actuatoarele în concept SMA/SMP au la bază schimbările de formă a diferitelor aliaje,

polimeri în funcţie de temperatură, procesul fiind reversibil, ele prezintă avantajul dezvoltării unor forţe


23

mari de acţionare dar au dezavantajul vitezei mici de execuţie.[ABW2010, GWH2002, LLL2008,

SMT2009]

2.4.4.Repere experimentale privind suprafeţele portante în concept morphing.

Cercetarea în domeniul aeronautic axată pe zona conceptului morphing a impus mai multe

direcţii de interes determinate de clasele de morphing dar şi de nivelul analizei în sine a conceptului.

Unele cercetări experimentale s-au efectuat atât pe modele funcţionale cât şi pe modele supuse testelor

de tunel aerodinamic şi/sau testelor de zbor, parte din soluţiile constructive (aerodinamice şi de

acţionare) au beneficiat de brevete de invenţii, vezi anexa 7.

O serie de referinţe privind conceptul morphing sunt sintetizate în [BBA2011, WON2010], pe

categorii (anvergură, coardă, săgeată, torsiune), iar o serie de repere experimentale sunt evidenţiate şi în

Anexa 5 (morphing 2D/3D). Suprafeţele portante în concept morphing prezintă un interes şi în aria

universitară europeană de cercetare (analize structurale, optimizări aerodinamice) la Universitatea

Politehnică Madrid [CBC2011], Universitatea Politehnică din Milano [GAS2013] şi Universitatea da

Beira Interior Portugalia [GAA2007].

2.5. Materiale utilizate în construcţia suprafeţelor portante ale UAS

2.5.3.Materiale nespecifice domeniului aeronautic

O serie de materiale nespecifice domeniului aeronautic pot fi utilizate cu succes la construcţia

vectorilor aerieni datorită proprietăţilor fizio-chimice şi a preţului de cost, acestea sunt: polistirenul

expandat (EPS), polistirenul extrudat (XPS), spuma injectată în matriţă (EPP), folii plastic

termoretractile şi termoadezive, vezi tabel 2.4, [***2009c, ***2010a, ***2011m, ***2012k,

***2013s].

Polistiren expandat (EPS). EPS este utilizat în principal la termoizolaţii, fabricaţia sa are la

bază expansiunea fizică (expandarea) granulelor de polistiren sub acţiunea unui agent de expandare

(pentan) într-un utilaj (expander) în prezenţa aburului. Fazele procesului de fabricaţie sunt:

preexpandarea, maturarea, formarea blocurilor, tăierea blocurilor, ambalarea panourilor, vezi figura

2.43, [***2013s].

Polistiren extrudat (XPS). XPS este utilizat în principal la termoizolaţii, fabricaţia sa are la

bază expansiunea fizică a materialului plastic (polistiren) într-un utilaj (extruder) cu ajutorul agenţilor

de expandare injectaţi sub presiune. Parametrii procesului de fabricaţie (temperatură, presiune, cantitate

polistiren, agenţi de expandare) sunt controlaţi continuu cu ajutorul CAM-CNC, vezi figura 2.44,

[***2013s].


24

Tabel 2.4 Materiale nespecifice domeniului aeronautic.

Rezistenţă la Nr. crt Material Utilizare de

origine Utilizare nouă încovoiere compresiune Densitate

1 Polistiren expandat (EPS)

termoizolare, ambalaje, publicitate

fuselaje şi suprafeţe portante

92,4÷168 KPa

50÷200 KPa

11 ÷ 18,5 kg/m3

2 Polistiren extrudat (XPS)

termoizolare, ambalaje, publicitate


75÷350 KPa

250÷300 KPa

28 ÷ 32 kg/m3

3 Spumă injectată în matriţă (EPP)

termoizolare, ambalaje, auto


1300 KPa

80÷9300 KPa

950 kg/m3

4 Folii termoretractile

ambalaje acoperire suprafeţe portante

- -

5 Folii plastic birotică acoperire suprafeţe portante

- -

[***2009c, ***2010a, ***2011m, ***2012k, ***2013s]

Produsele din familia EPS şi XPS împreună cu produsele de asamblare specifice (adezivi

dedicaţi) au o serie de avantaje care le recomandă şi pentru utilizarea în domeniul UAS, cum ar fi:

greutatea specifică, rezistenţa bună la încovoiere şi compresiune, prelucrabilitate uşoară, asamblare

facilă şi rapidă, preţ de cost scăzut.

Polipropilena expandată (EPP). EPP este fabricată prin combinarea de răşină propilenică cu

agenţi de expandare în prezenţa aportului de căldură şi presiune (CO2) în autoclavă. EPP prezintă o

serie de proprietăţi şi caracteristici potrivite (rezistenţă la încovoiere şi compresiune, greutate redusă,

prelucrabilitate, cost) pentru o largă paletă de produse şi utilizări, cum ar fi: materiale de ambalare,

materiale de construcţii, termoizolare, dispozitive mediacale, industria auto, [PAF2010, ***2012m].

SolarFilm. Este o folie de plastic termoretractil şi termoadeziv. Suprafaţa lucioasă este

rezistenta la combustibil, impermeabilă şi foarte uşoară (grosime de 0.025 mm), [www2013b].

SolarTex. Este o folie de poliester pânzat termocontractil si termoadeziv cu o mare densitate a

ţesăturii.

2.6. Concluzii şi perspective de utilizare ale conceptului morphing

2.6.1. Evoluţiile viitoare în domeniul morphingului la UAS

NASA Dryden Flight Research Center promovează ideea de morphingul structurilor ce ar putea

aduce o reducere a zgomotului, vibraţiilor şi consumului de combustibil, de îmbunătăţirea siguranţei în

exploatare şi manevrabilitate mai bună, viteze mai mici de aterizare, adaptarea la piste scurte şi

versatilitate extinsă, [WEI2006].


25

Cele mai recente cercetări a fost făcute pe UAV-uri, utilizate pentru experimente datorită

dimensiunilor. Materialele composite avansate îmbunătăţeşte design-ul, ca urmare, acestea permit

dezvoltarea unor noi structuri şi mecanisme de acţionare, datorită fiabilităţii şi greutăţii reduse.

Studii şi cercetări asupra comportamentului aripilor biologice au evidenţiat posibilitatea

remodelării suprafeţelor portante şi controlul dinamic al fluxului de aer (aeroflexibilitatea) ce poate

permite evoluţii la unghiuri mari de atac cu ajutorul unor flapsuri flexibile de extrados, vezi figura

2.49., [MHB2007, FDB2009, www2014a].

Fig.2.49 Conceptul de aeroflexibilitate (flaps de extrados)

2.6.2. Concluzii şi direcţii viitoare de cercetare

Conceptul morphing se poate materializa într-o tehnologie promiţătoare deoarece permite

exploatarea pe deplin a potenţialului aerodinamic al unei suprafeţe portante prin adaptabilitatea

geometriei aripii în corelaţie cu specificul segmentului de misiune. Totodată se impune adoptarea unor

noi limite şi criterii de proiectare în antiteză cu cele tradiţionale. Elementele de acţionare inovative

(SMA) şi energiile scăzute necesare activării zonelor de morphing au constrâns multe proiecte la

dimensiunile aeronavelor fără pilot (UAV). Conform studiilor NASA vor fi necesari 25-30 ani până

când maşinile aeriene cu suprafeţe morphing acţionate inteligent vor evolua în spaţiul aerian modern.

Ca direcţii viitoare de cercetare se impun următoarele:

- analiza morphingului pasiv a suprafeţelor portante izolate ale UAV datorită încărcărilor

aerodinamice în zona manevrelor agresive;

- analiza morphingului pasiv în concept biomimetic în vederea reducerii forţei de rezistenţă

totale la înaintare;

- analiza morphingului activ pentru controlul de manevră prin utilizarea materialelor inteligente.

Provocarea materializării conceptului morphing la maşinile aeriene nepilotate a dus la realizarea

acestei lucrări, ce încearcă să răspundă la unele aspecte insuficient analizate până în prezent, după

cum urmează:

- utilizarea a două concepte morphing pe acelaşi vector aerian nepilotat;

- utilizarea unor materiale nespecifice domeniului aeronautic;

- analiza fenomenelor şi regimurilor critice de zbor specifice vectorilor aerieni fără pilot;

- monitorizarea la bord evoluţiilor 3D şi a soluţiilor morphing alese pe timpul testelor de zbor;


26

CAPITOLUL 3

CERCETĂRI TEORETICE PRIVIND PROIECTAREA UAV

TIP ARIPĂ ZBURĂTOARE ÎN CONCEPT MORPHING

3.1. Repere teoretice privind UAV tip aripă zburătoare

3.1.2.Parametrii constructivi ai elementelor de comandă şi control

Funcţia primară a unui eleron este controlul lateral a unei aeronave, dar afectează în acelaşi şi

controlul direcţional. Controlul lateral este dimensionat prin rata de ruliu a aeronavei, orice schimbare a

geometriei eleronului duce la o deformare locală a suprafeţei portante şi va rezulta un unghi constant de

ruliu. Curbura oricărei suprafeţe de control implică un moment de şarnieră, adică acel moment care

trebuie depăşit pentru a devia suprafaţa de control, eleroanele ar trebui proiectate astfel încât forţele pe

comandă să fie cât mai săzute. În procesul de proiectare a eleroanelor trebuie avut în vedere patru

parametri: suprafaţa de comandă a eleronului (Sel), raportul dintre coardă şi anvergura eleronului

(Cel/bel), unghiurile de bracare ale eleronului şi plasarea eleronului funcţie de anvergura aripii, vezi

figura 3.9, [BPC2014].

Fig. 3.9 Parametrii constructivi ai eleronului

Eleroanele sunt suprafeţe de comandă ce lucrează conjugat şi asigură echilibrul în viraj. La

mijlocul aripii avem un coeficient unitar de portanţă Cz şi de rezistenţă Cx iar la extremităţi avem

[PRE2001, GRO1965, BPC2014]:

Cz+ΔCz , Cz-ΔCz şi Cx+ΔCx , Cx-ΔCx

Avem momentul de ruliu:

2

2

22

22

b

b Lz bSCVydSCVL 3.1.17

Iar momentul de giraţie este:

2

2

22

22

b

b Nx bSCVydSCVN 3.1.18

volumul de eleron este :

bSbS

V eelel

, cu Vel= 0,05-0,07 3.1.24

unde be/2- distanţa de la centrul de greutate al zonei din aripă afectată de eleron

A-A


27

Problema stabilirii unghiului de bracaj al eleroanelor (±β) se rezolvă pornind de la ecuaţia

mişcării de rotaţie a aeronavei în jurul axei Ox (ruliu) din dinamica zborului:

LApdtdpI xx 3.1.25

gGbCI lx 22 3.1.27

unde Cl- 0,1-0,15 din statistici

p-viteza unghiulară de rotaţie în jurul axei de ruliu,

bV

p maxmax 35,0 [rad/s] iar acceleraţia unghiulară 6

dtdp m/s

În figura 3.11 relevă dependenţa eficienţei eleronului (ε) funcţie de raportul dintre suprafaţa de

control a eleronului şi suprafaţa aripii, [SAD2013, BPC2014].

Fig. 3.11 Variaţia eficienţei eleronului (ε) funcţie de raportul Sel/S

Cerinţe pentru proiectarea şi construcţia eleroanelor:

-să nu afecteze aerodinamica aripii în condiţiile unui zbor fără comanda de eleronane;

-prin bracarea eleroanelor să nu se modifice poziţia liniei centrelor de presiune (pe zona eleroanelor)

pentru a nu apare momente de torsiune ale aripii (bracajul se limitează la 20-30%);

-să aibă eficienţă mare pe toată gama de viteze cu bracaj minim şi suprafaţă minimă;

-eleronul bracat să nu afecteze stabilitatea tranversală a aeronavei;

-rigiditate mare, greutate mică, cu centrul de greutate propriu cât mai aproape de axa şarnierelor pentru

evitarea vibraţiilor periculoase în aripă;

3.2. Calculul parametrilor UAV tip aripă zburătoare în concept morphing

3.2.1.Concept şi metodologie

În acest subcapitol este propus un nou concept de aripă zburătoare adaptivă (morphing). În urma

studiilor efectuate pe stadiul actual în prima parte a lucrării, a rezultat necesitatea îmbunătăţirii

performanţelor UAS. Conceptul morphing propus are două elemente principale:

-poate realiza modificarea unghiului de incidenţă al aripii pe fiecare semiplan prin sistemul de

comandă şi control, această modificare este posibilă prin torsionarea controlată a aripii în lungul


28

anvergurii ce permite obţinerea unei poziţii optime a aripii în orice moment al zborului cu performanţe

aerodinamice maxime raportate viteza instantanee a aeronavei şi la condiţiile locale ale atmosferei:

-poate realiza modificarea unghiului pe verticală a poziţiei ajutajului sistemului de propulsie cu

elice întubată, modificare posibilă prin sistemul de comandă şi control ce permite obţinerea unui unghi

optim necesar evoluţiei 3D pe traiectoria de zbor.

Aceste elemente de morphing pot activa independent sau cuplat prin intermendiul sistemului de

comandă şi control care asigură şi stabilitatea pe traiectorie datorită modulului de stabilizare inerţială

de la bordul UAS. Noul concept este proiectat în următoarele etape: managementul decizional,

managementul misiunilor, managementul de design şi manufacturare, comanda şi controlul în concept

morphing, calculul parametrilor de morphing, calculul performanţelor aerodinamice, (vezi figura 3.12).

Fig.3.12 Etapele de abordare a conceptului propus

3.2.2 Managementul decizional

Managementul realizării unui vehicul aerian robotizat în concept morphing comportă anumite

probleme de abordare specifice transdisciplinare: proiectare, aerodinamice, tehnologice şi testare.

Pornind de la procesualitatea deciziei [ZLA2007] se impune un flux decizional adaptat domeniului

UAV, vezi figura 3.13.

Fig.3.13 Flux decizional privind managementul sistemelor aeriene robotizate


29

3.2.4 Managementul realizării UAV.

Vectorul aerian tip aripă zburătoare din cadrul acestei teze de doctorat îndeplineşte o serie de

cerinţe iniţiale, după cum urmează:

- cerinţe operaţionale: lansare manuală, sarcină utilă maximă, viteză de croazieră optimă, sistem

aerian portabil (containerizat) cu asamblare şi lansare în timp minim.

- cerinţe privind costurile: costuri minime pe aeronavă (construcţie şi operare).

S-a avut în vedere minimizarea costului total pe aeronavă (manufacturare şi operare) prin

maximizarea eficienţei aerodinamice cu ajutorul conceptului morphing activ (de manevră) şi utilizarea

materialelor uşoare nespecifice domeniului aeronautic (EPS, policarbonat). În concluzie s-a utilizat

conceptul de aripă zburătoare ce are ataşat la partea ventrală un fuselaj atât pentru sistemele şi senzorii

vectorului aerian cât şi pentru creşterea stabilităţii UAV. Sistemul electric EDF (vectorizat pe axa Oz)

asigură propulsia şi îmbunătăţeşte manevrabilitatea pe traiectorie.

În procesul de design au fost utilizate metoda arborelui de obiective (figura 3.17) şi matricea

morfologică (tabelul 3.3) cu ajutorul cerinţelor de proiectare şi de misiune (tabelul 3.2), pentru a

contura geometria şi caracteristicile tehnico-tactice ale vectorului aerian.

Fig. 3.17 Arborele de obiective a procesului de design

Tabelul 3.2. Cerinţele de proiectare şi de misiune

plus plus plus plus minus minus plus minus Cerinte de proiectare (cum?)

Cerintele de misiune (ce?) Alungire Finete P/G Motor Greut.

gol Inc. alara

Vit. crz

Vit. min

Viteza maximă 7 8 9 6 6 3 9 5 Greutate minimă 5 8 8 9 9 7 4 5

Greutate utilă 6 9 7 8 8 5 8 3 Stabilitate 9 7 1 0 4 6 1 8 Robusteţe 5 2 3 3 4 3 1 5

Media 6.4 6.8 5.6 5.2 6.2 4.8 4.6 5.2

Criteriile cerinţelor de proiectare şi de misiune foarte important important putin important cel mai putin important


30

Matricea morfologică a fost elaborată după o analiză multicriterială ce a avut la bază cerinţele

de misiune amintite la capitolul 3.2.3 (managementul misiunilor), [BOB2011] şi cerinţele privind

criteriile de proiectare, vezi tabelul 3.3 şi anexa 8.

Tabelul 3.3. Matricea morfologică a produsului UAV

Realizarea unui produs UAV ţine cont de o serie de limite şi cerinţe definitorii pentru domeniul

maşinilor aeriene: aerodinamice, de stabilitate, maniabilitate/manevrabilitate, robusteţe, tehnologice şi

de exploatare. Acestea determină caracteristicile şi implicit performanţele produsului UAV (fig.3.20).

Fig. 3.20 Graficul analizei caracteristici-performanţe

Cele mai importante caracteristici ale produsului UAV sunt: geometrice (dimensiuni –

anvergura, lungimea, înălţimea), aerodinamice (viteza – maximă, croazieră, minimă, plafon,

autonomie, rază de acţiune/distanţa de zbor), de propulsie (tracţiunea – minimă, maximă), masice

(masa - gol, totală, maxim admisă). Pornind de la conceptele NASA [SKC2008] putem optimiza fluxul

decizional cu privire la realizarea suprafeţei portante în concept morphing (figura 3.21, 3.22) cu

aşteptări pe palierul performanţelor globale ale UAV [PRR2011].

Fig. 3.21 Flux decizional – morphing UAV

Configuraţia aerodinamică clasică-monoplan canard aripă zburătoare Aripă dreaptă săgeată parapantă Stabilizator vertical nu da winglet-uri Sistem propulsie combustie electric Elice tractivă propulsivă mixtă Tren aterizare patină triciclu cu bechie Metoda de lansare tren de aterizare catapultă manuală Transport 1 piesă 2 piese 4 piese Materiale lemn mat. compozite EPS/policarbonat


31

Fig. 3.22 Diagrama morphing-ului geometric propus [PRR2011]

3.2.5.Comanda şi controlul în concept morphing.

Arhitectura de comandă şi control.

Conform literaturii de specialitate [BWS2002, VAL2012] din punct de vedere funcţional

distingem două clase de morphing: morphing pentru adaptarea la misiune şi morphing pentru controlul

pe traiectorie, cu nivele funcţionale corelate cu performanţele aşteptate de la configuraţia morphing

aleasă: momentul şi durata configurării (optimizare aerodinamică), modul şi calitatea configurării

(senzori, acţionare şi control), învăţarea reconfigurării (modele de învăţare, algoritmi).

În contextul definirii morphingului de manevră pe traiectorie, conform unor surse de specialitate

[CIP2013, NKJ2013] putem identifica trei nivele ierarhice principale într-un sistem autopilot modern,

vezi tabelul 3.6.

Tabelul 3.6 Nivele de autonomie

Nivel de autonomie Funcţii Calităţi Interacţiune Zbor comandat Stabilitate şi control Comunicare şi execuţie Corecţii ale operatorului Aeronavigaţie Navigaţie pe traiect

în mod semiautonom Percepţie, comunicare,

analiză şi execuţie Fără intervenţia operatorului

pentru operaţii succesive simple

Zbor autonom Navigare şi operare cu autonomie totală

Percepţie, analiză, raţionare, decizie şi

execuţie

Fără intervenţia operatorului pentru operaţii succesive

complexe

Teoria pilotului automat poate fi extinsă la conceptul de control morphing pentru aripa

zburătoare din cazul nostru (vezi figura 3.21 a, b). Comanda şi controlul pe cele trei axe sunt realizate

(mobilitatea suprafeţelor de comandă în concept morphing şi mobilitatea ajutajului motorului) cu

ajutorul a trei servomotoare (două la elevoane şi unul la ajutajul motorului) dar şi cu ajutorul funcţiilor

digitale ale sistemului de dirijare care pot mixa comenzi pe unul sau mai multe canale de control.

a

b Fig.3.21 Control morphing lateral (a) şi longitudinal (b)


32

Evoluţiile manevriere ale suprafeţelor portante în concept morphing implică o modificare a

unghiului de torsiune (ατ) în lungul anvergurii cu valori variabile, rezultând astfel o modificare a

unghiului de incidenţă global a suprafeţei portante. Manevrele implică evoluţii cu acceleraţii liniare

şi/sau unghiulare astfel că forţele de inerţie sunt comparabile ca mărime cu forţele exterioare,

manevrele presupun schimbarea înălţimii, vitezei şi direcţiei de zbor. Studiul zborului manevrier

împlică analiza performanţelor vectorilor aerieni sub aspectul caracteristicilor de manevrabilitate: timp

minim de manevră, pierdere minimă de înălţime, raza minimă de viraj, [GRI1987, CIP2013,

FAG2012].

3.2.6. Calculul torsiunii constructive.

Pentru creşterea performanţelor de zbor aripile în săgeată de medie şi mare alungire prezintă o

torsiune constructivă. Pornind de la [www2002a] prezint algoritmul de calcul al unghiului de torsiune

constructivă conform datelor de intrare din tabelul 3.7:

Tabel 3.7 Date de intrare aripă zburătoare Anvergura b = 2.00 m Coeficient de portanţă CL = 0.5 Coarda la încastrare c0 = 0.400 m Profil la încastrare Clark Y cm,r = -0,081 la α0,i = -3,45° Coarda la vârf ce= 0.200 m Profil la vârf Clark Y cm,t = -0.081 la α0,e = -3.45° Unghiul de săgeată la c/4 χ0.25 = 25° Coeficient de stabilitate σ = 0.05

suprafaţa S = (c0 + ce)/2 * b =0,6 m2 3.2.1

alungirea: λ = b²/S = 6.67 3.2.2

şi coeficientul de moment mediu: cm = (cm,r + cm,t)/2 = -0.081 3.2.3

Utilizând graficul din figura 3.23 am găsit β*req = 14°, ce va fi ajustat cu valoarea

corespunzătoare coeficientului de portanţă ales:

***

L

Lreqreq C

C

14 * (0.5/1.0) * (0.05/0.1) = 3,5°

3.2.4

Aripa necesită un unghi de torsiune de -3,50 la vârf, în cazul în care avem profile identice în

construcţia aripii. Diferenţa de unghi faţă la axele de portanţă nulă la încastrare şi profilul extremal

este:

iecr 000 =-3,45+3,45= 00 3.2.5

Contribuţia coeficientului de moment la valoarea unghiului de torsiune este *Cm = 6,5° (vezi figura

3.24), care va fi corectat cu coeficientul de moment mediu:

m

mCmCm C

C , 6,5 * (-0.08/0.05) = 6,5°*(-1,6)=-10,40 3.2.6.


33

Fig. 3.23 Graficul unghiului de torsiune funcţie de alungire

În final avem torsiunea geometrică:

cmreqgeo 0 , -3,5° +10,4° = -7.1° 3.2.7

Valoarea a torsiunii constructive a aripii zburătoare se poate considera -70 pentru creşterea

rezervei de stabilitate şi îmbunătăţirea caracteristicilor de zbor.

Fig.3.24 Graficul variaţiei unghiului de torsiune datorat Cm profil

3.2.7. Abordare analitică propusă a dimensionării suprafeţelor de control

Dimensionarea suprafeţelor de control a unei aripi zburătoare în concept morphing presupune

considerarea unei suprafeţe morphozabile de tip elevon capabile de a genera rotaţie în jurul centrului de

greutate pentru realizarea zborului 3D. Pentru aceasta considerăm o suprafaţă morphing trapezoidală ca

în figura de mai jos, vezi figura 3.25.

AFy tgtgyCC 0 3.2.8

-presupunem o variaţie liniară αy=αy(Cy), deci

e

y

e

y

CCCC

0

0

3.2.9

unde:

e

yey CC

CC

0

0 3.2.10


34

unde αe din comanda de morphing. Pentru determinare portanţei avem:

dScVdF zz

2

2

3.2.11

Fig. 3.25 Calculul parametrilor de morphing

unde: dyyCdS 3.2.12

deci

yzyz cydyCVdF

2

2

3.2.12

M

M

b

zz ydycyCVF0

2

2 3.2.13

-estimare coeficient cz(y), din figura 3.26 avem:

0

0

zze

zz

e

y

cccyc

3.2.14

Fig. 3.26. Variaţia Cz-α

de unde obţinem:

00 zzee

zz ccycyc 3.2.15

Pentru calculul cz(y), înlocuim ecuaţia 3.2.8 în ecuaţia 3.2.9 şi în ecuaţia 3.2.14, şi avem:


35

e

yey CC

CC

0

0 3.2.16

avem Cy din ec.3.2.8, deci:

e

AFey CC

tgtgyCC

0

00 3.2.17

sau:

e

FAe CC

tgtgyy

0

3.2.18

-introducem ec.3.2.16 în ec.3.2.18 şi avem:

00

0 zzee

FAzz cc

CCtgtg

ycyc

3.2.19

-pentru calculul integralei pe suprafaţa morphing, avem:

bM

zzM ydycyCVF0

2

2

3.2.20

-iar după integrare:

322

32200

000

2MaM

czaMzzM

bkbk

kCckbcCVF 3.2.21

unde:

AFa tgtgk , ec CCk 0 şi 00 zze cck

Forţa de control pe suprafaţa portantă este:

0zzMz FFF 3.2.22

unde

0

2

0 2 zz cSVF

3.2.8. Metodă propusă de calcul a parametrilor de morphing

a. Principiile metodei. Evoluţiile 2D/3D ale aripii zburătoare au la bază mobilitatea suprafeţelor

morphing (figura 3.27a) şi a vectorizarea pe o axă ajutajului motorului (figura 3.27b). Realizarea

mobilităţilor morphing au la bază o serie de parametri de intrare şi mărimi de ieşire conform

diagramelor din figurile 3.28 şi 3.29. Metoda propusă are la bază procedura prin identificare a variaţiei

mărimilor de ieşire funcţie de anumite valori ale mărimilor aplicate la intrare. Metoda propusă cuprinde

o etapă geometrică (corelaţii geometrice) şi o etapă aerodinamică (calculul parametrilor aerodinamici)

pentru identificarea valorilor parametrilor finali.


36

a

b

Fig. 3.27 Mobilităţile funcţionale morphing (a.morphing lateral/longitudinal, b. morphing longitudinal)

Fig. 3.28 Diagrama morphing - elevon Fig. 3.29 Diagrama morphing - ajutaj vectorizat

Ipoteze simplificatoare

-cursa servomotorului este continuă, tubul de torsiune este perfect rigid, legea de variaţie a

unghiului de morphing este liniară în raport cu unghiul de rotaţie al axului servomotorului, viteza de

rotaţie a axului servomotorului este constantă, suprafaţa morfozabilă este constantă, se cunosc valorile

geometrice ale suprafeţei portante (anvergură, coarda la încastrare a aripii, coarda de încastrare

morphing, coarda extremală).

b.Etapa geometrică. Stabilirea corelaţiilor geometrice. Parametrii geometrici de intrare.

Valorile parametrilor geometrici de intrare se culeg din datele tehnice ale sistemelor de comandă şi

control utilizate conform tabelelelor 3.8 şi 3.9 [***2005a, www2012c].

Tabelul 3.8 Caracteristici tehnice servomotor Futaba standard S3003/S3004

Caracteristica Valoare Caracteristica Valoare Viteza de execuţie 0,23 sec/ 600 Cuplu de torsiune 0,32 Nm

Cursa unghiulară maximă ± 600 Cursa unghiulară utilizată

± 450

Tabel 3.9 Caracterisitici tehnice sistem de propulsie cu ajutaj vectorizat [www2012c]

Caracteristica Valoare Caracteristica Valoare Diametru ajutaj 90 mm Tracţiune maxim

continuu 2300 g

Unghi maxim ajutaj ± 150 Tracţiune maximă 2600 g

Parametrii geometrici de ieşire

Parametrii geometrici de ieşire conform diagramei din figura 3.30 sunt: unghiul de incidenţă

maximă a nervurii extremale (considerat ±450 la cursa maximă a servomotorului de comandă) şi

suprafaţa reală morfozabilă (aproximată cu un triunghi cu suprafaţa de 5 dm2). Funcţiile de corelaţie:


37

fm sau )( fm , )()( fbmm

Fig. 3.30 Dependenţa unghiului de morphing (ατ) de cursa servomotorului (δ)

unde δ – unghiul de rotaţie al axului servomotorului, 00 45,45

bm-anvergura suprafeţei morphing, unde mm bb ,0 deci ),( bfM

c. Etapa aerodinamică. Valorile parametrilor aerodinamici sunt notaţi în tabelul 3.10 pentru o

viteză de 10 m/s.

),( bfCz şi m

bm

zz b

bbCC

0),(

3.2.23

SVFC z

z

2

2

, SV

FC x

x

2

2

, CMASV

MC y

my

2

2

3.2.24

Tabelul 3.10. Valorile parametrilor

Parametrii geometrici de intrare

Parametrii geometrici de ieşire

Parametrii aerodinamici calculaţi

Unghi levier servo

Viteză de rotaţie levier

servo (la 600)

Incidenţă nervură

extremală

Suprafaţă reală

morfozabilă

Coeficient portanţă

Cz

Coeficient rezistenţă

Cx

Coeficient de

moment Cmy

1 - 450 0,23 sec -150 5 dm2 -1,3 0,047 - 2 -200 0,23 sec -100 4 dm2 -0,45 0,031 - 3 -100 0,23 sec -50 3 dm2 -0,27 0,019 0.002 4 00 0,23 sec 00 0 dm2 0,35 0,012 0 5 +100 0,23 sec +50 3 dm2 0,85 0,017 -0.004 6 +200 0,23 sec +100 4 dm2 1,12 0,039 - 7 +450 0,23 sec +150 5 dm2 1,2 0,053 -

Corelaţiile valorilor din tabel sunt evidenţiate în figurile 3.31 şi 3.32.

Fig. 3.31 Corelaţia unghiurilor de intrare şi ieşire (servo – nervură extremală)


38

3.3 Calculul performanţelor aerodinamice a aripii zburătoare

în concept morphing

3.3.1.Virajul stabilizat

3.3.1.1.Repere teoretice

Este evoluţia pe o traiectorie curbilinie, în plan orizontal, (cu un unghi de atac invariabil) la

care aeronava îşi schimbă direcţia de deplasare funcţie de misiunea de îndeplinit. Conform figurii 3.33

avem dezvoltate următoarele forţe: greutatea aeronavei G, forţa centrifugă Fc şi forţa centripetă de

comandă Fcp. În viraj avem ecuaţiile de echilibru:

gmG şi Rvm

gmF vcc

2

3.3.1

cos222 gmggmFGF cczzv

3.3.2

Adică pentru valori mari ale unghiului de înclinare în viraj β avem valori mari ale factorului de

sarcină în viraj nv.[DEL2001, COS1993] şi raza şi timpul de viraj complet sunt:

Fig. 3.33 Virajul stabilizat

tggvr v

v

2

şi v

vv v

rt

2 3.3.4,

3.3.5

raza de viraj funcţie de unghiul de înclinare laterală:

sin2

zCSgGr 3.3.8

Observaţie: practic se consideră Cz = 0,85% din Czmax

3.3.1.2.Factorii care limitează înclinarea în viraj

Factorii ce influenţează caracteristicile de viraj sunt: unghiul de înclinare β, viteza în viraj,

puterea motorului, înălţimea de zbor şi calităţile morphing ale aeronavei (unghiul de torsiune ale

extremităţilor suprafeţei portante, unghiul de bracare ajutaj sistem de propulsie).


39

Efectele nedorite se rezolvă cu o serie de contramăsuri optime pentru obţinerea unui volum de

comandă laterală pentru efectuarea manevrelor 3D. În condiţiile structurale impuse la proiectarea

vectorului aerian propun următoarele soluţii conceptuale şi constructive:

-dimensionare structurală aeroelastică optimă prin utilizarea conceptului de aripă semiflexibilă

multilonjeron din materiale compozite;

-utilizarea materialelor flexibile pentru învelişul aripi;

-utilizarea elementelor de execuţie electromecanice (servomecanisme) dimensionate pentru

suprafaţa morphing efectivă;

-utilizarea winglet-urilor la capetele de plan pentru scăderea rezistenţei induse dar şi creşterea

efectului comenzii laterale;

-utilizarea efectului Coandă pentru suflarea stratului limită din zona morphing pentru controlul

curgerii în momentul activării comenzii laterale, aer prelevat de la motorul EDF;

-utilizarea sistemelor de stabilizare inerţiale în lanţurile de comandă ale suprafeţelor

morphing.

c. Condiţiile unui viraj corect

Pentru execuţia unui viraj corect (la orizontală, în urcare sau coborâre), putem enumera o serie

de condiţii:

- la înscrierea în viraj se modifică valoarea unghiului de incidenţă astfel încât viteza verticală iniţială să

rămână constantă;

- pentru păstrarea constantă a razei de viraj (fără glisare sau derapare) datorită diferenţelor de viteze pe

cele două semiplanuri torsiunea aripii (canal lateral-alternativ) se va reduce;

-pentru menţinerea vitezei de zbor se va suplimenta tracţiunea motorului.

3.3.2. Spirala

Este evoluţia la care CG-ul aeronavei descrie o elice cilindrică. Ea poate fi ascendentă sau

descendentă în regim permanent la care viteza unghiulară de rotaţie a avionului şi viteza sunt constante.

Aeronava îşi modifică unghiul de azimut Ψ1 cu o viteza unghiulară dψ/dt constantă, unghiul de tangaj γ

şi cel de înclinare φ sunt constante, vezi figura 3.36 şi următoarele ecuaţii cinematice:

0dtd

dtd 3.3.13

şi dt

d viteza unghiulară de giraţie (pozitivă pe dreapta), deci:

sinp , sincos q , coscos r 3.3.14


40

Fig. 3.36 Spirala

ecuaţiile de mişcare au forma:

sin gmRT şi sincos gV

3.3.18

3.3.19

coscossincos zngV

3.3.20

Deci unghiul de înclinare laterală este:

gVtg 3.3.21

Şi factorul normal este:

coscos

zn 3.3.22

Raza cilindrului circular drept al spirelei se obţine cu ecuaţia proiecţiei orizontale a elementului spirei:

drdtVds coscos 3.3.23

De unde rezultă:

cos

Vr 3.3.24

Sau din 3.3.23

tggVr

cos2

3.3.25

Sau raza de viraj funcţie de factorul de sarcină normal

22

22

cos

cos

zngVr

3.3.26

Timpul necesar executării unei spire complete

cos

2

Vrt 3.3.27


41

Se observă că la unghiul γ=0 rezultă cazul virajului uniform. În ceea ce priveşte manevrabilitatea

aeronavei în cazul spiralei se pune problema determinării razei spiralei şi a timpului de executare a unei

spire:

,, HVrr , ,, HVt 3.3.28

Pentru fiecare înălţime avem de calculat şi reprezentat grafic două familii de curbe ,Vrr şi

,Vtt cu γ parametru. Deci pentru o valoare a lui γ, fiecărei viteze de zbor îi corespunde un Cx din

ecuaţia 3.3.29.

SV

GHVTC x

2

2

sin,

3.3.29

Iar din polară se determină Cp, apoi se calculează factorul de sarcină normal nz:

GCSV

n pz 2

2

3.3.30

Apoi se calculează raza elicei spiralei şi timpul de executare a unei spire complete cu 3.3.26 şi 3.3.27,

calculele se opresc dacă coszn .

3.4. Consideraţii asupra fenomenelor şi regimurilor critice

în mecanica zborului aripilor zburătoare

Principalele fenomene critice în mecanica zborului sunt generate de pierderea stabilităţii în

timpul zborului, acestea sunt sintetizate astfel: instabilităţi longitudinale, instabilităţi laterale (ruliu,

giraţie).

3.4.1.Instabilităţi longitudinale

3.4.1.1.Balansul longitudinal. Se înţelege zborul UAV în regim de oscilaţii în tangaj, cauzele

pot fi: sensibilitate mare a UAV la comanda în profunzime datorată reglării defectuoase a modulului de

stabilizare; defectarea modulului de stabilizare; defectarea servoactuatorului pe lanţul de comandă

longitudinal; zborul în atmosferă turbulentă în prezenţa vârtejurilor aerodinamice libere.

La intrarea în vârtejuri pe timpul executării zborului 3D aeronava poate avea evoluţii

neprevăzute ca direcţie şi intensitate. De aceea este de evitat zborul în formaţie etajată inferior pentru

indeplinirea misiunilor în zonele de interes. Ca şi acţiuni corective operatorul de sol poate reduce viteza

de zbor şi poziţionarea comenzilor în punctul neutru (în cazul defectării modulului de stabilizare).

3.4.1.2.Autocabrajul. Autocabrajul se defineşte ca evoluţia aeronavei datorate creşterii

necomandate a incidenţei şi a suprasarcinii de zbor datorate instabilităţii la incidenţă şi suprasarcină.

a.instabilitatea la suprasarcină apare cel mai adesea la evoluţii cu unghiuri de incidenţă mari,

când au loc desprinderile marginale, iar focarul aerodinamic se deplasează spre în faţă. Dezvoltarea


42

fenomenului de autocabraj poate fi influenţat de: soluţia constructivă a aeronavei; regimul de zbor;

unghiul de bracare al suprafeţelor de comandă; deformaţiile aeroelastice ale zonelor morphing a

suprafeţei portante; acţiunile operatorului UAS.

b. Instabilitatea la viteză. Se manifestă prin comportamentul UAS de a nu păstra viteza de zbor

iniţială după încetarea factorilor perturbatori. Instabilitatea la viteză influenţează comanda longitudinală

pe timpul accelerărilor şi decelerărilor rectilinii orizontale.

3.4.1.3.Antrenarea în picaj. Este fenomenul de micşorare spontană a factorului normal de

sarcină pe timpul unor manevre descendente, fenomenul poate apare la evoluţii cu unghiuri mici de

incidenţă. În cazul aripilor zburătoare fenomenul poate apare în următoarele cazuri: defecte

constructive cu implicaţii asupra încărcarii aerodinamice pe aripă, executarea manevrelor descendente

cu viteze mari cu regimuri maximale ale EDF. Dacă operatorul va reduce la minim regimul de

funcţionare al EDF şi va creşte unghiul de incidenţă poate exista riscul de intrare în regimul de

autocabraj.

3.4.2.Instabilităţi laterale (de giraţie, de ruliu). În timpul zborului cu un unghi de derapaj β,

asupra aeronavei vor acţiona două momente aerodinamice: unul de giraţie şi celălalt de ruliu. La valori

mici ale lui β coeficienţii celor două momente CN şi CL variază liniar funcţie de β. Coeficienţii

depinzând de interacţiunea părţilor componente ale aeronavei (aripă-winglet-gondolă EDF), viteza de

zbor, unghiul de incidenţă. În condiţiile zborurilor cu incidenţe ridicate şi viteze reduse ale UAS pot

apărea balansările de pe un plan pe celălalt.

3.5. Instrument software pentru prelucrarea parametrilor de zbor

În acest subcapitol prezint un model software pentru prelucrarea datelor numerice privind

caracteristicile de zbor ale UAV (Aripa zburatoare v.0.04 beta). Instrumentul software este realizat cu

ajutorul mediului de programare Borland Delphi 7.0 [***1983a] având la bază conceptele de proiectare

ale suprafeţelor portante. Aplicaţia software vezi figura 3.39 şi anexa 7), prezintă mai multe module şi

poate rezolva o serie de aspecte legate de managementul parametrilor UAV, după cum urmează:

managementul configuraţiilor de zbor şi de misiune; managementul configuraţiei atmosferice; modul

de descriere tehnică; modul de centraj; modul de calcul geometric; modul de calculul sistemului de

propulsie; modul de calculul parametrilor de morphing.

Pornind de la conceptul software Advanced Aircraft Analysis AAA 3.5 [***2011r] produs de

firma Darcorp Inc am realizat un instrument software ce acoperă domeniul aripilor zburătoare în

configuraţie clasică sau concept morphing prin module de calcul specifice.


43

Fig. 3.39 Submeniurile instrumentului software

3.6. Concluzii

Combinaţia aripii zburătoare în concept morphing şi utilizarea sistemului modern de comandă şi

control conferă avantaje exponenţiale cu efect de levier în plan economic şi de exploatare. Arhitectura

tip aripă zburătoare are avantajul preţului de cost versus eficienţă, morphingul acestui tip de aeronavă

defineşte noi frontiere ale caracteristicilor şi performanţelor aerodinamice ce derivă în mod clar şi

imediat.

Creşterea performanţelor de zbor a permis realizarea unor evoluţii de zbor (3D) care în trecut

erau imposibile şi care au generat fenomene şi regimuri de zbor necunoscute. Regimuri ce pot afecta în

mare măsură securitatea zborului şi care au născut preocupări pentru elucidarea principiilor fizice,

precum şi măsurile ce se impun pentru preîntâmpinarea efectelor nedorite. Cu cât greutatea vectorului

aerian este mai mare cu atât caracteristicile de viraj sunt mai scăzute iar influenţa greutăţii este mai

mare cu cât creşte înălţimea de zbor iar pentru aceeaşi greutate de zbor şi viteză de viraj, raza virajului

creşte odată cu înălţimea. Conceptul morphing rezolvă problema abordării virajului din punct de vedere

al incidenţei suprafeţei portante prin torsionarea diferenţiată a capetelor aripii dar cu anumite implicaţii

aeroelastice privind acţionarea şi acoperirea zonelor morphing.

Unghiul de morphing este direct proporţional cu anvergura şi unghiul de rotaţie a axului

servomotorului. Este de preferat o anvergură morphing cât mai mare dar este limitată de apariţia

efectelor aeroelastice la anumite viteze şi evoluţii dar şi de limitele tehnologice şi de material.

Conceptul morphingului de manevră implică aspecte de design şi configurare aerodinamică a

suprafeţelor portante tip aripă zurătoare prin alegerea corectă a unghiului de săgeată a UAV şi a

suprafeţelor efective de control pentru atingerea pragului manevrier dorit.


44

CAPITOLUL 4.

SISTEM AERIAN ROBOTIZAT TIP ARIPĂ ZBURĂTOARE ÎN CONCEPT MORPHING

4.2. Proiectarea 3D a vectorului aerian

Proiectare aripii zburătoare s-a executat cu ajutorul mediului software SolidWorks 2008, atât a

modelului funcţional cât şi a modelelor experimentale, conform datelor rezultate din anteproiect, vezi

figurile 4.5, 4.6 şi 4.7 [***2008c]. Cele trei modele utilizate la teste au dimensiunile de gabarit

identice, avându-se în vedere aspectele de ranforsare şi echipare a ficărui model în parte.

Fig. 4.5 Modelul funcţional pentru testele de banc

Fig. 4.6 Modelul 3D pentru testele de tunel şi de zbor

Modelele experimentale au fost proiectate în aceleaşi etape şi geometrii, prevăzute cu fuselaj

acroşat la partea ventrală (340 x 60 x 60 mm) ce permite montarea sistemelor radioelectronice şi de

alimentare cu energie electrică la bord, diferenţa conceptuală şi de proiectare este prezentă doar la

suprafeţele de comandă, vezi tabelul 4.2 şi figura 4.8.


45

Fig. 4.7 Caracteristicile geometrice principale ale vectorului aerian (Solidworks 2008)

Tabelul 4.2 Caracteristicile eleroanelor

Caracteristica /tip eleron Clasic Morphing Anvergura teoretică 500 mm 500 mm

CMA teoretică 80 mm 40 mm Unghiurile teoretice de bracare ± 150 ± 150

Fig. 4.8 Mobilarea vectorului aerian

(1. senzor video, 2. acumulatori, 3. motor electric EDF, 4. regulator de turaţie, 5. servomecanisme suprafeţe de comandă, 6. modul de stabilizare, 7. inregistratror de zbor, 8. senzor GPS, 9. senzor de curent servo,

senzor de G-force, senzor electric), 10.servomecanism ajutaj vectorizat


46

4.3.Manufacturarea modelului experimental

4.3.1.Dispozitiv experimental morphing. Cinematica dispozitivului experimental

Pentru proiectarea cinematicii aripii morphing, s-a utilizat principiul mimetismului în raport cu

modelul biologic, urmat de mulţi cercetători. [RAW2002, PKC2012].

Se propune pentru studiul aerodinamicii aripilor în concept morphing un mecanism morphing

activ. Mişcarea morphing este realizată printr-un mecanism tub de torsiune acţionată de un servomotor

controlat de un sistem de comandă radio (figura 4.9). Mecanismul de comandă trebuie să îndeplinească

anumite cerinţe: construcţie şi cinematică simplă, greutate mică, rezistenţă în exploatare, jocuri şi uzuri

reduse în articulaţii, frecare minimă, asigurarea unghiurilor limită de bracaj ale suprafeţelor de

comandă. În cazul modelului funcţional tubul de torsiune traversează cele 4 nervuri ale structurii fiind

montat pe ultima nervură (nervura a patra) prin tije filetate cu posibilităţi de reglare a cursei.

Fig. 4.9 Proiectare preliminară – cinematica morphing

Modelele experimentale utilizate la testele de tunel şi de zbor au fost realizate din patru

segmente de polistiren expandat (EPS) decupate la CNC cu fir şi asamblate prin lipire la un unghi

diedru de 00, la ranforsarea acestora s-a utilizat lonjeroane din fibră de sticlă şi fibră de carbon, iar

acoperirea suprafeţelor a fost realizată cu ajutorul foliei termoretractile, vezi figura 4.10.

Fig. 4.10 Modelele experimentale finalizate (neechipate)

4.3.3. Masa şi centrajul modelului experimental

Manufacturarea, utilizarea materialelor şi a elementelor funcţionale au avut ca scop obţinerea

unei mase totale la decolare în limita de tracţiune a sistemului de propulsie (25,5N). Modelul

experimental are distribuţia masei pe elemente componente conform tabelului 4.3 şi a graficului din

figurile 4.13 şi 4.14.


47

Tabel 4.3 Distribuţia masei modelului experimental (kg)

Componente / variante Varianta 1 Varianta 2 Varianta 3 Varianta 4 Varianta 5 Structura 1.1 1.1 1.1 1.1 1.1 Propulsie 0.411 0.411 0.411 0.411 0.411

Sist. Comandă 0.125 0.125 0.125 0.125 0.125

Achizitie date 0.091 0.091 0.091 0.091 0.091 Acumulator 0.44 0.56 0.636 0.815 0.86 Total (kg) 2.167 2.287 2.363 2.542 2.587

4.4. Sistemele de la bordul UAV

Vectorul aerian este echipat cu o serie de elemente, sisteme şi echipamente necesare evoluţiei

3D, diagnozei la bord, a desfăşurării probelor de încercare în condiţii de laborator, tunel aerodinamic

sau în condiţii reale de zbor. Acestea sunt: sistemul de propulsie, sistemul de radiodirijare, sistemul de

achiziţie de date, elemente de alimentare cu energie electrică, echipamente de analiza datelor.

4.4.2.Sistemul de comandă şi control

Sistemul de comandă şi control cuprinde elementele necesare propulsiei, controlului

suprafeţelor de comandă şi conexiunilor dintre operator şi aeronavă (figura 4.16) şi se compune din:

sistem de radio-dirijare [***2005a] necesar pilotării de la distanţă a vectorului aerian (de către

operator), compus din emiţător, receptor şi patru elemente de execuţie (servomotoare) şi un modul de

stabilizare [www.2005b] automată pe trei axe Eagletree 2D-3D.

Fig. 4.16 Sistemul de comandă-control şi achiziţie date


48

4.6. ASPECTE ECONOMICE PRIVIND REALIZAREA UAS

Conform tabelului 4.10 avem o detaliere a costurilor pe elementele componente utilizate, vezi şi

anexa 11.

Tabel 4.10. Costurile modelului experimental

Nr. crt. Denumire produs Preţ (lei) Observaţii 1 Structura aripii zburătoare 100 cu elemente de ranforsare 2 Sistemul de propulsie 500 cu regulator 3 Sistemul de comandă şi control ambarcat 400 cu sistem de stabilizare 4 Sistemul de radiodirijare 700 cu module TX-RX 5 Laptop 1100 cu cablu PPM-USB 6 Terminal de comandă si control 700 7 Sistemul energetic 200 cu senzori de curent 8 Senzori externi ambarcaţi 400 Imagine şi temperatură 9 Module de calibrare şi mentenanţă 200 Încărcător acumulatori,

sevotester Total 4500

4.7. CONCLUZII

Sistemul aerian nepilotat a fost conceput şi realizat în vederea exploatării la sol şi în zbor pentru

instrumentarea obiectivelor propuse din cadrul temei de cercetare. Conceptul morphing aplicat prin

torsionarea semiplanurilor poate rezolva problema stabilizării şi guvernării pe traiectorie a vectorului

aerian cu implicaţii în managementul energetic de la bord prin dimensionarea corectă a elementelor de

execuţie.

Configuraţia aerodinamică oferă o echipare potrivită cu sisteme de achiziţie date necesare

monitorizării evoluţiilor 3D pe traiectorie. Conceptul, tehnologia şi materialele, utilizate la

manufacturare oferă un nivel de exploatare la sol şi în zbor cu preţuri de cost minime. Extinderea

limitei de autonomie este definită de sursa de energie ambarcată care implică o creştere sensibilă a

masei totale (acumulatori: 2x522g la 3000 mA vesus 2x816g la 5300mA). Varianta de echipare cu

acumulatori la Gmax = 2300 grame oferă un raport supraunitar al tracţiunii şi avantajul unei decolări

rapide fără pierdere semnificativă de înălţime în faza de decolare.

Alegerea sistemului de propulsie EDF oferă avantajul designului compact şi posibilitatea

vectorizării fluxului de aer cu implicaţii pozitive asupra manevrabilităţii vectorului aerian în pofida

autonomiei de zbor modeste comparativ cu un propulsor electric cu elice aeriană la care consumul de

curentul este mai scăzut.

Senzori utilizaţi pentru a măsura caracteristicile de răspuns la manevrele de zbor împreună cu

analiza calitativă a performanţelor poate duce la o îmbunătăţire globală a aerodinamicii aripii

zburătoare.


49

CAPITOLUL 5.

SIMULĂRI NUMERICE PRIVIND SUPRAFEŢELE PORTANTE ALE UAV TIP ARIPĂ

ZBURĂTOARE ÎN CONCEPT MORPHING

5.1.Simulări numerice 2D.

Analiza 2D a profilelor s-a realizat cu mediile software Profili 2.21 [DUR1995] şi XFLR5 6.06

[***2011c]. Datele de intrare sunt conforme cu caracteristicile geometrice utilizate la manufacturarea

suprafeţei portante, regimurile şi condiţiile de zbor potrivit misiunilor din zonele de interes

[www2011a], iar metotologia de analiză este evidenţiată în figura 5.1.

a b Fig. 5.1 Metodologiile de analiză în XFLR5 6.06 (a) şi Profili 2.21 (b)

În figura 5.3 se observă amprentele polarelor corespunzătoare celor trei viteze de zbor,

coeficientul de portanţă are valoare maximă (1,42) la incidenţa de 120 (vezi şi anexele 13 şi 14), iar

coeficientul rezistenţei la înaintare are o creştere cvasiliniară însemnată începând cu o incidenţă de 100.

a b Fig. 5.3 Polarele caracteristice Cz-Cx Fig. 5.4 Polarele Cz-α (a), Cx-α (b)

Din figura 5.4 se observă o fineţe maximă (Cz/Cz-alpha) la o incidenţă de 30 la 30 m/s, 40 la 20

m/s şi 50 la 10 m/s, în timp ce coeficientul de moment (Cm) are valori scăzute (-0.0765) la incidenţa de

50, iar la 120 se observă valori îmbunătăţite (-0,0356), vezi figura 5.5.


50

a b Fig. 5.5 Polarele Cz/Cx-α (a), Cm-α (b)

Valori negative maxime (-0.0946) ale coeficientului de moment se înregistrează la incidenţa de

00 pentru viteza de 10 m/s. Alte valori ale coeficienţilor aerodinamici sunt evidenţiate şi în tabelele şi

graficele din anexele 13-18. Date comparative XFLR5 6.06 versus Profili 2.21 sunt evidenţiate în

tabelul 5.3.

Tabel 5.3 Date comparative

Caracteristici (α=00) XFLR5 6.06 Profili 2.21 Cz 0,44 0,44 Cx 0,020 0,021 Cm -0,097 -0,094

Caracteristici (α=120) XFLR5 6.06 Profili 2.21 Cz 1,41 1,39 Cx 0,028 0,027 Cm 0,051 0,053

5.2.Simulări numerice 3D cu mediul software XFLR5 v6.06.

5.2.1.Metodologia de analiză. Conform XFLR5 6.06 [***2011c] analiza aerodinamică se

desfăşoară prin metoda VLM1 (metoda potcoavelor de vârtej) cu 2000 (max. 2500) panouri VLM,

după etapele cuprinse în diagrama din figura 5.6.

Fig. 5.6 Metodologia de analiză 3D în XFLR5


51

5.2.2.Analiza aerodinamică a aripii zburătoare cu torsiune constructivă.

Analiză aerodinamică cu ajutorul instrumentului software XFLR5 6.06 se efectuează conform

datelor de intrare din tabelul 5.4, analiza comparativă se aplică în cazul evoluţiilor cu comenzile de

zbor blocate în condiţii atmosferice standard pentru cele două cazuri: fără torsiune constructivă şi cu

torsiune constructivă de -70. În acest caz s-au utilizat următoarele setări: suprafaţă portantă definită de

1600 panouri VLM (max. 2500), 200 iteraţii de calcul fără efect de sol şi o precizie a incidenţei de

0,010.

Tabel 5.4. Date de intrare analiză aerodinamică Viteza de zbor 10 m/s

Unghi de incidenţă -4 ...160

Unghi de torsiune 00 / -70

Masa aripii 2,5 kg Densitatea aerului 1,225 kg/m3

Nr. Reynolds 133000-266000

Incidenţă 40, torsiune 00 Incidenţă 40, torsiune -70

Fig. 5.7 Analiza aerodinamică a torsiunii constructive

Conform figurii 5.7 se observă o îmbunătăţire a performanţelor de zbor în cazul torsiunii

extremale de -70 prin diminuarea rezistenţei induse spre capetele de plan şi creşterea fineţei

aerodinamice Cz/Cx, (vezi tabelul 3).

Tabel 5.5. Date de ieşire

Caracteristica α=00 α=40 α= 80

Torsiune 00 -70 00 -70 00 -70

Cz 0,256 0,178 0,558 0,485 0,851 0,785 Cx 0,023 0,020 0,035 0,029 0,055 0,057 Cm -0,315 -0,22 -0,592 -0,50 -0,861 -0,78

Cz/Cx 11,04 8,9 15,94 16,72 15,46 13,77

Un alt aspect pozitiv al torsiunii extremale este descărcarea de forţe aerodinamice şi reducerea

coeficientului de presiune Cp ale zonelor extremale torsionate, distribuţia Cp din figura 5.9, fiind

obţinută la o viteză de zbor de 10 m/s şi un unghi de incidenţă de 40.


52

Fig. 5.9 Forţele exterioare pe aripa zburătoare

Deşi soluţia torsiunii constructive diminuează vârtejurile de la capetele de plan (vezi figura

5.11.) se impune montarea de winglet-uri pentru reducerea rezistenţei induse şi implicit creşterea

performanţelor de zbor, (vezi figura 5.11). aripă netorsionată - incidenţă 40

aripă torsionată - incidenţă 40

Fig. 5.11 Circulaţia aerului la capetele de plan

a b Fig. 5.12 Variaţiile momentelor de ruliu (a) şi giraţie (b)

Fig. 5.13 Variaţia momentului de ruliu (Cl) şi giraţie (Cn) în raport cu momentul de încovoiere

Aripa torsionată

cu torsiune

fără torsiune

cu torsiune

fără torsiune

Aripa netorsionată


53

Figura 5.13 ne arată după cum era de aşteptat un plus de solicitare pe cele două momente (ruliu

şi giraţie) în cazul aripii cu torsiune iniţiala constructivă ceea ce concură la fenomene aeroelastice

nefavorabile odată cu creşterea vitezei de zbor

5.2.3.Analiza aerodinamică a aripii zburătoare cu torsionare geometrică alternativă

(comandă de eleron).

În capitolele precedente am arătat necesitatea torsiunii constructive ale capetelor de plan,

torsiunea constructivă ce poate fi exploatată în direcţia guvernării aripii zburătoare pe traiectorii 3D,

dacă unghiurile de torsiune depăşesc anumite limite. În aceeaşi geometrie anterioară propun un concept

morphing torsional ce are la bază o structură extremală semiflexibilă ce poate fi modificată cu ajutorul

unor servomotoare ce antrenează o bară de torsiune solidară cu nervura extremală. Pentru comanda şi

controlul pe traiectorie capetele de plan se pot torsiona diferenţiat (comandă de eleron) sau simultan în

acelaşi sens (comandă de profundor).

Structura aripii zburătoare este activă aeroelastic pe zona morphing şi compusă din nervuri,

lonjeroane tubulare din materiale compozite şi înveliş semiflexibil ce permite un unghi activ de

aproximativ ±150, măsurat la nervura extremală, vezi figura 20. Structura morphing de la capătul de

plan este montată la aripa fixă prin intermediul unor nervuri ranforsate din materiale uşoare ce cuprinde

şi elementele de acţionare (Futaba standard S3003), [***2005c].

Analiza privind torsiunea alternativă a capetelor de plan (morphing alterantiv) şi cazul comenzii

de eleron este executată în condiţiile datelor de intrare din tabelul 5.6, figura 5.16 relevă amprentele

rezistenţei induse (la incidenţă nulă) iar caracteristicile aerodinamice sunt evidenţiate in tabelul 5.6.

morphing

Eleron

Fig. 5.16 Amprentele rezistenţei induse

Tabel 5.7. Caracteristicile aerodinamice în cazul morphingului torsional asimetric α=00 α=40 α=80

Comanda Morph Elevon Morph Elevon Morph Elevon Cz (portanţă) 0,240 0,131 0,61 0,51 0,96 0,861 Cx(rezistenţă) 0,016 0,011 0,24 0,23 0,049 0,046

Cm(tangaj) -0,06 -0,015 -0,04 -0,014 -0,01 -0,043 Cn(giraţie) -0,0004 0 -0,0008 0 -0,0011 0,001 Cl(ruliu) -0,0491 -0,0837 -0,0487 -0,0832 -0,0480 -0,0822


54

Pentru edificarea analizei comparative prezentăm în figura 5.16 curba portanţei în lungul

anvergurii la o viteză de 10 m/s şi incidenţa de 100.

Analizând aripa în cele două configuraţii (elevoane clasice, elevoane morphing) din figura 5.18

se observă un salt valoric a rezistenţei induse şi a portanţei în zona de forfecare a eleroanelor cu aripă,

fapt ce concură la formarea vărtejurilor cu consecinţe negative asupra performanţelor aerodinamice.

Configuraţia clasică cu eleroane articulate oferă un moment de ruliu mai mare comparativ cu

aripa morphing datorită braţului forţei portante, deci se impune creşterea suprafeţei efective a

eleroanelor morphing.

Fig. 5.18 Distribuţia portanţei în lungul anvergurii

5.3.Simulări CFD-3D cu Solidworks 2008 (Floworks)

Pentru a pune în evidenţă efectele aerodinamice ale conceptului morphing aplicat pe aripa

zburătoare am realizat un studiu comparativ: suprafeţe de comandă convenţionale versus suprafeţe de

comandă morphing (elevoane flexibile).

Analiza comparativă s-a efectuat cu ajutorul mediului CFD Floworks 2008 conform domeniului

de analiză (cu peste 3000000 de celule) din figura 5.19 şi a condiţiilor din tabelul 5.8, în trei cazuri

principale: cazul comenzilor fixe fără bracaje; cazul bracării simultane a suprafeţelor de comandă;

cazul bracării diferenţiate în cele două configuraţii: profundor şi eleron (elevon), pentru a determina

avantajele şi dezavantajele fiecărei configuraţii.

Fig.5.19 Domeniul de analiză utilizat

Tabelul 5.8 Condiţiile de analiză pentru cazul aripii netorsionate

Caracteristica Valoare Caracterstica Valoare Unghi de bracare 00 Incidenţă 00

Viteza 10 m/s Curgere laminară


55

5.3.1.Cazul aripii zburătoare netorsionate

Fig. 5.20 Fileurile de aer în cazul aripii netorsionate

În urma analizelor CFD şi după prelucrarea datelor au rezultat valorile din tabelul 5.9.

Viteza (m/s) Cz Cx Cy 10 0.2179 0.0524 0.0230 15 0.2205 0.0220 0.0131 20 0.2228 0.0116 0.0976 25 0.2274 0.0069 0.0177 30 0.2377 0.0041 0.0031

5.3.2.Cazul aripii zburătoare torsionate

Torsionare pozitivă şi torsionare negativă

Fig. 5.21 Fileurile de aer pe aripa torsionata cu α

pozitiv Fig. 5.23 Fileurile de aer pe aripa torsionată negativ

Viteza (m/s) Cz Cx Cy 10 0.2020 0.0142 0.0290

Din figurile 5.21, 5.22 şi 5.23 se pot observa viteze relativ mari pe bordul de atac şi viteze

reduse pe bordul de fugă. Diferenţele între cele două configuraţii sunt vizibile şi sunt favorabile

utilizării conceptului morphing datorită următoarelor avantaje:

- fileurile de aer de la capetele de plan prezintă turbioane de o intensitate mai mică,

- fileurile de aer nu prezintă desprinderi ceea ce duce la creşterea portanţei şi vitezei de înaintare

-curgerea globală pe zona morphing nu prezintă fracturi ale fileurilor de aer prezente la configuraţia

clasică eleron cu articulaţie

O analiză globală a valorii portanţei în cele două cazuri a scos în evidenţă o valoare absolută

mai mică în cazul aplicării morphingului (pentru suprafeţe de analiză identice), deci se impune o

suprafaţă mai mare efectivă a elevoanelor în concept morphing versus elevoane clasice. În cazul

bracării tip morphing s-au constatat următoarele fenomene:

- fileurile de aer nu mai formează turbioane în zonele de forfecare ale elevoanelor (după cum era de

aşteptat) în cazul elevoanelor morphing,


56

- apar uşoare desprinderi ale fileurilor de aer în zonele de forfecare cu aripa ale elevoanelor în cazul

aplicării conceptului morphing, datorită curburii accentuate ale bordului de fugă în acele zone.

5.4. Simulări CFD-3D cu Ansys Fluent 6.3

Soluţionarea problemelor de curgere utilizând tehnicile de simulare numerică (CFD) presupune

parcurgerea diagramei din figura 5.24. Simulările numerice 3D au fost completate şi cu ajutorul

solverului Fluent din pachetul CFD Ansys 6.3 prin metoda elementelor finite, pentru a investiga

comportamentul aerodinamic a suprafeţei portante în diverse configuraţii.

Fig. 5.24 Etapele de simulare CFD

Tabel 5.9 Parametrii de intrare CFD Versiune 3D dublă precizie Model Turbulent SST K-ω

Nr. de elemente 2,1 mil Viteza 10 m/s Nr. iteraţii 1000

Comportamentul aerodinamic a geometriei alese poate fi observat cu ajutorul distribuţiei

coeficientului de presiune funcţie de coardă (Cp-c) , vezi figura 5.26.

Fig. 5.24 Amprentele coeficientului de presiune (Cp)

α= -40 α= 00

α= 40 α= 80

α= 120


57

Graficele Cp din figura 5.24 relevă comportamentul aerodinamic turbulent privind curgerea la capătul

aripii. Caracteristicile aerodinamice principale sunt evidenţiate în figura 5.25 şi tabelul 5.10.

Fig. 5.25 Polarele aripii zburătoare

Tabel 5.10 Caracteristici aerodinamice

Incidenţa Cz Cx Cm Cz cor Cx cor -4.0000 -0.0479 0.0171 -0.0778 -0.0466 0.0204 0.0000 0.2436 0.0183 -0.0508 0.2436 0.0183 4.0000 0.5370 -0.0081 -0.0251 0.5363 0.0294 8.0000 0.7779 -0.0579 0.0131 0.7784 0.0509 12.0000 0.8720 -0.0696 0.0789 0.8674 0.1132

5.5. Concluzii

Simulările numerice CFD cu intrumentele software utilizate au relevat variaţii asemănătoare ale

coeficienţilor de portanţă şi rezistenţă la înaintare. Simulările 3D au scos în evidenţă formarea

vârtejurilor la capetele aripii odată cu creşterea unghiului de incidenţă, fapt ce conduce la adoptarea

unei soluţii constructive cu winglet-uri pentru minimizarea efectelor negative ale curgerii la vârfurile

aripii dar şi pentru îmbunătăţirea stabilităţii laterale a vectorului aerian.

Adoptarea soluţiei de morphing torsional conduce la deplasarea spre aval a punctului de

desprindere a stratului limită şi micşorarea intensităţii vârtejurilor în zona aripii morphozate comparativ

cu soluţia clasică cu articulaţii unde zonele interioare ale eleroanelor erau predispuse la generarea de

vârtejuri.

Un aspect important descoperit este efectul de eleron morphing mai mic faţă de varianta clasică

deci se impune o creştere a suprafeţei morphing şi/sau o creştere a unghiului de torsiune a nervurii

extremale.

Utilizarea conceptului morphing implică o dimensionare corespunzătoare a elementelor de

execuţie proporţional cu elasticitatea globală a structurii morphing unde servomotoarele de acţionare

vor trebui să învingă momentul aeroelastic cu un consum suplimentar de energie.


58

CAPITOLUL 6

CERCETĂRI EXPERIMENTALE PRIVIND AEROMECANICA UAV

TIP ARIPĂ ZBURĂTOARE ÎN CONCEPT MORPHING

6.1.Managementul cercetărilor experimentale.

Cercetările experimentale au ca scop confirmarea unor soluţii teoretice/matematice propuse.

Activităţile experimentale cuprind o serie de teste pe modele fizice funcţionale (vezi figura 6.1).

Testele de laborator, în tunelul aerodinamic şi de zbor au ca scop prelevarea, monitorizarea şi

interpretarea performanţelor (de zbor) ale vectorului aerian.

Figura 6.1 Diagrama de management a cercetărilor experimentale

Obiectivele cerecetărilor experimentale sunt: testarea aripii zburătoare şi a demonstratorului

RC, proiectarea şi manufacturarea mecanismului morphing, validarea modelului aerodinamic în testele

de tunel, efectuarea testelor de zbor pe cele două modele morphing/clasic, analiza datelor prelevate.

Cercetările experimentale efectuate au cuprins o serie de etape, după cum urmează: calibrarea

echipamentelor şi sistemelor, activităţile de testare şi prelevare de date, analizele comparative şi

concluziile după activităţile de test.

6.2.Calibrarea echipamentelor şi sistemelor

6.2.1.Calibrarea sistemul de comandă şi control al zborului

Calibrarea sistemul de stabilizare. Toate zborurile de încercare se execută cu sistemul de

autostabilizare în modul activat / dezactivat pentru calibrarea comenzilor conform figurii 6.8

[www2005b].


59

Figura 6.8 Calibrarea comenzilor pe modulul de stabilizare pe traiectorie

Centraj şi stabilitate. Centrajul corect se realizează prin poziţia în fuselajul central a

acumulatorilor LiPo astfel încât poziţia centrului de greutate (CG) să fie în faţa centrului de presiune

(CP). Stabilitatea longitudinală şi laterală a aripii zburătoare sunt în parametri normali, comenzile fiind

precise iar prin intermediul trimerului digital de pe modulul de emisie aripa zburătoare poate fi adusă

în zbor orizontal.

6.2.2.Calibrarea sistemului de achiziţie date

Înregistratorul datelor de zbor (datalogger) poate înregistra marimi fizice, după cum urmează:

viteze şi altitudini de zbor (tub Pitot şi modul GPS), turaţii ale motorului (senzor RPM magnetic),

temperaturi (termocuple), acceleraţii g (accelerometru pe două axe), poziţia şi consumul elementelor de

execuţie (servomotoare), consumul de energie şi timpul de zbor rămas (electric expander). Pentru

descărcarea şi vizualizarea datelor se utilizază un cablu USB şi un instrument software cu facilităţi

online de upgrade şi manual de utilizare şi calibrare a sistemului şi senzorilor.

6.2.3.Calibrarea terminalului de comandă şi control

Terminalul de comandă şi control se conectează la calculator prin USB şi apoi prin conexiunea

USB-PPM la emiţătorul sistemului de radiocomandă, necesitând setări de canale asignate comenzilor

sistemului de radiocomandă.

6.3.Prelevarea şi analiza datelor. Testarea modelului experimental.

Testele de laborator cuprind următoarele etape: testele de tracţiune ale motorului la diferite

regimuri de funcţionare (pe bancul de încercări şi montat pe vectorul aerian), testele sistemului de

control al zborului, testele sistemelor de achiziţie şi înregistrare date.


60

În vederea desfăşurării cercetărilor experimentale a fost necesară studierea următoarelor

documente de referinţă: SR EN 45001-1993, Criterii generale de funcţionare a laboratoarelor de

încercări, Legea protecţiei muncii 90/96 şi Normele metodologice de aplicare, Codul Aerian Român,

Reglementările RACR – AZAC, Ordinul Ministrului Transporturilor 8/13.01.2014 privind dronele şi

directiva de navigabilitate DN 14-02-001 emisă de Autoritatea Aeronautică Civilă Română [***2014b,

***2014c].

6.3.1. Prelevarea şi analiza datelor în condiţii de laborator

Cercetările experimentale s-au desfăşurat în sala UAV din incinta Academiei Forţelor Aeriene

Henri Coandă, Braşov. Testele de laborator se execută încă de la stadiul de piese detaşate până la

vectorul aerian asamblat şi echipat. Testele au ca scop cuantificarea mărimilor fizice caracteristice şi de

morphing, asigurarea funcţionării în parametri normali a instalaţiilor şi echipamentelor interconectate

de la bord, precum şi prelevarea de parametri de funcţionare necesari analizelor ulterioare.

6.3.1.1.Determinarea valorilor caracteristice ale structurii morphing

Valorile caracteristice de deviaţie pentru aripile extremale (figura 6.12) sunt determinate cu

ajutorul senzorului IR Sharp din figura 6.13a având caracteristica de măsurare conform graficului din

figura 6.13b, [www2013c].

Fig. 6.12 Determinarea valorilor unghiului de morphing

a b Figura 6.13 Caracteristica de măsurare a senzorului IR Sharp

Valorile deviaţiilor nervurii extremale au fost consemnate în tabelul 6.1.


61

Tabel 6.1 Valori măsurate ale deviaţiilor nervurii extremale

Nr. crt. Deviaţie bracare sus Unghi calculat Deviaţie bracare jos Unghi calculat 1 50 14 51 14.3 2 54 15.1 52 14.5 3 51 14.3 50 14 4 52 14.5 53 14.8 5 50 14 50 14 6 51 14.3 51 14.3 7 52 14.5 50 14 8 50 14 50 14 9 51 14.3 51 14.3 10 51 14.3 53 14.8

Media 51.20 mm 14.330 51.80 mm 14.300

6.3.1.2.Determinarea valorilor caracteristice ale sistemului de propulsie

Încercările la tracţiune ale propulsiei EDF au avut loc în sala UAV al Academiei Forţelor

Aeriene Henri Coandă din Braşov. S-a utilizat o serie de acumulatori LiPo ce au generat o plajă de

valori ale tracţiunii, cele mai relevante sunt consemnate în tabelul 6.2. Acumulatorii LiPo înlocuiesc

generaţiile mai vechi NiCd şi sunt utilizaţi cu succes în aplicaţii unde masa acumulatorului este

importantă. Această tehnologie oferă o mare densitate a energiei, greutate redusă şi durată de

exploatare superioară comparativ cu alţi acumulatori.

Tabel 6.2 Valorile citite ale testelor de tracţiune

Nr. crt. Acumulator 3000 mA (V)

Tracţiune (kgf)

Acumulator 4000 mA (V)

Tracţiune (kgf)

1 14,8 1,38 14,8 1,41 2 18,4 1,63 18,4 1,77 3 20,1 2,21 20,1 2,29 4 22,2 2,54 22,2 2,65

După efectuarea testelor de tracţiune pe stand cu sistemul EDF putem concluziona următoarele:

tracţiunea necesară aripii zburătoare (de 2,5 kg) pentru zbor în condiţii de siguranţă poate fi asigurată

de pachetul de acumulatori cu mimim 20V (22,1N, 22,9N) dar pentru evoluţii 3D este necesară

utilizarea numai a acumulatorilor de 22V pentru o tracţiune de peste 25N.

6.3.2.Prelevarea şi analiza datelor de la bord în condiţiile tunelului aerodinamic subsonic

6.3.2.1. Tunelul aerodinamic subsonic. Descrierea instalaţiei.

Tunelul aerodinamic utilizat este cu circuit închis, subsonic cu flux continuu generat de un

motor electric de curent continuu (3,5 m diametru) cu răcire separată asigurată de un electroventilator

de 20 KW. Este echipat cu o balanţă externă de măsurători (şase componente - forţe şi momente) cu

precizia de 1/25000 şi un sistem de achiziţia datelor cu ajutorul instrumentului software LABVIEW


62

(vezi figura 6.15). Datele caracteristice principale ale tunelului sunt evidenţiate în tabelul 6.3,

[MOS2009, PSN2012]. Tabel 6.3 Caracteristici principale tunel aerodinamic

Tunel aerodinamic Dimensiuni cameră teste 4 x 2 x 2,5 m Motor 1200 kw la 800 rot/min

Viteză 7÷110 m/s Unghi de atac -450 ÷ 450

Nr. Reynolds 1x106 Unghi de giraţie -1400 ÷ 2160

Factor de turbulenţă 1,11 Raport de contracţie k 10 Balanţa externă

Portanţa - 200 kgf la 700 kgf Rezistenţa la înaintare - 100 kgf la 200 kgf Forţa laterală -200 Kgf la +200 kgf Moment de tangaj - 110 kgfm la +110

kgfm Moment de ruliu - 110 kgfm la +110 kgfm Moment de giraţie -110 kgfm la + 110

kgfm

Măsurătorile de presiune se efectuează cu manomentre de precizie (0,1%) iar distribuţia de

presiune pe pereţii tunelului sau la suprafaţa modelului se realizează cu scanivalve (48D3) echipate cu

traductoare de presiune şi/sau dispozitive electronice de scanare DSA-3217 (Scanivalve Corporation),

[***2013t].

Sistemul de achiziţie date este controlat de calculator şi se bazează pe un şasiu National

Instruments cu opt sloturi PXI 1042 [***2000a] cu o sincronizare la 10 Mhz pentru modulele existente:

-modul de achiziţie a datelor PXI 6025E, pe 16 canale şi rezoluţia 12 biţi (utilizat la scanivalve şi

senzori analogici);

-modul de înaltă rezoluţie PXI 4351 pentru temperatură şi tensiune (16 tensiuni diferenţiale şi 14 intrări

de termocuple) cu până la 60 citiri/sec cu rezoluţia de 24 biţi;

-două module digitale I/O PXI 6508 cu 96 canale, utilizat pentru măsurarea echilibrului şi a poziţiei

modelului din camera de teste.

Sistemul de aer comprimat este un compresor Ingersoll-Rand UP5E-22E-10 cu şurub acţionat

de un motor electric, vezi tabelul 6.4. Aerul este uscat până la un punct de rouă reglat, cu un complet

automatizat Ingersoll Rand tip uscător D240IN, prevăzut cu debitmetre. Tabelul 6.4 Date tehnice sistem aer comprimat

Presiune max evacuare 10 bar Masa max debit 3,45 mc/min Motor electric 22 kW Punct de rouă 30 C

Testele uzuale executate în acest tunel implică măsurători de forţe şi momente utilizând

echilibru extern şi distribuţii de presiune evidenţiate cu dispozitive existente de scanare clasice şi

electronice cu vizualizări de debit cu ajutorul generatorului de fum sau pigmenţi fluizi. Parametrii

măsuraţi sunt: presiunea dinamică, temperature aerului, unghiurile de atac şi giraţie, citirile momentelor

de echilibru, poziţia scanivalvelor. [MOS2009]


63

Camera de testare Balanţa aerodinamică

Sistemul de achiziţie a datelor Pupitrul de comandă

Fig. 6.15 Tunel aerodinamic [MOS2009].

6.3.2.2.Testele de tunel

Testele de tunel s-au executat pe două modele experimentale scara 1:1 real în condiţii staţionare

într-un curent de aer şi s-a determinat: forţele şi momentele aerodinamice ale UAV şi eficienţa

suprafeţelor de comandă în cele două configuraţii (clasic şi morphing). Testele pe modele s-au executat

la acelaşi nr. Mach ca pe modelul original fapt ce a condus la creşterea rigidităţii suprafeţelor portante

supuse procesului de testare.

Activităţile de testare în tunelul aerodinamic au vizat confirmarea valorilor caracteristicilor

aerodinamice calculate teoretic sau cu ajutorul instrumentelor software. S-a avut în vedere respectarea

geometriei şi condiţiilor adoptate la calculele teoretice şi simulările CFD. Modelele sunt plasate în

zona experimentală fixate în trei puncte, cu fixarea posterioară ce permite modificarea unghiului de

incidenţă funcţie de programul experimental ales.

Testările UAV în cadrul tunelului aerodinamic subsonic s-au desfăşurat după diagrama din

figura 6.17.

Fig. 6.17 Diagrama de activităţi – teste de tunel aerodinamic


64

Calibrarea balanţei externe şi estimările tarei au fost realizate înainte de testele de vânt. Testele

au cuprins plaja de la -40 la 100 pentru viteza de 10 m/s, modelele experimentale au fost dirijate cu

ajutorul unui sistem de comandă şi control Futaba [***2005c] iar calibrarea suprafeţelor de control

(elevoane clasice /morphing) a fost realizată utilizând un înclinometru digital cu o eroare de 0,10.

Testările în tunelul aerodinamic s-au executat pe două modele experimentale tip aripă

zburătoare în varianta cu elevoane morphing şi variante cu elevoane clasice (cu şi fără winglet-uri),

pentru compararea datelor prelevate, vezi figura 6.19 şi 6.20. Configuraţiile aerodinamice supuse

testelor sunt descrise în diagrama din figura 6.18.

Fig 6.19 Testele de tunel pentru aripa cu elevoane moprhing

Fig 6.20 Testele de tunel pentru aripa elevoane clasice

Propulsia EDF s-a testat ulterior în tunelul aerodinamic, montată doar pe aripa în concept

morphing. Datele prelevate din cadrul testelor de tunel au oferit valori pentru: forţa portantă (Fz), forţa

de rezistenţă la înaintare (Fx), forţa laterală (Fy), momentul de tangaj (My), momentul de ruliu (Mx) şi

momentul de giraţie (Mz). Sistemul de achiziţie din cadrul tunelului aerodinamic oferă date

neprelucrate, acestea necesitând corecţii conform instrucţiunilor de exploatare a balanţei.


65

a. Testele de tunel ale aripilor zburătoare fără bracaje de comandă (viteza 10 m/s). După

prelucrarea datelor, aplicând corecţiile necesare avem parametrii aerodinamici din tabelele 6.4 şi 6.5. Tabel 6.4 Parametrii la aripă clasică fără bracare de elevoane

Parametrii aerodinamici fara bracare Incidenta Cz Cx Cmy Cy Cmz Cmx

-4 -0.093106 0.045573 -0.014761 -0.004816 0.000000 -0.273880 -2 0.098582 0.044662 0.002013 -0.007224 0.000000 -0.307280 0 0.303962 0.041927 0.020799 -0.006020 0.000000 -0.260520 2 0.495650 0.041927 0.035559 -0.007224 0.000000 -0.253840 4 0.684600 0.043750 0.049649 -0.009632 0.000000 -0.213760 6 0.851642 0.053777 0.067093 -0.004816 0.000000 -0.187040 8 1.013208 0.065626 0.081183 -0.002408 0.000000 -0.126920

10 1.098098 0.092058 0.089234 -0.007224 -0.001361 -0.167000 Tabel 6.5.Parametrii la aripă în concept morphing fără bracare de elevoane

Parametrii aerodinamici fără bracare Incidenta Cz Cx Cmy Cy Cmz Cmx

-4 -0.057506 0.047396 -0.011406 0.001204 0.000681 -0.046760 -2 0.169781 0.045573 0.013419 0.001204 0.000681 -0.046760 0 0.383376 0.042839 0.035559 0.002408 0.000681 -0.053440 2 0.586018 0.044662 0.059042 0.002408 0.000681 -0.040080 4 0.821520 0.054688 0.079841 0.000000 0.002042 -0.026720 6 1.015946 0.070183 0.100640 0.003612 0.002042 -0.046760 8 1.109052 0.101173 0.112046 0.002408 0.000000 -0.140280

10 1.136436 0.165887 0.113388 0.012040 -0.004083 -0.020040

Datele oferite de testele pe cele două modele experimentale relevă o diferenţă medie de 10%

datorită diferenţelor de rigiditate ale suprafeţelor de comandă şi gradului de prelucrare a suprafeţelor

portante.

Pentru prezentarea rezultatelor se aplică următoarele convenţii: momentele sunt date în sistemul

de axe xyz (axa Ox cu sensul opus direcţiei de zbor, Oz în sus, Oy spre dreapta). Coarda medie

aerodinamică (CMA) a fost utilizată ca lungime de referinţă pentru momentul de picaj; momentele

măsurate au referinţă centrul de greutate (CG).

Datele prelevate din cadrul testelor de tunel au oferit valori pentru: forţa portantă (Fz), forţa de

rezistenţă la înaintare (Fx), forţa laterală (Fy), momentul de tangaj (My), momentul de ruliu (Mx) şi

momentul de giraţie (Mz). Sistemul de achiziţie oferă date neprelucrate, acestea necesitând corecţii

conform instrucţiunilor de exploatare a balanţei aerodinamice.

După prelucrarea datelor, aplicând corecţiile necesare impuse de balanţa aerodinamică, avem

parametrii aerodinamici din figura 6.23.

Variaţia coeficienţilor aerodinamici conform analizei CFD cu ANSYS oferă un reper numeric

pentru o analiză comparativă a testelor de tunel, (vezi figura 6.23). În cazul aripii morphing se observă

o creştere a coeficienţilor Cz, Cx şi Cm a pe intervalul 00-80 a unghiului de incidenţă faţă de aripa clasică.


66

Fig. 6.23 Curbele comparative ale polarelor (Cz-α, Cx- α, Cm- α)

b. Testele de tunel ale aripilor zburătoare cu bracaje de comandă (viteza 10 m/s). În figura 6.24

avem variaţia unghiurilor de bracare ale celor două aripi.

Fig. 6.24 Unghiuri de bracare

După prelucrarea datelor, aplicând corecţiile necesare avem parametrii aerodinamici din

tabelele 6.6 şi 6.7., la unghiuri de bracare de 150 .

Tabel 6.6 Parametrii la aripă clasică cu bracare de elevoane

Incidenta Cz Cx Cmy Cy Cmz Cmx -4 -0.1643 0.181154 -0.05284 0.013545 0 0.03507 -2 0.667485 0.177736 0.03774 0.02709 0 0.037575 0 1.478736 0.1709 0.123284 -0.00452 0 0.03507 2 2.248911 0.1739 0.206312 0 0.002552 0.03507 4 3.060162 0.20508 0.284308 0.004515 0.005104 0.042585 6 3.707109 0.259768 0.357272 0.013545 0.007656 0.017535 8 4.066524 0.362308 0.410108 0.00903 0.010208 -0.02756

10 4.189752 0.618658 0.421308 0.04515 0 -0.03006


67

Tabel 6.7.Parametrii la aripă în concept morphing cu bracare de elevoane

Incidenta Cz Cx Cmy Cy Cmz Cmx -4 -0.22592 0.174318 -0.06038 0.01806 -0.0051 0.32064 -2 0.421029 0.1709 0.010064 0.031605 -0.0051 0.37575 0 1.201473 0.160646 0.077996 -0.01806 0.005104 0.398295 2 1.889496 0.167482 0.13838 -0.00903 0.010208 0.408315 4 2.598057 0.181154 0.191216 -0.01355 0.022968 0.388275 6 3.306618 0.208498 0.249084 0.004515 0.033176 0.37074 8 3.820068 0.259768 0.306952 0.00903 0.040832 0.353205

10 3.994641 0.352054 0.342176 -0.02709 0.043384 0.27054

Prin analiza comparativă a celor două tabele se observă caracteristici portante superioare (Cz),

caractersitici de manevră superioare pe tangaj (Cmy, Cy) la aripa în concept clasic (elevoane articulate)

în timp ce aripa morphing evidenţiază, după cum era de aşteptat, seria de coeficienţi Cx cu valori mai

reduse şi răspuns în giraţie şi ruliu superioare. (Cmz, Cmx).

6.3.3.Prelevarea şi analiza datelor de la bordul UAV în condiţii reale de zbor

Testele s-au desfăţurat pe aerodromul Sânpetru-Braşov cu respectarea condiţiilor de siguranţă şi

reglementările de zbor în vigoare. Încercările în zbor ale aripii zburătoare au ca scop verificarea în mod

integrat a funcţiilor sistemelor şi echipamentelor ambarcate. Zborurile de încercare au în vedere modul

de reacţie al comenzilor morphing pe cele două sisteme: morphing structural aripi extremale (alternativ

pentru evoluţiile de viraj, simultan evoluţiile de picaj/cabraj) şi vectorizare ajutaj sistem propulsie

(evoluţii de picaj cabraj).Toate zborurile de încercare se execută cu sistemul de autostabilizare în modul

activat / dezactivat, testele de zbor se analizează pe baza datelor prelevate (fig.6.23) de la senzorii

ambarcaţi disponibili. Datele au fost prelevate după executarea zborurilor de test cu cele două aripi

zburătoare şi au fost vizualizate şi analizate cu Mission Planner 1.3 de la APM Multiplatform

[www2014c].

Fig. 6.23 Interfaţa de misiune (Mission planner 1.3.12)


68

În tabelul 6.6 se prezintă datele de zbor de manevră (viraj stabilizat) prelevate din cadrul

încercărilor în condiţii reale de zbor. În tabelul 6.7 este prezentat un eşantion (durata a 15 secunde)

prelevat de la datalogger pentru proba virajului 3.

Tabel 6.6 Parametrii de zbor

Proba de zbor Altitudine Unghi de viraj Viraj 1 14 m 150

Viraj 2 28 m 300 Viraj 3 41 m 450 Viraj 4 52 m 600

Tabel 6.7 Parametrii de zbor (cu stabilizatorul cuplat)

Timp (s) Altitudine (m) Ruliu Tangaj Cap (0) 584.55 28.733 -0.0599 0.8035 199.865 585.52 28.738 -0.0627 0.8060 205.767 586.49 28.759 -0.0628 0.8028 210.669 587.49 28.725 -0.0604 0.7924 215.570 588.54 28.784 -0.0555 0.7718 221.453 589.54 28.758 -0.0485 0.7755 226.370 590.48 28.733 -0.0411 0.7712 231.304 591.54 28.735 -0.0322 0.7728 237.247 592.48 28.641 -0.0228 0.7748 242.204 593.53 28.767 -0.0130 0.7276 246.176 594.51 28.781 -0.0043 0.7755 252.165 595.49 28.745 0.0041 0.7768 257.167 596.54 28.688 0.0122 0.7689 262.183 597.48 28.792 0.0186 0.7846 267.208 598.54 28.722 0.0246 0.7634 273.245 599.52 28.792 0.0290 0.7436 279.288

Senzorul de îndoire montat pe elevoanele morphing a furnizat valorile deplasărilor suprafeţei

morphing în timpul virajului stabilizat (virajul 3) ce sunt prezentate în graficul din figura 6.24., valorile

iniţiale pozitive sunt datorită torsiunii constructive.

Fig. 6.24 Deplasările suprafeţei morphing (viraj stabilizat)

O serie de zboruri succesive au vizat viteza de reacţie a aripii zburătoare la comanda pe canalul

lateral după etapa de prelevare şi eşantionare a semnalelor pe cele două canale, giraţie şi ruliu putem

vizualiza graficele din figura 6.25.


69

Fig. 6.25 Reacţia aripii zburătoare pe axa de giraţie (clasica - sus, morphing - jos)

Se observă un răspuns în giraţie mai rapid la aripa clasică comparativ cu aripa în concept

morphing, deci se impune o optimizare a suprafeţelor de comandă în raport cu suprafaţa de control şi

unghiul de bracare efectiv. Cu toate acestea aripa în concept morphing posedă calităţi manevriere la un

nivel corespunzător operării pe traiectoriile 3D.

Datele prelevate în urma activităţilor de testare sunt comparate cu cele rezultate din simulările

CFD şi metodele teoretice (tabel 6.4)

Tabel 6.4. Valorile medii prelevate

Caracteristică / metodă Calcul teoretic Banc Tunel Zbor Deviatie morphing medie 31 mm 51 mm 45 mm 35 mm

Tractiune EDF medie 2,8 kg 2,54 kgf 2,42 kgf 2,39 kgf

Valorile medii ale deviaţiei nervurii extremale morphing măsurate în tunel şi în zbor sunt

influenţate de curgerea fileurilor de aer.

6.5 Concluzii

Testele pe modelele experimentale au confirmat în mare măsură rezultatele simulărilor CFD,

adoptarea conceptului morphing la soluţia aerodinamică propusă conduce la următoarele concluzii:

-adoptarea unor materiale cu calităţi de flexibilitate superioare;

-adoptarea unor soluţii de acoperire cu un grad de elasticitate superior;

-adoptarea unei tehnologii de fabricaţie îmbunătăţite ce oferă un grad superior de prelucrare (de

exemplu CNC în 4 axe pentru debitarea 3D a aripilor);

-adoptarea unor soluţii de acţionare prin servomotoare digitale şi angrenaje metalice;

-adoptarea unor soluţii de comandă şi control pe frecvenţe protejate (de exemplu 2,4 Ghz) actualul

sistem fiind predispus la interferenţe în zonele de exploatare (de exemplu relee de telefonie);

-adoptarea unui sistem FPV (first visual person) pentru exploatarea în zbor a vectorului aerian prin

vizualizarea on line a parametrilor de zbor.


70

CAPITOLUL 7

CONCLUZII FINALE, CONTRIBUŢII PERSONALE, DISEMINAREA REZULTATELOR ŞI

DIRECŢII VIITOARE DE CERCETARE

7.1.Concluzii

Aspectele inovative ale zonei UAS sunt identice cu cele din domeniul aeronautic, ele duc mai

departe, pas cu pas, perspectivele de concept, proiectare, tehnologice şi de operare ale acestor sisteme

aeriene robotizate. Accesul unui UAV în spaţiul aerian implică aspecte: tehnice, operaţionale şi juridice

care generează o serie de probleme: de siguranţă, securitate, trafic aerian, legislaţie şi implicaţii socio-

economice.

Echipamentul şi senzorii sau dezoltat într-un ritm remaracabil fapt ce a permis o echipare net

superioară comparativ cu versiunile anterioare, ce deschide noi posibilităţi de utilizare şi abilităţi /

capabilităţi. Având în vedere complexitate şi progresul rapid al tehnologiilor, sistemele UAV rămân la

nivel prototip sau serie mică, fapt ce conduce la necesitatea studierii unor soluţii de manufacturare

speciale. Am evidenţiat importanţa conceptelor de modularitate, scalabilitate şi flexibilitate /

adaptabibiltate care susţin performanţele viitoare şi oferă un nou cadru concureţial special mai ales în

zona sistemelor UAV de dimensiuni mici şi relasează decisiv această nişă de piaţă în care erau prezenţi

doar firme de prestigiu.

Am prezentat modul de tratare a comportamentului unei aripi zburătoare manevriere, pornind de

la repere teoretice şi o aproximare a suprafeţei portante extremale morphing cu o analiză comparativă a

rezultatelor din simulările CFD şi cele obţinute în urma testelor din tunelul aerodinamic. Interesul este

obţinerea unui plus de manevrabilitate, eficienţă aerodinamică şi o reducere a consumului energetic.

Pornind de la studii teoretice, numerice şi experimentale am arătat că performanţele aerodinamice ale

unei aripi zburătoare în concept morphing pot fi îmbunătăţite.

Am prezentat un mod integrat o analiză bazată pe teste experimentale dar şi simulările CFD

care leagă în mod direct parametrii aerodinamici cu elemente de mecanica zborului.

Aplicaţia propusă este utilă în cercetările în domeniul UAV miniaturizate deoarece deschide un

nou mod de cuplare a performanţelor aerodinamice cu performanţele efective realizate de aripa

zburătoare în diverse manevre. Exemplificarea pe viraj ca manevră simplă e utilă şi în dezvoltarea de

noi capabilităţi tactice ale small UAVs prin veriga îmbunătăţirii performanţelor efective.

7.1.1.Concluzii cu caracter teoretic

În condiţiile structurale impuse la proiectarea vectorului aerian am propus următoarele soluţii

conceptuale şi constructive:


71

-dimensionare structurală aeroelastică optimă prin utilizarea conceptului de aripă semiflexibilă

multilonjeron din materiale compozite;

- dimensionare structurală aeroelastică optimă prin utilizarea conceptului de aripă

semiflexibilă din EPS;

-utilizarea materialelor flexibile şi semiflexibile pentru învelişul aripi;

-utilizarea elementelor de execuţie electromecanice (servomecanisme) dimensionate pentru

suprafaţa morphing efectivă;

-utilizarea winglet-urilor la capetele de plan pentru scăderea rezistenţei induse şi creşterea

efectului comenzii laterale;

-utilizarea sistemelor de stabilizare inerţiale în lanţurile de comandă ale suprafeţelor

morphing.

7.1.2.Concluzii cu caracter experimental

Adoptarea soluţiei de morphing torsional conduce la deplasarea spre aval a punctului de

desprindere a stratului limită şi micşorarea intensităţii vârtejurilor în zona aripii morphozate comparativ

cu soluţia clasică cu articulaţii unde zonele interioare ale eleroanelor erau predispuse la generarea de

vârtejuri. Un aspect important este efectul de eleron morphing mai mic faţă de varianta clasică deci se

impune o creştere a suprafeţei morphing şi/sau o creştere a unghiului de torsiune a nervurii extremale.

Utilizarea conceptului morphing privind controlul de manevră implică o dimensionare

corespunzătoare a elementelor de execuţie proporţional cu elasticitatea globală a structurii morphing

unde servomotoarele de acţionare vor trebui să învingă momentul aeroelastic cu un consum suplimentar

de energie.

7.2.Contribuţii personale

7.2.1.Contribuţii teoretice.

a. Realizarea un studiu şi sinteze privind stadiul actual al realizărilor în domeniul sistemelor

aeriene robotizate (UAS) despre rolul şi importanţa lor în contextul spaţiului aerian modern, (capitol 1);

b. Sintetizarea stadiului actual privind cercetările şi realizările în concept morphing a sistemelor

aeriene robotizate (capitol 2);

c. Analizarea influenţei parametrilor geometrici a suprafeţei morphing asupra performanţelor de

zbor (capitol 3.2 şi 3.3);

d. Elaborarea unei noi metode şi a unui algoritm de calcul pentru cuantificarea caracteristicilor

conceptului de morphing propus (capitol 3.2.7. şi 3.2.8),

e. Analizarea fenomenelor şi regimurilor critice de zbor a aripilor zburătoare în concept morphing

(capitol 3.4);


72

f. Evaluarea prin metode software de management a datelor (software propriu) a caracteristicilor

şi calităţilor de zbor cu implicaţiile acestora asupra mecancii zborului suprafeţelor portante tip aripă

zburătoare (capitol 3.5);

7.2.2.Contribuţii experimentale

a. Proiectarea şi realizarea unui vector aerian tip aripă zburătoare în concept morphing (model

funcţional şi două modele experimetale) din materiale nespecifice domeniului aeronautic (EPS, XPS),

pentru rezolvarea temei propuse (capitol 4.1, 4.2, 4.3);

b. Adaptarea unei soluţii de comandă şi control a sistemului tehnic (terminal de comandă şi

control) pentru rezolvarea temei propuse (capitol 4.4.2 şi 4.4.3);

c. Elaborarea unei metode de monitorizare a sistemului tehnic (sistem achiziţie de date) pentru

rezolvarea temei propuse (capitol 4)

d. Realizarea un studiu comparativ prin simulări numerice pe două geometrii ale suprafeţei

portante (capitol 5.2, 5.3, 5.4);

e. Efectuarea de cercetări experimentale în laborator, tunel aerodinamic şi în condiţii reale de zbor

asupra a doi vectori aerieni funcţional tip aripă zburătoare din materiale uşoare cu evidenţierea

mecanismului morphing, pentru stabilirea concordanţei dintre rezultatele teoretice şi cele oferite de

modelul experimental (capitol 6);

7.3.Direcţii viitoare de cercetare

Conceptul morphing oferă arii de cercetare insuficient exploatate ce poate integra configuraţii

noi şi soluţii aeromecanice dedicate evoluţiei la viteze mici. Operarea vectorilor aerieni în concept

morphing poate beneficia şi de avantajul implementării senzorilor moderni, a materialelor şi

elementelor de execuţie inteligente. Direcţiile viitoare de cercetare se pot axa pe:

-analiza unor viitoare capabilităţi ale UAS şi posibilităţi de executare a unor misiuni noi;

-soluţii UAS robotizate, complet autonome;

- soluţii aerodinamice biomimetice integrate (soluţii morphing combinate);

-integrarea unor configuraţii şi soluţii aerodinamice special dedicate evoluţiei la viteze reduse;

-integrarea şi realizarea unor sisteme de propulsie economice şi a senzorilor de spectru larg cu surse

de energie fotovoltaică;

-elaborarea unor proceduri “sense and avoid” pentru UAV tactice şi close range;

-integrarea liniilor tehnologice şi a proceselor de producţie şi mentenanţă flexibile, modulare şi

mobile, necesare beneficiarilor finali în zonele de exploatare;

-integrarea unor noi sisteme de lansare adaptate unor medii ostile (relief, temperaturi scăzute);


73

-soluţii integratoare a doi sau mai mulţi vectori (acelaşi mediu de operare / medii de operare diferite:

UAV-UAV, UAV-UGV, UAV-UUV);

-dezvoltarea conceptului SWARM (roi) ce presupune evoluţia în reţea a mai multor tipuri de UAS

ce pot îndeplini misiuni în grup de sisteme (sistem de sisteme);

-analiza morphingului pasiv a suprafeţelor portante izolate ale UAV datorită încărcărilor

aerodinamice în zona manevrelor agresive;

-analiza morphingului pasiv în concept biomimetic în vederea reducerii forţei de rezistenţă totale la

înaintare;

-analiza morphingului activ pentru controlul de manevră prin utilizarea materialelor inteligente;

-analiza conceptului de morphing activ pentru controlul de manevră prin combinarea calităţilor

aeroelastice ale suprafeţelor portante cu utilizarea efectului Coandă pentru îmbunătăţirea

caractersticilor de curgere la unghiuri mari de atac.

7.4. Diseminarea rezultatelor

Rezultatele cercetării au fost diseminate în cadrul a 17 lucrări publicate la evenimente ştiinţifice

naţionale şi internaţionale, (vezi referinţele bibliografice personale de la pagina 185) din care două ISI

şi două proiecte de cercetare naţionale (PSCD-MapN - finalizat, PNII-PT-PCCA-2013-4 - în derulare).

De menţionat că o ultimă lucrare pe anul 2014 este în curs de evaluare la o publicaţie ISI de specialitate

(International Journal of Advanced Robotic Systems).


74

BIBLIOGRAFIE

A 1 [ABD2004] Abdulrahim M., Dynamic characteristics of morphing micro air vehicles, thesis, 2004,

Florida, USA, 80 p 2 [ABG2003] Arrison L., Birocco K., Gaylord C., Herndon B., Manion K., Metheny M., 2002-2003 AE/ME

Morphing Wing Design, Final Report 2003, Virginia Tech Aerospace Engineering Senior Design Project, 98 p.

3 [ABW2010] Abdullah E.J., Bill C., Watkins S., Testing of adaptive airfoil for uav using shape memory alloy actuators, ICAS 2010, 27th international congress of the aeronautical sciences, 9p.

4 [AGA2011] Agafitei I., Întrebuinţarea operaţională a aeronavelor fără echipaj uman la bord (UAV/UAS), Studiu de cercetare ştiintifică (proiect SISUAR), 33 p.

5 [ALC2005] Alămoreanu, E., Constantinescu, D.M., Proiectarea plăcilor compozite laminate, Editura Academiei Române, Bucuresti, 2005, ISBN 973-27-1189-2.

6 [ARJ2007] Arjomandi M., Classification of unmanned aerial vehicles, report, The University of Adelaide, Australia, 49p.

7 [AND1999] Anderson J.D. jr., Aircraft performance and design, WCB McGraw-Hill Book-Co Singapore, ISBN 0-07-0011971-1, 580p

8 [AVA1980] Avadani V., Calculul avionului la rezistenţă, vol I. şi II, Editura Militară, Bucureşti, 1980 B

9 [BAR1996] Barrett R. Active aeroelastic tailoring of an adaptive Flexspar stabilator. Smart Mater Struct 1996; 5:723–30.

10 [BBA2011] Barbarino S., Bilgen O., Ajaj R.M., Friswell M.I., Inman D. J., A review morphing aircraft, Journal of intelligent material system and structures, vol 22, 2011, p823-877.

11 [BBA2012] Beguin B., Breitsamter C., Adams N, Aerodynamic investigation of a morphing membrane wing, AIAA Journal, vol.50, no.11, nov. 2012, p2588-2599. ISI

12 [BEN2001] Beauchamp, C.H. and Nedderman Jr., W.H. 2001. Patent: Controllable Camber Windmill Blades. Office of Naval Research., disponibil la http://www.google.nl/patents/US6465902

13 [BFL2007] Bharti S, Frecker MI, Lesieutre G, Browne J., Tendon actuated cellular mechanisms for morphing aircraft wing. In: Modeling, signal processing, and control for smart structures. Proc SPIE 2007; 6523:652307-1.

14 [BDK2004] Backer A., Dutton S., Kelly D. (2004), Compozite Materials for Aircraft Structures, Editura American Institute of Aeronautics and Astronautics, ISBN 978-1563475405;

15 [BHA2012] Bahtt M.R., Solar power unmanned aerial vehicle: high altitude long endurance applications (hale-spuav), project, The Faculty of the Department of Mechanical and Aerospace Engineering San Jose State University, 2012, 76p.

16 [BHB2001] Brown, Glen, Roy Haggard, and Brook Norton. “Inflatable Structures for Deployable Wings.” American Institute of Aeronautics & Astronauts (2001).

17 [BHM2012] Barnhart R.K., Hottman S.B., Marshall D.M., Shappee E., Introduction to unmanned aircraft systems, CRC Press, 2012, ISBN 978-1-4398-3520-3, 215p.

18 [BKI2009] Bilgen O., Kochersberger K.B. and Inman D.J., Macro-fiber composite actuators for a swept wing unmanned aircraft, The Aeronautical Journal, 2009, vol. 113 no. 1144 385

19 [BLO2010] John David Blom, Unmanned Aerial Systems: A Historical Perspective, Institute PressCombat Studies Institute Press US Army Combined Arms Center Fort Leavenworth, Kansas, ISBN 978-0-9823283-0-9, 2010, 153p

20 [BOB2011] Bobancu S., Creativitate şi inventică, curs 162p disponibil la http://www.unitbv.ro/Portals/31/Scoala%20DOctorala/Creativitate_si_Inventica.pdf, accesat la 05.12.2011

21 [BOU2007] Bousfield S. H., Telescoping wing and airfoil control mechanism, patent US 20090166477 A1, disponibil la http://www.google.com/patents /US20090166477

22 [BPC2011] Boşcoianu M. Prisecaru V., Cîrciu I. and Rău C.G., Aspect regarding the integration of flexible wing concept in small unmanned aerial vehicles, Proceedings of 2011 International Conference on Optimization of the Robots and Manipulators (OPTIROB 2011), ISBN 978-1-84626-xxx-x, Sinaia, Romania, 26-28 Mai, 2011, pp. xxx-xxx

23 [BPC2014] Boşcoianu M., Prisacariu V., Cîrciu I., Luchian A., Ciufudean C., Aspect regarding the global performance for a small swept flying wing UAV in agressive turns, Latest trends in applied and theoretical mechanics, Proceedings of the 10th International Conference on Applied and Theoretical Mechanics (MECHANICS '14) Salerno, Italy, 2014, ISBN 978-960-474—377-3, disponibil la http://www.wseas.us/e-library/conferences/2014/Salerno/MECH /MECH-11.pdf


75

24 [BRP2003] Blondeau J, Richeson J, Pines DJ. Design, development and testing of a morphing aspect ratio wing using an inflatable telescopic spar. In: Proceeding of 44th AIAA/ASME/ASCE/AHS structures, structural dynamics, and materials conference, Norfolk, Virginia; 2003. p. 1718.

25 [BUB2009] Bubert E.A., Highly extensible skin for a variable wing-span morphing aircraft utilizing pneumatic artificial muscle actuation, thesis, 2009, Maryland USA, 122p

26 [BWM2004] Bartley-Cho JD, Wang DP, Martin CA, Kudva JN, West MN. Development of high-rate, adaptive trailing edge control surface for the smart wing phase 2 wind tunnel model. J Intel Mater Syst Struct 2004;15:279–91.

27 [BWS2002] Bowman J., Weisshar T., Sanders B., Evaluating the impact of morphing technologies on aircraft performance, In 43rd AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural dynamics and Material Conference, AIAA 2002-1631, Denver, 22-25 aprilie

C 28 [CAB2011] Calefariu, G. Barbu, M. Sisteme de producţie.Teorie şi aplicaţii. Editura Lux Libris, 2011,

ISBN 978-973-131-112-8, 208p. 29 [CBC2011] Colorado J., Barrientos A., Rossi C., 2011. Biomechanics of morphing wings in a Bat-robot

actuated by SMA muscles. International Workshop on bio-inspired robots, Nantes, France, April 6-8., disponibil la http://www.disam.upm.es/~crossi/Bio_Inspired_Robots /Publications.html,

30 [CHE2003] Chelaru T.V., Dinamica zborului. Proiectarea avionului fără pilot., Editura Printech, Bucureşti 2003, ISBN 973-652-751-4, 308p

31 [CIP2013] Cîrciu I., Prisacariu V., Comanda şi controlul UAV tip aripă zburătoare în concept morphing, Review of the Air Force Academy, 1/2013, Braşov, Romania, ISSN 1842-9238; e-ISSN 2069-4733. p13-18.

32 [CIR2009] Cîrciu I., Imbunătăţirea performanţelor de zbor ale elicopterelor prin aplicarea efectului Coandă – sistemul ‘Notar’, teză de doctorat, 2009, Universitatea Transilvania Braşov.

33 [CNS2004] Cox T.H, Nagy C.J., Skoog M.A., Somers I.A, Civil UAV Capability Assessment, NASA, dec. 2004, 103p.

34 [COG1983] Constantinescu, N.V., Găletuşe, S., Mecanica fluidelor şi elemente de aerodinamică, Editura Didactică şi Pedagogică, Bucureşti, 1983, 506p.

35 [COO2006] Cooper JE. Adaptive stiffness structures for air vehicle drag reduction. In: Proceeding of multifunctional structures/integration of sensors and antennas meeting; 2006 [RTO-MP-AVT-141, Paper 15].

36 [COS1993] Costăchescu T. Defecte şi accidente în aviaţie. Măsuri de prevenire. Editura Tehnică Bucureşti, 1993, ISBN 973-31-0474-4, 198p.

37 [COS2007] da Costa A., PMM. Morphing aircraft structures design and testing an experimental UAV. Masters Thesis at Instituto Superior Tecnico, Universida de Técnica de Lisboa; 2007.

38 [CPY2008] Chris Page and F. G. Yuan, Biologically Inspired Morphing Flight for MAV design, course, Department of Mechanical and Aerospace Engineering, North Carolina State University, (aug 2008)

39

[CSJ2000] Chen PC, Sarhaddi D, Jha R, Liu DD, Griffin K, Yurkovich R. Variable stiffnessspar approach for aircraft maneuver enhancement using ASTROS. J Aircraft 2000; 37:865–71.

40 [CSU2004] Cadogan D, Smith T, Uhelsky F, and MacKusick M. Morphing inflatable wingdevelopment for compact package unmanned aerial vehicles. In: Proceeding of the 45th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC structures, structural dynamics and materials conference, Palm Springs, California; 2004 [AIAA No. AIAA-2004-1807].

41 [CSV2010] Chiru A., Scutaru M L.,Vlase S., Cofaru,C. Materiale plastice si compozite in ingineria autovehiculelor Editura Universităţii Transilvania Brasov,2010. ISBN978-973-598-788-6.

42 [CUL2003] Culick, F. E. C., “The Wright Brothers: First Aeronautical Engineers and Test Pilots,” AIAA Journal, Vol. 41, No. 6, June 2003, pp. 985–1006. ISSN: 0001-1452

D 43 [DAN2006] David A. Neal III, Design, Development, and Analysis of a Morphing Aircraft Model for

Wind Tunnel Experimentation, abstract thesis, Virginia Polytechnic Institute and State University, 2006, Blacksburg, Virginia, USA.

44 [DEL2001] Deliu, Ghe., Mecanica aeronavelor, Editura Albastră, 2001, ISBN 973-650-029-2, 375 p. 45 [DON1997] Donald, David, Standard aircraft, ed. Encyclopedia of World Aircraft (Etobicoke, Ontario:

Prospero Books, 1997), p.854, 46 [DOH2003] Dockter G. E., Hamilton B. K., Patent: Geometric morphing wing with expandable spars,

US 6622974 B1, 2003, disponibil la http://www.google.com/patents/US6622974, 47 [DUM2002] Dumitrescu, D., Principiile inteligenţei artificiale, Editura Albastră, 2002, ISBN 973-

650+077-2, 289p


76

48 [DUR1995] Duranti S, Profilli 2.21 help software, 1995, disponibil la http://www.profili2.com/eng/default.htm, accesat la 12 iunie 2013

E 49 [EBE2008] Ebehardt D.S., Retractable aircraft wing tip, patent US8336830 B2, 2008, disponibil la

http://www.google.com/patents/US8336830 50 [EHR2010] Ehrhard T.P., Airforce UAVs – The secret history, Mitchell Institute Press, 2010 Air Force

Association, 88p. 51 [EVA2011] Evans S.S., The Incredible Story of the QH-50 DASH – The First Unmanned Helicopter

Turns 50, Vertiflyght Magazine, vol.57 1/2011, p 36-39. 52 [EVE2011] Evers J., Biology-inspired autonomous control, final report, Air Force Research Laboratory,

Munitions Directorate, 2011, 83p., disponibil la http://www.dtic.mil/dtic/tr/fulltext/u2/a557014.pdf

F 53 [FAU2010] Fausz J., Morphing flight: beyond irreducible complexity, Reason & Revelation vol. 30, nr.1,

jan 2010, ISSN:1542-0922, 10p 54 [FAG2012] Fahlstrom P.G., Gleason T.J., Introduction to UAV systems, fourth edition, aerospace series,

2012 John Wiley & Sons Ltd., ISBN 978-1-119-97866-4, 280p 55 [FDB2009] Favier J., Dauptain A., Basso D., Bottaro A., Passive separation control using a self-adaptive

hairy coating, Journal Fluid Mechanic 2009 , vol 627, p 451-483, doi:10.1017/S0022112009006119

56 [FSM2007] Flanagan JS, Strutzenberg RC, Myers RB, Rodrian JE., Development and flight testing of a morphing aircraft, the NextGen MFX-1. In: Proceedings of 48th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC structures, structural dynamics and materials conference, Honolulu, Hawaii; 2007. p. 1707.

57 [FTJ2006] Fontanazza A., Talling R., Jackson M., Dashwood R., Dye D., Iannucci L., Morphing Wing Technologies Research, 1st SEAS DTC Technical Conference - Edinburgh 2006, 9p.

G 58 [GAA2007] Gamboa P., Alexio P., Vale j., and others, Design and Testing of a Morphing Wing for an

Experimental UAV, Meeting Proceedings RTO-MP-AVT-146, Paper 17. Neuilly-sur-Seine, France : RTO. Disponibil la : http ://www.rto.nato.int/abstracts.asp.

59 [GAL2010] Galantai V.P., Design and Analysis of Morphing Wing for Unmanned Aerial Vehicles, thesis, Department of Mechanical Industrial Engineering University of Toronto, 2010, 87p.

60 [GAS2013] Gaspari A., Ricci S., A parametric framework for the design of morphing wings, 6th ECCOMAS Conference on Smart Structures and Materials, SMART2013, Politecnico di Torino, 24-26 June 2013

61 [GAV2007] Gamboa P., Aleixo P., ValeJ., Lau F., Suleman A., Design and Testing of a Morphing Wing for an Experimental UAV, în Platform Innovations and System Integration for Unmanned Air, Land and Sea Vehicles (AVT-SCI Joint Symposium),(pp. 17-1 – 17-30). Meeting Proceedings RTO-MP-AVT-146, Paper 17. Neuilly-sur-Seine, France: RTO. http ://www.rto.nato.int/abstracts.asp,

62 [GER2012] Gertler J., U.S. Unmanned Aerial Systems, 2012, , CRS Report for Congress, p55, disponibil la www.fas.org/sgp/crs/natsec/R42136.pdf,

63 [GRA2010a] O’Grady B., (2010), Multi-Objective Optimization of a Three Cell Morphing Wing Substructure, report, The School of Engineering of the University of Dayton;

64 [GRA2010b] Granito M., S.M.A. (shape memory alloy) based on the use of peltier cells, phd thesis, University of Naples “Federico II”, 2010, 376p

65 [GRE2009] McGrew T.M., Army aviation addressing battlefield anomalies in real time with the teaming and collaboration of manned and unmanned aircraft, thesis, dec.2009, Naval Postgraduate School Monterey California, USA, 84p.

66 [GRI1987] Grigore I., Mecanica zborului avionului, Editura Academiei Militare, 1987, 260p. 67 [GRO1965] Grosu I. Calculul şi construcţia avionului, vol. I şi II, Editura Didactică şi pedagogică

Bucureşti, 1965 68 [GOL2004] Goldsmith A., Wireless communication, Cambridge University Press, Cambridge, UK, 2004. 69 [GOR2005] Gordon Y., Soviet/Russian Unmanned Aerial Vehicles , Midland Publishing, London, UK,

2005 70 [GUI2007] Guiler R.W., Control of a swept wing tailless aircraft through wing morphing, 2007,

disponibil la http://www.dtic.mil/cgi-bin/GetTRDoc?Location= U2&doc=GetTRDoc.pdf&AD=ADA393317,

71 [GUN2012] Gundlach Jay, Designing unmanned aircraft systems, a comprehensive approach, AIAA Education series, Viginia, USA, ISBN 978-1-60086-843-6, p.805.

72 [GVB2011] McGowan A.R., Vicroy D.D., Busan R.C., Hahn A.S., Perspectives on Highly or Morphing


77

Aircraft, NASA Langley Research Center, RTO-MP-AVT-168, 2011, 14p. disponibil la http://www.cso.nato.int/pubs /rdp.asp?RDP=RTO-MP-AVT-168

73 [GWH2002] McGowan A.R., Washburn A.E., Horta L.G. and others, Recent results from NASA projects, NASA Langley Research Center, 2002, SUA, 15 p.

H 74 [HAR2013] Harrison G.J, Unmanned Aircraft System (UAS) – Manufacturing trends, Congressional

Research Service 7-5700, 2013, 8p, disponibil la www.crs.gov 75 [HEP2012] Hemmelgarn D.C., Pelley B.M., Patent: Passive adaptive structures,

EP 2423104 A1, 2012, disponibil la https://docs.google.com/viewer?url= patentimages.storage.googleapis.com/pdfs/5168003055052f6d0c11/EP2423104A1.pdf,

76 [HIN2009] Hinshaw T.L, Analysis and Design of a Morphing Wing Tip usingMulticellular Flexible Matrix Composite Adaptive Skins, thesis, Virginia Polytechnic Institute and State University, 2009, 114p.

77 [HEN2010] Hennigan W. J., “Northrop Grumman Wins Contract To Turn Unmanned Spy Plane Into Refueling Tanker,” Los Angeles Times, July 2, 2010;

78 [HMS2011] Henry C P., Mcknight G. P., Smith S. P., Adaptive structural core for morphing panel structures, patent WO 2011059571 A1, disponibi la http://www.google.com/patents /WO2011059571A1?cl=en

79 [HOC2004] Hope G., Kennell C., Logistics Enabler for Distributed Forces, Technical Report, NSWCCD-20-TR–2004/07 August 2004, Naval Surface Warfare Center, 73p, disponibil la: www.dtic.mil/dtic/tr/fulltext/u2/a476380.pdf ,

80 [HOL2013] Brooke-Holland Louisa, Unmanned Aerial Vehicles (drones): an introduction, Section – International Affairs and Defence, Marea Britanie, 22p, disponibil la http://www.parliament.uk

I 81 [ISA2006] Isache L., Avioanele fără pilot uman la bord, tehnică de viiitor pentru forţele armate,

Gândirea militară românească, 6/2006, ISSN 1454-0460, p108-117, www.gmr.mapn.ro, J

82 [JOH2010] Johnson T, Bistable devices for morphing rotor blades, disertaţie, Pennsylvania State University, 2010, 219p, http://www.engr.psu.edu/rcoe/theses/Johnson_Terry.pdf,

83 [JSJ2006] Joo JJ, Sanders B, Johnson T, Frecker MI., Optimal actuator location within a morphing wing scissor mechanism configuration. In: Smart structures and materials: modeling, signal processing, and control. Proc SPIE 2006; 6166:616603-1.

84 [JSS2005] Jacob JD, Simpson AD, Smith SW. Design and flight testing of inflatable wings with wing warping. SAE Trans J Aerospace 2005;1-3392:1306–15.

L 85 [LAR1996] Larm D., Expendable Remotely Piloted Vehicles for Strategic Offensive Airpower Roles,

thesis, Air University Press Maxwell Air Force Base, Alabama, 1996, 76p 86 [LIL1911] Lilienthal O., Birdflight as the basis of the aviation, Longmans Green and Co., 1911,

disponibil la http://www.lakesgc.co.uk/mainwebpages/eBook%20Library/Batch%201/ BIRDFLIGHT%20AS%20THE%20BASIS%20OF%20AVIATION.pdf, 172p

87 [LLL2008] Liu Y-J, Lan X, Lu H-B, Leng J-S, Recent progresses in polymeric smart materials, International Journal of Modern Physics B, Vol. 24, Nos. 15 & 16 (2010) 2351–2356, p2351-2356

88 [LON1911] Longmans, Green and Co, Otto Lilienthal - Birdflight as the basis of the aviation, Londra, Bombay, New York and Calcutta, 1911, 172p

89 [LOP2011] López R.E., Manufacturing of a Joined-Wing Sensorcraft, thesis, Universitatea Tehnică Lisabona, Portugalia, 2011, 69p.

90 [LUP2004] Lupescu M. B., (2004), Fibre de armare pentru materialele compozite, ISBN: 973-31-2212-2;

91 [LUK2008] Lutke K. R., Kutzmann A. J., System and method for pneumatically actuating a control surface of an airfoil, patent, US 8042772 B2, disponibil la www.google.com.ar/patents /US8042772

M 92 [MAJ2006] Majji M. Robust control of redundantly actuated dynamical systems. Masters Thesis, Texas

A&M University; 2006. 93 [MAN2006] Manzo JE., Analysis and design of a hyper-elliptical cambered span morphing aircraft.

Masters Thesis, Cornell University; 2006. 94 [MAS2011] Mason R., Feasibility of Laser Power Transmission to a High-Altitude Unmanned Aerial

Vehicle, report project air force, 2011, 74p, disponibil la http://www.dtic.mil/dtic/tr/fulltext/u2/a544926.pdf


78

95 [MCO1997] McDaid H., Oliver D., Smart weapons, Top Secret History of Remote Controlled Airborne Weapons, Barnes and Noble INC., New York, 1997

96 [MER2009] Merlin P.W., Ikhana – Unmanned Aircraft System Western States Fire Missions, Monographs in Aerospace history #44 NASA SP-2009-4544, 123p

97 [MFS2010] Mestrinho J.R.C., Felício J.M.I., Santos P.D., Gamboa P.V., Design Optimization of a Variable-Span Morphing Wing, 2nd International Conference on Engineering Optimization, September 6 – 9, 2010, Lisbon, Portugal

98 [MIF2012] Melin T., Isikveren A. T., Friswell M.I., Cost appreciation of morphing uav projects at a conceptual design stage, 2008, p 6., http://michael.friswell.com/ PDF_Files/ C239.pdf, consultat 07.12.2012

99 [MGE1999] McGeer T, LAIMA: The first Atlantic crossing by unmanned aircraft, The Insitu Group, 1999, 25p.

100 [MHB2007] Meyer R, Hage W, Bechert D.W, Schatz M, Knacke T, and Thiele F., Separation Control by Self-Activated Movable Flaps, AIAA Journal, Vol. 45, No. 1 (2007), pp. 191-199.

101 [MOS2009] Munteanu F., Oprean C., Stoica C., INCAS Subsonic wind tunnel, INCAS Bulletin 1/2009, DOI: 10.13111/2066-8201.2009.1.1.3

102 [MPT2002] Murray J.E., Pahle J.W., Thornton S.V. şi alţii, Ground and Flight Evaulation of a SmallScale Inflatable-Winged Aircraft, Dryden Right Research Center Edwards, NASA/TM -2002-210721, 21p

103 [MWP2008] Mattioni F, Weaver PM, Potter KD, Friswell MI. The application of thermally induced multistable composites to morphing aircraft structures. In: Industrial and commercial applications of smart structures technologies. Proc SPIE 2008;6930:693012-1.

N 104 [NBC2008] Niculiţă C., Bencze A., Cândea I., (2008), Aircraft Wings: Present and Future, Bulletin of

Transilvania University of Braşov, Romania, pp.41-46, ISSN 2065-2119; 105 [NCK2002] Nam C, Chattopadhyay A, Kim Y. Application of shape memory alloy (SMA) spars for

aircraft manoeuvre enhancement. In: Smart structures and materials 2002: smart structures and integrated systems. Proc SPIE 2002;4701:226-23.

106 [NEA2004] Neal D.A., Good M.G., Johnston C.O., Robertshaw H.H., Mason W.H., Inman D.J., Design and wind-tunnel analysis of a fully adaptive aircraft configuration. In: Proceeding of 45th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC structures, structural dynamics and materials conference, Palm Springs, California; 2004. p. 1727.

107 [NEA2006] Neal III D.A., Design, Development, and Analysis of a Morphing Aircraft Model for Wind Tunnel Experimentation, thesis, Virginia Polytechnic Institute and State University, 2006, 193p

108 [NEW2002] Newman D., Interactive aerospace engineering and design, 2002, ISBN 0–07–234820–8, McGraw-Hill Series in Aeronautical and Aerospace Engineering , New York, SUA, 374p

109 [NIC2011] Niculiţă C., Contribuţii teoretice şi experimentale privind aripa adaptivă (morphing) pentru aeronave, teză de doctorat, Universitatea Transilvania Braşov, 2011

110 [NIM1985] Niţă M.M., Moraru F., Patraulea R., Avioane şi rachete, concepte de proiectare, Editura Militară, 1985

111 [NIW1990] Nickel, K., Wohlfahrt, M.: Schwanzlose Flugzeuge, Birkhäuser Verlag, 1990, ISBN 3-7643-2502-X, also available in english as: Tailless Aircraft in Theory and Practice, AIAA Education Series, ISBN 1-563-47094-2.

112 [NKJ2013] Nonami K., Karttidjio M., Yoon K-J., Budiyono A., Autonomus control systems and vehicles. Intelligent unmanned systems, vol.65, ISBN 978-4-431-54275-9, Springer, DOI 10.1007/978-4-431-54276-6, 315p

113 [NWC1997] Neufeld J., Watson G.M. jr., Chenoweth D., Technology and the Air Force A Retrospective Assessment, Air Force History and Museums Program United States Air Force Washington, D.C.,UG1103.T43 1997, p. 343., www.afhso.af.mil/shared/media /document/AFD-100929-066.pdf

O 114 [OLP2008] Ol M., Parker G., Flight Controls and Performance Challenges for MAVs in Complex, AIAA

Guidance, Navigation and Control Conference and Exhibit, August 2008, Honolulu, Hawaii, AIAA 2008-6508

115 [OHB2012] Ohanian O.J., Hickling C., Stiltner B., Karni E.D., Piezoelectric Morphing versus Servo-Actuated MAV Control Surfaces, 53rd AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics and Materials Conference, April 2012, Honolulu, Hawaii, AIAA 2012-1512

116 [OYS2010] Özgen S., Yaman Y., Seber G. şi alţii, Morphing Air Vehicle Concepts, Proceedings of the International Workshop on Unmanned Vehicles –UVW 2010, 6p

P


79

117 [PAR2002] Park W. J., Introduction to UAV System, UAV CENTER Co., South Corea, 2002, 72p disponibil la www.uavcenter.com,

118 [PAF2010] Patel A., Farooqui M.K., Processing and Characterization of Autoclave-based EPP Beads, report, Toronto, 2010, 42p, disponibil la http://www.scirus.com/srsapp/ search?q=Processing+and+Characterization+of+Autoclave-based+EPP+Beads&btn =Search&ds=tspcrep&rep=tspc.

119 [PBC2011] Boşcoianu M., Prisacariu V., Cîrciu I., and Rău C.G., Aspects regarding the integration of flexible wing concept in small unmanned aerial vehicles, IPCSIT – International Proceedings of Computer Science and Information Tehnology, vol.8/2011, Singapore.

120 [PBC2012] Prisacariu V., Boşcoianu M., Cîrciu I., Managementul realizării sistemelor aeriene robotizate (SAR), vol.13 2(35)/2012 Recent Journal, ISSN 1582-0246

121 [PBC2013a] Prisacariu V., Boscoianu M., Cîrciu I., Morphing wing concept for small UAV, Applied Mechanics and Materials, Vol. 332 (2013) pp 44-49, © (2013) Trans Tech Publications, Switzerland, doi:10.4028/www.scientific.net/AMM.332.44OPTIROB 2013, 6p.

122 [PBC2013b] Prisacariu V., Boscoianu M., Cîrciu I., Design and construction a flying wing unmanned aerial vehicles, INTERNATIONAL CONFERENCE ON MILITARY TECHNOLOGIES –BRNO, 2013, 7p.

123 [PBL2014] Prisacariu V., Boşcoianu M., Luchian A., Inovative solutions an UAS limits, Review of the Air Force Academy, ISSN 1842-9238; e-ISSN 2069-4733, No 2 (26) 2014, p51-58.

124 [PCB2012a] Prisacariu V., Cioacă C., Boşcoianu M., The Concept of morphing adapded structures to UAVs, Review of the Air Force Academy, 1/2012, Braşov, Romania, ISSN 1842-9238, p13-18;

125 [PCB2012b] Prisacariu V., Cîrciu I., Boşcoianu M., Flying wing aerodinamic analysis, Review of the Air Force Academy, 2/2012, Braşov, Romania, ISSN 1842-9238; e-ISSN 2069-4733, p31 -35

126 [PCB2014] Prisacariu V., Cîrciu I., Boşcoianu M., Morphing concept of UAVs of the swept flyng wing, RECENT journal, ISSN 1582-0246, vol. 15, 1(41), martie 2014, p26-33.

127 [PCL2014] Prisacariu V., Cîrciu I., Luchian A., Unmanned aircraft vehicle (UAV) in the romanian airspace. An overwiev, Journal of Defence Resources Management, vol. 5, issue 1(8) 2014, ISSN 2068-9403, p.123-128

128 [PEA1995] Perarson L., Naval Aviation News, Mai-Iunie 1995, SUA, pp.70-73 disponibil la http://www.history.navy.mil/download/ww1-10.pdf.

129 [PKC2012] Paranjape A.A., Kim J., Khung S-J., Closed-Loop Perching and Spatial Guidance Laws for Bio-Inspired Articulated Wing MAV, AIAA 2012-4979, AIAA Guidance, Navigation and Control Conference, 13 – 16 August 2012, Minneapolis, Minnesota, 21p

130 [PRC2013] Prisacariu V., Cîrciu I., The analysis of the flying wing in morphing concept, INCAS Bulletin, vol.5, issue 2/2013, p43-52, ISSN 2066-8201, Bucuresti.

131 [PRE2001] Preotu O., Construcţia aeronavelor, Reprografia Universităţii din Craiova, 2001, 286p 132 [PRH2004] Perkins D.A., Reed Jr. J.L., Havens E. Adaptive wing structures. Smart structures and

materials 2004: industrial and commercial applications of smart structures technologies. Proceeding of SPIE 2004;5388:225–33.

133 [PRI2011] Prisacariu V., Studiul nivelului actual atins în construcţia şi fabricaţia UAV, raport, 2011, 83p.

134 [PRI2012] Prisacariu V., Integrarea soluţiilor flexibile în construcţia suprafeţelor portante miniaturizate ale Sistemelor Aeriene Robotizate, Referat I, 2012, 148p.

135 [PRI2013a] Prisacariu V., Cercetări teoretice şi experimentale privind aeromecanica suprafeţelor portante a sistemelor UAV, Referat II/2013, 87 p.

136 [PRI2013b] Prisacariu V., The aerodynamic analysis of the profiles for flying wings, Journal of Defence Resources Management, vol.4 issue 1(6)/2013, ISSN 2068-9403, p.211-218

137 [PRI2013h] Prisacariu V., The UAVs in the theatre of operations and the modern airspace system, acceptat RECENT 2013

138 [PRR2011] Prisacariu V, Rău G.C., Morphing concepts in unmanned aerial vehicles, Creativitate şi Inventică 2/2011, ISSN 2067-3086

139 [PSN2012] Pricop M.V.,Stoica C., Nae C. şi alţii, Wind Tunnel Testing of Passive High-Lift Systems, INCAS Bulletin Volume 4, Issue 1/ 2012, pp. 67 – 75 ISSN 2066-8201, DOI: 10.13111/2066-8201.2012.4.1.8

R 140 [RAY2006] Raymer D.P. Aircraft design: A conceptual approach (4th edition), AIAA Education series,

California-USA, 2006, ISBN, 1-56347-829-3, 840p. 141 [RAW2002] Raney D.L., Wasyak D.R., Biologically Inspired Micro-flight Modeling and Control

Research, NASA Langley Research Center SAE Aerospace Control and Guidance Systems Committee Meeting, October 16 – 18, 2002, 23p.


80

142 [RHP2005] Reed Jr J.L., Hemmelgarn C.D., Pelley B.M., Havens E. Adaptive wing structures. In: Smart structures and materials 2005: industrial and commercial applications of smart structures technologies. Proc SPIE 2005;5762:132-42.

S 143 [SAD2013] Sadraey M.H., Aircraft design, Wiley – Aerospace Series, USA, 2013, ISBN 978-1-119953-

40-1 144 [SAF2010] Sarh B., File D. J., Patent: Morphing aircraft with telescopic lifting and control surfaces,

patent US 7789343 B2, disponibil la https://docs.google.com /viewer?url=patentimages.storage.googleapis.com /pdfs/US7789343.pdf

145 [SAL1981] Sălăgeanu I., Aerodinamica vitezelor subsonice, vol.II, Editura Academiei Militare, Bucureşti, 1981, p460

146 [SAL2007] Stanford B, Abdulrahim M, Lind R, Ifju P. Investigation of membrane actuation for roll control of a micro air vehicle. J Aircraft 2007;44:741–9.

147 [SAR1987] Branko Sarh, Telescopic wing, patent US 4824053 A, disponibil la http://www.google.com/patents/US4824053

148 [SAS2012] Sanderson T. M., Sar D. R., Collapsible wing beams and method patent US 8262032 B2, disponibil la https://docs.google.com/viewer?url =patentimages.storage.googleapis.com/pdfs/US8262032.pdf

149 [SCH2008] Schultz, M. R. , Active multistable twisting device ,US Patent 7,321,185, 2008, disponibil la http://www.patents.com/us-7321185.html.

150 [SEW2008] Sofla AYN, Elzey DM, Wadley HNG. Two-way antagonistic shape actuation based on the one-way shape memory effect. J Intel Mater Syst Struct 2008;19:1017–27.

151 [SHY2008] Shen X., Yu Y., Li Y., Study of RAINBOW Actuator and its Intergation with SMA, 2008, doi: 10.1177/1045389X07083619, Print ISSN: 1045-389X Online ISSN: 1530-8138

152 [SKC2007] Skillen MD, and Crossley WA., Modeling and Optimization for Morphing Wing Concept Generation, 2007, Langley Research Center NASA/CR-2007-214860, disponibil la http://www.sti.nasa.gov

153 [SKC2008] Skillen MD, and Crossley WA. Modeling and optimization for morphing wing concept generation II, part I: morphing wing modeling and structural sizing techniques. NASA/CR-2008-214902.

154 [SMT2009] Sofla A.Y.N., Meguid S.A., Tan K.T., Yeo W.K., Shape morphing of aircraft wing: Status and challenges, Materials and Design 31/2010 1284–1292, p1284-1292, 2009

155 [STI2010] Ştir M., Angajarea sistemelor aeriene fără pilot în acţiunile militare, Gândirea militară românească 6/2010, ISSN 1454-0460 print, ISSN 1842-8231 online, p24-41

156 [STY2010] Sofia A.Y., Meguid S.A., Tan K.T., Yeo W.K., Shape morphing of aircraft wing, Materials & design, vol.31, issue 3, martie 2010, ISSN 0261-3069, pag. 1284-1292

157 [SUP2007] Supekar AH. Design, analysis and development of a morphable. Wing structure for unmanned aerial vehicle performance augmentation. Masters Thesis, The University of Texas at Arlington; 2007.

158 [SUT2009] Suter C. Flying Wing Calc, MS Excel file, 2009, disponibil la http://www.tailwindgliders.com/Files.html#Files,

T 159 [TAY2009] Taylor G.K., Engineering Applications of Bird Flight, final report Grant FA8655‐05‐1‐3077,

Universiy of Oxford, 2009, disponibil la http://www.dtic.mil/dtic/tr/fulltext/u2/a525705.pdf U 160 [UKW2006] Ursache N.M., Keane A.J., Bressloff N.W., On the Design of Morphing Airfoils using Spinal

Structures, 47th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics, and Materials Conferece 1 – 4 May 2006, Newport, Rhode Island AIAA 2006-1796, p.10.

V 161 [VAL2007] Valavanis K.P., Advances in unmanned aerial vehicles, Springer, ISBN 978-1-4020-6114-1

(e-book), 552p. 162 [VAL2012] Valasek J., Morphing aerospace vehicles and structures, Wiley, ISBN 978-0-470-97286-1,

2012, p286 163 [VOB2013] Vos R., Barrett R. M., Method and apparatus for pressure adaptive morphing structure,

patent US 8366057 B2, disponibil la http://www.google.com/patents/US8366057 164 [VOS2008] Vos R., Post-buckled precompressed elements: a new class of flight control actuators

enhancing morphing wing uavs, ICAS 2008, 26th International Congress of the Aeronautical Sciences, 11p.

X 165 [XFM2013] Xi F, Finistauri A. D., Moosavian A., Morphing wing for an aircraft, patent WO

2013192483 A1, disponibil la http://www.google.com/patents /WO2013192483A1?cl=en


81

Y 166 [YEN2004] Yenne B., Attack of the drones, A History of Unmanned Aerial Combat, Zenith Press, St.

Paul, MN / USA, 2004 167 [YLZ2007] Yu Y, Li X, Zhang W, Leng J. Investigation on adaptive wing structure based on shape

memory polymer composite hinge. International conference on smart materials and nanotechnology in engineering, China. Proc SPIE 2007;6423:64231D-5.

Z 168 [ZLA2007] Zlate M, Tratat de psihologie organizaţional-managerială, vol. II, Ed. Polirom, 2007, ISBN:

978-973-46-0452-4, p.688 169 [ZRF2008] Zaloga S.J., Rockwell D., Finnegan P., World Unmanned Aerial Vehicle Systems Market

Profile and Forecast, 2008 Edition, 332p, www.tealgroup.com W

170 [WEI2006] Weisshaar, T.A. (2006) Morphing Aircraft Technology – New Shapes for Aircraft Design. In Multifunctional Structures / Integration of Sensors and Antennas (pp. O1-1 – O1-20). Meeting Proceedings RTO-MP-AVT-141, Overview 1. Neuilly-sur-Seine, France: RTO. Disponibil la : http ://www.rto.nato.int/abstracts.asp,

171 [WGC2011] Widdle R. D., jr., Grimshaw M. T, Crosson-Elturan K. S., patent High stiffness shape memory alloy actuated aerostructure, disponibil la http://www.google.com /patents/US20110030380

172 [WHG1998] R.W. Wlezein, G.C. Horner, A.R. McGowan, S.L. Padula, M.A. Scott, R.J. Silox, and J.O. Simpson, The aircraft morphing program, 1998, AIAA-98-1927.

173 [WOO2013] Wood N., Morphing aerofoil, patent WO 2013164582 A1, disponimil la http://www.google.com/patents/WO2013164582A1?cl=en

174 [WON2010] Wongui B.B., Morphing unmanned aerial vehicles, master thesis, AALTO University, Helsinki, Finlanda, 2010, 103 p.

175 [WSJ2004] Wiggins L.D. Stubbs M.D. Johnston C.O. Robertshaw H.H. Reinholtz C.F. and Inman D.J., A Design and Analysis of a Morphing Hyper-EllipticCambered Span (HECS) Wing, 45th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics & Materials Conference 19 – 22 April 2004, Palm Springs, California, AIAA 2004-1885, 10p.

*** 176 [***1958] Automatic flight The Forty-Sixth Wilbur Wright Memorial Lecture, Flight 16 mai 1958, p58 177 [***1981a] Cartea tehnică a avionului Aero TM-1, IPL Tg. Mureş, 1981, 27p 178 [***1983a] Borland Software Corporation, Quick start Borland Delphi 7.0 for Windows,

http://docs.embarcadero.com/products/rad_studio/delphi7/D7_ QuickStart.pdf, www.borland.com

179 [***2000a] National Instruments, User Manual 6023E/6024E/6025E, Multifunction I/O Devices for PCI, PXI , CompactPCI, and PCMCIA Bus Computers, Part Number 322072C-01, Austin Texas, 136p.

180 [***2001a] Boletim da Artilharia Antiaerea 1/2001, Lisboa, Portugalia, 64p., disponibil la www.exercito.pt/raa1/index.htm,

181 [***2002a] OSD UAV Roadmap 2002-2027, Office of the Secretary of Defense Acquisition, Technology, & Logistics, Air Warfare, December 2002.

182 [***2002b] Biography of Reginald Leigh Denny, Academy of Model Aeronautics, AMA History Program National Model Aviation Museum, 2002

183 [***2002c] Microsoft Corporation, Microsoft Flight Simulator 2002, disponibil la http://www.microsoft.com

184 [***2003a] DoD Dictionary of Military and Asociated Terms, J P 1-02, US DoD, Washington DC, 2003 185 [***2004a] Department of Defence, Unmanned Aerial Vehicles and Uninhabited Combat AerialVehicles,

USA, 2004, 81p, 186 [***2005a] Unmanned Aircraft System (UAS) ROADMAP 2005-2030, US DoD, Washington DC, 2005,

213p. 187 [***2005b] Norpthrop Grumman Unmanned Sistem BQM-74 E, Northrop Grumman Corporation –

Unmanned Systems, California, USA, 2005, 2p. 188 [***2005c] Futaba Corporation, Instruction manual for Futaba 6EXAP 6-channel, PCM/PPM (FM)

selectable, Radio control system for aircraft, 2005, 24p, disponibil la http://www.manualslib.com/manual/378276/Futaba-6exap.html,

189 [***2006a] Headquarters, Department of the Army, Army Unmanned Aircraft System Operations, FMI 3-04.155, 2006, disponibil la https://www.fas.org/irp/doddir /army/fmi3-04-155.pdf

190 [***2007a] Unmanned Aircraft System (UAS) ROADMAP 2007-2032, US DoD, Washington DC, 2007. 191 [***2007b] Reglementare Aeronautica Civila Romana RACR-AZAC „Admisibilitatea la zbor a unor

categorii de aeronave civile”, editia 01/2007, Publicat in Monitorul Oficial nr. 637 din


82

18/09/2007 prin Ordinul ministrului transporturilor nr. 806/2007, disponibil la http://www.caa.ro/media /docs/C.2.2.b_RACR-AZAC_Ed_1.pdf

192 [***2007c] Preşedintele, Strategia de securitate naţională a României, Bucureşti, 2007, 58p., disponibil la www.presidency.ro/static/ordine/SSNR/SSNR.pdf

193 [***2008a] The European Commission Project: Innovative Operational UAS Integration, Specific TargetedResearch Project D1.1 – Definition of the Environment for Civil UAS Applications, Working Group 1, Palma de Mallorca, Spania, 2008.

194 [***2008b] The Joint Air Power Competence Centre (JAPCC) Flight plan for unmanned aircraft systems UAS in NATO, 28 p

195 [***2008c] Dassault Systemes, SolidWorks 2008 SP4 Tutorials, 2008 196 [***2009a] UAS Unmanned Aircraft Systems – The global perspective 2009/2010, 7th edition. 197 [***2009b] United States Air Force Unmanned Aircraft Systems Flight Plan 2009-2047, Headquarters,

United States Air Force, Washington DC, 2009, 82 p 198 [***2009c] Fisa tehnica – Polistiren expandat Ignifugat si Grafitat, 2009, FPTE 05-08, Ed.1, Rev.0, 2p,

disponibil la http://www.romatermit.ro/ro /pro_polistiren.html, 199 [***2009d] Department of Defence DOD FY2009–2034 Unmanned Systems Integrated Roadmap, April

2009, disponibil la http://www.dtic.mil /dtic/tr/fulltext/u2/a522247.pdf 200 [***2010a] Fişa tehnică - EPS 80, nr.62 rev.2, disponibil la www.deko-

professional.ro/pdf/ro/ft/polistiren.pdf , [consultat la 03 august 2013] 201 [***2011a] UAS Yearbook, Unmanned aircraft systems – The Global Perspective 2011/2012, Blyenburg

& Co, june 2011, Paris, ISSN 1967-1709, 216 p., disponibil la www.uvs-info.com 202 [***2011b] Lucintel Brief, Growth opportunity in global UAV market, USA, 2011 203 [***2011c] Guidelines for XFLR5 v6.03, 2011, 71p., disponibil la http://sourceforge.net/projects

/xflr5/files/, 204 [***2011d] Armada International, 6/2011 (decembrie/iaanuarie) p22, disponibil la

www.dtwc.com/sites/default/files/press/datron_scout_armada_6-2011.pdf 205 [***2011e] Ordonanţa Guvernului nr. 29/1997 privind Codul aerian civil, republicată, consolidata la

25.10.2011, disponibil la http://www.caa.ro/media/docs/A.3.1_OG_29-1997_Codul_Aerian.pdf

206 [***2011k] Futaba catalog, Hobbico Inc., disponibil la http://downloads.hobbico.com/catalogs/futz2011-futaba-catalog.pdf

207 [***2011m] Fişa tehnică - Polistiren expandat ignifugat, FPTE 05-08, Ed.1, Rev.0, disponibil la http://www.romatermit.ro/ro/documentatie/Fisa%20Tehnica% 20Polistiren%2002.06.2011.pdf, [consultat la 09 august 2013]

208 [***2011p] Sonoco 2011 Annual Report, disponibil la http://www.sonoco.com/ search.aspx?q=2011%20report, [consultat la 09 august 2013]

209 [***2011q] ANSYS FLUENT User's Guide 14, 2011, 2948p 210 [***2011r] DAR Corporation, Advanced Aircraft Analysis AAA 3.5.,User manual, 2011, 202p, disponibil

la http://www.lista.it/dar/AAA33Manual.pdf 211 [***2012a] ACTTM, Raport annual 2012, p48, disponibil la www.acttm.ro/romana/images

/stories/doc/raport_anual_2012.pdf 212 [***2012k] Catalog de produse – Austrotherm, 2012, 24p, disponibil la

www.austrotherm.ro/upload/produse/catalog_produse_v2.pdf , [consultat la 23 august 2013] 213 [**2012m] Expanded Polypropylene Design Guide, aprilie 2012, p12, disponibil la

http://www.sonoco.com/search.aspx?q=Expanded%20Polypropylene, [consultat la 08 iunie 2013]

214 [***2013h] HIRRUS miniUAV product description, TeamNet, p.14, disponibil la http ://www.teamnet.ro/wps/pdf/en/hirrus.pdf [consultat la 05 aprilie 2013]

215 [***2013p] Graupner, Neuheiten 2013, disponibil la http ://www.graupner.de, 216 [***2013r] Robbe, New Items 2013, disponibil la http ://www.robbe.de, 217 [***2013s] Fişa tehnică – XPAN Zentyss, disponibil la http://www.zentyss.ro/products /termosistemul-

agrementat-zentyss-term-e/polistiren-extrudat/polistiren-extrudat-xpan/docs_ro/fisa-tehnica/Fisa%20tehnica%20XPS%20 Zentyss.pdf, [consultat 07 iunie 2013]

218 [***2013t] Scanivalve, Fişa tehnică DSA 3217, digital sensor array, pressure scanner data sheet no.511, 4p, disponibil la http://www.scanivalve.com/services/downloadfile.ashx?file= /media/2123/dsa3217-18_1305.pdf

219 [***2014a] UAS Yearbook, Unmanned aircraft systems – The Global Perspective 2013/2014, Blyenburg & Co, june 2014, Paris, ISSN 1967-1709, 244 p., disponibil la www.uvs-info.com

220 [***2014b] Ordinul Ministrului Transporturilor nr. 8/13.01.2014 privind stabilirea conditiilor de operare în spatiul aerian naţional a aeronavelor civile motorizate fără pilot la bord (UAV), Monitorul oficial 50/2014, disponibil la http://www.juridice.ro/304889/Monitorul-Oficial-50-


83

2014.html, [consultat la 12 ianuarie 2014] 221 [***2014c] Directiva de navigabilitate nr. DN: 14-02-001 (AACR), disponibil la

http://www.caa.ro/pdf/Directiva%20identificare%20UAV.pdf, [consultat la 05 aprilie 2014] 222 [***2014d] BirdEyEView Aerobotics, FireFLY6 manual, Mark I, 42p. disponibil la

https://dl.dropboxusercontent.com/u/35788481/Website%20Manuals/FireFLY6%20Manual.pdf

Webografie 223 [www2002a] http://www.mh-aerotools.de/airfoils/flywing1.htm# [consultat la 20 iunie 2012] 224 [www2003a] http://www.ctie.monash.edu.au/hargrave/rpav_home.html [consultat la 16 februarie 2011] 225 [www2005a] http://www.ctie.monash.edu.au/hargrave/rpav_radioplane.html, [consultat la 04.05.2012] 226 [www2009a] http://www.eaglespeak.us/2009/09/sunday-ship-history-assault-drone.html, [consultat la 14

februarie 2011], SUA. 227 [www2010a] http://www.olive-drab.com/idphoto/id_photos_uav_bqm34firebee.php, [consultat la 17

februarie 2011], SUA. 228 [www2010b] http://www.roaf.ro/ro/unitati/capu_midia.php, [consultat la 11 noiembrie 2011] 229 [www2010c] http://www.ipartner.ro , [consultat la 11 noiembrie 2011] 230 [www2011a] http://www.daviddarling.info/encyclopedia/K/Kettering_Bug.html, [consultat la 12 februarie

2011], David Darling, SUA. 231 [www2011b] http://www.warbirdsresourcegroup.org/LRG/v1.html, [consultat la 18 februarie 2011], Scott

Rose, SUA. 232 [www2011d] http://www.nasa.gov/home/hqnews/2009/nov/HQ_09__261_power_beam.html, [consultat la

5 martie 2011], Scott Rose, SUA. 233 [www2011e] www.boernerc.org/resources/FlyingWing.pdf [consultat la 20 martie 2013] 234 [www2012a] http ://www.robofun.ro [consultat la 22 martie 2012] 235 [www2012c] http://www.hobbyking.com, [consultat la 4 apr 2013] 236 [www2012d] http://www.inav.ro/proiecte.php [consultat la 07 mai 2013] 237 [www2013a] http ://www.aft.ro, [consultat la 01 iunie 2013] 238 [www2013b] http ://www.sierra.ro [consultat la 12 iunie 2013] 239 [www2013c] http ://www.phoenixmodels.ro [consultat la 12 iunie 2013] 240 [www2013e] http://www.elmecph.ro/pdf/ro_ATT-01.pdf [consultat la 12 august 2013] 241 [www2013f] http ://darkangelreport.com/UAV_Gallery.htm [consultat la 03 iunie 2013] 242 [www2013g] http://www.finmeccanica.com/-/horus-2, [consultat la 23 iunie 2013] 243 [www2013x] http://www.uvsr.org/docs/Prezentare.pdf, [consultat la 03 mai 2014] 244 [www2014a] http://www.felixschaller.com/index.php/refs/design-works/46-aeroflexible-aerodynamics

[consultat la 14 iunie 2014] 245 [www2014b] http://www.birdseyeview.aero [consultat la 03 august 2014] 246 [www2014c] http://ardupilot.com/downloads/?did=82# [consultat la 25 august 2014]

75

MANAGEMENTUL INTEGRĂRII SOLUŢIILOR TEHNICE INOVATIVE ÎN SISTEMELE

AERIENE ROBOTIZATE (UAS)

MANAGEMENT OF INNOVATIVE TECHNOLIGICAL SOLUTIONS FOR THEIR

INTEGRATION INTO UNMANNED AERIAL SYSTEMS (UAS)

Doctoral supervisor Ph. D. Student

Prof. Dr.ing.ec Mircea BOŞCOIANU Ing. Vasile PRISACARIU

SCURT REZUMAT Preocupările ştiinţifice internaţionale actuale pe aria maşinilor aeriene fără pilot uman la bord definesc tendinţele utilizatorilor finali de a reduce costurile pe toate palierele în condiţiile spaţiului aerian modern. Pornind de la cerinţele şi exigenţele specifice sistemelor aeriene fără pilot din punct de vedere al operării la sol şi în zbor, lucrarea abordează o temă care vizează conceperea, realizarea şi cercetarea unor noi soluţii aeromecanice a vectorului aerian cu inspiraţie biologică şi anume suprafeţe portante în concept morphing. Cercetarea s-a focalizat asupra vectorului arian care a fost atent analizat din prisma posibilităţilor de creştere a performanţelor şi calităţilor aerodinamice, precum şi noi posibilităţi de elaborare a unor noi soluţii constructive. Obiectivele tezei sunt îndeplinite, s-a enunţat în mod justificat un obiectiv principal şi un număr de obiective subsidiare, s-a realizat o documentare şi o sinteză bibliografică adecvată, s-a elaborat un model analitic de calcul bazat pe geometria morphing, s-au conceput trei vectori aerieni utilizaţi pentru cercetările experimentale pe banc, în tunel aerodinamic şi în teste reale de zbor. Cercetările desfăşurate în mediul virtual s-au realizat cu o serie de instrumente CFD ce au confirmat utilitatea soluţiei constructive în concept morphing ce au fost diseminate în 17 lucrări ştiinţifice şi s-au identificat noi direcţii de cercetare ulterioare.

SUMMARY The current international scientific interest in unmanned aerial vehicles shapes the tendency of end users to reduce costs in all areas under the conditions of modern air space. The specific demands and requirements of the unmanned aerial systems related to ground and flight operation have led to the current paper. It approaches a topic related to the design, application, and research of new aeromechanic solutions for the biomimetic aerial vehicle, namely the morphing lifting surfaces. The research focused on the aerial vector, which was closely analyzed from the perspective of improving the aerodynamic characteristics and performance as well as of considering the possibility of developing new constructive solutions. Main and specific objectives were formulated and achieved. The proper documentation and references were studied and an analytical model of calculation based on morphing geometry was designed. Three aerial vectors for experimental research in an aerodynamic tunnel and during real-flight testing were created. Virtual research was performed by means of CFD instruments and it confirmed the importance of the morphing concept as an alternative. The research was also disseminated in 17 scientific papers and it helped identify new directions for future research.

76

Curriculum vitae

Informaţii personale Nume prenume PRISACARIU Vasile

Data naşterii 28 martie 1973 Naţionalitate română

Adresă Str. Tâmpei nr. 6, bl.A1, sc.E, ap.23, jud.Braşov Telefon mobil 0722523400

Email [email protected]

Experienţa profesională 1997-2014 Academia Forţelor Aeriene “Henri Coandă” Braşov

Specialist, tehnică de aviaţie şi laboratoare de aviaţie 2008-2012 SC.Compozite SRL Braşov

Project engineer

Educaţie şi formare 2010-2014 Universitatea “Transilvania” Braşov

Studii doctorale, Inginerie şi Management 2008-2009 Universitatea “Transilvania” Braşov

Studii de masterat, Ingineria şi managementul calităţii 2007-2008 Universitatea “Transilvania” Braşov

studii postuniversitare DPPD (Departamentul pentru pregătirea personalului Didactic)

2002-2007 Universitatea “Transilvania” Braşov Studii de licenţă, aeronave - construcţii aerospaţiale

1991-1994 Şcoala de maiştri militari de aviaţie “Traian Vuia” Mediaş Studii postliceale – structură şi motoare de aviaţie

1987-1991 Liceul Hidromecanica , Braşov Studii liceale – lacătuş mecanic structuri aeronautice

Activitatea ştiinţifică Lucrări publicate la conferinţe ştiinţifice internaţionale,

articole publicate în reviste de specialitate naţionale şi internaţionale (2 ISI, 10 BDI), membru în 2 proiecte naţionale de cercetare

Aptitudini şi competenţe

personale Soft-uri CAD: SolidWorks 2008 Analiză CFD: Floworks 2008, Ansys Fluent 6.3 Altele: Microsoft Office, MS Publisher, Ulead Videostudio

Limbi străine cunoscute Engleză - intermediar

77

Curriculum vitae

Personal information Surname/name PRISACARIU Vasile Date of Birth 28th of march 1973 Naţionalitate Romanian

Adress Str. Tâmpei nr. 6, bl.A1, sc.E, ap.23, jud.Braşov Mobil phone 0722523400

Email [email protected]

Work experience 1997-2014 Henri Coandă Air Force Academy of Braşov

Military aircraft mentenance and aviation laboratory 2008-2012 SC.Compozite SRL Braşov

Project engineer Education and training

2010-2014 “Transilvania” University of Braşov Phd student in Engineering and Industrial Management

2008-2009 “Transilvania” University of Braşov Master degree, Engineering and Quality Management

2007-2008 “Transilvania” University of Braşov Higher education course within the Teacher Training Department (DPPD)

2002-2007 “Transilvania” University of Brasov Bachelor’s degree – aerospace structures

1991-1994 “Traian Vuia” Aviation School for NCOs of Mediaş Post high school studies - engine and aerospace structures

1987-1991 ”Hidromecanica” High School of Brasov Certificate of professional skills - assambler - aeronautical structures

Publications and

projects Papers published for international scientific conferences and in international research magazines (2 ISI, 10 BDI), members of two national research project teams

Skills CAD: Solidworks 2008

CFD analysis: Floworks 2008, Ansys Fluent 6.3 Others: Microsoft Office, MS Publisher, Ulead Videostudio

Foreign languages English – intermediate level

managementul integrĂrii soluŢiilor tehnice inovative … · universitatea “transilvania” din...

Documents