Διπλωματική Εργασία. του φοιτητή του Τμήματος Ηλεκτρολόγων Μηχανικών και. Τεχνολογίας Υπολογιστών της Πολυτεχνικής Σχολής του. Πανεπιστημίου Πατρών

Μέγεθος: px
Εμφάνιση ξεκινά από τη σελίδα:

Download "Διπλωματική Εργασία. του φοιτητή του Τμήματος Ηλεκτρολόγων Μηχανικών και. Τεχνολογίας Υπολογιστών της Πολυτεχνικής Σχολής του. Πανεπιστημίου Πατρών"

Transcript

1 ΠΑΝΕΠΙΣΤΗΜΙΟ ΠΑΤΡΩΝ ΤΜΗΜΑ ΗΛΕΚΤΡΟΛΟΓΩΝ ΜΗΧΑΝΙΚΩΝ ΚΑΙ ΤΕΧΝΟΛΟΓΙΑΣ ΥΠΟΛΟΓΙΣΤΩΝ ΤΟΜΕΑΣ ΣΥΣΤΗΜΑΤΩΝ ΚΑΙ ΑΥΤΟΜΑΤΟΥ ΕΛΕΓΧΟΥ ΕΡΓΑΣΤΗΡΙΟ ΑΥΤΟΜΑΤΙΣΜΟΥ ΚΑΙ ΡΟΜΠΟΤIΚΗΣ Διπλωματική Εργασία του φοιτητή του Τμήματος Ηλεκτρολόγων Μηχανικών και Τεχνολογίας Υπολογιστών της Πολυτεχνικής Σχολής του Πανεπιστημίου Πατρών Κωνσταντίνου Ν. Σκάντζικα Α.Μ.: 6846 Θέμα: Σχεδιασμός και έλεγχος προωθητηρίου συστήματος ελικοπτέρου με στροβιλοκινητήρα Επιβλέπων: Καθηγητής Αντώνιος Τζες Πάτρα, Σεπτέμβριος 2014

2 ΠΙΣΤΟΠΟΙΗΣΗ Πιστοποιείται ότι η Διπλωματική Εργασία με θέμα Σχεδιασμός και έλεγχος προωθητηρίου συστήματος ελικοπτέρου με στροβιλοκινητήρα Του φοιτητή του Τμήματος Ηλεκτρολόγων Μηχανικών και Τεχνολογίας Υπολογιστών Κωνσταντίνου Ν. Σκάντζικα Α.Μ.: 6846 Παρουσιάστηκε δημόσια και εξετάστηκε στο Τμήμα Ηλεκτρολόγων Μηχανικών και Τεχνολογίας Υπολογιστών στις.../../ Ο Επιβλέπων Ο Διευθυντής του Τομέα Καθηγητής Αντώνιος Τζες Καθηγητής Νικόλαος Κούσουλας

3 Αριθμός Διπλωματικής Εργασίας: Θέμα: Σχεδιασμός και έλεγχος προωθητηρίου συστήματος ελικοπτέρου με στροβιλοκινητήρα

4 Περίληψη Η παρούσα διπλωματική έχει ως αντικείμενο την μελέτη των συστημάτων προώθησης και την εξέταση των δυνατοτήτων χρησιμοποίησης νέων μορφών προωθητηρίων. Συγκεκριμένα θεωρώντας ότι μέχρι σήμερα το κύριο σύστημα προώθησης UAV είναι οι DC κινητήρες σε συνδυασμό με έλικες μελετάται η δυνατότητα χρήσης Jet κινητήρων για την παραγωγή της απαιτούμενης ώσης που χρειάζεται ένα UAV κατά την αιώρηση. Οι στροβιλοκινητήρες έχουν την δυνατότητα παραγωγής σταθερής ώσης και χρησιμοποιούνται σχεδόν αποκλειστικά στα μεγάλης κλίμακας ιπτάμενα οχήματα. Υπάρχουν διάφοροι τύποι στροβιλοκινητήρων στην αγορά, οι οποίοι όμως βασίζονται στις ίδιες αρχές λειτουργίας. Κατά την εργασία μελετήθηκε ο μοντελιστικός Jet κινητήρας JetCat P20. Έγινε προσπάθεια μοντελοποίησης του εν λόγω κινητήρα λαμβάνοντας υπόψη όλα τα χαρακτηριστικά του. Το άγνωστο έως τώρα σύστημα μοντελοποιήθηκε και έγινε μελέτη της δυναμικής του. Οι Jet κινητήρες λόγω της φυσικών νόμων που τους διέπουν παρουσιάζουν σχετικά αργές αποκρίσεις. Οι σταθερές χρόνου αυτών των κινητήρων καθιστούν την δυνατότητα χρήσης τους σε UAV εφαρμογές αρκετά δύσκολη. Με την χρήση του JetCat P20 σε μια πραγματική εφαρμογή ελέγχου της γωνιάς ενός οδηγούμενου εκκρεμούς αναζητήθηκαν τα όρια και οι δυνατότητες ελέγχου αυτού του προωθητικού συστήματος. Οι Jet κινητήρες τελικά, όπως ο JetCat P20 έχουν αρκετά καλές δυνατότητες παραγωγής συγκεκριμένου επιπέδου ώσης, επομένως και ρύθμισης της γωνίας του εκκρεμούς, ωστόσο οι χρόνοι απόκρισής του είναι αρκετά μεγάλοι για τα δεδομένα UAV εφαρμογών, χωρίς να υπάρχουν πολλά περιθώρια βελτίωσης μέσω κλασσικού έλεγχου.

5 Ευχαριστίες Το τελευταίο κομμάτι των σπουδών μου στον τμήμα ολοκληρώνεται με αυτήν την Διπλωματική. Μία μακρά πορεία για τον κάθε φοιτητή του τμήματός μας κλείνει έτσι ώστε να ανοίξουν νέοι «κύκλοι» στην ζωή του. Σε αυτήν την Διπλωματική αναλώθηκα κοντά 2 χρόνια και συνεπώς θα ήθελα να ευχαριστήσω αρκετά πρόσωπα. Κατά την όλη διάρκεια μελέτης, έρευνας, διεξαγωγής πειραμάτων και τέλος συγγραφής αυτής της Διπλωματικής πολλά ήταν τα άτομα που συνεργαστήκαμε, συζητήσαμε, με βοήθησαν σε επιμέρους κομμάτια της, αλλά και με ρώτησαν απλά από ενδιαφέρον πότε επιτέλους θα τελειώσει αυτή η εργασία. Ωστόσο δεν θέλω να σταθώ σε όλους αυτούς τους ανθρώπους απλά να τους αναφέρω ονομαστικά, από τον καθηγητή μου (κ. Τζε), τον συνεπιβλέπων (κ. Μάνεση), την οικογένεια μου (Νίκο, Ελένη, Ηλία), τους μεταπτυχιακούς φίλους (Χρήστο, Ράνια, Γιάννη, Κώστα, Νίκο, Μιχάλη), τους φίλους συμφοιτητές (Κώστα, Κώστα, Γωγώ, Ίρις, Γιώργο, Δήμο, Χρύσα, Αντριάνα, Παναγιώτη, Πάνο, Αχιλλέα, Κώστα), τους απλούς φίλους(νίκο, Έλενα,Αργύρη, Αντρέα) και τους φίλους εκ Πάτρας(Σοφία, Αγγελικούλα, Μαριλένα, Κατερίνα, Άσπα, Στάθη, Γιάννη, Αγγελική, Αποστόλη, Σπυράκο,Αντρέα, Νίκο, Πάνο, Αθηνά,Γιάννη,Κατερίνα, Δήμητρα, Γιάννα, Λία, Αποστόλη, Στέφανο, Παναγιώτη, Αλέξανδρο, Φιλίππη, Μαιρούλα Μαργαρίτα, Μαρία, και άλλους που μπορεί να μου διαφεύγουν τώρα). Θέλω να σταθώ και να ευχαριστήσω όλα τα πρόσωπα που όταν συνυπήρξαμε μαζί ήταν πάντα με ένα χαμόγελο στα χείλη, είτε ανήκουν στους προαναφερθέντες είτε όχι. Η αγάπη και η χαρά σε αυτόν τον κόσμο και αυτήν την κοινωνία δεν είναι εύκολο να βρεθούν, ειδικά στις σημερινές συνθήκες οικονομικής και κοινωνικής κρίσης. Πραγματικά,είμαι ευγνώμων σε όλα τα άτομα που γνώρισα και τα οποία αντιμετώπιζαν την κάθε στιγμή της ζωής με αισιοδοξία και χαμόγελο. Σε όλα αυτά τα πρόσωπα θέλω να αφιερώσω αυτήν την δουλειά μου. Και κυρίως σε όσους από αυτούς δεν είναι πια κοντά μας, στερώντας μας πολλά χαμόγελα.

6 Πίνακας περιεχομένων 1 ΕΙΣΑΓΩΓΗ UAV Ιστορική Αναδρομή Εμπειρία από σύγχρονους πολέμους Διατάξεις ιπτάμενων οχημάτων Ιπτάμενα οχήματα κάθετου προσγείωσης και απογείωση Διάταξη ομοαξονικού στροφείου Διάταξη Quad rotor Αντικείμενο παρούσας Διπλωματικής Δομή της Διπλωματικής ΣΥΣΤΗΜΑΤΑ ΠΡΟΩΘΗΣΗΣ ΙΠΤΑΜΕΝΩΝ ΟΧΗΜΑΤΩΝ Ηλεκτρικά συστήματα προώθησης ιπτάμενων οχημάτων Ηλεκτροκινητήρες Συνεχούς Ρεύματος(Σ.Ρ.) Coreless DC κινητήρες (BLDC) Brushless DC κινητήρες (BLDC) Αρχή λειτουργίας Outrunner BLDC Οδήγηση BLDC ηλεκτροκινητήρων Μαθηματικό μοντέλο BLDC Hλεκτροκικητήρα Εμπορικοί BLDC και ESCs) Έλικες Δυνάμεις και ροπές προωθητικού συστήματος DLDC έλικας Ducted Fun ΣΤΡΟΒΙΛΟΚΙΝΗΤΗΡΕΣ Ιστορικά στοιχεία Στροβιλοκινητήρων Γενικές αρχές Στροβιλοκινητήρων Βασικά δομικά μέρη στροβιλοκινητήρων Τύπος παραγωγής ώσης Τύποι στροβιλοκινητήρων Turbojet Turbofun Turboprop Σύγκριση κινητήρων Καύσιμα στροβιλοκινητήρων Μοντελιστικοί στροβιλοκινητήρες Εταιρίες κατασκευής στροβιλοκινητήρων ΚΙΝΗΤΗΡΑΣ JETCAT P20 SE Συστατικά μέρη συστήματος κινητήρα Jetcat P20 SE Αρχή λειτουργίας κινητήρα Jetcat P20 SE Σήμα εισόδου ECU Ομαλή Λειτουργία κινητήρα Στατική Λειτουργία κινητήρα Στατικές Σχέσεις PWM-RPM-THRUST Αντίστροφες σχέσεις PWM-RPM-THRUST Μεταβατική Λειτουργία κινητήρα Διεξαγωγή Πειραμάτων Απόκριση βραδέως μεταβαλλόμενης εισόδου Απόκριση σε βηματικές εισόδους Ο Jet κινητήρας Jetcat P20 ως σύστημα αυτομάτου ελέγχου... 77

7 4.4.1 Μοντέλο Ώσης jet κινητήρα Μοντέλο Στροφών jet κινητήρα Μοντέλο Στροφών jet κινητήρα γύρω από τις RPM Μοντέλο Στροφών jet κινητήρα γύρω από τις RPM Μοντέλο Στροφών jet κινητήρα στις πολύ χαμηλές στροφές στροφές Chirp σήμα εισόδου Συμπεράσματα εκτιμήσεις για το σύστημα του κινητήρα ΟΔΗΓΟΥΜΕΝΟ ΕΚΚΡΕΜΕΣ Οδηγούμενο εκκρεμές Μέτρηση γωνίας Εκκρεμούς Τεχνολογία Αισθητήρων μέτρησης προσανατολισμού Επιλογή αισθητήρα μέτρησης γωνίας εκκρεμούς Βελτιστοποίηση ταχύτητας απόκρισης Jet κινητήρα Υλοποίηση PID ελέγχου απόκρισης κινητήρα Υλοποίηση ανοιχτού ελέγχου απόκρισης κινητήρα Έλεγχος γύρω από τις RPM Έλεγχος γύρω από τις RPM Δυναμική Ώσης Jet κινητήρα Μοντέλο Οδηγούμενου Εκκρεμούς Υπολογισμός συνολικών ροπών εκκρεμούς α Υπολογισμός ροπής αδράνειας εκκρεμούς J Έλεγχος γωνίας εκκρεμούς Ανυψωτικός έλεγχος εκκρεμούς Γραμμικοποίηση συστήματος εκκρεμούς Υπολογισμός συντελεστή Τριβής c Ολοκληρωμένο σύστημα Jet Kινητήρα-Εκκρεμούς PID - Ανυψωτικός έλεγχος εκκρεμούς Διακριτοποίηση ανυψωτικού ελέγχου εκκρεμούς Επίτευξη ανυψωτικού ελέγχου εκκρεμούς Σταθεροποιητικός έλεγχος εκκρεμούς Γραμμικοποίηση εκκρεμούς γύρω από θ= Ολοκληρωμένο σύστημα εκκρεμούς-jet Κινητήρα γύρω από θ= Σταθεροποιητικός έλεγχος γύρω από θ=90ο ΣΥΜΠΕΡΑΣΜΑΤΑ ΠΑΡΑΡΤΗΜΑ

8

9 Κατάλογος σχημάτων 1.1 Διατάξεις ιπτάμενων οχημάτων Διάταξη ομοαξονικών στροφείων μικρής και μεγάλης κλίμακας Αρχή λειτουργίας Quad rotor Διατάξεις τύπου Quad rotor Δομή Coreless DC Brushless Ηλεκτροκινητήρες τύπου Outrunner(αριστερά), In-runner(δεξιά) Αρχή λειτουργίας του BLDC Ηλεκτροκινητήρα Καταστάσεις μετάβασης ρεύματος με βάση το σχήμα Δομή Brushless ESC Brushless ESC εταιρίας ΑΧΙ Έλικες δύο, τριών και τεσσάρων πτερυγίων Εικόνα της πίσω μεριάς ενός ducted fun Υλοποιημένη εφαρμογή UAV με χρήση τεσσάρων ducted fun Στροβιλοκινητήρας General Electric J85-GE-17A(1970) Στροβιλοκινητήρας Turbomeca Turmo IVC και βασικά του χαρακτηριστικά GLOSTER E 28/ Heinkel HE Βασικά μέρη turbojet(στροβιλοαντιδραστήρα) Ρεαλιστική άποψη των βασικών μερών του στροβιλοκινητήρα Pratt & Whitney JT Σύγκριση Κύκλου εμβολοκινητήρα και στροβιλοκινητήρα Βασικά μέρη turbofun κινητήρα D σχέδιο της τομής ενός turbofan κινητήρα Τα δύο ρεύματα αέρα ενός turbofan κινητήρα Δομή κινητήρα turboprop Σύγκριση βασικής δομής turbojet(αριστερά) και turboprop(δεξιά Rolls-Royce Dart turboprop κινητήρας Συνολική σύγκριση των τριών μορφών στροβιλοκινητήρα Γενική άποψη μιας «μοντελιστικής» τουρμπίνας Τα δύο ρεύματα αέρα ενός turbofan κινητήρ16 Γενική άποψη «μοντελιστικού» μαχητικού αεροπλάνου Οικογένεια κινητήρων Kingtech α Jetbeetle H b Jetbeetle H Κινητήρας Wren 44 I GOLD Κινητήρας AMT Mercury Ο κινητήρας Jetcat P20 στο κουτί του a Το GSU του κινητήρα b Το σύστημα βαλβίδων c Η 2S Lipo μπαταρία d H αντλία του κινητήρα e Ο εγκέφαλος του κινητήρα, η ECU a :Ορθή σύνδεση των επιμέρους στοιχείων Jetcat P b : Δοκιμαστική σύνδεση κινητήρα για πραγματοποίηση αρχικών πειραμάτων Κυματομορφές PWM Σήματα εισόδου PWM στο κανάλι Throttle... 64

10 4.6 Ολοκληρωμένο σύστημα κινητήρα με τα επιμέρους του στοιχεία Σχέση μεταξύ εισόδου PWM και RPM κινητήρα Στατική χαρακτηριστική RPM και Τhrust, όπως προέκυψε από τα δεδομένα του GSU Στατική χαρακτηριστική RPM και Τhrust, κατά προσέγγιση των πραγματικών τιμών Στατική χαρακτηριστική PWM και Thrust a Αντίστροφη χαρακτηριστική σχέση PMW RPM b Αντίστροφη χαρακτηριστική σχέση RPM Thrust c Αντίστροφη χαρακτηριστική σχέση PMW Thrust Στατική χαρακτηριστική Τάσης και Ώσης συστήματος μέτρησης a Είσοδος PWM και αντίστοιχες στροφές b Απόκριση Thrust κινητήρα c Απόκριση Thrust σε περιβάλλον Labview a Είσοδος PWM και αντίστοιχες στροφές b Απόκριση Thrust κινητήρα με βελτιωμένη μέτρηση Ώσης Απόκριση Thrust κινητήρα εξαλείφοντας το σφάλμα της τριβής a Βηματικές είσοδοι PWM και αντίστοιχες στροφές RPM b Απόκριση Thrust σε βηματικές εισόδους a Βηματικές είσοδοι PWM και αντίστοιχες στροφές RPM b Απόκριση Thrust σε βηματικές εισόδους Μπλοκ Διάγραμμα κινητήρα Arduino για την μελέτη του συστήματος Πόλοι συστήματος Thrust Επαλήθευση μοντέλου συστήματος Μπλοκ Διάγραμμα μελέτης συστήματος RPM Επί μέρους γραμμικές προσεγγίσεις σχέσης RPM-PWM a Αρχικές αποκρίσεις RPMref -RPMreal b Αντίστοιχο PWM σήμα εισόδου Απόκριση RPMref- RPMreal σε γρήγορες μεταβολές εισόδου Απόκρισεις RPMref- RPMreal σε βηματικές εισόδους γύρω από τις Πόλοι συστήματος RPM γύρω από τις Απoκρίσεις RPMref- RPMreal σε βηματικές εισόδους γύρω από τις Πόλοι συστήματος RPM γύρω από τις Απoκρίσεις RPMref- RPMreal σε βηματικές εισόδους γύρω από τις Πόλοι συστήματος RPM γύρω από τις Bode Διάγραμμα συστήματος RPM γύρω από τις Προσομοίωση Chirp απόκρισης συστήματος RPM γύρω από τις Πραγματική Chirp απόκριση συστήματος RPM γύρω από τις Σύγκριση Βηματικών αποκρίσεων Jet κινητήρα μας και BLDC a Γραφική απεικόνιση οδηγούμενου Εκκρεμούς b Οδηγούμενου Εκκρεμούς με προσδεμένο κινητήρα ArduIMU v Αισθητήρας ADXL Διάγραμμα ελεγκτή Jet κινητήρα Διάγραμμα εξωτερικού ελέγχου Jet κινητήρα Διάγραμμα PID εξωτερικού ελέγχου Jet κινητήρα Προσομοιώσεις αποκρίσεων με χρήση PID εξωτερικού ελέγχου Jet κινητήρα Πραγματικές αποκρίσεις με χρήση PID εξωτερικού ελέγχου Jet κινητήρα Διάγραμμα εξωτερικού ελέγχου Jet κινητήρα ανοιχτού βρόγχου Απόκριση ανοιχτού ελεγκτή μς σε βηματική είσοδο... 99

11 5.11 Προσομοίωση απόκρισης εξωτερικού ελέγχου Jet κινητήρα ανοιχτού βρόγχου Πραγματική απόκριση συστήματος εξωτερικού ελέγχου Jet κινητήρα ανοιχτού βρόγχου γύρω από τις RPM Πραγματική απόκριση συστήματος γύρω από τις RPM Πραγματική απόκριση συστήματος γύρω από τις RPM με χρήση εξωτερικού ελέγχου ανοιχτού βρόγχου Ολοκληρωμένο Διάγραμμα εξωτερικού ελέγχου Jet κινητήρα ανοιχτού βρόγχου για την δυναμική της Ώσης Γραφική απεικόνιση οδηγούμενου εκκρεμούς και αντίστοιχων ροπών a Βηματική απόκριση εκκεμούς εκκρεμούς πλάτους 1 Ν b Βηματική απόκριση εκκεμούς εκκρεμούς πλάτους 2 Ν a Πόλοι μοντέλου συστήματος εκκρεμούς b Βηματική απόκριση μοντέλου συστήματος εκκρεμούς Μπλοκ διάγραμμα ολοκληρωμένου συστήματος Βηματική απόκριση μοντέλου συστήματος πλάτους 3 Ν a Πραγματική απόκριση συστήματος πλάτους 2 Ν b Πραγματική απόκριση συστήματος πλάτους 2 Ν c Πραγματική απόκριση συστήματος πλάτους 3 Ν Εργαλείο PID Tuner με βάση το μοντέλο του συστήματός μας Μπλοk διάγραμμα ελέγχου-κινητήρα-εκκρεμούς Προσομοίωση Simulink ελέγχου-κινητήρα-εκκρεμούς Προσομοίωση εξόδου συστήματος στο Simulink Προσομοίωση εισόδου ελεγκτή PID συστήματος στο Simulink Μετατροπή συνεχούς συστήματος σε διακριτό με χρήση Labview Απόκριση συστήματος στο συνεχές και στο διακριτό σύστημα Απόκριση ελέγχου γωνίας στις 90 ο με χρήση του PID ελέγχου Μπλοκ διάγραμμα συστήματος κινητήρα-εκκρεμές γύρω από τις 90ο Πόλοι συστήματος Εκκρεμούς - Κινητήρα a Προσομοίωση ελέγχου για χρόνο απόκρισης 1 sec b Προσομοίωση ελέγχου για χρόνο απόκρισης 2 sec c Προσομοίωση ελέγχου για χρόνο απόκρισης 2,5 sec Simulink προσομοίωση σταθεροποιητικού ελέγχου Απόκριση Simulink προσομοίωσης σταθεροποιητικού ελέγχου Απόκριση ελέγχου - εξόδου σε διαταραχή της γωνίας Απόκριση ελέγχου - εξόδου σε διαταραχή της γωνίας χωρίς ταλάντωση Απόκριση ελέγχου - εξόδου σε διαταραχή της γωνίας χωρίς ταλάντωση

12

13 Εισαγωγή 13 ΚΕΦΑΛΑΙΟ 1 Εισαγωγή

14 Εισαγωγή 14 1.ΕΙΣΑΓΩΓΗ 1.1 UAV Ένα μη επανδρωμένο αερόχημα, κοινώς γνωστό ως UAV ελέγχεται είτε αυτόνομα από σύστημα ηλεκτρονικών υπολογιστών (Η/Υ) που βρίσκονται τοποθετημένοι στο όχημα, ή από έναν απομακρυσμένο επίγειο σταθμό κατεύθυνσης. Υπάρχει ευρεία ποικιλία σχημάτων μη επανδρωμένα οχήματα και μεγάλη διαφοροποίηση όσον αφορά τα μεγέθη και τα χαρακτηριστικά τους. Τα μη επανδρωμένα οχήματα έχουν αναπτυχθεί κυρίως για στρατιωτικές εφαρμογές, αλλά χρησιμοποιούνται επίσης σε άλλα πεδία, όπως την πρόληψη πυρκαγιών και πυρόσβεσης, στην επιτήρηση πόλεων και την αστυνόμευση, αλλά και την επιτήρηση αγωγών υψίστης σημασίας. Τα μη επανδρωμένα οχήματα συνήθως προτιμώνται για αποστολές που είναι αρκετά δύσκολες και επικίνδυνες για ένα επανδρωμένο αεροσκάφος, τόσο λόγω του μεγάλου κόστους ενός κανονικού αεροσκάφους σε σχέση με ένα μη επανδρωμένο, αλλά και για την ασφάλεια του πιλότου. 1.2 Ιστορική αναδρομή Το όνειρο της πτήσης, μία από τις μεγαλύτερες προκλήσεις για τους ανθρώπους, είχε δημιουργήσει απογοήτευση αιώνων και εκατοντάδες δραματικές προσπάθειες. Τα πρώτα ιπτάμενα αντικείμενα που έχουν σχεδιαστεί έχουν κινέζικη προέλευση. Αργότερα το 1490 ο Leonardo Da Vinci δημιούργησε την ελικοειδή αερο-βίδα. Ο Ponton d'amécourt ήταν ο πρώτος που χρησιμοποίησε την λέξη «ελικόπτερο» το Η λέξη προήλθε από δύο ελληνικές λέξεις, την Έλιξ και το Πτερόν, δηλαδή βίδα και φτερό. Μαζί περιέγραψε κι ένα ομοαξονικό ελικόπτερο και τους διάφορους τρόπους για να το κατευθύνουν. Έτσι, στην συνέχεια το 1877 ο Forlanini δημιούργησε ένα ατμοκίνητο μοντέλο που ήταν σε θέση να πετάξει για 20 δευτερόλεπτα στα 12 μέτρα. Κατά τον 20ό αιώνα ο Πωλ Κορνύ πραγματοποίησε την πρώτη ανύψωση ελικοπτέρου(1900) και το 1907 ο καθηγητής Ρισέ και ο Λουδοβίκος Μπρεγκέ κατασκεύασαν το πρώτο ελικόπτερο που ήταν ένα τεράστιο τύπου Quadrotor με δύο επίπεδα ελίκων και χωρίς κανένα επίπεδο ελέγχου. Από την άλλη μεριά οι αδελφοί Ράιτ, Όρβιλ και Γουίλμπουρ το 1903 κατασκεύασαν το πρώτο επιτυχημένο αεροπλάνο στον κόσμο, το διπλάνο Φλάιερ με το οποίο κατάφεραν να πραγματοποιήσουν την πρώτη ελεγχόμενη,μηχανικά προωθούμενη και βαρύτερη από τον αέρα πτήση. Με το διπλάνο τους κατάφεραν να διασχίσουν μια απόσταση 260 μέτρων. Μερικά χρόνια μετά τη πρώτη επανδρωμένη πτήση αεροπλάνου ο Δρ. Κούπερ και ο Elmer Sperry εφεύραν ένα αυτόματο γυροσκοπικό σταθεροποιητή που βοηθά τα αεροσκάφη να πετάνε ευθεία και επίπεδα, το γνωστό γυροσκόπιο. Αυτή η κατασκευή χρησιμοποιήθηκε ώστε να μετατραπεί το αμερικάνικο εκπαιδευτικό Navy Cruise N-9 στο πρώτο τηλεκατευθυνόμενο μη επανδρωμένο όχημα. Ουσιαστικά το πρώτο μη επανδρωμένο όχημα ήταν η κατασκευή του Forlanini to 1877, το οποίο δεν ήταν ευσταθές και δεν υπήρχε η δυνατότητα να πηδαλιουχηθεί. Δυστυχώς, η αιτία που έδωσε το έναυσμα για μια πιο εντατική μελέτη των μη επανδρωμένων οχημάτων αποτελούν οι Δύο Παγκόσμιοι Πόλεμοι. Κατά την Διάρκεια του Πρώτου Παγκόσμιου Πολέμου στις ΗΠΑ ελέγχθηκαν αρκετά μη επανδρωμένα οχήματα αν και δεν χρησιμοποιήθηκαν ποτέ στις μάχες. Ωστόσο, κατά την διάρκεια του Δεύτερου Παγκοσμίου Πολέμου η Γερμανία τα χρησιμοποίησε εκτενώς,κερδίζοντας ένα σημαντικό πλεονέκτημα στο πόλεμο αλλά και αναπτύσσοντας και τις δυνατότητες των μη επανδρωμένων οχημάτων στα πεδία των μαχών.

15 Εισαγωγή 15 Ουσιαστικά οι τεχνολογικές εξελίξεις μετά τον Δεύτερο Παγκόσμιο Πόλεμο κατέστησαν δυνατό τον έλεγχο και την κατασκευή μη επανδρωμένων οχημάτων και πάλι όμως με κύρια κατεύθυνση τις στρατιωτικές εφαρμογές. Συγκεκριμένα, η τεχνολογική πρόοδος στον τομέα των ηλεκτρονικών ελέγχου (μικροελεγχτές-αισθητήρες), όπως επίσης και των ηλεκτρικών κινητήρων κατέστησαν την μελέτη και την έρευνα πάνω στα μη επανδρωμένα οχήματα πιο εφικτή στο ευρύ κοινό πέρα από τις στρατιωτικές χρήσεις. Από την μία πολλοί ακαδημαϊκοί ερευνητές δίνουν ιδιαίτερο βάρος αλλά και επιδεικνύουν ενδιαφέρον στην ανάπτυξη αυτόνομων ελικοπτέρων, τις τελευταίες δεκαετίες, στην κατεύθυνση μη στρατιωτικών εφαρμογών όπως η έρευνα και η διάσωση αλλά και σε στρατιωτικές εφαρμογές. Από την άλλη, αυτή η τεχνολογική εξέλιξη οδήγησε και πολλούς ερασιτέχνες ανά τον κόσμο στην δημιουργία διάφορων οικονομικών πλατφόρμων (ανοιχτού κώδικα κυρίως) για έλεγχο μη επανδρωμένων οχημάτων αλλά και δικών τους πρωτοποριακών ιπτάμενων κατασκευών Εμπειρία από σύγχρονους πολέμους Οι Παγκόσμιοι Πόλεμοι έδωσαν το έναυσμα για μια πιο εντατική έρευνα στο πεδίο των μη επανδρωμένων οχημάτων. Αλλά και μετά την λήξη του Δεύτερου Παγκόσμιου Πόλεμου οι διάφοροι κατά τόπους πόλεμοι αλλά και το γενικότερο «Ψυχροπολεμικό Κλίμα» ενίσχυσαν την έρευνα, την μελέτη αλλά και την χρήση από τα στρατιωτικά επιτελεία των κρατών, των μη επανδρωμένων οχημάτων. Ως το 1960 τα μη επανδρωμένα οχήματα χρησιμοποιήθηκαν κυρίως για παρακολούθηση της ανάπτυξης βαλλιστικών πυραύλων από την Ε.Σ.Σ.Δ.. Οι ΗΠΑ έδωσαν πολύ μεγάλη σημασία στην κατασκευή μη επανδρωμένων οχημάτων μέσω του ερευνητικού προγράμματος Red Wagon, το οποίο σκόπευε να αντικαταστήσει τα αναγνωριστικά επανδρωμένα αεροσκάφη με μη επανδρωμένα οχήματα λόγω της πρωτύτερης κατάρριψης δύο αμερικανικών κατασκοπευτικών αεροσκαφών. Στον πόλεμο του Βιετνάμ η χρήση των UAV αυξήθηκε υπερβολικά, καθώς υπήρχε ανάγκη για λήψη πληροφοριών χωρίς να υπάρχουν απώλειες σε αεροσκάφη και πιλότους. Σπουδαίο παράδειγμα της χρήσης των UAV είναι το κατασκοπευτικό TRA 147E, το οποίο μετέδωσε πληροφορίες για το πυραυλικό σύστημα των Βιετναμέζων ανταρτών SA-2, προτού αυτοί το καταρρίψουν. Μέχρι και το 1973, οι ΗΠΑ διεξήγαγαν 3500 αποστολές μη επανδρωμένων οχημάτων στη Νοτιοανατολική Ασία με απώλειες 4% κατά τις αεροφωτογραφίσεις, παρεμβολές επικοινωνιών, ηλεκτρονικές αναγνωρίσεις, παραπλανήσεις και αποστολές ECM που τους είχαν ανατεθεί. Σημαντική ανάπτυξη στην ενεργή χρήση των μη επανδρωμένων οχημάτων σε εμπόλεμη ζώνη έγινε το 1973 από τους Ισραηλινούς. Τα ισραηλινά μη επανδρωμένα οχήματα εκτός από επιτήρηση και παρακολούθηση των συριακών και αιγυπτιακών στρατευμάτων χρησιμοποιήθηκαν και σαν ομοιώματα αεροσκαφών ώστε να εξαντλήσουν τα αποθέματα των πυραύλων SAM που διέθεταν οι Άραβες. To 1982 έγινε η πρώτη χρήση των ισραηλινών μη επανδρωμένων οχημάτων τύπου Scout και Mastiff για αναγνωρίσεις στόχων στα Συριακά αεροδρόμια. Συγκεκριμένα η τακτική που εφαρμόστηκε ήταν τα μη επανδρωμένα οχήματα να προηγηθούν των ισραηλινών αεροσκαφών, εκπέμποντας ίδιους παλμούς με αυτούς των ραντάρ των αεροσκαφών, ώστε να παραπλανήσουν τους χειριστές των ραντάρ των Συριακών δυνάμεων και αυτοί με τη σειρά τους να τα ενεργοποιήσουν. Αυτό έφερε σαν αποτέλεσμα την προσβολή των ραντάρ μέσω των Ισραηλινών βλημάτων αντί-ραντάρ. Η επιτυχία της χρήσης των μη επανδρωμένων οχημάτων στο συγκεκριμένο θέατρο επιχειρήσεων έγκειται στο γεγονός ότι το Ισραήλ είχε απώλειες ενός μόνο αεροσκάφους, έναντι 86 συριακών αεροσκαφών και 18 πυροβολαρχιών SAM.

16 Εισαγωγή 16 Επόμενη σημαντική εμφάνιση των UAV έγινε στον πόλεμο του Περσικού Κόλπου το Σε αυτή την περίπτωση έγινε χρήση μη επανδρωμένων οχημάτων τόσο από τις προηγμένες συμμαχικές δυνάμεις με μοντέλα όπως τα Pioneer, Pointer, Exdrone, Midge, AlpillesMart, Canadair CL-89, ενώ οι Ιρακινοί χρησιμοποίησαν τα Al Yamamah, Marakeb-1000, Sahreb-1 και Sahreb-2. Οι περισσότερες επιχειρήσεις των συμμαχικών μη επανδρωμένων οχημάτων ήταν αναγνωριστικού χαρακτήρα και η μεγάλη τους επιτυχία καθώς και το χαμηλό ποσοστό απωλειών τους οφείλεται στη μικρή στρατηγική αξία που τους έδειχναν οι ιρακινές στρατιωτικές δυνάμεις. Ένα ουσιαστικό αποτέλεσμα του πολέμου του Κόλπου ήταν η προβολή της επιχειρησιακής σκέψης για εκτέλεση αναγνωρίσεων και συλλογή πληροφοριών καθ όλο το 24ωρο πάνω από εχθρικές περιοχές. Ενισχύοντας την άποψη αυτή, ο Υπαρχηγός ΓΕΕΘΑ των ΗΠΑ, πρότεινε τη δημιουργία ενός δικτύου που θα συνδύαζε τα επιχειρησιακά χαρακτηριστικά των μη επανδρωμένων οχήματων με αυτά των αναγνωριστικών δορυφόρων, πράγμα που θα έδινε τη δυνατότητα επιτήρησης σε μια περιοχή τετραγωνικών χιλιομέτρων. Τέλος, η πιο πρόσφατη εμπειρία από τη χρήση μη επανδρωμένων οχημάτων έγινε στο χώρο των Βαλκανίων και συγκεκριμένα στη Βοσνία. Οι δυνάμεις του ΝΑΤΟ αποφάσισαν τη χρήση δορυφόρων μεγάλου υψομέτρου U-2 και TR-1 μαζί με αναγνωριστικά UAV για την τακτική παρακολούθηση των αντιπάλων αλλά και μετέπειτα για τον εντοπισμό μη σημειωμένων τάφων που ήταν αποτέλεσμα των διαπραχθέντων εγκλημάτων πολέμου. Εκτός από τα παραπάνω, οι ΗΠΑ ανέπτυξαν πέντε UAV τύπου General Atomics Predator έως τα μέσα του Ιουλίου του 1995 στην Αλβανία και την Κροατία για την υποστήριξη των στρατευμάτων διατήρησης της ειρήνης του ΟΗΕ. Από αυτά, τα δύο καταρρίφθηκαν από εχθρικά πυρά. Η απώλεια τους πέρασε απαρατήρητη από τα ΜΜΕ αφού αυτά εστίασαν στις ανθρώπινες απώλειες από καταρρίψεις επανδρωμένων αεροσκαφών. Οι συμμαχικές δυνάμεις δεν ανέστειλαν τις επιχειρήσεις με UAV παρά το μεγάλο ποσοστό απωλειών διότι οι πληροφορίες που συλλέχθηκαν από τις αναγνωρίσεις μέσω UAV ήταν εξαιρετικά σημαντικές και δεν θα μπορούσαν να ληφθούν με οποιοδήποτε άλλο τρόπο. 1.4 Διατάξεις ιπτάμενων οχημάτων Γενικά, τα ιπτάμενα οχήματα μπορούν να διαχωριστούν σε δύο κατηγορίες: Στα «ελαφρύτερα από τον αέρα» (Lighter than Air-LTA) και τα «βαρύτερα από τον αέρα» (Heavier than Air- HTA). Οι κύριες κατηγορίες ιπτάμενων οχημάτων φαίνονται στο παρακάτω Σχήμα, όπου η διαφοροποίηση γίνεται με βάση την αρχή πτήσης και την μέθοδο πρόωσης. Σχήμα 1.1Διατάξεις ιπτάμενων οχημάτων.

17 Εισαγωγή 17 Από τα οχήματα του σχήματος 1.1 τα συστήματα καθέτου απογείωσης(vtol) και προσγείωσης υπερέχουν έναντι των υπολοίπων ιπτάμενων οχημάτων. Η υπεροχή αυτών των συστημάτων, όπως ελικόπτερα και μικρά αερόστατα, οφείλεται στην ικανότητα τους για κάθετη, σταθερή και χαμηλής ταχύτητας πτήση Ιπτάμενα οχήματα κάθετου προσγείωσης και απογείωσης(vtol) Από τα VTOL συστήματα, δύο κατηγορίες είναι τα δημοφιλέστερα με βάση τα χαρακτηριστικά τους. Τα ελικόπτερα ομοαξονικού στροφείου (coaxial) και αυτά με τέσσερα ή περισσότερα στροφεία (Quadrotors). Τα τελευταία χρόνια ειδικά λόγω της τεχνολογικής προόδου στα ηλεκτρονικά ελέγχου (μικροελεγκτές, αισθητήρες, ασύρματες επικοινωνίες) σε συνδυασμό με την ευκολότερη και οικονομικότερη απόκτηση ηλεκτρικών κινητήρων, ελίκων και μπαταριών παρατηρείται ραγδαία ανάπτυξη τέτοιων συστημάτων-πλατφόρμων Διάταξη Ομοαξονικού στροφείου Η ανάπτυξη ελικοπτέρων ομοαξονικού στροφείου ήταν αρκετά μεταγενέστερη από αυτά με ένα στροφείο, λόγω της απίστευτης πολυπλοκότητας των μηχανισμών swash plate που φέρουν. Από την άλλη η ανωτερότητα αυτών των ελικοπτέρων υπήρξε πάρα πολύ κρίσιμη στα μη επανδρωμένα οχήματα και στα πολεμικά πλοία όπου υπάρχει έλλειψη χώρου. Στα ελικόπτερα ομοαξονικού στροφείου η μία έλικα βρίσκεται ακριβώς πάνω από την άλλη σε ένα κοινό άξονα και περιστρέφονται αντίρροπα. Αυτός ακριβώς είναι ο λόγος που δεν χρειάζονται και πίσω έλικα στην ουρά για να εξισορροπεί την ροπή σε αντίθεση με τα ελικόπτερα ενός κεντρικού στροφείου. Τα τυπικά ομοαξονικά ελικόπτερα χρησιμοποιούν την απομένουσα ροπή η οποία προκαλείται από την διαφορά γωνιακής ταχύτητας μεταξύ των δύο στροφείων, για να περιστρέψουν το ελικόπτερο ως προς τον κάθετο άξονα. Η κάθετη κίνηση του ελικοπτέρου ελέγχεται από την γωνιακή ταχύτητα των δύο στροφείων. Αυξάνοντας ή μειώνοντάς την επιτυγχάνεται η ανάβαση ή κατάβαση του ελικοπτέρου. Η οριζόντια κίνηση του ελικοπτέρου παράγεται είτε με την μετατόπιση του κέντρου βάρους, είτε με την χρήση απλουστευμένων swash plates ελέγχοντας ουσιαστικά την περιστροφή γύρω από τον διαμήκη και τον πλευρικό άξονα. Στο παρακάτω σχήμα παρουσιάζονται δύο τυπικές εφαρμογές του ομοαξονικού ελικοπτέρου. Η πρώτη αποτελεί ένα MAV (Micro Aerial Vehicle) παιχνίδι για ψυχαγωγία μικρής κλίμακας και η δεύτερη ένα στρατιωτικό ελικόπτερο μεγάλης κλίμακας. Σχήμα 1.2 Διάταξη ομοαξονικών στροφείων μικρής (αριστερά) και μεγάλης (δεξιά) κλίμακας.

18 Εισαγωγή Διάταξη Quadrotor Αν και η πρώτη επίσημη προσπάθεια του ανθρώπου να κατασκευάσει το πρώτο Quadrotor πραγματοποιήθηκε, όπως ειπώθηκε και την παράγραφο 1.2, το 1907 από τους Ρισέ και Λουδοβίκο Μπρέγκε μέχρι και πριν μερικά χρόνια δεν υπήρξε καμία ανάπτυξη τέτοιων συστημάτων. Τα τελευταία χρόνια μόνο τα συγκεκριμένα ιπτάμενα οχήματα παρουσιάζουν ιδιαίτερη ανάπτυξη. Σε αντίθεση όμως με τα ελικόπτερα ομοαξονικού στροφείου το ενδιαφέρον εστιάζεται στην κατηγορία των UAV/MAV και σε μεγάλης κλίμακας οχήματα. Χαρακτηριστική διάταξη Quadrotor που απαντάται σήμερα είναι αυτή με τα τέσσερα στροφεία σε διάταξη σταυρού, όπου στο κέντρο της διάταξης βρίσκονται το ωφέλιμο φορτίο, τα ηλεκτρονικά συστήματα ελέγχου και οι μπαταρίες. Η αρχή λειτουργίας του Quadrotor βασίζεται στις γωνιακές ταχύτητες των τεσσάρων στροφείων του. Αρχικά, οι έλικες του quadrotor περιστρέφονται αντίρροπα ανά δύο, έτσι ώστε η συνολική ροπή που εφαρμόζεται στο κέντρο μάζας του να είναι μηδενική. Με αυτόν τον τρόπο δεν χρειάζεται το ουραίο στροφείο που χρησιμοποιεί ένα τυπικό ελικόπτερο. Αυξάνοντας και μειώνοντας ομοιόμορφα την γωνιακή ταχύτητα των στροφείων του επιτυγχάνεται η ανάβαση και η κατάβαση της διάταξης αντίστοιχα. Ταυτόχρονα η κλίση του ελικοπτέρου διατηρείται σταθερή ενώ δεν παρουσιάζει περιστροφή γύρω από το κέντρο μάζας του γιατί είναι απόλυτα συμμετρικό. Η κατακόρυφη περιστροφή (yaw) επιτυγχάνεται δημιουργώντας μια διαφορά γωνιακής ταχύτητας στα δύο ζεύγη στροφείων, τα οποία κινούνται σε αντίθετες κατευθύνσεις. Αντίστοιχα η οριζόντια κίνηση του οχήματος επιτυγχάνεται με περιστροφή στον διαμήκη και πλευρικό άξονα δίνοντας κλίση στο όχημα. Ουσιαστικά πρέπει ένας κινητήρας να αυξήσει στροφές και ταυτόχρονα ο απέναντί του να μειώσει. Με αυτόν τον τρόπο μπορεί το όχημα να κινηθεί οριζόντια. Έχοντας περιστραφεί κατά μια γωνία (roll) και διατηρώντας τη, ένα μέρος της ώσης διατηρεί την αιώρηση του οχήματος και το υπόλοιπο μέρος της ώσης το επιταχύνει οριζόντια. Η όλη περιγραφή της αρχής λειτουργίας του Quadrotor συνοψίζεται στο σχήμα 1.3. Παρά την ύπαρξη τεσσάρων στροφείων πρόκειται στην πραγματικότητα για ένα για ένα υπό-ενεργούμενο και εξαιρετικά δυναμικά ασταθές σύστημα. Στο σχήμα 1.4 παρουσιάζονται δύο τέτοιες υλοποιήσεις Quadrotor. H πρώτη είναι το Quadrotor Draganflyer ενώ η δεύτερη αναπτύχθηκε στα πλαίσια Διδακτορικής Διατριβής στο Πανεπιστήμιο Πατρών, γνωστό ως UPATCopter. Σχήμα 1.3 Αρχή λειτουργίας του Quadrotor, όπου το πάχος και το χρώμα του κάθε βέλους είναι ανάλογο της γωνιακής ταχύτητας του κάθε στροφείου

19 Εισαγωγή 19 Σχήμα 1.4 Διατάξεις τύπου Quadrotor: Draganflyer (αριστερα) και UPATCopter (δεξιά) 1.5 Αντικείμενο παρούσας Διπλωματικής H παρούσα διπλωματική ασχολείται με τα συστήματα προώθησης των UAV και εξετάζει την δυνατότητα χρήσης νέων μορφών προωθητικών συστημάτων για την επίτευξη της απαραίτητης ώσης για την αιώρηση. Συγκεκριμένα, εξετάζονται οι επικρατέστερες έως σήμερα μορφές προωθητικών συστημάτων, που είναι οι dc κινητήρες σε συνδυασμό με έλικες προσαρμοσμένες στον άξονά τους. Η αναζήτηση νέων μορφών προωθητικών συστημάτων για UAV επικεντρώνεται στην μελέτη ενός Jet κινητήρα ως προς τον τρόπο λειτουργίας του και την ικανότητά του για παραγωγή ώσης. Ακόμη, η διπλωματική αυτή εξετάζει και την δυνατότητα αυτής της νέας μορφής προωθητικού συστήματος να οδηγήσει ικανοποιητικά μία πραγματική εφαρμογή. Μελετώνται τα όρια και οι δυνατότητες του jet κινητήρα να ελέγξει την γωνία μιας εφαρμογής εκκρεμούς, ώστε να αποσαφηνιστεί τελικά η δυνατότητα χρήσης του σαν σύστημα προώθησης UAV. 1.6 Δομή της Διπλωματικής Στο κεφάλαιο 2 περιγράφονται και εξετάζονται τα υπάρχοντα συστήματα προώθησης UAV, δηλαδή οι dc-κινητήρες/έλικες, οι επιμέρους τύποι dc-κινητήρων/έλικων και οι δυνάμεις που παράγουν. Στο κεφάλαιο 3 γίνεται μια αρχική περιγραφή των στροβιλοκινητήρων. Περιγράφεται ο τρόπος λειτουργίας τους και οι πιο διαδεδομένοι τύποι στροβιλοκινητήρων. Στο κεφάλαιο 4 παρουσιάζεται η μελέτη ενός πραγματικού μοντελιστικού Jet κινητήρα, του JetCat P20. Στο κεφάλαιο 5 μελετάται η χρήση του Jet κινητήρα σε εφαρμογή οδηγούμενου εκκρεμούς και διερευνώνται τα όρια ελέγχου του. Τέλος από όλα τα πειράματα που διεξήχθησαν προκύπτουν ενδιαφέροντα συμπεράσματα που παρουσιάζονται στο κεφάλαιο 6.

20 Συστήματα Προώθησης UAV 20 ΚΕΦΑΛΑΙΟ 2 Συστήματα προώθησης UAV

21 Συστήματα Προώθησης UAV Συστήματα Προώθησης ιπτάμενων οχημάτων 2.1 Ηλεκτρικά συστήματα προώθησης ιπτάμενων οχημάτων Σε όλα τα ιπτάμενα οχήματα έως τώρα, δυο είναι οι πιο διαδεδομένοι τύποι : Οι ηλεκτροκινητήρες και οι στροβιλοκινητήρες. Στην πλειοψηφία τους όλα τα πολιτικά αεροσκάφη χρησιμοποιούν στροβιλοκινητήρες. Ο σημαντικότερος λόγος για τον οποίο τα ηλεκτρικά συστήματα πρόωσης δεν έχουν αποκτήσει ακόμη εφαρμογή στα πολιτικά αεροσκάφη είναι η χαμηλότερη πυκνότητα ισχύος των συμβατικών ηλεκτροκινητήρων σε σχέση με τους στροβιλοκινητήρες. Η τεχνολογία των ηλεκτροκινητήρων θα μπορεί να γίνει αποτελεσματική για τα μεγάλα πολιτικά αεροσκάφη μόνο όταν η πυκνότητα ισχύος των ηλεκτροκινητήρων φτάσει την αντίστοιχη των στροβιλοκινητήρων, πράγμα το οποίο διαφαίνεται ότι θα επιτευχθεί με την τεχνολογική ανάπτυξη των υπεραγώγιμων ηλεκτροκινητήρων. Αντίστοιχα στα UAV, μικρά εναέρια οχήματα (ΜΑV ) και τα τηλεκατευθυνόμενα αεροπλάνα μοντελισμού οι ηλεκτροκινητήρες αποτελούν σχεδόν το μοναδικό σύστημα προώθησης, ακριβώς λόγω της χαμηλότερης πυκνότητας ισχύος που χρειάζονται για μια επιτυχημένη πτήση. Σε αυτήν την ενότητα λοιπόν θα παρουσιαστούν οι πιο διαδεδομένες μορφές ηλεκτροκινητήρων που χρησιμοποιούνται στα μικρά ιπτάμενα οχήματα, ο τρόπος λειτουργίας τους καθώς και το μαθηματικό τους μοντέλο. 2.2 Ηλεκτροκινητήρες Συνεχούς Ρεύματος (Σ.Ρ.) Οι κινητήρες στα ιπτάμενα οχήματα είναι οι συσκευές αυτές που μετατρέπουν την ηλεκτρική ενέργεια που δέχονται από τις μπαταρίες σε μηχανική και κατ επέκταση σε προωθητική δύναμη (ώση) με την χρήση της κατάλληλης έλικας. Οι ηλεκτροκινητήρες που χρησιμοποιούνται σε εφαρμογές UAV είναι κινητήρες συνεχούς ρεύματος αφού αναγκαστικά η πηγή ενέργειας είναι μπαταρία που παρέχει συνεχές ρεύμα. Η λειτουργία τους επιτυγχάνεται με τη χρήση μαγνητών που αλληλεπιδρούν με τους αγωγούς ηλεκτρικού ρεύματος. Ένας τυπικός ηλεκτροκινητήρας συνεχούς ρεύματος (ΣΡ) αποτελείται από τέσσερα βασικά στοιχεία: δρομέα (rotor), στάτορα (stator), ψήκτρες (brushes) και συλλέκτη (commutator). Μέσω των ψηκτρών, το ρεύμα παρέχεται στον συλλέκτη για να σχηματίσει ένα κύκλωμα μεταξύ της ηλεκτρικής πηγής και τον οπλισμό των περιελίξεων πηνίου του κινητήρα. Με αυτόν τον τρόπο δημιουργείται ένας ηλεκτρομαγνήτης ο οποίος λειτουργεί ως ρότορας. Ο στάτορας είναι το κέλυφος του κινητήρα και είναι επενδυμένο με μόνιμους μαγνήτες αντίθετης πολικότητας. Ως αποτέλεσμα της έλξης και της άπωσης του ηλεκτρομαγνητικού πηνίου με τους μόνιμους μαγνήτες, ο οπλισμός περιστρέφεται. Καθώς ο οπλισμός περιστρέφεται, ο συλλέκτης αντιστρέφει την πολικότητα του ηλεκτρομαγνήτη και ο οπλισμός συνεχίζει να περιστρέφεται. Οι κινητήρες συνεχούς ρεύματος χρησιμοποιούνται κατά κανόνα σε φθηνότερες κατασκευές και συνήθως μαζί με γρανάζια, γιατί δεν διαθέτουν αρκετή ροπή για να κινήσουν κατευθείαν τον έλικα. Το κύριο πλεονέκτημά τους, εκτός από το χαμηλότερο κόστος, είναι ο πιο εύκολος και αποτελεσματικός έλεγχος. Ωστόσο το πιο σημαντικό χαρακτηριστικό κάθε προωθητικού συστήματος, όπως οι ηλεκτροκινητήρες αποτελεί ο λόγος Ισχύος(W) / μονάδα βάρους(kg). Συγκεκριμένα οι ηλεκτρικοί κινητήρες πρέπει να είναι όσο το δυνατόν λιγότερο ογκώδεις με όσο μεγαλύτερη παρεχόμενη ισχύ. Για αυτόν τον λόγο έχει υπάρξει ιδιαίτερη εξέλιξη στην τεχνολογία των DC κινητήρων έτσι ώστε να βελτιστοποιείται το παραπάνω χαρακτηριστικό. Αυτή η εξέλιξη έχει οδηγήσει στην ανάπτυξη μιας νέας γενιάς κινητήρων όπου ο παραπάνω λόγος W/Kg είναι

22 Συστήματα Προώθησης UAV 22 μεγαλύτερος από τους κλασσικούς DC κινητήρες. Πρόκειται για τους BLDC (Brushless DC motors) και Coreless DC οι οποίοι θα παρουσιαστούν αναλυτικότερα στις επόμενες ενότητες. 2.3 Coreless DC κινητήρες (BLDC) Οι Coreless DC είναι Ηλεκτροκινητήρας Σ.Ρ μόνιμου μαγνήτη με τη μόνη διαφορά ότι ο δρομέας δεν έχει πυρήνα σιδήρου. Έτσι, ο μόνιμος μαγνήτης βρίσκεται εσωτερικά των τυλιγμάτων του δρομέα. Το όφελος είναι οι μεγάλες επιταχύνσεις, λόγω της ελαττωμένης ροπής αδρανείας του δρομέα. Επίσης, η διάταξη αυτή, επιτρέπει την κατασκευή τέτοιων ηλεκτροκινητήρων πολύ μικρού μεγέθους, ιδανικούς για MAV. Για εφαρμογές μικρότερου μεγέθους, όπως για παράδειγμα σε MAV, γίνεται χρήση inrunner BLDC ηλεκτροκινητήρα οι οποίοι ξεκινούν από διαμέτρους των 2mm, ή χρήση Coreless DC ηλεκτροκινητήρων οι οποίο ξεκινούν από διαμέτρους 3 με 4mm. Στο σχήμα 2.1 φαίνεται η δομή του Coreless DC όπως περιγράφθηκε παραπάνω. Σχήμα 2.1Δομή Coreless DC 2.4 Brushless DC κινητήρες (BLDC) Σύμφωνα και με τα όσα ειπώθηκαν υπήρξε η ανάγκη ανάπτυξης Ηλεκτροκινητήρων Σ.Ρ. με βέλτιστο λόγο Ισχύος(W) / μονάδα βάρους(kg). Αυτή η ανάγκη οδήγησε στην κατασκευή των κινητήρων ΣΡ χωρίς ψήκτρες οι οποίοι καλύπτουν ικανοποιητικά όλες τις ανάγκες ενός συστήματος προώθησης και ταυτόχρονα έχουν καλύτερο λόγο W/Kg σε σχέση με τους συμβατικούς κινητήρες Σ.Ρ. (ΒLDC). Αυτού του τύπου οι κινητήρες, όπως λέει και το όνομά τους, δεν χρησιμοποιούν ψήκτρες και δεν απαιτούν την ύπαρξη κιβωτίου ταχυτήτων,αφού οδηγούνται από ειδικό ηλεκτρονικό κύκλωμα το ESC. Οι κινητήρες ΣΡ χωρίς ψήκτρες (ΒLDC) είναι ουσιαστικά σύγχρονοι τριφασικοί κινητήρες μόνιμου μαγνήτη. Είναι μια αντιστροφή των κινητήρων συνεχούς ρεύματος μόνιμου μαγνήτη, όπου σε αυτή τη περίπτωση το μαγνητικό πεδίο παράγεται από τον δρομέα και ο στάτορας φέρει τα τυλίγματα. Δεν χρησιμοποιεί ψήκτρες και συλλέκτη, αλλά ένα ηλεκτρονικό κύκλωμα (ESC) το οποίο αναγνωρίζει τη θέση του δρομέα και ρυθμίζει την παροχή ρεύματος στις περιελίξεις του στάτορα έτσι ώστε να παράγει ένα περιστρεφόμενο μαγνητικό πεδίο.

23 Συστήματα Προώθησης UAV 23 Ουσιαστικά για τον έλεγχο τους είναι απαραίτητος ένας ηλεκτρονικός μετατροπέας ισχύος που μετατρέπει το συνεχές ρεύμα εισόδου σε τριφασικό εναλλασσόμενο. Σε σύγκριση με τους συμβατικούς Ηλεκτροκινητήρες ΣΡ έχουν πολλά πλεονεκτήματα, γεγονός που οφείλεται κυρίως στην απουσία ψηκτρών. Επιγραμματικά αυτά είναι: Υψηλή πυκνότητα ισχύος Υψηλή δυναμική απόκριση Υψηλή αποδοτικότητα Καλύτερες χαρακτηριστικές ταχύτητας-ροπής Υψηλές ταχύτητες Μεγαλύτερη διάρκεια ζωής Αθόρυβη λειτουργία Το κύριο χαρακτηριστικό τους είναι η υψηλή αναλογία ροπής/μέγεθος κινητήρα γεγονός που τους καθιστά ιδανικούς σε εφαρμογές, όπου ο χώρος και το βάρος είναι κρίσιμοι παράγοντες, όπως σε εφαρμογές ιπτάμενων οχημάτων. Το παραπάνω οφείλεται στο μικρού μεγέθους και βάρους, υψηλής πυκνότητας ροής, νεοδυμίου-σιδήρου-βορίου μόνιμου μαγνήτη του ρότορα. Το κύριο μειονέκτημα των BLDC κινητήρων είναι η ανάγκη να εκτελέσουν τη μετατροπή ηλεκτρονικά, ως μια ξεχωριστή μονάδα, γεγονός που τους κάνει να χρειάζονται πολύπλοκες ηλεκτρονικές εντολές. Το υψηλό τους κόστος στο οποίο πρέπει να συνυπολογιστεί και αυτό του μετατροπέα ισχύος αποτελεί έναν ανασταλτικό παράγοντα για την χρήση τους σε εφαρμογές UAV. Χωρίζονται δε σε δύο κατηγορίες: α) στους Outrunner (περιστρεφόμενου κελύφους) στους οποίους ο δρομέας που φέρει τους μόνιμους μαγνήτες είναι το κέλυφος ενώ ο στάτης που φέρει τα τυλίγματα είναι σταθερά εδραζόμενος στο εσωτερικό του Η/Κ, και β) στους Inrunner (περιστρεφόμενου πυρήνα) στους οποίους ο δρομέας που φέρει του μόνιμους μαγνήτες είναι στο εσωτερικό του Η/Κ και ο στάτης που φέρει τα τυλίγματα είναι το κέλυφος του Η/Κ. Οι outrunner σε σχέση με τους inrunner εμφανίζουν υψηλότερη ροπή σε χαμηλές στροφές και ενδείκνυται η χρήση τους για απευθείας σύνδεση με το φορτίο (λ.χ. έλικα) χωρίς τη χρήση μειωτήρα στροφών. Τα μεγέθη των outrunner BLDC Ηλεκτροκινητήρα ξεκινούν από διαμέτρους των 10mm, μάζας 2g και μερικών watt, και φτάνουν σε διαμέτρους των 150mm, μάζας 5kg και ισχύ μερικών Kw.Είναι κατάλληλα δε για μεγάλα Micro-AV (MAV). Παρά το γεγονός ότι οι BLDC κινητήρες διαφέρουν από τους συμβατικούς, οι βασικές τους λειτουργίες παραμένουν ίδιες. Σχήμα 2.2 Brushless Ηλεκτροκινητήρες τύπου Outrunner (αριστερά) και In-runner (δεξιά)

24 Συστήματα Προώθησης UAV 24 Μια επιπλέον διάκριση που γίνεται στους Brushless DC Ηλεκτροκινητήρες σχετίζεται με την σύνδεση των περιελίξεων μεταξύ τους και κατ επέκταση τα τυλίγματα. Έτσι προκύπτουν δύο διαφορετικοί τύποι BLDC κινητήρων. Στον πρώτο τα τυλίγματα είναι τραπεζοειδώς κατανεμημένα στην περιφέρεια του στάτη και στον δεύτερο ημιτονοειδώς. Συνεπώς οι δύο αυτοί τύποι διαμορφώνουν και την διαφορετική μορφή της αντιηλεκτρεγερτικής δύναμης(back-emf) που επάγεται στις περιελίξεις του κάθε κινητήρα, η οποία είναι τραπεζοειδής για την πρώτο και ημιτονοειδής για τον δεύτερο αντίστοιχα. Οι ημιτονοειδείς Brushless DC Ηλεκτροκινητήρες έχουν το μειονέκτημα ότι για να λειτουργούν βέλτιστα χρειάζονται αισθητήρες θέσης υψηλής ανάλυσης για να γνωρίζουν ακριβώς την θέση του δρομέα. Αντίθετα οι τραπεζοειδείς χαρακτηρίζονται από την απλότητα, το χαμηλό κόστος και την αποδοτικότητά τους Αρχή λειτουργίας Outrunner BLDC Για να περιστραφεί ο δρομέας πρέπει μέσα από τα τυλίγματά του στάτη να περάσει ηλεκτρικό ρεύμα με μία συγκεκριμένη σειρά. Οπότε σε κάθε μετάβαση του ρεύματος απαιτείται ένα τύλιγμα στο οποίοι θα εισέρχεται το ρεύμα κι ένα στο οποίο θα εξέρχεται. Το τρίτο τύλιγμα κατά την διάρκεια εκείνης της μετάβασης δεν θα διαρρέεται από ρεύμα. Η αλληλεπίδραση του μαγνητικού πεδίου του στάτη με τον δρομέα παράγει την ηλεκτρομαγνητική ροπή. Συνεπώς για τους BLDC είναι πάρα πολύ σημαντικό να υπάρχει η γνώση της θέσης του δρομέα έτσι ώστε να διαρρέεται από ρεύμα το κατάλληλο τύλιγμα κάθε φορά. Ακριβώς όμως επειδή δεν υπάρχουν ψήκτρες στο σύστημα η μετάβαση του ρεύματος δεν μπορεί να ελεγχθεί παρά μόνο ηλεκτρονικά με κατάλληλους ψηφιακούς ελεγκτές (Electronic Speed Controllers - ESCs). Συνήθως αυτοί οι ελεγκτές χρησιμοποιούν αισθητήρες Hall ή encoder προκειμένου να γνωρίζουν την ακριβή θέση του δρομέα. Ωστόσο αν ο κινητήρας δεν έχει αισθητήρες Hall ή encoder, τότε τα ESC είναι τύπου sensorless. Εκτενέστερη αναφορά σχετικά με το σύστημα οδήγησης των BLDC θα γίνει στην παρακάτω ενότητα. Για την υλοποίηση του ελέγχου απαιτείται η θέση του δρομέα σε διακριτές θέσεις των 60 ο μοιρών. Ανά 60 ο ηλεκτρικές μοίρες όπως φαίνεται και στο σχήμα 2.3 ο ελεγκτής αλλάζει την ροή του ρεύματος για κάθε τύλιγμα. Αυτό επαναλαμβάνεται για έξι φορές προκειμένου να ολοκληρωθεί ένας ηλεκτρικός κύκλος. Βέβαια, ο ηλεκτρικός κύκλος δεν ταυτίζεται με έναν μηχανικό κύκλο του δρομέα της μηχανής. Ο αριθμός των ηλεκτρικών κύκλων για κάθε έναν μηχανικό κύκλο εξαρτάται από τα ζεύγη των πόλων του δρομέα, και ειδικότερα για κάθε ζεύγος πόλων πραγματοποιείται ένας ηλεκτρικός κύκλος. Στο σχήμα(2.4) φαίνονται και οι μεταβάσεις του ρεύματος από την μία φάση στην άλλη. Όπως φαίνεται και από το σχήμα οι αισθητήρες Hall αντιλαμβάνονται κάθε φορά την ακριβή θέση του δρομέα και φροντίζουν να παράγουν το κατάλληλο σήμα για να επιτευχθεί η μετάβαση του ρεύματος.

25 Συστήματα Προώθησης UAV 25 Σχήμα 2.3 Αρχή λειτουργίας του BLDC Ηλεκτροκινητήρα. Παρουσιάζονται οι αισθητήρες Hall,ΗΕΔ, φασικά ρεύματα και ροπή εξόδου. Σχήμα 2.4 Καταστάσεις μετάβασης ρεύματος με βάση το σχήμα 2.3

26 Συστήματα Προώθησης UAV Οδήγηση BLDC ηλεκτροκινητήρων Όπως αναφέρθηκε παραπάνω η οδήγηση των BLDC Η/Κ γίνεται με ηλεκτρονικές διατάξεις που ονομάζονται brushless ESC οι οποίες για να μεταβάλλουν τις στροφές του Η/Κ μετατρέπουν το συνεχές ρεύμα της μπαταρίας σε εναλλασσόμενο μεταβλητής συχνότητας με διαφορά φάσης 120 για κάθε φάση από τις τρεις. Στους DC Η/Κ μόνιμου μαγνήτη (Coreless ή μη) η οδήγηση από τα brushed ESC είναι απλούστερη, καθώς για τη μεταβολή των στροφών χρειάζεται μόνο η μεταβολή της τάσης τροφοδοσίας τους. Επειδή το ESC πρέπει να κατευθύνει την περιστροφή του δρομέα, ελέγχοντας ουσιαστικά τις μεταβάσεις των ρευμάτων από τα τυλίγματα του στάτη, χρειάζεται κάποια πληροφορία για τη γωνιακή θέση του δρομέα σχετικά με τα τυλίγματα του στάτη. Όπως είπαμε οι ESC για να το επιτύχουν αυτό, χρησιμοποιούν αισθητήρες Hall ή encoder με τα οποία πρέπει να είναι εφοδιασμένος ο Η/Κ. Αν ο κινητήρας όμως δεν έχει αισθητήρες Hall ή encoder, τότε τα ESC είναι τύπου sensorless. Στην περίπτωση αυτή μετρούν την ΑΗΕΔ στα μη οδηγούμενα τυλίγματα καταλαβαίνοντας έτσι τη γωνιακή θέση του δρομέα. Τα περισσότερα ESC του εμπορίου είναι sensorless, αφού οι BLDC H/K που αφορούν σε χρήση τηλεκατευθυνόμενων μοντέλων και UAV, δεν έχουν αισθητήρες Hall ή encoder. Για να περιστρέψει το ESC το μαγνητικό πεδίο, εναλλάσσει την πολικότητα των φάσεων ανά ζεύγη. Οι συνδυασμοί για μια περιστροφή του μαγνητικού πεδίου είναι έξι. Για μια περιστροφή του δρομέα, το μαγνητικό πεδίο πρέπει να περιστραφεί τόσες φορές όσες και ο αριθμός των ζευγών των πόλων του δρομέα. Τα βασικά στοιχεία από τα οποία αποτελείται ένα brushless ESC είναι : τα τρανζίστορ ισχύος, το κύκλωμα οδήγησης των τρανζίστορ, ο μικροεπεξεργαστής και το κύκλωμα ανίχνευσης της θέσης του δρομέα (Σχήμα 2.5). Αρκεί να αναφέρουμε ότι το ESC δέχεται ως είσοδο ένα σήμα PWM και ανάλογα με το duty cycle του σήματος μεταβάλλεται και ο ρυθμός περιστροφής του μαγνητικού πεδίου στον Η/Κ, συνεπώς και οι μηχανικές του στροφές. Αυτή η πληροφορία είναι πάρα πολύ σημαντική για τον σχεδιασμό ενός συστήματος πρόωσης καθώς αποδεσμεύει αυτόν που αναπτύσσει την εφαρμογή από τον έλεγχο του κινητήρα. Ουσιαστικά για να πετύχει τον έλεγχο των στροφών του κινητήρα αρκεί να βρει την σχέση που συνδέει το PWM σήμα με τις τελικές μηχανικές στροφές του. Ωστόσο,να αναφέρουμε στο σημείο αυτό ότι ένα τυπικό ESC του εμπορίου δε παρέχει στο χρήστη πληροφορία για τις στροφές του Η/Κ, συνεπώς για να «διαβάσουμε» τις στροφές πρέπει να χρησιμοποιηθεί ξεχωριστό κύκλωμα. Σχήμα 2.5 Δομή Brushless ESC Τα brushless ESC που είναι διαθέσιμα στο εμπόριο είναι κατάλληλα για τιμές ρεύματος από δύο έως κάποιες εκατοντάδες Αmperes. Ένα τυπικό brushless ESC παρουσιάζεται στο Σχήμα 2.6.

27 Συστήματα Προώθησης UAV 27 Διακρίνουμε δεξιά τους τρεις ακροδέκτες για τη σύνδεση των φάσεων του Η/Κ και τους δύο ακροδέκτες αριστερά για τη σύνδεση στη μπαταρία. Ο ακροδέκτης για την είσοδο του PWM σήματος διακρίνεται ελάχιστα κάτω από το μαύρο ακροδέκτη αριστερά. Σχήμα 2.6 Brushless ESC εταιρίας ΑΧΙ Μαθηματικό μοντέλο BLDC Hλεκτρο-κινητήρα Οι κινητήρες BLDC λόγω ακριβώς της τριφασικής διάταξης τους αλλά και της πιο περίπλοκης κατασκευής τους είναι πολύ δύσκολο να μοντελοποιηθούν. Ένας ακόμη λόγος αυτής της δυσκολίας μοντελοποίησης αποτελεί και η ύπαρξη του ψηφιακού ελεγκτή (ESC) που πρέπει να ληφθεί υπόψη. Οπότε συνηθίζεται στο ηλεκτρονικό κύκλωμα να υπάρχει ήδη ένας βρόχος ανάδρασης ρυθμισμένος από τον κατασκευαστή (PI ή PID). Η μοντελοποίηση όλου του συστήματος ΒLDC γίνεται ικανοποιητικά από ένα πρωτοβάθμιο σύστημα της μορφής: (2.1) Ουσιαστικά η παραπάνω σχέση εκφράζει την δυναμική απόκριση του συστήματος του BLDC αρκετά ικανοποιητικά. Το ω ref δίνεται από τον μικροελεγκτή της συνολικής εφαρμογής του UAV με την μορφή του PWM στον ESC. Οι τιμές των K και τ μπορούν για κάθε κινητήρα να υπολογιστούν πειρατικά. Πειραματικές διαδικασίες που έχουν δημοσιευθεί δίνουν τυπικές τιμές σε αυτές τις μεταβλητές τις Κ=1 και τ=0,06. Δηλαδή το κέρδος ίσο περίπου με 1 και την σταθερά χρόνου περίπου 60 ms. Με αυτές τις τιμές προκύπτει ένας πόλος κοντά στο -15 για το πρωτοβάθμιο σύστημα του BLDC Εμπορικοί BLDC και ESCs Πολλές εταιρίες ανά τον κόσμο ασχολούνται αυτήν την στιγμή με την παραγωγή αξιόπιστων BLDC κινητήρων για χρήση τους σε συστήματα UAV. Γνωστές εταιρίες αποτελούν οι ΑΧΙ, Scorpio, Hacker, T-motors. Ανάλογα με την εφαρμογή που επιθυμεί ο χρήστης υπάρχει μία τεράστια γκάμα BLDC και ESC συστημάτων με διαφορετικά χαρακτηριστικά ο κάθε ένας. Στον παρακάτω πίνακα 2.1 παρατίθενται διάφορα μοντέλα της εταιρίας ΑΧΙ μαζί με τα βασικά χαρακτηριστικά που δίνει ο κατασκευαστής.

28 Συστήματα Προώθησης UAV 28 Πινάκας2.1 Μοντέλα Brushless DC ηλεκτροκινητήρων μαζί με τεχνικά τους χαρακτηριστικά εταιρίας ΑΧΙ Ομοίως στον πίνακα 2.2 παρατίθεται και μια σειρά ESCs μοντέλων της εταιρίας Jeti μαζί με τα βασικά χαρακτηριστικά τους όπως το ρεύμα που μπορεί να οδηγήσει. Η τιμή αυτού του ρεύματος είναι πάρα πολύ σημαντική για τον ελεγκτή καθώς καθορίζει και την ενέργεια που μπορεί να προσφέρει αυτός στον κινητήρα μέσω της μπαταρίας.

29 Συστήματα Προώθησης UAV 29 Πινάκας2.2 Μοντέλα ESC εταιρίας JETI μαζί με τεχνικά χαρακτηριστικά τους. 2.5 Έλικες Οι έλικες αποτελούν το σύστημα εκείνο το οποίο θα μετατρέψει την ροπή που παράγουν οι κινητήρες σε μία ευθεία ώθηση που ονομάζεται ώση. Η λειτουργία της έλικας βασίζεται στις αρχές της φυσικής της λειτουργίας της πτέρυγας. Κάθε τμήμα ενός πτερυγίου της έλικας έχει μια εγκάρσια τομή παρόμοια με εκείνη μιας αεροτομής. Αυτή η διαμόρφωση, εξαιτίας της ροής γύρω από αυτήν, παράγει άνωση η οποία προωθεί το αεροσκάφος προς τη κατεύθυνση της κίνησης. Παραδοσιακά, κάθε έλικα χαρακτηρίζεται από τη χρήση των δύο βασικών γεωμετρικών παραμέτρων: τη διάμετρο (diameter) και το βήμα (pitch) της έλικας. Συνήθως αυτό εκφράζεται με τη μορφή "διάμετρος x βήμα" και τα δύο μετρημένα σε ίντσες. Για παράδειγμα, μια έλικα που χαρακτηρίζεται ως "15x8", έχει διάμετρο 15 ίντσες και βήμα 8 ίντσες. Η διάμετρος αντιστοιχεί στη διάμετρο του κύκλου στον οποίο η έλικα περιστρέφεται, ενώ το βήμα είναι ένα μέτρο του πόσο πολύ η έλικα θα κινηθεί προς τα εμπρός σε μία περιστροφή. Ακόμη οι έλικες μπορούν να έχουν δύο, τρία ή τέσσερα πτερύγια. Ο αριθμός των πτερυγίων μία έλικας καθορίζεται από τα αεροδυναμικά χαρακτηριστικά που έχει ανάγκη η εκάστοτε εφαρμογή. Στα UAV ιπτάμενα οχήματα χρησιμοποιούνται συνήθως έλικες δύο ή τριών πτερυγίων. Μία ακόμη παράμετρος επιλογής της κατάλληλης έλικας αποτελεί και ο κινητήρας με τον οποίον θα συνδεθεί καθώς και η ώση που θα μπορεί να αποδώσει αυτή σε συγκεκριμένες στροφές λειτουργίας του κινητήρα. Σχήμα 2.7 Έλικες δύο, τριών και τεσσάρων πτερυγίων

30 Συστήματα Προώθησης UAV 30 Κατά καιρούς έχουν χρησιμοποιηθεί πολλά υλικά για την κατασκευή των ελίκων. Με την πάροδο του χρόνου και την εξέλιξη της τεχνολογίας ανακαλύφθηκαν και χρησιμοποιήθηκαν καινούρια συνθετικά υλικά,δίνοντας στις έλικες καλύτερα αεροδυναμικά χαρακτηριστικά αλλά και περισσότερη αντοχή. Αρχικά, το ξύλο ήταν το καλύτερο υλικό για έλικες έως την εφαρμογή των συνθετικών πλαστικών. Οι ξύλινες έλικες διατηρούν το βήμα τους, είναι ελαφρύτερες, έχουν μικρότερη γυροσκοπική αντίδραση, ζυγίζονται ευκολότερα, εμφανίζουν λιγότερους κραδασμούς, ωστόσο διατηρούν το μειονέκτημα της μικρής αντοχής τους. Ένα υλικό που χρησιμοποιείται για την κατασκευή ελίκων κυρίως λόγω του χαμηλότερου κόστους του είναι το nylon εμπλουτισμένο με μικρές ίνες υάλου σε ποσοστά 30-50%. Έχουν μία σχετικά καλή απόδοση, ειδικά αυτές που κατασκευάζονται από γνωστές μάρκες αλλά κι αυτές έχουν το μειονέκτημα της μικρής αντοχής στις καταπονήσεις τις περιστροφής. Τελικά οι πιο σύγχρονες έλικες που χρησιμοποιούνται περισσότερο στις εφαρμογές UAV είναι οι έλικες από εποξική ρητίνη που είναι εμπλουτισμένες με νήματα υάλου(fiberglass fibers) ή άνθρακα (carbon fibers). Τα νήματα αυτά δεν είναι μικρά κομματάκια (όπως στις nylon), αλλά μακριά νήματα που έχουν αναπτυχθεί με προσοχή μέσα στο καλούπι, και τρέχουν από άκρη σε άκρη. Οι εποξικές έλικες έχουν την μεγαλύτερη αντοχή (στον αέρα) και την μικρότερη παραμόρφωση από τα φορτία, και γι' αυτό μπορούν να κατασκευαστούν με στενά και λεπτά φύλλα. Δυστυχώς και αυτές «τραυματίζονται» αν ακουμπήσουν το έδαφος κατά την λειτουργία τους. Κάποιες παράμετροι που είναι πολύ σημαντικές για τις έλικες είναι οι : συντελεστής ώσης c τ συντελεστής ροπής c Q συντελεστής Ισχύος c P Αυτοί οι τρείς συντελεστές όπως θα δείξουμε παρακάτω σχετίζονται με τις δυνάμεις και τις ροπές που αναπτύσσονται πάνω στις έλικες κατά την διάρκεια της αιώρησης και έχουν να κάνουν με τα χαρακτηριστικά της έλικας. Πολλοί κατασκευαστές ελίκων παρέχουν αυτούς τους συντελεστές οι οποίοι προκύπτουν από μετρήσεις που κάνουν κατά την διάρκεια της πτήσης σε έλικες με διαφορετικές διαμέτρους και βήμα. 2.6 Δυνάμεις και ροπές προωθητικού συστήματος DLDC έλικας Ο συνδυασμός έλικας-bldc παράγει μία σειρά από δυνάμεις και ροπές στην έλικα ενός UAV,χάρις τις οποίες είναι δυνατόν αυτό να αιωρείται και να κάνει τους κατάλληλους ελιγμούς. Αυτές είναι οι : Δύναμη Ώθησης ( Thrust ) Ουσιαστικά αυτή είναι η κάθετη δύναμη που ασκείται στην επιφάνεια του έλικα με φορά προς τα πάνω. Αυτή η δύναμη αποτελεί τον πιο σημαντικό παράγοντα για την επίτευξη της αιώρησης ενός UAV. Αυτή η δύναμη είναι που θα μας απασχολήσει καθ όλη την «διάρκεια» αυτής της εργασίας. Η τιμή της δίνεται από τον τύπο: (2.2)

31 Συστήματα Προώθησης UAV 31 όπου,,,,, o, και Α αντιστοιχούν στον λόγο στερεότητας (solidity ratio), στο λόγο προήγησης του ρότορα (rotor advance ratio), στη κλίση άνωσης (lift slope), στο λόγο εισερχόμενης ροής αέρα (inflow ratio), στην πυκνότητα αέρα (air density), στο βήμα επίπτωσης (pitch of incidence), στο βήμα συστροφής (twist pitch) και στο εμβαδόν που καλύπτει κάθε έλικας περιστρεφόμενος αντίστοιχα και ο συντελεστής Τ εκφράζει όπως αναφέραμε τον συντελεστή ώσης. Ουσιαστικά ο συντελεστής Τ επηρεάζεται από τα αεροδυναμικά χαρακτηριστικά της έλικας και του αέρα και είναι ένας παράγοντας καθοριστικός για την επιλογή μιας έλικας. Κατ επέκταση και η ώση που παράγει το σύστημα Ηλεκτροκινητήρας-Έλικα εξαρτάται από τα τεχνικά χαρακτηριστικά της έλικας, την πυκνότητα του αέρα, η οποία μπορεί να θεωρηθεί σταθερή, και τις στροφές που παράγει ο κινητήρας. Ουσιαστικά το επίδικο της παραπάνω σχέσης που δίνει την ώση είναι το γεγονός ότι το μέτρο της ώσης ουσιαστικά είναι ανάλογο του τετραγώνου των στροφών του κινητήρα. Αντίστοιχα ακολουθεί και την δυναμική τους. Η εξίσωση 2.2 μπορεί να γραφτεί σε άλλη μορφή ως : b=ct ρ Α Rrad 2 (2.3) O συντελεστής b ονομάζεται συντελεστής ώθησης (thrust coefficient) κι εκφράζει την σχέση που συνδέει τις στροφές που παράγει ο κινητήρας με την δύναμη (ώση) που προκαλούν οι έλικες που περιστρέφονται με αυτήν την ταχύτητα. Ακόμη είναι προφανές ότι για δεδομένο κινητήρα και έλικα αυτός ο συντελεστής μπορεί να υπολογιστεί πειραματικά και είναι περίπου σταθερός. Δύναμη Hub Η δύναμη Hub ασκείται οριζόντια στην έλικα. Ομοίως, το μέτρο της δίνεται από τον (2.4) Ροπή Αντίστασης (Drag Moment ) Η ροπή αυτή είναι ουσιαστικά αυτή που αντισταθμίζει την παραγόμενη ηλεκτρομαγνητική ροπή του ηλεκτροκινητήρα και οφείλεται στις αεροδυναμικές δυνάμεις που επιδρούν πάνω στα πτερύγια της έλικας. Η ροπή drug ουσιαστικά είναι το «φορτίο» του ηλεκτροκινητήρα. Ο τύπος 2.5 δίνει την τιμή αυτής της ροπής: (2.5) H ροπή αντίστασης παρατηρούμε ότι ομοίως είναι ανάλογη του τετραγώνου των στροφών του κινητήρα. Με τον ίδιο τρόπο επομένως μπορούμε να ορίσουμε σε διαφορετική μορφή την εξίσωση 2.5 :

32 Συστήματα Προώθησης UAV 32 d=cq ρ Α Rrad 3 (2.6) Σε πολλές εφαρμογές UAV αυτή ακριβώς η ροπή που παράγεται στις έλικες τους επιτρέπει να περιστρέφονται γύρω από τον άξονα z (Yaw). 2.7 Ducted Fun Ένας τελευταίος τύπος προωθητικού συστήματος που χρησιμοποιείται στα UAV, αλλά σε χαμηλότερο βαθμό από τα υπόλοιπα προωθητικά συστήματα είναι τα λεγόμενα Ducted fan. Το όλο σύστημα αποτελείται από μία έλικα πολύ μικρής διαμέτρου η οποία γυρίζει μέσα σε ένα αγωγό. Η μικρή αυτή έλικα ονομάζεται φτερωτή (impeller). Το όλο σύστημα φτερωτής και αγωγού λέγεται «φάνα» (ducted fan). Τα ακροπτερύγια της φτερωτής εκτείνονται έως το εσωτερικό τοίχωμα του αγωγού, ίσα-ίσα να μην τον ακουμπούν. Έτσι μειώνονται οι στρόβιλοι στα ακροπτερύγια σαν να υπάρχει δισδιάστατη ροή. Για να αυξηθεί η ικανότητα απορρόφησης της ενέργειας του κινητήρα ή μοτέρ που την γυρίζει η φτερωτή έχει: περισσότερα πτερύγια (3,5,6 ή περισσότερα πτερύγια) πιο πλατειά πτερύγια μεγαλύτερη συχνότητα περιστροφής Σχήμα 2.8 Εικόνα της πίσω μεριάς ενός ducted fun. Επειδή η ροή που δημιουργεί η φτερωτή είναι πολύ ελικοειδής, πίσω ακριβώς από αυτή στήνεται ένας "στάτορας", δηλαδή ακίνητα πτερύγια, με προσεκτικά επιλεγμένη κλίση, ώστε να απαλύνουν όσο το δυνατόν την περιστροφική κίνηση της ροής, χωρίς να μειώνουν την ενέργειά της. Το ducted fun στις περισσότερες περιπτώσεις σε αντίθεση με τις έλικες δεν συνδέεται με έναν κινητήρα, αλλά αυτός είναι ενσωματωμένος στο όλο σύστημα. Ο κινητήρας των ducted fun είναι ομοίως brushless DC και οδηγείται αντίστοιχα από ένα ESC. Τα πλεονεκτήματα αυτού του συστήματος πρόωσης σε σχέση με τις κλασσικές έλικες είναι τα παρακάτω: Σε δεδομένο επίπεδο στατικής ώσης το ducted fun έχει πολύ μικρότερη διάμετρο από μια ελεύθερη έλικα με αποτέλεσμα να δίνει στον κατασκευαστή μεγαλύτερη ευελιξία χώρου. Επειδή έχει μειωμένες απώλειες στα ακροπτερύγια του το ducted fun είναι πιο αποτελεσματικό στην παραγωγή ώσης από έναν συμβατικό έλικα ειδικά σε χαμηλές ταχύτητες και σε υψηλά επίπεδα στατικής ώσης. Τα ducted funs παράγουν λιγότερο θόρυβο.

33 Συστήματα Προώθησης UAV 33 Μπορούν να επιτρέψουν και την παραγωγή ενός περιορισμένου ποσού κατευθυντικής ώσης κατάλληλο σε ορισμένες εφαρμογές ιπτάμενων οχημάτων. Αντίστοιχα μια σειρά από μειονεκτήματα «συνοδεύουν» τα ducted funs. Για να επιτευχθεί η αποδοτικότητα του σε σχέση με τις συμβατικές έλικες απαιτείται πολύ μικρά διάκενα μεταξύ των πτερυγίων και του αγωγού. Για να επιτύχει ικανοποιητικά επίπεδα στατικής ώσης χρειάζεται να λειτουργεί σε υψηλά RPM και με ελάχιστη δόνηση Εκτός από την σχεδίαση των διακένων του, και η κατασκευή του αγωγού του αποτελεί μια περίπλοκη διαδικασία. Εξαιτίας ακριβώς αυτού του αγωγού αυξάνεται το βάρος του προωθητικού συστήματος και κατά συνέπεια της όλης ιπτάμενης εφαρμογής, ακόμη κι αν κατασκευάζεται από συνθετικά υλικά. Σχήμα 2.9 Υλοποιημένη εφαρμογή UAV με χρήση τεσσάρων ducted fun

34 Στροβιλοκινητήρες 34 ΚΕΦΑΛΑΙΟ 3 Στροβιλοκινητήρες

35 Στροβιλοκινητήρες Στροβιλοκινητήρες Οι στροβιλοκινητήρες ή αλλιώς κινητήρες jet αποτελούν το κύριο προωθητικό μέσο όλων των πολιτικών αεροσκαφών μεγάλης κλίμακας (αεροπλάνα, ελικόπτερα) ακριβώς λόγω της πολύ μεγάλης πυκνότητας ισχύος που παρέχουν αλλά και της αποδοτικότητας των καυσίμων τους, αντικαθιστώντας τους εμβολοφόρους κινητήρες. Στα αεροπλάνα οι στροβιλοκινητήρες χρησιμοποιούνται απευθείας ως προωθητικό σύστημα που παράγει μία ώση μέσω του ακροφύσιου (nozzle) ενώ αντίθετα στα μεγάλης κλίμακας ελικόπτερα χρησιμοποιείται ώστε να παράγει μηχανική ροπή σε άξονα που συνδέεται πάνω στον στρόβιλό του. Οι δύο αυτές εφαρμογές των στροβιλοκινητήρων φαίνονται στα δύο παρακάτω σχήματα. Υπάρχουν πολλά είδη jet κινητήρων αλλά στην πλειοψηφία τους αποτελούνται από τα ίδια μηχανικά μέρη με μικρές διαφοροποιήσεις όπως θα δούμε παρακάτω. Ένας άλλος ορισμός για αυτού του είδους τους κινητήρες είναι ο όρος «τουρμπίνα». Σαν γενικός ορισμός ο στρόβιλος ή τουρμπίνα, είναι ένας κινητήρας που εξάγει ενέργεια από τη ροή ενός ρευστού και τη μετατρέπει σε ωφέλιμο έργο. Αν το ρευστό είναι αέριο καλείται αεριοστρόβιλος ενώ αν είναι ρευστό λέγεται υδροστρόβιλος. Ακόμη ο όρος στρόβιλος ή τουρμπίνα ονομάζεται ένα από τα βασικό δομικά στοιχεία του στροβιλοκινητήρα. Επομένως ο όρος τουρμπίνα δεν είναι απόλυτα δόκιμος για την περιγραφή αυτών των κινητήρων αλλά χρησιμοποιείται ευρέως χάριν συντομίας. Σχήμα 3.1 Στροβιλοκινητήρας General Electric J85-GE-17A(1970) Σχήμα 3.2 Στροβιλοκινητήρας Turbomeca Turmo IVC και βασικά του χαρακτηριστικά.

36 Στροβιλοκινητήρες Ιστορικά στοιχεία Στροβιλοκινητήρων Τον πρώτο στροβιλοκινητήρα με αυτοδύναμη λειτουργία ανέπτυξε το έτος 1903 ο Νορβηγός Aegidius Elling (Έλινγκ, ), φυσικά χωρίς οποιονδήποτε συσχετισμό με την αεροπλοΐα, η οποία τότε μόλις άρχιζε να παίζει ρόλο στην τεχνολογία. Ο Γάλλος Georges Marconnet (Μαρκονέ) πρότεινε πρώτος την αξιοποίηση των στροβιλοκινητήρων στην κατασκευή αεριωθούμενων αεροπλάνων και σχεδίασε μία μηχανή, η οποία μάλλον δεν πρέπει να κατασκευάστηκε ποτέ. Μερικοί άλλοι στροβιλοκινητήρες ήταν υβριδικής συγκρότησης και περιείχαν βοηθητικές, μηχανές. Ο κινητήρας του Ρουμάνου Henri Coanda (Κοάντα, ) από το έτος 1910 περιελάμβανε ένα βενζινοκινητήρα, ο οποίος κινούσε ανεμιστήρα για την ώθηση του αέρα. Γι αυτόν τον κινητήρα υπήρχε επίσης η εκδοχή του Ιταλού Secondo Campini (Καμπίνι, ) και μία ακόμα για τα αεροπλάνα των Γιαπωνέζων καμικάζι στο β' παγκόσμιο πόλεμο. Το έτος 1920 υπέβαλε ο αξιωματικός της βρετανικής αεροπορίας Frank Whittle (Χουΐτλ, ) διάφορες προτάσεις για την κατασκευή ενός στροβιλοκινητήρα για αεροπλάνα, τα οποία θα πετούσαν σε ύψος πάνω από μέτρα. Κύριο χαρακτηριστικό της ιδέας του Χουΐτλ ήταν ότι ο ίδιος ο αεριοστρόβιλος του κινητήρα θα παρείχε την ενέργεια για τη λειτουργία του συμπυκνωτή. Οι δοκιμαστικές εργασίες άρχισαν το έτος Επομένως, η σύλληψη των κινητήρων jet θεωρείται ότι ανήκει στον Βρετανό μηχανικό Frank Whittle ο οποίος στις 16 Ιανουαρίου 1930 κατέθεσε τελικά αίτηση για πατέντα, η οποία έγινε δεκτή το 1932 αποκτώντας δικαιώματα ευρεσιτεχνίας για μία μηχανή που αποτελείτο από έναν πολυβάθμιο αξονικό συμπιεστή, ακολουθούμενο από φυγόκεντρο συμπιεστή, δακτυλιοειδή θάλαμο καύσης, μονοβάθμιο αξονικό στρόβιλο και ακροφύσιο. Το έτος 1935 ο Rolf Dudley Williams (Γουΐλιαμς) ίδρυσε την εταιρία Power Jets Ltd. και τοποθέτησε τον Χουΐτλ επικεφαλής της ομάδας ανάπτυξης του κινητήρα. Το έτος 1937 τέθηκε ο πρώτος κινητήρας σε δοκιμαστική λειτουργία και αμέσως ακολούθησε χρηματοδότηση από το Βρετανικό Υπουργείο Πολέμου για την κατασκευή αεριωθούμενου πολεμικού αεροπλάνου με κινητήρες του Χουΐτλ. Η κατασκευή του αεροπλάνου ανατέθηκε στην εταιρία Gloster Aircraft, η οποία το ολοκλήρωσε το έτος 1941 και το ονόμασε E 28/39. Αυτές οι προσπάθειες δεν ευδοκίμησαν όμως σε ικανοποιητικό βαθμό, ώστε το αεροπλάνο να αξιοποιηθεί στο Β' παγκόσμιο πόλεμο Σχήμα 3.3 GLOSTER E 28/39 Στο αντίθετο στρατόπεδο από αυτό των Άγγλων, σε αυτό της Χιτλερικής Γερμανίας είχε ξεκινήσει ομοίως προσπάθεια ανάπτυξης τέτοιου είδους κινητήρων.ανεξάρτητα από τον

37 Στροβιλοκινητήρες 37 Χουΐτλ εργαζόταν ο Γερμανός Hans von Ohain (φον Οχάιν, ) πάνω στην κατασκευή ενός στροβιλοκινητήρα. Ο Οχάιν συνεργάστηκε με το βιομήχανο Ernst Heinkel (Χάινκελ) και παρουσίασαν τον πρώτο κινητήρα Heinkel HeS 1 το έτος 1937, ο οποίος είχε ως καύσιμη ύλη αρχικά το υδρογόνο. Ο τρίτος κινητήρας αυτής της σειράς, Heinkel HeS 3, ήταν πλέον ώριμος για χρήση σε αεροπλάνο, το οποίο κατασκευάστηκε το έτος 1939 γι αυτή τη μηχανή και πήρε το όνομα Heinkel He 178. Αυτό ήταν και το πρώτο αεριωθούμενο αεροπλάνο που ήταν σε θέση να πραγματοποιήσει εκτεταμένες πτήσεις και το οποίο ο στρατιωτικός μηχανισμός της Χιτλερικής δικτατορίας το προόριζε για τον επερχόμενο πόλεμο. Το 1942 σχεδιάστηκε ο πρώτος αξονικός στροβιλοκινητήρας από τον H. Wagner και έλαβε την πατέντα με αριθμό Εξέλιξη αυτού του σχεδίου είναι ο κινητήρας Jumo 004, ο πρώτος στροβιλοκινητήρας μαζικής παραγωγής στην Χιτλερική Γερμανία. Το 1943 κατασκευάστηκαν κινητήρες Jumo 004 οι οποίοι χρησιμοποιήθηκαν στο πολεμικό δικινητήριο αεροσκαφός Messerschmitt Me 262. Το Me 262 έφτανε μέγιστη ταχύτητα τα 0,86 Mach. Σχήμα 3.4 Heinkel HE 178 Η συνέχιση της εξέλιξης των στροβιλοκινητήρων υπήρξε ραγδαία, αρχικά με πρωτοπόρους τους Βρετανούς και τους Γερμανούς και αργότερα με το πέρασμα της τεχνολογικής σκυτάλης στις ΗΠΑ. Τη δεκαετία του 1950 σχεδόν όλα τα πολεμικά αεροσκάφη ήταν αεριωθούμενα και είχε αρχίσει να διαδίδεται η χρήση των κινητήρων αεριώθησης και στα πολιτικά αεροσκάφη. Η απόδοση όμως των κινητήρων τουρμποτζέτ στις υποηχητικές ταχύτητες ήταν χειρότερη από αυτή των εμβολοκίνητων αεροσκαφών. Έτσι τη δεκαετία του 1960 και 1970 εμφανίστηκαν οι κινητήρες τουρμποφάν οι οποίοι όπως θα φανεί και παρακάτω έχουν απόδοση παρόμοια με αυτή των καλύτερων εμβολοφόρων κινητήρων. 3.2 Γενικές αρχές Στροβιλοκινητήρων Ο στροβιλοκινητήρας ή αλλιώς τζετ κινητήρας, είναι ένας κινητήρας ο οποίος προκαλεί ώθηση με την εκτόξευση ενός πίδακα αεριών με μεγάλη ταχύτητα εξαιτίας της δράσης του τρίτου νόμου του Νεύτωνα. Γενικά οι στροβιλοκινητήρες είναι μηχανές εσωτερικής καύσης, αλλά υπάρχουν και μορφές στις οποίες δεν γίνεται ανάφλεξη. Υπάρχουν διάφορες κατηγορίες στροβιλοκινητήρων, σχετιζόμενοι με την κατασκευή τους αλλά και τον τρόπο λειτουργίας τους. Σημαντικότεροι θεωρούνται οι: Τurbojet ή στοβιλοαντιδραστήρες Τurbofan ή στοβιλοανεμιστήρες Turboprop ή στροβιλοελικοφόροι Οι κινητήρες αεριώθησης αποτελούνται από ένα περιστρεφόμενο αεροσυμπιεστή που κινείται από ένα στρόβιλο (κύκλος του Μπράιτον) και η υπόλοιπη ισχύς παράγει έργο μέσω ενός ακροφυσίου. Η αρχή λειτουργίας των κινητήρων εκτόξευσης αερίων (στροβιλοκινητήρες)

38 Στροβιλοκινητήρες 38 στηρίζεται στη συμπύκνωση του εισερχόμενου αέρα, στον οποίο προστίθεται καύσιμο και στην ανάφλεξη αυτού του μίγματος. Τα υπέρθερμα καυσαέρια εκτονώνονται κατά ένα μέρος στο στρόβιλο, ο οποίος κινεί το συμπυκνωτή και άλλους μηχανισμούς, και τα υπόλοιπα εκτονώνονται στην έξοδο οπότε, σύμφωνα με την αρχή διατήρησης της ορμής, ασκείται στον κινητήρα προωθητική δύναμη. Πιο απλά θα λέγαμε ότι οι στροβιλοκινητήρες λειτουργούν σε πολύ γενικές γραμμές με τον ίδιο τρόπο που λειτουργούν και οι εμβολοφόροι κινητήρες. Ο εισερχόμενος αέρας συμπιέζεται, το καύσιμο καίγεται και η εκτόνωση των καυσαερίων παράγει μηχανικό έργο. Οι σύγχρονοι στροβιλοκινητήρες ταξινομούνται στους τέσσερις βασικούς τύπους που αναφέραμε παραπάνω (turbojet, turbofan, turboprop και turboshaft) ανάλογα με το έργο που επιτελούν και τη μέθοδο παραγωγής ώσης που ακολουθούν. Από αυτούς οι κινητήρες turbojet και turbofan είναι οι μόνοι που παράγουν προωστικές δυνάμεις απ ευθείας από το ρεύμα καυσαερίων χωρίς τη μεσολάβηση βοηθητικών συστημάτων κίνησης. Αντίθετα στους κινητήρες turboprop και turboshaft η ώστική δύναμη παράγεται από μια έλικα που συνδέεται στον στρόβιλο του κινητήρα όπως θα δούμε στην συνέχεια. Όλοι αυτοί οι τύποι στροβιλοκινητήρων, παρά τις επιμέρους διαφορές τους που θα αναφερθούν στην συνέχεια, αποτελούνται από τα ίδια βασικά μέρη και προσδιορίζονται από την ίδια βασική αρχή λειτουργίας που περιγράψαμε. Στο σχήμα 3.5 απεικονίζονται τα βασικά δομικά μέρη ενός turbojet κινητήρα ο οποίος αποτελεί τον πιο πρώιμο τύπο στροβιλοκινητήρα. Θα χρησιμοποιήσουμε ως αναφορά την δομή αυτού του κινητήρα και κατόπιν θα αναφερθούμε στις διαφορές των υπόλοιπων κινητήρων από το μοντέλο του turbojet. Όπως φαίνεται και από το σχήμα ο κινητήρας αποτελείται από την διάταξη εισαγωγής (air intake), το συμπιεστής (compressor), το θάλαμο καύσης (combustion chamber), το στρόβιλο (turbine) και το ακροφύσιο (exhaust duct ή nozzle). Στο σχήμα 3.6 παρουσιάζονται ακριβώς τα ίδια μέρη ενός πραγματικού στροβιλοκινητήρα Σχήμα 3.5 Βασικά μέρη turbojet(στροβιλοαντιδραστήρα)

39 Στροβιλοκινητήρες 39 Σχήμα 3.6 Ρεαλιστική άποψη των βασικών μερών του στροβιλοκινητήρα Pratt & Whitney JT3 3.3 Βασικά δομικά μέρη στροβιλοκινητήρων Όλα αυτά τα επιμέρους μέρη περιγράφονται αναλυτικά στην συνέχεια, καθώς και η μέθοδος συνεισφοράς τους στην λειτουργία του κινητήρα. Διάταξη εισαγωγής αέρα(air intake): Ο αέρας αρχικά εισέρχεται στο τμήμα της εισαγωγής το οποίο πρέπει να έχει την κατάλληλη μορφή ώστε να εξασφαλίζει ομαλή ροή αέρα στον συμπιεστή. Οι απαιτήσεις αυτού του τομέα είναι ο καθαρός (από σωματίδια) αέρας ομοιόμορφης κατανομής σε ταχύτητα και πίεση και στον κατάλληλο αριθμό Mach. Ο αεραγωγός πρέπει να κατευθύνει τον αέρα στον συμπιεστή όσον το δυνατόν πιο ομοιόμορφα και με τις λιγότερες τριβές και στροβιλισμούς. Συμπιεστής (compressor): Ο συμπιεστής είναι μια μηχανική διάταξη με ταχέως περιστρεφόμενα πτερύγια που λειτουργεί ουσιαστικά σαν αεραντλία με σκοπό την αύξηση της πίεσης του διερχόμενου αέρα. Ταυτόχρονα όμως έχουμε και μεγάλη αύξηση της θερμοκρασίας του εισερχόμενου αέρα. Ο ρόλος του συμπιεστή είναι να κάνει την καύση του καυσίμου πιό αποδοτική. Εάν κάψουμε στον ατμοσφαιρικό αέρα λίγη βενζίνη ή μεθανόλη ή οινόπνευμα, θα πάρει βέβαια φωτιά και θα καεί, με μια ήπια και σιγανή φλόγα, αλλά αυτού του είδους η καύση δεν είναι αποδοτική για να μας παράγει χρήσιμο έργο, αλλά για να παράγει απλώς θερμότητα. Χρειάζεται περίσσεια οξυγόνου για να έχουμε αποδοτική καύση και αυτός είναι ο λόγος που πρέπει να συμπιέσουμε τον αέρα (και το οξυγόνο) πριν τον εισάγουμε στο θάλαμο καύσης Οι βασικές παραλλαγές συμπιεστών που συναντώνται είναι οι φυγοκεντρικοί, οι παλινδρομικοί και οι αξονικοί. Συνήθως χρησιμοποιούνται οι φυγόκεντροι και αξονικοί γιατί εμφανίζουν καλύτερη απόδοση, είναι πιο συμπαγείς και πιο φθηνοί. Στην περίπτωση των φυγόκεντρων για να επιτευχθεί η επιθυμητή συμπίεση χρησιμοποιούνται περισσότερες από μία βαθμίδες καθεμία από τις οποίες ανεβάζει «από λίγο» την πίεση. Σε κλασσικούς συμπιεστές μπορεί να υπάρχουν 8 έως 12 βαθμίδες.τέτοιοι συμπιεστές έχουν πολύ καλή απόδοση σε στενό όμως φάσμα ταχυτήτων αλλά είναι σχετικά ακριβοί, πολύπλοκοι και ευαίσθητοι. Από την άλλη οι φυγοκεντρικοί συμπιεστές είναι πιο απλοί στην κατασκευή τους μπορούν να επιτύχουν μεγαλύτερες αυξήσεις στην πίεση του συμπιεζόμενου ρευστού αλλά έχουν πολύ μεγάλη μετωπική επιφάνεια ενώ δεν μπορούν να χρησιμοποιηθούν περισσότερες από δύο βαθμίδες λόγω των αεροδυναμικών απωλειών που παρουσιάζουν. Όσο μεγαλύτερος είναι ο λόγος συμπίεσης (pressure ratio, PR) εξόδου/εισόδου του συμπιεστή τόσο οικονομικότερη γίνεται η λειτουργία του κινητήρα. Οι σημερινοί στροβιλοκινητήρες παρουσιάζουν έναν λόγο συμπίεσης που αγγίζει το 45:1 ενώ η απόδοση του κύκλου τους πλησιάζει το 90%. Κάθε συμπιεστής είναι έτσι κατασκευασμένος

40 Στροβιλοκινητήρες 40 ώστε να καλύπτει τις απαιτήσεις ενός συγκεκριμένου προφίλ πτήσης που ορίζεται από έναν αριθμό Mach (ταχύτητα/ταχύτητα του ήχου στον αέρα) και ένα υψόμετρο. Οι συνθήκες αυτές καλούνται σημείο σχεδιασμού (design point, DP) και συνθέτουν εκείνη την κατάσταση στην οποία θεωρητικά ο συμπιεστής μπορεί να αποδώσει τον μέγιστο βαθμό. Θάλαμος καύσης (combustion chamber): Στην έξοδο του συμπιεστή ο πεπιεσμένος αέρας οδηγείται στον κατασκευασμένο από πυρίμαχα υλικά θάλαμο καύσης όπου το καύσιμο ψεκάζεται και καίγεται εκλύοντας σημαντική πρόσθετη ενέργεια στη ροή αέρα. Οι κατασκευαστικοί περιορισμοί ορίζουν ότι η διαδικασία καύσης θα πρέπει να λάβει χώρα σε χώρο μικρού όγκου και να ολοκληρωθεί με την ελάχιστη δυνατή απώλεια πίεσης. Κάθε στροβιλοκινητήρας βασίζει τη λειτουργία του στο γεγονός ότι η ενέργεια υπό μορφή θερμότητας ή πίεσης μπορεί να αποθηκευτεί στα μόρια ενός ρευστού και να εξαχθεί πάλι από αυτά σε μεταγενέστερο στάδιο. Η ώση ενός κινητήρα εξαρτάται άμεσα από την πυκνότητα του αέρα. Έτσι, όσο υψηλότερη είναι η τελευταία τόσο μεγαλύτερη ώση είναι διαθέσιμη. Ο υψηλής πίεσης και θερμοκρασίας αέρας που εξέρχεται από το συμπιεστή, μπαίνει στο θάλαμο καύσης όπου γίνεται η έγχυση του καυσίμου με μεγάλη πίεση. Η αναλογία μαζών ψεκαζόμενου καυσίμου προς εισερχόμενο αέρα που απαιτείται για την καύση κυμαίνεται από 1:45 έως 1:130, ανάλογα με τις συνθήκες πτήσης του αεροπλάνου. Η αποτελεσματική όμως καύση προϋποθέτει μια αναλογία μάζας 1:15 πράγμα που σημαίνει πως μόνο ένα μικρό μέρος του αέρα που προωθείται από τον συμπιεστή προς τον θάλαμο καύσης χρειάζεται πραγματικά για την καύση. Η ποσότητα αέρα εισέρχεται στον θάλαμο μέσω ενός βραχέος αεραγωγού που διαθέτει πτερύγια στροβιλισμού στις εξόδους του για να μειώνει ακόμα περισσότερο την ταχύτητα του ρευστού. Ο υπόλοιπος αέρας (80% του συνόλου) αποτελεί το δευτερογενές ρεύμα και διοχετεύεται σε έναν αγωγό που περιβάλλει τον θάλαμο καύσης παίζοντας ρόλο ψυκτικού μέσου για τη μείωση της θερμοκρασίας του καιόμενου αέρα από τους 2000C σε ένα πιο ανεκτό επίπεδο των 1200C έως 1400C. Το καύσιμο ψεκάζεται στο εσωτερικό του θαλάμου υπό μεγάλη πίεση, σχεδόν εξατμισμένο, έτσι ώστε να σχηματίζει έναν ευρύ κώνο και να εξασφαλίζεται η επαρκής μίξη με τον διερχόμενο αέρα. Ειδικοί αναφλεκτήρες προκαλούν την καύση στο «νέφος» του εγχεόμενου καυσίμου. Οι θάλαμοι καύσης των σύγχρονων στροβιλοκινητήρων έχουν έναν βαθμό απόδοσης μεταξύ 90 και 98%, ενώ οι ανεπιθύμητες απώλειες πίεσης του αέρα έχουν περιοριστεί στο 2 έως 7%. Τα παραγόμενα καυσαέρια υψηλής πίεσης και θερμοκρασίας μεταφέρουν μεγάλες ποσότητες ενέργειας. Είναι ακριβώς το σημείο στο οποίο η ροή αέρα αποκτά τη δυνατότητα να παραγάγει αποτελεσματικά με τη σειρά της μηχανικό έργο. Στρόβιλος-τουρμπίνα-φτερωτή (turbine): Το πρώτο στάδιο όπου λαμβάνει χώρα η απορρόφηση ενέργειας από το ρευστό είναι ο στρόβιλος, ο οποίος έχει δώσει και την αντίστοιχη ονομασία σε αυτό το είδος κινητήρων. Αποστολή του στροβίλου είναι να μετατρέψει την ενέργεια του ρευστού σε μηχανικό έργο, λόγω της εκτόνωσης των καυσαερίων, κινώντας κυρίως τον συμπιεστή αλλά και μερικά άλλα εξαρτήματα που είναι απαραίτητα για τη λειτουργία του κινητήρα. Ουσιαστικά ένα μέρος από την ενέργεια που παράγεται στον στρόβιλο, όση ακριβώς χρειάζεται για να κινηθεί συμπιεστής, απορροφάται απ' τον στρόβιλο. Ο στρόβιλος και ο συμπιεστής συνδέονται με έναν άξονα όπως όπου τα καυσαέρια του κινητήρα κινούν το ζευγάρι στροβίλου - συμπιεστή. Η εντυπωσιακά μεγάλη ισχύ των σύγχρονων στροβίλων που μπορεί να ξεπερνά τους hp παράγεται από την ικανότητά τους να εξάγουν μηχανικό έργο από την ενέργεια που περιέχει το θερμό ρευστό. Ωστόσο, οι δυσμενείς συνθήκες κάτω από τις οποίες λειτουργεί ο στρόβιλος κάνουν απαραίτητη την ύπαρξη διάφορων ψυκτικών συστημάτων καθώς και τη χρήση πανάκριβων κραμάτων. Ο στρόβιλος είναι κυριολεκτικά το σημείο-κλειδί ολόκληρου του κινητήρα και είναι εκείνο το τμήμα της μηχανής που διαμορφώνει τα όρια ισχύος που μπορούν να επιτευχθούν. Είναι χαρακτηριστικό πως ένα και μόνο πτερύγιο στροβίλου μπορεί να συνεισφέρει μια ισχύ έως 250hp, δηλαδή αρκετά μεγαλύτερη από εκείνη που διαθέτει ένα

41 Στροβιλοκινητήρες 41 συνηθισμένο αυτοκίνητο. Η βασική αρχή λειτουργίας του στροβίλου δεν διαφέρει από εκείνη του συμπιεστή. Ενώ ο συμπιεστής προσθέτει ενέργεια στον αέρα που διέρχεται από αυτόν μετατρέποντας το μηχανικό έργο σε πίεση, ο στρόβιλος απορροφά την ενέργεια του αέρα για να τη μετατρέψει σε ισχύ άξονα ή ροπή. Οι υψηλοί λόγοι συμπίεσης του στροβίλου (πίεση εισόδου προς πίεση εξόδου) των σύγχρονων κινητήρων απαιτούν πολυβάθμιους στροβίλους. Ο λόγος για τον οποίο ο αέρας συμπιέζεται στον συμπιεστή ενώ εκτονώνεται στον στρόβιλο (αυξάνοντας την ταχύτητά του) οφείλεται στην διαφορετική μορφή των πτερυγίων τους. Τα αέρια που παράγονται από την καύση στον θάλαμο καύσης εκτονώνονται βίαια προς την έξοδο της τουρμπίνας, Καθώς το αέριο εκτονώνεται, η πίεση και η θερμοκρασία του ελαττώνονται ενώ η ταχύτητα του αυξάνεται. Ακροφύσιο (nozzle ή exhaust): Μετά ακριβώς απ' τον στρόβιλο υπάρχει ένα ακροφύσιο (συνήθως συγκλίνον), το ακροφύσιο αντιδράσεως το οποίο έχει σαν προορισμό να αυξήσει όσο είναι δυνατόν την ταχύτητα των καυσαερίων. Η εκτόνωση των καυσαερίων στην πίεση του περιβάλλοντος παρέχει μια ισχυρή δέσμη εξόδου. Η ωστική δύναμη του κινητήρα οφείλεται στη διαφορά της ορμής του αέρα στην είσοδο και των καυσαερίων στην έξοδο του στροβιλο-αντιδραστήρα. Η μεγάλη ταχύτητα εξόδου των καυσαερίων είναι βασική προϋπόθεση για τη δημιουργία της ώσης και η ομαλοποίηση της ροής τους επιτυγχάνεται με τον κώνο καυσαερίων που βρίσκεται στις εξόδους αρκετών στροβίλων. Ο ρόλος του ακροφυσίου είναι να μετατρέψει τη δυναμική ενέργεια του αερίου σε κινητική. Αυτό επιτυγχάνεται απλώς με τη γεωμετρική διαμόρφωσή του η οποία θυμίζει έναν κύλινδρο μεταβλητής διατομής. Υπάρχει ωστόσο ένα ανώτερο όριο απόδοσης που μπορεί να επιτευχθεί από ένα ακροφύσιο και αυτό συναντάται όταν το ρεύμα εξόδου φθάσει την ταχύτητα του ήχου (1 Mach). Στην περίπτωση αυτή, η στατική πίεση στην έξοδο του ακροφυσίου ονομάζεται «κρίσιμη». Όπως φαίνεται και από το σχήμα 3.5 όλα αυτά τα μέρη του κινητήρα μπορούν να ομαδοποιηθούν σε δύο κατηγορίες. Η διάταξη εισαγωγής αέρα και ο συμπιεστής αποτελούν τα «κρύα» ή «ψυχρά» μέρη της μηχανής ενώ ο θάλαμος καύσης, ο στρόβιλος και το ακροφύσιο αποτελούν το ζεστό μέρος του. Συνοψίζοντας, θα λέγαμε ότι ο εισερχόμενος αέρας του στροβιλοκινητήρα συμπιέζεται, το καύσιμο καίγεται και η βίαιη εκτόνωση των καυσαερίων παράγει μηχανικό έργο. Καθεμία από αυτές τις φάσεις γίνεται σε διαφορετικό διαμέρισμα μέρος του κινητήρα όπως είδαμε παραπάνω. Σε κάθε έναν από τους διαφορετικούς στροβιλοκινητήρες το μηχανικό έργο αυτό αξιοποιείται διαφορετικά όπως θα δούμε και στην συνέχεια. Τέλος, αξίζει να σημειωθεί ότι οι στροβιλοκινητήρες εμφανίστηκαν και αντικατέστησαν τους παλαιότερους εμβολοκινητήρες οι οποίοι χρησιμοποιούνται και σήμερα στα αυτοκίνητα. Η αρχή λειτουργίας τους είναι παρόμοια και βασίζονται και οι δύο στην λειτουργία της καύσης ενός εύφλεκτου καυσίμου. Από την μία ο κύκλος των δύο μηχανών είναι παρόμοιος (ειδικά με αυτόν της τετράχρονης μηχανής), ωστόσο η σημαντική διαφορά τους είναι ότι στον εμβολοφόρο κινητήρα οι φάσεις πραγματοποιούνται διαδοχικά, η μία μετά την άλλη, επειδή το έμβολο συμμετέχει σε όλες ενώ αντίθετα, στον αεριοστρόβιλο, οι ίδιες φάσεις λειτουργίας πραγματοποιούνται ταυτόχρονα και συνεχώς, από ένα εξάρτημα αποκλειστικά. Το σχήμα 3.7 είναι κατατοπιστικό στην σύγκριση μεταξύ του τρόπου λειτουργίας των δύο μηχανών.

42 Στροβιλοκινητήρες Τύπος παραγωγής ώσης Σχήμα 3.7 Σύγκριση Κύκλου εμβολοκινητήρα και στροβιλοκινητήρα Θεωρώντας ότι η ποσότητα του καυσίμου στη σύνθεση των καυσαερίων είναι αμελητέα και συμβολίζοντας ως: m τη παροχή της μάζας αέρα, Va την ταχύτητα του αεροσκάφους, Vj την ταχύτητα απόρριψης των καυσαερίων στην ατμόσφαιρα και F την παραγόμενη (καθαρή) ώση τότε για την τελευταία ισχύει: Η σχέση 3.1 είναι αυτή που προσδιορίζει την ώση που παράγει ένας στροβιλοκινητήρας και αποτελεί την πιο απλή μέθοδο υπολογισμού της. Δεν λαμβάνει υπόψη της το θερμοδυναμικό φαινόμενο απ ευθείας παρά μόνο τις τρείς παραμέτρους που αναφέρθηκαν παραπάνω. (3.1) 3.4 Τύποι στροβιλοκινητήρων Turbojet O κινητήρας turbojet είναι ουσιαστικά ο πρώτος υλοποιημένος στροβιλοκινητήρας που κατασκευάστηκε και απετέλεσε σίγουρα το πλέον επαναστατικό βήμα στον τομέα της προώθησης αεροσκαφών. Όπως αναφέραμε τα σχήματα 3.5 και 3.4 παρουσιάζουν ακριβώς αυτόν τον τύπο στροβιλοκινητήρα ο οποίος διετέλεσε την «βάση» για την μελέτη και κατασκευή όλων των υπόλοιπων οι οποίοι εμφανίστηκαν στην συνέχεια για να καλύψουν αδυναμίες του turbojet ή να επεκτείνουν την λειτουργικότητά του. Ο turbojet κινητήρας ανήκει στην κατηγορία αυτών που ονομάζονται απλής ροής σε αντίθεση με τον επόμενο τύπο, τον turbofan που ανήκει στους στροβιλοκινητήρες διπλής ροής. Η ωστική δύναμη (thrust) του κινητήρα αυτού του κινητήρα οφείλεται στη διαφορά της ορμής του αέρα στην είσοδο και των καυσαερίων στην έξοδο του στροβιλοκινητήρα, ακριβώς λόγω της βίαιης εκτόνωσης των καυσαερίων που παράγονται μετά την καύση στο εσωτερικό του κινητήρα. Όλο το ποσό του αέρα που προσλαμβάνεται από την διάταξη εισαγωγής διέρχεται διαμέσου όλων των «κομματιών» του κινητήρα κι εξέρχεται με πολύ μεγαλύτερη ώθηση από το ακροφύσιό του.

43 Στροβιλοκινητήρες Turbofan Οι κινητήρες turbojet παρά την τεράστια προσφορά τους σαν σύστημα προώθησης έτσι ώστε τα ιπτάμενα οχήματα να εξελιχθούν στα σημερινά ταχύτατα αεροσκάφη παρουσίαζαν ένα μειονέκτημα το οποίο ανάγκασε τους κατασκευαστές να κινηθούν προς την επίλυσή του: η προωθητική τους απόδοση κυμαινόταν κάτω από το 60% στις υποηχητικές ταχύτητες. Η απάντηση στο πρόβλημα δόθηκε μέσα από την αξιοποίηση του- θεωρήματος της ορμής με την αύξηση της παροχετευμένης μάζας αέρα και την ανάπτυξη ενός νέου τύπου κινητήρα που κυριάρχησε απόλυτα στις αεροπορικές εφαρμογές κατά τις τελευταίες δεκαετίες που ονομάστηκε turbofan ή κινητήρας διπλού ρεύματος. Το πρόβλημα της χαμηλής απόδοσης των turbojet κινητήρων σε ταχύτητες της τάξης των 0,8 Mach άρχισε να επιλύνεται χρονολογικά το 1965 όταν η εταιρία General Electric κατασκεύασε τους πρώτους κινητήρες turbofan που διακρίνονταν για τον πολύ καλό βαθμό απόδοσής τους στις λεγόμενες υψηλές υποηχητικές ταχύτητες. Το χαρακτηριστικό αυτό είναι ιδιαίτερα σημαντικό για τα πολιτικά αεροσκάφη αλλά και για τα στρατιωτικά που ενδιαφέρονται για την μεγάλη ακτίνα δράσης και την οικονομία καυσίμου διατηρώντας την ταχύτητά τους λίγο κάτω από το φράγμα του ήχου. Για τους λόγους αυτούς ο turbofan ή κινητήρας διπλού ρεύματος είναι σήμερα ο πιο διαδεδομένος τύπος αεροπορικού κινητήρα. Η βασική φιλοσοφία του «νέου» τύπου στροβιλοκινητήρα έγκειται στο ότι οι στροβιλοκινητήρες αντιπροσωπεύουν μια μηχανή της οποίας βασικός σκοπός είναι η αύξηση (δηλαδή η μεταβολή) της ορμής του ρεύματος αέρα που διέρχεται από αυτήν. Επομένως αν η ορμή των εξερχόμενων καυσαερίων αυξηθεί, τότε θα αυξηθεί και η ταχύτητα πτήσης του αεροσκάφους. Ο μόνος τρόπος για να αυξηθεί η ορμή των καυσαερίων χωρίς να αλλάξει η ταχύτητά τους ήταν με την αύξηση της μάζας τους. Αυτή υπήρξε η αρχική έμπνευση για τη δημιουργία των κινητήρων turbofan. Στο σχήμα 3.8 παρουσιάζονται τα βασικά μέρη ενός κινητήρα turbofun. Οι ομοιότητες και οι διαφορές από το αντίστοιχο σχήμα 3.5 του turbojet βγαίνουν αβίαστα. Σχήμα 3.8 Βασικά μέρη turbofan κινητήρα

44 Στροβιλοκινητήρες 44 Σχήμα D σχέδιο της τομής ενός turbofan κινητήρα Η λέξη "turbofan" είναι ένας συνδυασμός των λέξεων «τουρμπίνας» και «ανεμιστήρα», όπου το τμήμα «turbo» αναφέρεται σε μία στροβιλομηχανή η οποία λαμβάνει μηχανική ενέργεια από την καύση, και ο ανεμιστήρας, ένα ducted fan που χρησιμοποιεί αυτή την μηχανική ενέργεια για να επιταχύνει περισσότερο τον αέρα προς τα πίσω. Από μηχανικής άποψης ο κινητήρας φέρει την άτρακτο υψηλής πίεσης στην οποία βρίσκονται ο συμπιεστής και ο στρόβιλος υψηλής πίεσης και την άτρακτο χαμηλής πίεσης στην οποία βρίσκονται ο ανεμιστήρας (fan), ο συμπιεστής χαμηλής πίεσης και ο στρόβιλος χαμηλής πίεσης. Ο ανεμιστήρας (fan) αποτελεί ουσιαστικά έναν χαμηλής πίεσης συμπιεστή μεγαλύτερης διαμέτρου τοποθετημένο στην αναρρόφηση του κύριου συμπιεστή. Ο αέρας που αναρροφάται στην είσοδο της μηχανής διαχωρίζεται σε δύο ρεύματα. Το ένα ρεύμα ακολουθεί διαδρομή στο εσωτερικό της μηχανής και διέρχεται από τα κύρια μέρη που αποτελούν τη μηχανή όπως το συμπιεστή, το θάλαμο καύσης και το στρόβιλο. Το κύριο αυτό ρεύμα ονομάζεται και ρεύμα πυρήνα. Ουσιαστικά αυτό το τμήμα του αέρα δέχεται ακριβώς την ίδια επεξεργασία με το αντίστοιχο τμήμα αέρα του turbojet κινητήρα. Το δεύτερο ρεύμα αέρα που εισέρχεται από την εισαγωγή αφού υποστεί μερική συμπίεση στον ανεμιστήρα, διοχετεύεται σε αγωγό που περιρρέει περιφερειακά τη μηχανή χωρίς να διέλθει από το θάλαμο καύσης ή το στρόβιλο, παρακάμπτοντας ουσιαστικά το κύριο μέρος του κινητήρα. Αυτό το ρεύμα τώρα χρησιμεύει για το σχηματισμό δέσμης πρόωσης μαζί με τα καυσαέρια του στροβίλου. Το ρεύμα αυτό ονομάζεται ρεύμα παράκαμψης. Οι στροβιλοκινητήρες διπλού ρεύματος ενδέχεται να φέρουν διάταξη, που ονομάζεται μίκτης ρευμάτων, και η οποία αναμειγνύει το ρεύμα πυρήνα και το ρεύμα παράκαμψης. Πράγματι η περίπτωση αυτή, αφορά κινητήρα με ανάμιξη ρευμάτων, με μία δέσμη εξόδου των αναμεμειγμένων ρευμάτων. Στην αντίθετη περίπτωση μιλάμε για κινητήρα χωρίς ανάμιξη ρευμάτων. Το κάθε ρεύμα εξέρχεται μέσω δικού του ξεχωριστού ακροφυσίου και υπάρχουν δύο δέσμες στην έξοδο του κινητήρα. Η ποσότητα του αέρα που παρακάμπτει τον θάλαμο καύσης και τον στρόβιλο σε σχέση με την ποσότητα που ακολουθεί την κανονική διαδικασία συμπίεσης καύσης, ονομάζεται «λόγος παράκαμψης» (BPR-Bypass Pressure Ratio). Αυτός ο συντελεστής των turbofan στην συνέχεια διαχώρισε τους κινητήρες αυτούς σε δύο κατηγορίες. Αυτοί οι κινητήρες που χρησιμοποιούν για την πρόωση περισσότερο την ώθηση που προκύπτει από την καύση σε σχέση με την ώση του ανεμιστήρα είναι γνωστοί ως turbofans χαμηλής παράκαμψης. Ενώ αντίθετα εκείνοι που

45 Στροβιλοκινητήρες 45 χρησιμοποιούν περισσότερο την ώθηση του ανεμιστήρα είναι γνωστοί ως υψηλής παράκαμψης. Στο σχήμα 3.10 παρουσιάζονται αυτά τα δύο ρεύματα αέρα ενός turbofan κινητήρα. Σχήμα 3.10 Τα δύο ρεύματα αέρα ενός turbofan κινητήρα. Οι turbofan με χαμηλό λόγο παράκαμψης (0,2:1 και 1:1) είναι εξαιρετικά οικονομικοί σε κατανάλωση καυσίμου στις υψηλές υποηχητικές ταχύτητες πτήσης, προσόν που εκτιμάται ιδιαίτερα στις στρατιωτικές εφαρμογές, αλλά έχουν και κρίσιμες αδυναμίες. Το κυριότερο πρόβλημα που ανέκυψε από τη χρήση τους ήταν η απαράδεκτα υψηλή στάθμη θορύβου, γεγονός που τους απέκλεισε από τη χρήση στην πολιτική αεροπορία. Οι κινητήρες με υψηλό λόγο παράκαμψης (5:1) άρχισαν να κατακτούν την παγκόσμια αεροπορική αγορά από τα τέλη της δεκαετίας του 60 και έπειτα, προωθώντας επιτυχημένους τύπους αεροσκαφών όπως τα Boeing 747, τα Lockheed L-1011 Tristar και τα McDonell Douglas DC-10. Το τυπικό χαρακτηριστικό τους είναι ο μεγάλης διαμέτρου μονοβάθμιος ανεμιστήρας μετά τον οποίον ο αέρας χωρίζεται σε εξωτερική (ψυχρή) ροή παράκαμψης και εσωτερική (θερμή) ροή μηχανής. Η επιδίωξη καλύτερου ελέγχου των περιστροφών του συμπιεστή οδήγησε στη δημιουργία συμπιεστών διπλού άξονα (two shaft),την τελευταία δεκαετία και τριπλού όπου οι δίσκοι χωρίζονται σε δύο ομάδες περίπου ίδιου αριθμού βαθμίδων και κινούνται από δύο συγκροτήματα στροβίλου. Με τον τρόπο αυτό τα δύο τμήματα του συμπιεστή μπορούν να λειτουργήσουν με διαφορετικές ταχύτητες περιστροφής, και συχνά αντίρροπα για να εξουδετερώνονται τα ζεύγη ροπών που παράγονται από αυτά, προσδίδοντας μεγάλη ευκαμψία στον κινητήρα. Οι turbofan πολύ υψηλού λόγου παράκαμψης (5:1 έως 12:1) παρέχουν στο αεροπλάνο φορέα άφθονη ισχύ κατά την απογείωση, κυρίως λόγω της επιτάχυνσης μεγάλης μάζας αέρα Turboprop Οι κινητήρες που αναφέρθηκαν μέχρις στιγμή (turbojet και turbofan) είναι οι μόνοι που παράγουν προωστικές δυνάμεις απ ευθείας από το ρεύμα καυσαερίων που εκτοξεύουν βιαίως προς τα πίσω,χωρίς τη μεσολάβηση βοηθητικών συστημάτων κίνησης. Ωστόσο παράλληλα με τους turbojet κινητήρες αναπτύχθηκε και ο κινητήρας turboprop (ή αλλιώς ελικοστρόβιλος). Από κατασκευαστικής άποψης η διαφορά των δύο κινητήρων έγκειται στο γεγονός της ύπαρξης μίας έλικας στο μπροστινό μέρος του κινητήρα η οποία οδηγείται από τον στρόβιλο της μηχανής. To σχήμα 3.11 παρουσιάζει την δομή του συγκεκριμένου κινητήρα, όπου διακρίνεται η έλικα στο εμπρόσθιο μέρος του. Στο σχήμα 3.12 παρουσιάζεται μία σύγκριση των δύο μορφών στροβιλοκινητήρα αναδεικνύοντας τις διαφορές τους. Είναι προφανές από τα σχήματα ότι το μέγεθος του θαλάμου καύσης αλλά και του ακροφυσίου είναι μικρότερα.

46 Στροβιλοκινητήρες 46 Σχήμα 3.11 Δομή κινητήρα turboprop Σχήμα 3.12 Σύγκριση βασικής δομής turbojet(αριστερά) και turboprop(δεξιά) Στους ελικοφόρους στροβιλοκινητήρες (τούρμποπροπ) όλη σχεδόν η ενέργεια των καυσαερίων απορροφάται από τον στρόβιλο. Σε αυτή την περίπτωση η ωστική δύναμη, από την εκτόνωση των καυσαερίων στο περιβάλλον είναι ελάχιστη. Ο περιστρεφόμενος στρόβιλος κινεί εκτός από το συμπιεστή και την έλικα η οποία είναι πλέον υπεύθυνη για την πρόωση του κινητήρα. Δηλαδή όλη η μηχανική ενέργεια του κινητήρα χρησιμοποιείται για την κίνηση της έλικας. Πιο συγκεκριμένα, η ενέργεια των καυσαερίων ενός ελικοστρόβιλου κινητήρα αποδίδεται -σε ποσοστό έως 90%- ως ισχύς στον άξονα που κινεί τον έλικα. Μόνο το υπόλοιπο 10% της ενέργειας των καυσαερίων παρέχεται υπό μορφή ώσης. Η καθαρά περιστροφική κίνηση του στροβιλοκινητήρα παρέχει ομαλότερη και πιο «πολιτισμένη» λειτουργία. Η έλικα είναι συζευγμένη με το στρόβιλο μέσω ενός μειωτήρα που μετατρέπει τον συνδυασμό υψηλές στροφές (RPM)- χαμηλή ροπή εξόδου σε χαμηλές στροφές (RPM) - υψηλή ροπή εξόδου. Οι στροβιλοκινητήρες είναι πιο αποτελεσματικοί σε ταχύτητες της τάξης των 250 έως 400 μίλια ανά ώρα και σε ύψη της τάξης των έως ποδιών. Ωστόσο, οι συγκεκριμένοι στροβιλοκινητήρες (όπως και οι turbojet) σε υψηλές ταχύτητες κοντά στα 0.8Μach (ή 1000Κm/h και σε 11Κm υψόμετρο) έχουν μειωμένες αποδόσεις.τα χαρακτηριστικά αυτά καθιστούν τους turboprops την προτιμώμενη μηχανή για μικρά υποηχητικά αεροσκάφη που χρησιμοποιούνται για μικρότερες αποστάσεις. Οι συγκεκριμένοι κινητήρες βρίσκουν και πολύ μεγάλο πεδίο εφαρμογής στα μεγάλα στρατιωτικά ελικόπτερα, π.χ. Super Puma.

47 Στροβιλοκινητήρες Σύγκριση κινητήρων Σχήμα 3.13 Rolls-Royce Dart turboprop κινητήρας Με βάση τας όσα έχουν αναφερθεί για τους διάφορους τύπους κινητήρα γίνεται ξεκάθαρο ότι η βασική λειτουργία όλων των κινητήρων διέπεται από την βασική αρχή: εισαγωγή αέρασυμπίεσή του-καύση- εξαγωγή καυσαερίων. Ο κινητήρας turbojet είναι σχεδιασμένος έτσι ώστε η παραγόμενη ισχύς των καυσαερίων να κινεί τον κοινό άξονα στροβίλου-συμπιεστή και παράλληλα μέσω της εκτόνωσης τους να παράγεται το κύριο ωφέλιμο έργο (πρόωση κινητήρα). Αντίθετα ο κινητήρας turboprop είναι σχεδιασμένος ώστε η παραγόμενη ισχύς να καταναλώνεται κυρίως στον κοινό άξονα στροβίλου-συμπιεστή-έλικας ώστε η περιστροφή της εμπρόσθιας έλικας να παράγει την πρόωση και σε πολύ λιγότερο βαθμό η εκτόνωση των καυσαερίων. Ο κινητήρας turbojet υποφέρει από το μειονέκτημα της χαμηλής απόδοσης στις υποηχητικές ταχύτητες, ενώ και το ηχητικό του αποτύπωμα είναι πολύ μεγάλο με αποτέλεσμα να υπάρχει μεγάλη δυσκολία χρήσης αυτού του κινητήρα στην πολιτική αεροπορία. Αντίθετα ο turboprop κινητήρας έχει καλύτερη απόδοση στις «χαμηλές» ταχύτητες ενώ και το γεγονός της ύπαρξης της έλικας μειώνει αισθητά το ηχητικό του αποτύπωμα. Χρονολογικά μεταγενέστερος εμφανίστηκε ο κινητήρας turbofan, μια διάταξη που προσπάθησε να συνδυάσει τις δύο αυτές μορφές κινητήρων αποσκοπώντας στον συνδυασμό των πλεονεκτημάτων τους. Έτσι ο κινητήρας διπλού ρεύματος turbofan προσέθεσε στη κατασκευή στροβιλοκινητήρων έναν «ανεμιστήρα» στο εμπρόσθιο μέρος επιτυγχάνοντας την ύπαρξη μίας δεύτερης ροής αέρα (ψυχρής ροής), πέραν της κύριας των καυσαερίων, που συντελεί στην αποδοτικότερη πρόωση του κινητήρα στις υποηχητικές ταχύτητες και στην αισθητή μείωση του θορύβου του κινητήρα. Στο σχήμα 3.14 παρουσιάζεται συνολικά η δομή και των τριών αυτών κινητήρων όπου διακρίνονται τα κατασκευαστικά χαρακτηριστικά που προαναφέρθηκαν.

48 Στροβιλοκινητήρες Καύσιμα στροβιλοκινητήρων Σχήμα 3.14 Συνολική σύγκριση των τριών μορφών στροβιλοκινητήρα. Στους σύγχρονους αεροπορικούς στροβιλοκινητήρες χρησιμοποιούνται ως καύσιμα μία σειρά από ελαφρά αποστάγματα του πετρελαίου, γνωστά ως διάφοροι τύποι κηροζίνης. Η κηροζίνη είναι ένα λεπτό, διαφανές υγρό που αποτελείται από υδρογονάνθρακες και προέρχεται από διύλιση φυσικών καυσίμων που περιέχουν υδρογονάνθρακες, συνηθέστερα σήμερα από διύλιση (ορθότερα κλασματική απόσταξη) πετρελαίου μεταξύ των 150 C και 275 C, με αποτέλεσμα ένα μίγμα αλυσίδων άνθρακα που περιέχουν συνήθως μεταξύ 6 και 16 άτομα του άνθρακα ανά μόριο. Η κηροζίνη προτιμήθηκε έναντι της «κλασσικής» βενζίνης λόγω του υψηλού ενεργειακού περιεχομένου της και της χαμηλότερης εκρηκτικότητάς της έναντι της βενζίνης. Ουσιαστικά είναι πιο βραδύκαυστη, παρέχοντας και μεγαλύτερη ισχύ κατά την καύση, παράγοντας μεγάλης σημασίας στα ιπτάμενα οχήματα όπου το βάρος του μεταφερόμενου καυσίμου και κατ επέκταση όλου του οχήματος είναι μείζονος σημασίας για ορθή πτήση του αεροσκάφους σε μεγάλες αποστάσεις. Ακόμη η κηροζίνη με κατάλληλες επεξεργασίες και προσθήκες αποκτά ειδικές ιδιότητες, όπως π.χ. χαμηλό σημείο πήξης. Έτσι το καύσιμο αυτό, χρησιμοποιούμενο σε μία μηχανή που έχει άριστη ποιότητα υλικών και ύψιστη ακρίβεια κατασκευής, επιτρέπει την ανοχή υψηλότερων θερμοκρασιών καύσης, δηλαδή περίπου C χωρίς και έως C με εντατική ψύξη των πτερυγίων του στροβίλου. Στα δε σύγχρονα πολεμικά και πολιτικά αεροπλάνα οι παραπάνω τιμές είναι ακόμα πιο μεγάλες. Έτσι καθίσταται δυνατή η απόδοση του μέγιστου δυνατού και ως προς την ωστική δύναμη και ως προς τον βαθμό απόδοσης. Οι κύριοι τύποι καυσίμων στους στροβιλοκινητήρες των μεγάλης κλίμακας ιπτάμενων οχημάτων είναι οι ακόλουθοι: Πολιτική αεροπορία 1. Jet-A1: Κηροζίνη + αντιστατικά πρόσθετα 2. Jet-B : Μίγμα κηροζίνης + βαριά νάφθα

49 Στροβιλοκινητήρες 49 Πολεμική αεροπορία 1. JP-8: Κηροζίνη + χημικά πρόσθετα 2. JP-4: Μίγμα κηροζίνης + βαριά νάφθα Δυστυχώς υπάρχουν πολλά ερωτηματικά σχετικά με την καταλληλότητα των συγκεκριμένων καυσίμων τόσο για το περιβάλλον, όσο και για τον ίδιο τον άνθρωπο. Ειδικά τα καύσιμα της πολεμικής αεροπορίας JP-x (Jet Propellant), και κυρίως τα διάφορα χημικά πρόσθετα με τα οποία «εμπλουτίζουν» την κηροζίνη, έχουν κατηγορηθεί από διάφορες οικολογικές και μη οργανώσεις (π.χ. Green Peace) για παρενέργειες προς το περιβάλλον αλλά και για καρκινογόνες συνέπειες σε περίπτωση έκθεσης του ανθρώπου σε αυτά. Ωστόσο δεν αποτελεί αντικείμενο της παρούσας Διπλωματικής το εάν η «λευκή» φαντασμαγορική γραμμή που διαγράφεται στον ουρανό πίσω από τα αεροπλάνα είναι τόσο ακίνδυνη όσο φαίνεται ή όχι. 3.5 Μοντελιστικοί στροβιλοκινητήρες Ο πρώτος που ασχολήθηκε με την τηλεκατεύθυνση και δημιούργησε την πρώτη τηλεκατευθυνόμενη μηχανή ήταν ο Nikola Tesla. Από τότε ο μοντελισμός πέρασε πολλά στάδια μέχρι τις μέρες μας. Κατά τις πρώτες δεκαετίες μέχρι το 60 οι μοντελιστές είχαν να επιλύσουν το κυρίως πρόβλημα της τηλεκατεύθυνσης των μοντέλων τους. Έτσι για πολύ καιρό ελάχιστοι ασχολούνταν με το θέμα των κινητήρων των μοντέλων τους, παρά το ότι οι στροβιλοκινητήρες είχαν εδραιωθεί για τα καλά ως συστήματα προώθησης των μεγάλων ιπτάμενων οχημάτων. Ουσιαστικά οι περισσότεροι πίστευαν ότι δεν ήταν δυνατή η κατασκευή τουρμπίνας σε «μοντελιστικό» μέγεθος. Σε αυτήν την άποψη συντελούσε και το γεγονός ότι η «αγορά» των αερομοντελιστών δεν είχε την δυνατότητα να καλύψει τις οικονομικές απαιτήσεις μιας τέτοιας έρευνας, αλλά και μετέπειτα παραγωγής. Ήταν μόλις την δεκαετία του 80 όταν οι ίδιο οι αερομοντελιστές κατάφεραν να δώσουν ζωή στο όνειρο κάθε αερομοντελιστή μέχρι τότε. Ο πρώτος που πέταξε αερομοντέλο με μοντελιστική τουρμπίνα, ήταν ο Άγγλος Gerry Jackman, στις 20 Μαρτίου Επίσης το 1985 ο Γάλλος Michel Serrier έφτιαξε μια μοντελιστική τουρμπίνα, χρησιμοποιώντας τον δρομέα ενός τουρμποσυμπιεστή αυτοκινήτου. Η κατασκευή του κατόπιν βελτιώθηκε και το 1991 η Γαλλική εταιρεία JPX παρουσίασε την πρώτη μοντελιστική εμπορικά διαθέσιμη- τουρμπίνα. Ουσιαστικά οι μοντελιστικοί στροβιλοκινητήρες δεν είναι μία πιστή αντιγραφή των πραγματικών jet κινητήρων σε «μοντελιστικό» μέγεθος. Αποτελούν έναν τύπο στροβιλοκινητήρα με πολλές ομοιότητες, αφού στηρίζονται στην ίδια αρχή λειτουργίας, αλλά και αρκετές διαφορές κυρίως στα κατασκευαστικά χαρακτηριστικά τους. Έτσι ώστε να ανταποκρίνονται στο ρόλο που επιτελούν για τους αερομοντελιστές. Στο σχήμα 3.15 παρουσιάζεται μια «μοντελιστική» τουρμπίνα.

50 Στροβιλοκινητήρες 50 Σχήμα 3.15 Γενική άποψη μιας «μοντελιστικής» τουρμπίνας Προφανώς το μικρότερο μέγεθος των μοντελιστικών στροβιλοκινητήρων είναι το βασικό στοιχείο που τους διαχωρίζει και καθορίζει και τις διαφορές τους από τους πραγματικούς. Αρχικά οι πραγματικές τουρμπίνες χρησιμοποιούν συνήθως αξονικούς συμπιεστές επειδή εκεί είναι εύκολη η υλοποίηση πολλών διαδοχικών βαθμίδων συμπιέσεως, αφού εκεί χρειαζόμαστε μεγαλύτερη συμπίεση. Αντίθετα οι συμπιεστές των μοντελιστικών τουρμπίνων είναι αποκλειστικά (μέχρι τώρα) φυγοκεντρικοί και μονοβάθμιοι, καθώς οι μοντελιστικές τουρμπίνες δουλεύουν αποδοτικά και με χαμηλότερους λόγους συμπίεσης και διότι τα πολλά στάδια συμπίεσης θα αύξαναν κατά συνέπεια και το μέγεθός της. Ο φυγοκεντρικός συμπιεστής αναρροφά τον αέρα από το κέντρο και τον εκτοξεύει προς την περιφέρεια του. Στην πλειονότητά τους οι μοντελιστικές τουρμπίνες δύναται να παράγουν ώση από μερικές δεκάδες Newton μέχρι Newton. Αντίθετα οι στροφές (RPM) του άξονα στροβίλουσυμπιεστή των μοντελιστικών, ακριβώς λόγω του μικρότερού τους μεγέθους μπορούν να φτάσουν πολλές δεκάδες χιλιάδες. Η εκκίνηση τους γίνεται συνήθως με προπάνιο μέσα στον θάλαμο καύσης με χρήση ενός μπουζί το οποίο προκαλεί την αρχική έκρηξη. Μόλις ο κινητήρας «πιάσει» μία συγκεκριμένη τιμή στροφών τότε η καύση συνεχίζεται με κηροζίνη, η οποία είναι αποδοτικότερη και παράγει μεγαλύτερη ώση. Το προπάνιο δηλαδή χρησιμοποιείται μόνο για την εκκίνηση,ώστε να πετύχει γρήγορα μια αρχική καύση. Είναι γεγονός ότι η αγορά των μοντελιστικών στροβιλοκινητήρων είναι ακόμη πολύ φτωχή. Υπάρχουν ελάχιστες εταιρίες οι οποίες δραστηριοποιούνται στην παραγωγή και έρευνα μοντελιστικών jet κινητήρων. Και όπως έχει αναφερθεί η κύρια χρήση αυτών των κινητήρων γίνεται από μοντελιστές «χομπίστες». Οι μοντελιστές «χτίζουν» ή και αγοράζουν ένα μοντέλο, δηλαδή ένα πραγματικό ιπτάμενο όχημα (αεροπλάνο, ελικόπτερο ) υπό κλίμακα. Επομένως χρησιμοποιούν αυτές τις τουρμπίνες σαν προωθητικό σύστημα για τα «μοντέλα» τους τα οποία ελέγχουν με τηλεκατεύθυνση.

51 Στροβιλοκινητήρες 51 Σχήμα 3.16 Γενική άποψη «μοντελιστικού» μαχητικού αεροπλάνου Εταιρίες κατασκευής στροβιλοκινητήρων Με βάση τα προαναφερθέντα οι εταιρίες που παρέχουν «λύσεις» στους μοντελιστικούς στροβιλοκινητήρες είναι αρκετά περιορισμένες. Οι περισσότερες έχουν την έδρα τους στις Η.Π.Α. με μερικά παραρτήματα ανά τον κόσμο και μερικές ακόμη βρίσκονται στην Ευρώπη. Στην πλειοψηφία τους οι εταιρίες αυτές παράγουν μια μικρή γκάμα μοντέλων στροβιλοκινητήρων. Η κύρια διαφοροποίηση των διαφορετικών μοντέλων των κινητήρων τους έγκειται στο επίπεδο της ώσης που παράγει ο καθένας αρχικά και στον τύπο καυσίμου που χρησιμοποιεί δευτερευόντως. Ουσιαστικά το κάθε ξεχωριστό μοντέλο αυτών των εταιριών χαρακτηρίζεται από ένα ανώτατο επίπεδο ώσης (thrust) που έχει την ικανότητα να παράγει και κατ επέκταση όλα τα επιμέρους χαρακτηριστικά τους (μέγεθος, RPM, κτλ.) προσαρμόζονται σε αυτό το επίπεδο ώσης. Στην συνέχεια παρουσιάζονται αυτές οι εταιρίες που παρέχουν αξιόπιστες προτάσεις στον τομέα των μοντελιστικών στροβιλοκινητήρων μαζί με τα βασικά τους μοντέλα και τα τεχνικά χαρακτηριστικά τους. 1. KingTech Turbines International H KingTech αποτελεί μία εταιρία με έδρα τις Η.Π.Α. Παρουσιάζει εντυπωσιακή συλλογή από τουρμπίνες οι οποίες έχουν την δυνατότητα παραγωγής ώσης από 6 έως και 21 kg. Ωστόσο οι τουρμπίνες δεν αποτελούν το μοναδικό της προϊόν. Έχει μεγάλη γκάμα προϊόντων από έτοιμα μοντέλα μέχρι πολλά «περιφερειακά» εξαρτήματα όπως μπαταρίες, λάδια, εξαρτήματα ασύρματης επικοινωνίας (RC), απαραίτητα για την υποστήριξη ενός ολοκληρωμένου τηλεκατευθυνόμενου μοντέλου αεροπλάνου. Στον παρακάτω πίνακα παρουσιάζονται συνοπτικά τα μοντέλα της KingTech καθώς και τα βασικά τους τεχνικά χαρακτηριστικά. Ουσιαστικά το όνομα του μοντέλου του κάθε κινητήρα σχετίζεται με τα Newton ώσης που μπορεί να αποδώσει.

52 Στροβιλοκινητήρες 52 Πινάκας 3.1. Μοντέλα Jet κινητήρων εταιρίας Kingtech Model Διάμετρος Μήκος Βάρος Θερμοκρα σία Εξόδου Καύσιμο Κατανάλωση Μέγιστo RPM Idle RPM (ρελαντί) Μέγιστο Thrust K-60G 82mm 228mm 850g 700 C Ντίζελ 195 g / min kg K-80G 95 mm 254 mm 1300g 650 C Ντίζελ/Κηροζίν η K-80E 95 mm 254 mm 1300g 650 C Ντίζελ/Κηροζίν η 239 g / min kg 239 g / min kg K-100G 95 mm 254 mm 1300g 650 C Κηροζίνη 350 g / min kg K-140G 113 mm 270 mm 1650g 700 C Ντίζελ/Κηροζίν η K-170G 113 mm 270 mm 1650g 700 C Ντίζελ/Κηροζίν η K-180G 114 mm 280 mm 1724g 700 C Ντίζελ/Κηροζίν η K-180Ε 114 mm 280 mm 1724g 700 C Ντίζελ/Κηροζίν η K-210G 112 mm 286 mm 1650g 700 C Ντίζελ/Κηροζίν η 400 g / min kg 400 g / min kg 545 g / min kg 545 g / min kg 590 g / min kg 3.17 Οικογένεια κινητήρων Kingtech 2. JETBEETLE Άλλη μια εταιρία με έδρα την Αμερική και παράρτημα στην Ταιβάν αποτελεί η Jetbeetle. H συγκεκριμένη εταιρία δεν κατέχει μεγάλη γκάμα μοντέλων κινητήρων. Κατασκευάζει ουσιαστικά δύο τύπους κινητήρων οι οποίοι έχουν δυνατότητα παραγωγής αρκετά μεγάλης δύναμης ώσης για τα δεδομένα των μοντελιστικών κινητήρων. Ειδικεύεται στην συνεχή έρευνα πάνω στους κινητήρες jet και ειδικότερα πάνω στην Engine Control Unit (ECU) του κινητήρα, γεγονός που της έχει δώσει την δυνατότητα παραγωγής ιδιαίτερα αξιόπιστων κινητήρων και προηγμένων ECU για τα δεδομένα του επίπεδου ώσης που αποδίδουν. Παρέχει ακόμη monitor και configuration εργαλεία προκειμένου να μπορεί εύκολα ο χρήστης να ρυθμίσει τις παραμέτρους των κινητήρων και να αντλήσει δεδομένα. Σημαντικό της πλεονέκτημα αποτελεί ο χρόνος συντήρησης καθώς και η θερμοκρασία εξόδου των κινητήρων της. Ενώ οι περισσότεροι εμπορικοί κινητήρες κυμαίνονται στις 25 ώρες λειτουργίας για συντήρηση, οι κινητήρες της Jetbeetle αντέχουν 100 ώρες λειτουργίας χωρίς να υποστούν συντήρηση.

53 Στροβιλοκινητήρες 53 Model Διάμετρος Μήκος Βάρος Θερμοκρασία Εξόδου Καύσιμο Μέγιστo RPM Μέγιστο Thrust Η mm 475 mm 7 Κg 500 C Κηροζίνη kg Η mm 568 mm 12 Κg 600 C Κηροζίνη kg Πινάκας 3.2 Μοντέλα Jet κινητήρων εταιρίας Jetbeetle 3. WREN Turbines 3.18 α : Jetbeetle H b : Jetbeetle H-90 H εταιρία Wren με έδρα το Ηνωμένο Βασίλειο και παράρτημα στις ΗΠΑ ασχολείται από το 1999 μέχρι σήμερα τον τομέα του μοντελισμού έχοντας στο «πορτοφόλιο» της τόσο κινητήρες turbojet όσο και turboprop καθώς και πλήθος εξαρτημάτων και ανταλλακτικών για μοντελιστικούς κινητήρες. Οι κινητήρες της συγκεκριμένης εταιρίας δεν παρουσιάζουν ιδιαίτερη ποικιλία όσον αφορά τα επίπεδα ώσης. Ωστόσο αποτελεί την πρώτη εταιρία που κατάφερε να κατασκευάσει (το 2002) τον κινητήρα με την μικρότερη διάμετρο συμπιεστή και μοντελιστικούς turboprop κινητήρες για ελικόπτερα. Αναλυτικά τα μοντέλα της WREN με τα τεχνικά χαρακτηριστικά τους παρουσιάζονται στον παρακάτω πίνακα. Σχήμα 3.19: Κινητήρας Wren 44 I GOLD

54 Στροβιλοκινητήρες 54 Πινάκας 3.3 Μοντέλα Jet κινητήρων εταιρίας WREN Model Διάμετρος Μήκος Βάρος Καύσιμο Κατανάλωση Μέγιστo RPM Ιdle RPM (ρελαντί) Μέγιστο Thrust 44 I GOLD 75mm 215mm 600g Κηροζίνη 176 ml / min kg 80 I KERO 89mm 250mm 995g Κηροζίνη 320 ml / min kg 100 I KERO 89mm 250mm 990g Κηροζίνη 320 ml / min kg 180 I KERO 111mm 268mm 1690g Κηροζίνη 591 ml / min kg 4. AMT Turbines Άλλη μία αξιόπιστη εταιρία από τον χώρο των μοντελιστικών στροβιλοκινητήρων είναι η ΑΜΤ με έδρα επίσης την Ευρώπη και πιο συγκεκριμένα την Ολλανδία. Η «ομάδα» της ΑΜΤ ξεκίνησε την δραστηριότητά της από το 1991 αρχικά ερασιτεχνικά και κατόπιν αναδείχθηκε εμπορικά το 1994 όταν έβγαλε στην αγορά την πρώτη της τουρμπίνα, τον κινητήρα Pegasus που αποτελούσε μία από τις πιο αξιόπιστες εμπορικές λύσεις για την εποχή του. Κατά την δεκαετία του 90 κυκλοφόρησε στην αγορά και τους υπόλοιπους κινητήρες της που αναφέρονται παρακάτω και η ανάπτυξή νέων προϊόντων της συνεχίζεται μέχρι και σήμερα. Η ΑΜΤ αποτελεί μία από τις πιο πρωτοπόρες εταιρίες στην αγορά του μοντελισμού και μάλιστα για τα δεδομένα της Ευρώπης και της λιγότερο «παγκοσμιοποιημένης» αγοράς της δεκαετίας του 90. Σήμερα αποτελεί μία από τις πιο ολοκληρωμένες λύσεις για τους μοντελιστές με μεγάλη ποικιλία προιόντων, εκτός από τις επίσημες τουρμπίνες της. Συγκεκριμένα προσφέρει όλα τα απαραίτητα εξαρτήματα και ανταλλακτικά για έναν jet κινητήρα, software εργαλεία για έλεγχο και παρακολούθηση του κινητήρα, ολοκληρωμένο καθώς και ένα μεγάλο δίκτυο dealer ανά τον κόσμο για την εξυπηρέτηση των παγκόσμιων πελατών της. Πίνακας 3.4 Μοντέλα Jet κινητήρων εταιρίας AMT Model Διάμετρος Μήκος Βάρος Κατανάλωση Μέγιστο RPM Idle RPM (ρελαντί) Μέγιστο Thrust Mercury HP 100mm 292mm 1468g 290 g / min kg Pegasus 120mm 342 mm 2125g 450 g / min kg Olympus HP 130 mm 374 mm 2475g 640 g / min kg

55 Στροβιλοκινητήρες 55 Titan 147 mm 385 mm 3183g 1020 g / min kg Σχήμα 3.20: Κινητήρας AMT Mercury 5. Jetcat H Jetcat αποτελεί μία νέα εταιρία στον χώρο του μοντελισμού καθώς ιδρύθηκε μόλις το Ωστόσο η μικρή πορεία της στον χώρο είναι αντιστρόφως ανάλογη των επιδόσεων της στην παραγωγή αξιόπιστων λύσεων. Συγκεκριμένα στα λίγα χρόνια παρουσίας της έχει αναπτύξει σειρά στροβιλοκινητήρων με δυνατότητα παραγωγής ώσης από 2 kg έως και 20 kg καθώς και πληθώρα μηχανολογικών, ηλεκτρονικών εξαρτημάτων και software εργαλείων. Ουσιαστικά αποτελεί έναν από τους μεγαλύτερους παίχτες στην αγορά αφού έχει δημιουργήσει ολοκληρωμένο παράρτημα και στην Γερμανία καλύπτοντας έτσι και τις ανάγκες της Ευρώπης. Ειδικά το τελευταίο της μοντέλο P-20 ήταν ότι πιο επαναστατικό στον χώρο του αερομοντελισμού τα τελευταία χρόνια, καλύπτοντας την ανάγκη για κινητήρα με επίπεδο ώσης λιγότερη των 2 kg. Model Διάμετρ ος Μήκος Βάρος Θερμοκρασία Εξόδου Καύσιμο Κατανάλω ση Μέγιστo RPM Idle RPM (ρελαντί) Μέγιστο Thrust P-20 SE 60mm 180mm 380g 690 C Κηροζίνη 99 ml / min P-60 SE 83mm 200mm 848g 650 C Κηροζίνη 236 ml / min P-80 SE 112mm 221mm 1315g 650 C Κηροζίνη 266 ml/ min P-100 RX 97mm 245mm 1100g 650 C Κηροζίνη 350 ml/ min P-140 RX 111mm 328mm 1580g 710 C Κηροζίνη 510 ml / min P-180 RX 111mm 328mm 1580g 730 C Κηροζίνη 610 ml / min P-200 SX 127mm 347mm 2580g 750 C Κηροζίνη 730 ml/ min kg kg kg kg kg kg kg

56 Κινητήρας JetCat P20 56 ΚΕΦΑΛΑΙΟ 4 Κινητήρας Jetcat P20

57 Κινητήρας JetCat P Κινητήρας Jetcat P20 SE Κύριος σκοπός αυτής της διπλωματικής, όπως αναφέρθηκε, ήταν να μελετήσει και να ελέγξει έναν πραγματικό Jet Κινητήρα ώστε αυτός να ενσωματωθεί σε μία πραγματική εφαρμογή UAV στην θέση των κλασσικών BLDC κινητήρων συνδεδεμένων με έλικες. Η χρήση BLDC αποτελεί την κύρια τακτική επίτευξης ώσης για τα UAVμέχρι σήμερα. Η ιδέα της χρήσης ενός Jet κινητήρα αποτελεί κάτι το πρωτοποριακό για τα δεδομένα των UAV. Το κύριο κίνητρο για μία τέτοια προσπάθεια αποτελεί η ιδέα για επίτευξη ενός καθαρού και ελεγχόμενου thrust (ώσης) από μεριάς του συστήματος πρόωσης. Μία τέτοια δυνατότητα μπορεί να προσφέρει ένας jet κινητήρας σε ένα UAV σε αντίθεση με τον συνδυασμό BLDC κινητήρα έλικας. Ωστόσο οι εφαρμογές UAV που αναπτύσσονται τόσο σε παγκόσμιο επίπεδο τείνουν να γίνονται όλο και πιο ελαφριά. Επομένως,κατά την αναζήτηση κατάλληλου Jet κινητήρα για μελέτη ένα υπήρξε το πιο καθοριστικό κριτήριο επιλογής. Το επίπεδο παραγωγής ώσης. όπως έγινε αντιληπτό και κατά την παρουσίαση των διάφορων εταιριών, τα μοντέλα τους χωρίζονται με βάση την μέγιστη δυνατή ώση που μπορούν να παράγουν. Συνεπώς,αναζητήθηκε ο κινητήρας αυτός που με την μέγιστη δυνατή ώση αν καλύπτει πραγματικές εφαρμογές UAV. O κινητήρας που ταίριαζε σε αυτό το κριτήριο ήταν ο κινητήρας Jetcat P20 SE. Πρόκειται για έναν κινητήρα με δυνατότητα παραγωγής ώσης μέχρι περίπου 4 Kg ή αλλιώς 24 Ν. Ένα ακόμη πλεονέκτημα του συγκεκριμένου κινητήρα αποτελεί το μέγεθος και το βάρος του τα οποία αποτελούν κι αυτά με την σειρά τους σημαντικό κριτήριο για μία UAV εφαρμογή. Ο συγκεκριμένος κινητήρας, ακριβώς λόγω και του επιπέδου ώσης που παράγει,. είναι από τους ελαφρύτερους στην αγορά και με σχετικά μικρό μέγεθος. Ο συγκεκριμένος κινητήρας αποκτήθηκε τον Φεβρουάριο του 2012 και πάνω σε αυτόν έγινε η μελέτη όλης της διπλωματικής. 4.1 Συστατικά μέρη συστήματος κινητήρα Jetcat P20 SE Το σύστημα του κινητήρα προκειμένου να λειτουργήσει επιτυχώς χρειάζεται μια σειρά από περιφερειακά εξαρτήματα και στοιχεία. Όλα αυτά τα στοιχεία αποτελούν μέρους του συνολικού συστήματος του κινητήρα και αποστέλλονται μαζί με τον κινητήρα κατά την αγορά ή πωλούνται και αυτοτελώς από την εταιρία. Ουσιαστικά χωρίς αυτά τα εξαρτήματα δεν μπορεί να λειτουργήσει ο κινητήρας.

58 Κινητήρας JetCat P20 58 Σχήμα 4.1 : Ο κινητήρας Jetcat P20 στο κουτί του. ECU κινητήρα Η ECU του Jet κινητήρα αποτελεί ουσιαστικά τον εγκέφαλο του κινητήρα και είναι το αντίστοιχο του ESC στους BLDC κινητήρες. Ελέγχει όλη την διαδικασία του κινητήρα. Κατά την ομαλή λειτουργία του κινητήρα δέχεται το σήμα εισόδου από τον χρήστη, σε μορφή PWM όπως θα δούμε στην συνέχεια, κι αντίστοιχα ελέγχει την ροή καυσίμου προς τον κινητήρα μέσω κατάλληλων σημάτων που στέλνει στην αντλία του κινητήρα. Ταυτόχρονα ρυθμίζει και τις κατάλληλες στροφές (RPM) του κινητήρα με τα αντίστοιχα σήματα προς αυτόν. Η μέθοδος ελέγχου του κινητήρα βασίζεται στην Ασαφή Λογική (Fuzzy Logic) και δεν είναι γνωστή. Η ECU φροντίζει να δέχεται την κατάλληλη ενέργεια προκειμένου να λειτουργεί ομαλά η τουρμπίνα κι όλα τα επιμέρους εξαρτήματα της. Συνεπώς είναι συνδεδεμένη και με μία μπαταρία για τροφοδοσία. Τέλος η ECU συνδέεται και με το GSU το οποίο αποτελεί ένα εργαλείο ρύθμισης παραμέτρων του κινητήρα αλλά και καταγραφής βασικών δεδομένων του κινητήρα (αναλυτικά παρακάτω στην περιγραφή του GSU). Αντλία κινητήρα Η αντλία στον κινητήρα παίζει τον ρόλο της μπαταρίας σε ένα ηλεκτρονικό κινητήρα. Δηλαδή φροντίζει να παρέχει το απαραίτητο καύσιμο στον κινητήρα προκειμένου αυτός να λειτουργεί σύμφωνα με το σήμα εισόδου του κινητήρα. Από την ECU δέχεται την απαραίτητη τροφοδοσία (Vpump ) καθώς και κάποια σήματα ελέγχου. Ακόμη η αντλία προκειμένου να τροφοδοτήσει με καύσιμο την τουρμπίνα χρησιμοποιεί σωληνάκια για να οδηγήσει το καύσιμο. Ουσιαστικά συνδέεται σε σειρά ανάμεσα στο δοχείο του καυσίμου και την τουρμπίνα δηλαδή από την μία μεριά συνδέεται με σωληνάκι στο δοχείο του καυσίμου και από την άλλη τουρμπίνα. «Ρουφάει» αρχικά το καύσιμο από το δοχείο και το προωθεί προς την τουρμπίνα. Πριν το καύσιμο καταλήξει στην τουρμπίνα περνάει μέσα από ένα σύστημα βαλβίδων και καταλήγει στο εσωτερικό της. Το σύστημα βαλβίδων το ελέγχει η αντλία με σήμα ελέγχου προς αυτήν. Αυτό το σήμα ελέγχου των βαλβίδων έρχεται από την ECU προς την αντλία και αυτή το προωθεί στις βαλβίδες. Σύστημα βαλβίδων Ανάμεσα στην αντλία και τον κινητήρα παρεμβάλλεται το σύστημα των βαλβίδων. Το συγκεκριμένο σύστημα θα μπορούσαμε να πούμε ότι είναι τύπου 4/3 δρόμων. Δέχεται δύο

59 Κινητήρας JetCat P20 59 εισόδους καυσίμου, έχει δύο εξόδους και διαθέτει τρείς καταστάσεις: καμία έξοδος ανοιχτή, πρώτη έξοδος ανοιχτή με την δεύτερη κλειστή και δεύτερη έξοδος ανοιχτή με την πρώτη κλειστή. Θα εξηγήσουμε στην συνέχεια τον λόγο ύπαρξης του συγκεκριμένου στοιχείου και την χρηστικότητά του στην συνολική λειτουργία του κινητήρα. Ground Support Unit (GSU) Το Ground Support Unit είναι ένα Interface προκειμένου ο χρήστης να μπορεί να «επικοινωνεί» μέσω της ECU με την τουρμπίνα. Δίνει την δυνατότητα στον χρήστη να ορίσει διάφορες ρυθμίσεις λειτουργίας του κινητήρα (π.χ. ρύθμιση του Throttle), να αντλήσει πληροφορίες σχετικά με την συνολική λειτουργία της (π.χ. συνολική ώρα λειτουργίας, στατιστικά λειτουργίας) αλλά και να βλέπει real-time διάφορες τιμές των παραμέτρων του κινητήρα όπως π.χ. τις στροφές του, την θερμοκρασία εξόδου,την τάση της μπαταρίας κτλ. Όλα αυτά τα δεδομένα το GSU τα ανακτεί μέσα από την ECU η οποία επικοινωνεί με όλα τα επιμέρους τμήματα του κινητήρα και τα συλλέγει. Έτσι μπορεί με έναν γραφικό τρόπο να παρουσιάζονται στον χρήστη μέσω του GSU. Περισσότερα για το μενού αυτού του εργαλείου παρατίθεται στο Παράρτημα Α. Μπαταρία Ο κινητήρας Jetcat χρησιμοποιεί μια τυπική Lipo μπαταρία 2S την οποία προμηθεύει η ίδια η εταιρεία. Η τάση της μπαταρίας είναι 7.4 V και έχει την δυνατότητα επαναφόρτισης με ειδικό μηχάνημα. H μπαταρία του κινητήρα τροφοδοτεί με την κατάλληλη ενέργεια τα επιμέρους τμήματά του. Αρχικά είναι συνδεδεμένη με την ECU την οποία τροφοδοτεί ώστε να μπορέσει να λειτουργήσει. Μέσω της ECU τώρα η μπαταρία παρέχει τάση στον κινητήρα προκειμένου να ξεκινήσει να περιστρέφεται, στην αντλία για να τραβήξει το καύσιμο, και τέλος μέσω της αντλίας και στις βαλβίδες για να αλλάξουν καταστάσεις. Σύστημα σωληνώσεων Το καύσιμο για να μεταφερθεί από το δοχείο στο εσωτερικό του κινητήρα περνάει μέσα από σωληνάκια διαμέτρου 3 και 4 mm. Τα σωληνάκια αυτά συνδέονται με την αντλία, τις βαλβίδες και καταλήγουν στις υποδοχές του κινητήρα. Ακόμη, ανάμεσα σε αυτά τα σωληνάκια παρεμβάλλονται και ειδικά φίλτρα τα οποία πρέπει να έχουν εμπλουτιστεί με λάδι. Σχήμα 4.2 a : Το GSU του κινητήρα.

60 Κινητήρας JetCat P20 60 Σχήμα 4.2b : Το σύστημα βαλβίδων. Σχήμα 4.2c : Η 2S Lipo μπαταρία Σχήμα 4.2d : H αντλία του κινητήρα. Σχήμα 4.2e : Ο εγκέφαλος του κινητήρα, η ECU Σύνδεση επιμέρους τμημάτων κινητήρα Jetcat P20 SE Στο παρακάτω σχήμα φαίνονται οι συνδέσεις όλων των παραπάνω τμημάτων ώστε να λειτουργήσει κατάλληλα ο κινητήρας. Όπως διακρίνεται από την φωτογραφία ο κινητήρας στηρίχτηκε με ειδικούς σφικτήρες πάνω σε δύο γραφεία ώστε να ξεκινήσουμε τα πρώτα πειράματα του κινητήρα. Σχήμα 4.3a :Ορθή σύνδεση των επιμέρους στοιχείων Jetcat P20.

61 Κινητήρας JetCat P20 61 Σχήμα 4.3b :Δοκιμαστική σύνδεση κινητήρα για πραγματοποίηση αρχικών πειραμάτων 4.2 Αρχή λειτουργίας κινητήρα Jetcat P20 SE Αρχικά, ο κινητήρας Jetcat P20 σαν στροβιλοκινητήρας ή αλλιώς jet engine υπόκειται στην βασική αρχή λειτουργίας που περιγράψαμε στο Κεφάλαιο 3 για τους στροβιλοκινητήρες όσον αφορά την διαδικασία της εισροής αέρα, της καύσης, κτλ. Ωστόσο κάθε κινητήρας κάθε κατασκευαστή έχει τις δικές του ιδιαιτερότητες και τα δικά του χαρακτηριστικά τα οποία ανακαλύφθηκαν με την χρήση του εν λόγω κινητήρα σε πραγματικές εφαρμογές. Ακόμη, και το γεγονότος ότι ο εν λόγω κινητήρας αποτελεί μία μοντελιστική τουρμπίνα για συγκεκριμένες εφαρμογές του προσδίδει επιπλέον ιδιαιτέρα χαρακτηριστικά. Γενικές αρχές Όταν όλες οι συνδέσεις των επιμέρους στοιχείων, τόσο μέσω καλωδίων όσο και μέσω σωληνώσεων, έχουν υλοποιηθεί σωστά τότε ο κινητήρας είναι έτοιμος να λειτουργήσει, αρκεί να συνδεθεί ένας ελεγκτής στην «είσοδο» της ECU ώστε να δώσει το σήμα εισόδου. Πολύ σημαντικό στοιχείο για να λειτουργήσει ομαλά η τουρμπίνα είναι όλα τα στοιχεία που συνδέονται με τα σωληνάκια να έχουν κλειστεί αεροστεγώς μεταξύ τους καλά ώστε αν μην υπάρξει εισροή αέρα κατά την διάρκεια της λειτουργίας του κινητήρα. Σε μία τέτοια περίπτωση η ECU το αντιλαμβάνεται και σταματά την λειτουργία του κινητήρα. Ακόμη εξίσου σημαντικό είναι το επίπεδο τάσης της μπαταρίας. Ελλιπής φόρτιση της μπαταρίας μπορεί να οδηγήσει και πάλι την ECU στην εξαναγκασμένη διακοπή της λειτουργίας του κινητήρα. Όταν ο χρήστης δώσει την κατάλληλη είσοδο στον κινητήρα για την έναρξή του (θα αναφερθούμε στην συνέχεια στο σήμα ελέγχου του κινητήρα από τον χρήστη) τότε η ECU στέλνει τα κατάλληλα σήματα στα επιμέρους στοιχεία ώστε να ξεκινήσει η λειτουργία του κινητήρα. Ακόμη η ECU δέχεται και τα δεδομένα από τους αισθητήρες θερμοκρασίας καυσαερίων, επιπέδου τάσης μπαταρίας, RPM και τάσης αντλίας και αν ανιχνεύσει κάποιο πρόβλημα προβαίνει στις κατάλληλες ενέργειες μέχρι και την διακοπή της λειτουργίας του κινητήρα. Η ECU στέλνει αρχικά την κατάλληλη εντολή στην αντλία ώστε να αρχίσει να «ρουφά» το καύσιμο από το δοχείο. Το καύσιμο ρέει μέσω των σωλήνων (3-4 mm) από το δοχείου στο

62 Κινητήρας JetCat P20 62 εσωτερικό του κινητήρα προκειμένου να γίνει η καύση. Αφού ρουφηχτεί από την αντλία και πριν καταλήξει στον κινητήρα το καύσιμο περνά από το σύστημα των βαλβίδων. Το σύστημα των βαλβίδων χρησιμοποιείται για να επιτευχθεί η αρχική ανάφλεξη του κινητήρα. Όπως θα περιγράφει παρακάτω οι συγκεκριμένοι κινητήρες, παρόλο που έχουν σαν κύριο καύσιμο την κηροζίνη, χρησιμοποιούν γκάζι ή αλλιώς προπάνιο για να επιτύχουν την αρχική ανάφλεξη. Ανάφλεξη κινητήρα Η αρχική ανάφλεξη του συγκεκριμένου κινητήρα γίνεται με γκάζι ή αλλιώς προπάνιο. Αυτό συμβαίνει λόγω του ότι το προπάνιο είναι πιο εύφλεκτο από τη κηροζίνη, που παρά την αποδοτικότητα κατά την ομαλή λειτουργία, δεν είναι τόσο εύφλεκτη. Συνεπώς ο συγκεκριμένος κινητήρας χρησιμοποιεί προπάνιο για την αρχική ανάφλεξη και μέχρι να σταθεροποιηθούν οι στροφές στην κατάσταση ρελαντί, όπου τότε ξεκινά η χρήση της κηροζίνης. Αυτή η αρχική διαδικασία είναι αυτόματη από τον κινητήρα όταν ο χρήστης δώσει το σήμα έναρξης στην ECU και διαρκεί περίπου 30 sec. Έτσι γίνεται σαφής η χρήση και του συστήματος βαλβίδων: αρχικά οι δύο έξοδοι είναι κλειστές και στην συνέχεια ανοίγει η πρώτη ώστε να τροφοδοτηθεί η τουρμπίνα με προπάνιο για την αρχική ανάφλεξη και όταν ολοκληρωθεί η παραπάνω διαδικασία κλείνει η πρώτη και ανοίγει η δεύτερη έξοδος της βαλβίδας για να διοχετευθεί η κηροζίνη στον κινητήρα. Εκείνη την στιγμή είναι που ο χρήστης αποκτά δυνατότητα ελέγχου του κινητήρα και ξεκινά η κανονική λειτουργία του. Κανονική λειτουργία κινητήρα Ό χρήστης κατά την κανονική λειτουργία δίνει ένα σήμα εισόδου (PWM) στην ECU που ελέγχει όλο το σύστημα. Η ρελαντί κατάσταση αυτού του κινητήρα ορίζεται στις RPM. Ανάλογα με την είσοδο του χρήστη η ECU ρυθμίζει πρώτον την τάση της αντλίας ώστε να τροφοδοτήσει με περισσότερο ή λιγότερο καύσιμο τον κινητήρα. Ακόμη ρυθμίζει κατάλληλα και τις στροφές του κινητήρα. Έτσι ρυθμίζοντας την ροή κηροζίνης και τις στροφές του κινητήρα η ECU μπορεί να ελέγχει την έξοδο του, δηλαδή το Thrust (ώση) του. Το σήμα εισόδου του χρήστη στην ECU είναι που ορίζει στον κινητήρα το επίπεδο ώσης που επιθυμεί ο χρήστης κι έτσι η ECU προβαίνει στις παραπάνω δύο ρυθμίσεις. Η μέθοδος ελέγχου της ECU δεν μας είναι γνωστή πέραν του γεγονότος ότι βασίζεται στη ασαφή λογική Σήμα εισόδου ECU H ECU παρέχει έξι κανάλια για σήματα εισόδου. Από αυτά τα κανάλια τα δύο χρησιμοποιούνται για τον έλεγχο του κινητήρα ενώ τα υπόλοιπα δεν μας απασχολούν. Το ένα ελέγχει την κατάσταση του κινητήρα(aux) και το δεύτερο ελέγχει το γκάζι (THROTLE). Τα δύο σήματα έλεγχου που δίνουμε στην ECU είναι PWM σήματα. Το PWM (PULSE WIDTH MODULATION) αποτελεί μία από τις πιο διαδεδομένες τεχνικές διαμόρφωσης σήματος και βασίζεται στον έλεγχο του πλάτους ενός περιοδικού παλμού, δηλαδή την διάρκεια του παλμού. Η PWM κυματομορφή είναι περιοδική και αποτελείται από δύο τμήματα. Το τμήμα ON όπου έχει την μέγιστη τιμή της (συνήθως 5 ή 3.3 V) και το τμήμα OFF όπου έχει την τιμή 0. Η συνολική χρονική διάρκεια του ΟΝ και του OFF τμήματος μαζί είναι σταθερή και αποτελεί την περίοδο της κυματομορφής. Από την άλλη η χρονική διάρκεια του ON τμήματος ονομάζεται duty cycle και μετριέται σε μονάδες χρόνου (msec, usec) ή σε ποσοστό επί της περιόδου (%) που προκύπτει από τον τύπο: To duty cycle είναι αυτό που κρύβει μέσα του την πληροφορία του χρήσιμου σήματος. Στο παρακάτω σχήμα φαίνονται τέσσερις κυματομορφές PWM με διαφορετικό duty cycle η καθεμία.

63 Κινητήρας JetCat P20 63 Σχήμα 4.4 : Κυματομορφές PWM Πριν ξεκινήσει για πρώτη φορά να λειτουργεί ο κινητήρας πρέπει να του ρυθμίσουμε τα σήματα εισόδου που θα χρησιμοποιήσουμε. Πρώτον να του ρυθμίσουμε αν θα δέχεται σαν είσοδο πέραν του σήματος Throttle, που είναι το αναγκαίο σήμα για να λειτουργεί, και το σήμα AUX το οποίο χρησιμοποιείται για τον καλύτερο και πιο άμεσο έλεγχο του. Κατόπιν πρέπει να γίνει η διαδικασία «εκμάθησης του κινητήρα» των δύο σημάτων εισόδου που περιγράφεται στο Παράρτημα Α. Με αυτόν τον τρόπο ο κινητήρας αντιστοιχίζει τα σήματα εισόδου που του δίνουμε με τις δικές του προκαθορισμένες παραμέτρους. Το πρώτο σήμα Throttle αντιπροσωπεύει το γκάζι του κινητήρα. Είναι το κύριο σήμα ελέγχου του και με αυτό ορίζει τις στροφές και το thrust που θα παράγει ο κινητήρας. Στον κινητήρα κατά την εκμάθησή του, του παρέχουμε τρεις τιμές. Η πρώτη τιμή αντιπροσωπεύει την κατάσταση όπου ο κινητήρας θα είναι κλειστός και το γκάζι μηδέν, η δεύτερη την κατάσταση ρελαντί με το γκάζι λίγο μεγαλύτερο από την προηγούμενη κατάσταση. Στην ρελαντί κατάσταση ο κινητήρας έχει τις ρελαντί στροφές του (85000) και παράγει ελάχιστη ώση. Η τρίτη τιμή αντιπροσωπεύει το τέρμα γκάζι και είναι αρκετά μεγαλύτερη από τις δύο προηγούμενες. Και για τις τρεις τιμές η ECU διαβάζει την χρονική διάρκεια του duty cycle του PWM σήματος εισόδου και το αντιστοιχεί σε επί τοις εκατό τιμές του γκαζιού. Οι τιμές που δώσαμε στον κινητήρα εμείς κατά την εκμάθησή του είναι οι ακόλουθες : Σήμα PWM με duty cycle Γκάζι-Throttle Κατάσταση Κινητήρα RPM 1000 usec 0% Κινητήρας σβηστός usec 5% Κινητήρας ρελαντί usec 100% Κινητήρας στο τέρμα Τα σήματα αυτά φαίνονται παλμογραφημένα στο παρακάτω σχήμα. Αξίζει να εξηγηθεί ότι η ECU αυτόματα αντιστοιχεί γραμμικά τις ενδιάμεσες τιμές εισόδου του Throttle σε γκάζι από 0% έως 100%.

64 Κινητήρας JetCat P20 64 Σχήμα 4.5 : Σήματα εισόδου PWM στο κανάλι Throttle. Το σήμα AUX, σε αντίθεση με το σήμα THROTTLE, είναι διακριτό και δέχεται τρείς πιθανές τιμές οι οποίες αντιστοιχούν στις τρεις επιθυμητές πιθανές καταστάσεις λειτουργίας του κινητήρα. Η πρώτη τιμή αντιπροσωπεύει την κατάσταση OFF του κινητήρα, η δεύτερη την κατάσταση Start/Standby και η τρίτη την κατάσταση Αuto-OFF. Η κατάσταση Auto-Off αποτελεί τον προτεινόμενο από τον κατασκευαστή τρόπο απενεργοποίησης του κινητήρα και στη περίπτωσή επιλογής του από τον χρήστη η τουρμπίνα ξεκινά μια διαδικασία μείωσης στροφών και μετά από μερικά δευτερόλεπτα σβήνει. Αντίθετα η κατάσταση ΟFF προκαλεί άμεση απενεργοποίηση του κινητήρα και προτείνεται μόνο σε επείγουσες καταστάσεις. Ωστόσο και στις δύο παραπάνω καταστάσεις του κινητήρα ο χρήστης δεν μπορεί να τον ξεκινήσει δίνοντας του κατάλληλο σήμα στο Throttle. Για να συμβεί αυτό ο χρήστης απαιτείται να ορίσει το AUX κανάλι στην κατάσταση Start/Standby. Οι τιμές που ορίσαμε στο AUX κανάλι της ECU για αυτές τις τρεις καταστάσεις είναι οι ακόλουθες: Σήμα PWM με duty cycle AUX Κατάσταση Κινητήρα 500 usec 0% OFF 1000 usec 50% START/STANDBY 1500 usec 100% AUTO-OFF Το γεγονός ότι στην κατάσταση Start/Standby το PWM έχει χρονική διάρκεια την ενδιάμεση από τις δύο ακραίες είναι απαίτηση του κατασκευαστή. Η ECU επιτρέπει στον χρήστη, με κατάλληλη ρύθμιση, να λειτουργήσει τον κινητήρα και χωρίς το δεύτερο σήμα εισόδου, αρκεί να δώσει σήμα εισόδου στο Throttle κανάλι μεγαλύτερο του 5%. Το σήμα AUX λειτουργεί μεν επικουρικά στον κινητήρα, ωστόσο συντελεί στο καλύτερο έλεγχο του από τον χρήστη. Η ECU διαβάζει παράλληλα και τα δύο σήματα και ελέγχει τον κινητήρα σύμφωνα και με τις δύο εισόδους. Με βάση το σήμα εισόδου στο AUX κανάλι απενεργοποιεί ή ενεργοποιεί τον κινητήρα και με βάση το κανάλι Throttle ρυθμίζει το γκάζι του. Τέλος πρέπει να σημειωθεί ότι τα κανάλια εισόδου της ECU δέχονται εκτός από το αντίστοιχο PWM και δύο επιπλέον σταθερά σήματα, ένα των 5 V και ένα 0 V. Επομένως ο μικροελεγκτής που συνδέσαμε στην ECU ώστε να παράγει τα PWM σήματα εισόδου έπρεπε να έχει αρκετά Pin εξόδου ώστε να καλύψει όλα τα παραπάνω σήματα.

65 Κινητήρας JetCat P Ομαλή Λειτουργία κινητήρα Πληρώντας όλους τους προαναφερθέντες περιορισμούς (ορθή σύνδεση, καύσιμο, τροφοδοσία, κτλ) και έχοντας συνδέσει τον μικροελεγκτή μας στα δύο κανάλια της ECU κάναμε τα αρχικά πειράματα. Ο μικροελεγκτής που χρησιμοποιήθηκε για τον έλεγχο του κινητήρα είναι ο Arduino Uno. Λεπτομερής αναφορά για το συγκεκριμένο μικροϋπολογιστικό σύστημα γίνεται στο Παράρτημα Β. Τα πρώτα πειράματα που διεξήχθησαν με τον Jet κινητήρα ήταν κυρίως αναγνωριστικά. Σκοπός τους ήταν κυρίως, λόγω και της επικινδυνότητας των πειραμάτων με κηροζίνη, να βεβαιωθούμε ότι όλα λειτουργούσαν ομαλά από τον κινητήρα, την ECU, τον μικροελεγκτή μας, μέχρι και την εφαρμογή που έτρεχε στον υπολογιστή σε περιβάλλον Labview. Ακόμη έπρεπε να γίνει σαφής ότι μας είχε γίνει κτήμα όλη η γνώση του τρόπου λειτουργίας του κινητήρα. Ένα τέτοιο σύστημα χρειαζόταν ιδιαίτερη προσοχή. Ολόκληρο το σύστημα του κινητήρα με βάση τα όσα προαναφέρθηκαν φαίνεται στο παρακάτω σχήμα. Σχήμα 4.6 : Ολοκληρωμένο σύστημα κινητήρα με τα επιμέρους του στοιχεία. Είναι ξεκάθαρο ότι η είσοδος δίνεται από τον Arduino. H ECU διαβάζει ταυτόχρονα τις τιμές των στροφών του κινητήρα (RPM) και της θερμοκρασίας εξόδου (EGT) υλοποιεί τον εσωτερικό της έλεγχο (Fuzzy Logic) και παράγει τα κατάλληλα σήματα προς την αντλία και το κινητηράκι του συμπιεστή ώστε να παραχθεί η επιθυμητή ώση του κινητήρα. Οι σχέσεις που συνδέουν τις παραμέτρους του κινητήρα. αναζητούνται στην συνέχεια Στατική Λειτουργία κινητήρα Στατικές Σχέσεις PWM-RPM-THRUST Αρχικά τρέχοντας τον κινητήρα για απόκτηση των πρώτων δεδομένων αναζητήθηκαν οι στατικές σχέσεις που συνδέουν τις 3 μεταβλητές του συστήματος μας. Αυτές είναι η είσοδος που δίνουμε στον κανάλι Throttle της ECU, δηλαδή το duty cycle του PWM, οι στροφές του κινητήρα (RPM) και η δύναμη ώσης που παράγει (Thrust). Να σημειωθεί ότι το duty cycle του δεν το μετράμε σε % της περιόδου του αλλά σε μsec καθώς αυτό είναι που έχει σημασία για την ECU.

66 Κινητήρας JetCat P20 66 Σχήμα 4.7 : Σχέση μεταξύ εισόδου PWM και RPM κινητήρα. Στο σχήμα 4.7 φαίνεται το διάγραμμα που συνδέει τις στροφές του κινητήρα με το PWM σήμα εισόδου που δίνουμε στην ECU όπως προέκυψε από την λειτουργία του κινητήρα για 40 διαφορετικές τιμές εισόδου. Αυτές οι 40 τιμές εισόδου στο PWM σε συνδυασμό με τις αντίστοιχες τιμές των RPM διακρίνονται πάνω στο διάγραμμα με τα μπλε αστεράκια. Η κόκκινη καμπύλη πάνω στο διάγραμμα παριστάνει την συνεχή συνάρτηση που συνδέει αυτές τις δύο μεταβλητές. Η συγκεκριμένη καμπύλη αποτελεί ένα πολυώνυμο τρίτου βαθμού και παριστάνει την σχέση των στροφών του κινητήρα συναρτήσει του PWM και είναι η παρακάτω: Αυτή η στατική χαρακτηριστική προέκυψε με βάση τα πειραματικά σημεία που είχαμε και το εργαλείο Basic Fitting του ΜATLAB το οποίο μας βρήκε την κατάλληλη αυτή συνάρτηση που ικανοποιεί πληρέστερα όλα τα παραπάνω σημεία. Το μέγιστο σφάλμα απόκλισης της συνάρτησης από τα πειραματικά σημεία είναι 1000 στροφές ή αλλιώς λιγότερο από 1%. Όπως γίνεται ξεκάθαρο, δεν υπάρχει γραμμική σχέση μεταξύ της εισόδου PWM και των στροφών του κινητήρα. Αυτό αποτελεί πολύ σημαντικό στοιχείο που θα εξετάσουμε περαιτέρω στην συνέχεια. Ακόμη ένα στοιχείο που εξάγεται από αυτήν την χαρακτηριστική, το οποίο θα συνδυάσουμε στην συνέχεια και με τα υπόλοιπα δεδομένα, είναι ο κορεσμός που επέρχεται προς τις υψηλές στροφές του κινητήρα. Δηλαδή ενώ στην αρχή ο ρυθμός μεταβολής των στροφών του κινητήρα σε σχέση με τον ρυθμό μεταβολής της εισόδου PWM είναι σχετικά μεγάλος, καθώς αυξάνονται οι στροφές αυτός ο ρυθμός μειώνεται αισθητά. Στις μέγιστες στροφές δείχνει να μηδενίζεται, δηλαδή οι στροφές του RPM να μην αυξάνονται καθόλου παρά την αύξηση του PWM. Οι επόμενες πληροφορίες που καταφέραμε να ανακτήσουμε για τον κινητήρα μέσα από το GSU του είναι η σχέση που συνδέει τις στροφές του κινητήρα με την αντίστοιχη δύναμη ώσης Thrust που αυτός παράγει στις αντίστοιχες στροφές. Συγκεκριμένα κατεγράφησαν οι όλες τιμές της ώσης για στροφές του κινητήρα από μέχρι στρ./λεπτό με βήμα 500 στροφών. Έτσι προέκυψε το παρακάτω διάγραμμα Thrust-RPM. (4.1)

67 Κινητήρας JetCat P20 67 Σχήμα 4.8 : Στατική χαρακτηριστική RPM και Τhrust, όπως προέκυψε από τα δεδομένα του GSU Ακριβώς με την ίδια μεθοδολογία δουλέψαμε και για τα δεδομένα που προέκυψαν για την σχέση RPM- Thrust, δηλαδή το Basic Fitting εργαλείο του MATLAB πάνω στα δεδομένα του σχ Κατά συνέπεια προκύπτει μία στατική-χαρακτηριστική κατά προσέγγιση των πραγματικών τιμών η οποία παρουσιάζεται ξεχωριστά στο σχήμα 4.8. Η συνάρτηση αυτής της χαρακτηριστικής, όπως προέκυψε από το εργαλείο του MATLAB είναι το παρακάτω πολυώνυμο τρίτου βαθμού : Η γραφική αυτής της συνάρτησης φαίνεται στο σχήμα 4.8. Η μέγιστη απόκλιση των πραγματικών τιμών της δύναμης από τις τιμές της προσέγγισης είναι τα 0,1 Ν ή αλλιώς περίπου 1%. Από την παρακάτω γραφική εξάγονται ομοίως χρήσιμα συμπεράσματα για το σύστημα του κινητήρα. Αρχικά, ότι η παραγόμενη ώση Thrust του κινητήρα δεν έχει γραμμική σχέση με τις στροφές του RPM. Επιπλέον, παρατηρούμε την μεταβολή του ρυθμού αύξησης της ώσης σε σχέση με τον ρυθμό αύξησης των στροφών. Σε χαμηλές στροφές του κινητήρα μικρή αύξηση των στροφών επιφέρει ανεπαίσθητη αύξηση της ώσης (αύξηση 1500 RPM για αύξηση 0,1 Ν ώσης ) σε αντίθεση με τις υψηλές στροφές όπου η κατάσταση αντιστρέφεται τελείως (αύξηση 500 RPM για αύξηση 0,2 Ν ώσης). (4.2)

68 Κινητήρας JetCat P20 68 Σχήμα 4.9 : Στατική χαρακτηριστική RPM και Τhrust, κατά προσέγγιση των πραγματικών τιμών. Στο επόμενο στάδιο χρησιμοποιούμε τις πληροφορίες που έχουμε ήδη συλλέξει για τις σχέσεις PMW-RPM και RPM-Thrust, έτσι ώστε να ορίσουμε την σχέση που συνδέει την είσοδο PWM με την τελική έξοδο που είναι η παραγόμενη ώση του κινητήρα. Έτσι από τα έως τώρα δεδομένα προκύπτει η παρακάτω γραφική του σχήματος Σε αυτό το σχήμα σαν είσοδο δίνουμε το PWM. Αλλά στο PWM δεν μας ενδιαφέρει τελικά πόσα msec θα είναι ο παλμός, αλλά το πόσο είναι το ποσοστό του γκαζιού που δίνουμε στον κινητήρα και αυτό λαμβάνει ο κινητήρας κατά την λειτουργία του. Τα μπλέ σημεία στο σχήμα αντιπροσωπεύουν τις τιμές για τις οποίες είχαμε γνώση από πειραματικά δεδομένα. Σχήμα 4.10 : Στατική χαρακτηριστική PWM και Thrust Ακολουθώντας την γνωστή μεθοδολογία για την προσέγγιση της σχέσης που συνδέει την είσοδο PWM με το Thrust καταλήγουμε στην παρακάτω σχέση: (4.3)

69 Κινητήρας JetCat P20 69 Η γραφική αυτής της συνάρτησης παρουσιάζεται με κόκκινο στο σχήμα Η μέγιστη απόκλιση αυτής της σχέσης από τα πειραματικά δεδομένα είναι περίπου 0,2Ν. Σίγουρα αυτή η γραφική του σχήματος 4.9 αναδεικνύει πολύ χρήσιμα συμπεράσματα για το σύστημα του κινητήρα. Εκ πρώτης όψεως θα μπορούσαμε να υποστηρίξουμε ότι η σχέση που συνδέει την είσοδο με την έξοδο του κινητήρα είναι γραμμική, όσον αφορά τα στατικά χαρακτηριστικά. Αυτό όμως το συμπέρασμα δεν μπορεί να γενικευτεί και για την δυναμική του συστήματος. Ουσιαστικά το σύστημα του κινητήρα μας είναι ξεκάθαρα ένα μη γραμμικό σύστημα ακριβώς λόγω του γεγονότος ότι η σχέση που συνδέει τις στροφές του κινητήρα με την έξοδο του συστήματος, δηλαδή του Thrust του, είναι ισχυρώς μη γραμμική. Ωστόσο, λόγω του εσωτερικού του ελέγχου της ECU αυτή η μη γραμμικότητα στα στατικά χαρακτηριστικά αυτών των δύο αντισταθμίζεται από μία εξίσου μη- γραμμικότητα μεταξύ της εισόδου PWM και των στροφών RPM. Όλα αυτά φαίνονται από τα σχήματα 4.6 και 4.7 και θα γίνουν σαφέστερα στην πορεία. Έτσι παρουσιάζεται αυτή η γραμμικότητα, στα στατικά χαρακτηριστικά μεταξύ της εισόδου PWM και της εξόδου Thrust Αντίστροφες σχέσεις PWM-RPM-THRUST Για τον καλύτερο έλεγχο του κινητήρα από τον μικροελεγκτή μας διαφάνηκε η ανάγκη να εξαχθούν και οι αντίστροφες σχέσεις που συνδέουν τις τρείς παραμέτρους του κινητήρα, δηλαδή της εισόδου PWM, των στροφών του κινητήρα RPM και της εξόδου Thrust. Αυτές παρουσιάζονται στο σχήμα 4.11 με την σειρά που παρουσιάστηκαν και οι αντίστοιχες ορθές σχέσεις. Από το σχήμα 4.11 φαίνεται ότι ομοίως οι σχέσεις μεταξύ του PWM με το RPM και του RPM με το Thrust είναι ξεκάθαρα μη γραμμικές, σε αντίθεση με την σχέση μεταξύ PWM με Thrust η οποία είναι γραμμική. Το πρώτο σχήμα δείχνει την συνάρτηση που δέχεται τις στροφές και δίνει την είσοδο PWM, η δεύτερη δέχεται το Thrust και δίνει τις στροφές και η τρίτη δέχεται το Thrust και δίνει την είσοδο. Όλη αυτή η επεξεργασία διενεργήθηκε από την ανάγκη να μελετήσουμε περαιτέρω το σύστημα του κινητήρα (μεταβατικά χαρακτηριστικά, κτλ) μη χρειάζοντας κάθε φορά να γνωρίζουμε την είσοδο που πρέπει να δώσουμε στον κινητήρα(pwm) ώστε να έχουμε την κατάλληλη έξοδο που επιθυμούμε(thrust). O ελεγκτής μας έτσι θα αντιστοιχεί αυτόματα και θα παράγει αυτός το απαραίτητο PWM για το επίπεδο ώσης που επιθυμούμε.

70 Κινητήρας JetCat P20 70 Σχήμα 4.11α : Αντίστροφη χαρακτηριστική σχέση PMW RPM Σχήμα 4.11b : Αντίστροφη χαρακτηριστική σχέση RPM Thrust Σχήμα 4.11c : Αντίστροφη χαρακτηριστική σχέση PMW Thrust

71 Κινητήρας JetCat P Μεταβατική Λειτουργία κινητήρα Διεξαγωγή Πειραμάτων Για να καταστεί εφικτό να πραγματοποιήσουμε, με ασφαλή τρόπο, τα πρώτα πειράματα σχετικά με την μεταβατική συμπεριφορά του κινητήρα χρειάστηκε να μεταβούμε με τον κινητήρα στο Εργαστήριο Θερμοκινητήρων του τμήματος Μηχανολόγων και Αεροναυπηγών Μηχανικών. Στο συγκεκριμένο εργαστήριο, στα πλαίσια παλαιότερης διπλωματικής, είχε αναπτυχθεί ειδικός δοκιμαστήριο - θάλαμος για την λειτουργία στροβιλοκινητήρων. Η συγκεκριμένη διάταξη φαίνεται στο Παράρτημα Β και αποτελείται από βάση στήριξης του κινητήρα, αγωγό εξόδου καυσαερίων, θάλαμο ηχομόνωσης και σύστημα μέτρησης ώσης του κινητήρα. Το σύστημα μέτρησης ώσης της κατασκευής αποτελείται από τον μεταλλάκτη δύναμης LOAD CELL GEFRAN OC-K2D-C3 και τον ενισχυτή μετατροπέα GEFRAN CIR-N-2-M. Η βασική ιδέα της μέτρησης της ώσης βασίζεται στην ιδέα ότι η βάση στήριξης του κινητήρα δύναται να κινείται οριζόντια με σχεδόν μηδενική τριβή με χρήση ειδικού αυτοσχέδιου μηχανισμού αποτελούμενο από ένα έδρανο κύλισης οδηγούμενο επί δύο χαλύβδινων οδηγών. Έτσι, όντας ο κινητήρας σε λειτουργία και παράγοντας ώση τείνει να μετακινήσει κατά τον άξονά του την μεταλλική του βάση. Αυτή η μετακίνηση μετριέται από το σύστημα μέτρησης και μετατρέπεται σε ανάλογα σήματα τάσης στην εξόδου του μετρητή. Ουσιαστικά το σύστημα μέτρησης μετράει την κύλιση της βάσης και την μετατρέπει σε μετρούμενη ώση. Η όλη διάταξη αποτελούσε την καλύτερη δυνατή μέθοδο και κατασκευή ώστε να επιτυγχάνεται η όσο πιο δυνατόν ακριβής μέτρηση, η αντοχή των υλικών στις υψηλές θερμοκρασίες, η όσο το δυνατόν πιο ελεύθερη κύλιση του κινητήρα χωρίς τριβές και η οικονομία των υλικών. Αξίζει να σημειωθεί ότι η συγκεκριμένη διάταξη κατασκευάστηκε για πειράματα πάνω σε έναν jet κινητήρα του Εργαστηρίου Θερμοκινητήρων με δυνατότητα παραγωγής ώσης έως και 164 Ν. Επομένως η διεξαγωγή πειραμάτων με την δικιά μας τουρμπίνα, η οποία έχει δυνατότητα παραγωγής ώσης μέχρι 24 Ν, σε αυτό το περιβάλλον επέφερε σημαντικά προβλήματα στην ανάκτηση των μετρήσεων, γεγονός που θα μας απασχολήσει στην συνέχεια. Η έξοδος του μετρητή συνδέεται με την σειρά της σε μία από τις αναλογικές εισόδους του μικροελεγκή μας Arduino UNO έτσι ώστε να μπορούμε να καταγράψουμε αυτά τα σήματα τάσης.ο Arduino UNO διαβάζει την αναλογική είσοδο και επιστρέφει μία τιμή από 0 μέχρι 1023 η οποία αντιστοιχεί σε τιμή τάσης από 0 μέχρι 5 V. Επομένως η διαδικασία της ανάγνωσης από τον Arduino επιφέρει ένα σφάλμα διακριτοποίησης της τάξης των 4.9 mv ανά μέτρηση. Αυτό το σφάλμα όπως θα δούμε και στην συνέχεια δεν επιφέρει αξιόλογες επιπτώσεις στην τιμή της ώσης που τελικά μετράμε. Ο χρόνος ανάγνωσης του Arduino είναι 100 μsec ( δηλαδή αναγνώσεις το δευτερόλεπτο). Ομοίως η χρονική αυτή διάρκεια δεν επιφέρει επιπτώσεις στην διαδικασία του πειράματος καθώς όπως θα δούμε στην συνέχεια ο χρόνος δειγματοληψίας του Labview είναι 200 msec. Έτσι με κάποιους απλούς υπολογισμούς μπορούμε να βρούμε την μετρούμενη τάση στην αναλογική είσοδο του Arduino από το σύστημα μέτρησης. Ακόμη χρειαζόταν να γνωρίζουμε την αντιστοιχία των επιπέδων της Τάσης που διαβάζαμε από τον Arduino με την πραγματική μετρούμενη ώση. Δηλαδή να μεταφράσουμε την τάση που κατέγραφε η αναλογική είσοδος του Arduino σε Newton ώσης. Με κάποια απλά πειράματα με τον αισθητήρα προέκυψε η χαρακτηριστική ώσης Τάσης εξόδου του συστήματος μέτρησης και παρουσιάζεται στο σχήμα Το μέγιστο σφάλμα δειγματοληψίας που προκύπτει με βάση αυτήν την χαρακτηριστική είναι 9.8 gr ή Ν ανά μέτρηση.

72 Κινητήρας JetCat P20 72 Σχήμα 4.12 : Στατική χαρακτηριστική Τάσης και Ώσης συστήματος μέτρησης Απόκριση βραδέως μεταβαλλόμενης εισόδου. Στα πρώτα πειράματα της μεταβατικής λειτουργίας του κινητήρα προσπαθήσαμε με πολύ αργό ρυθμό να μεταβάλλουμε την είσοδο από 0% έως 100% και αντίστροφα. Με αυτόν τον τρόπο θέλαμε αφενός ώστε να δούμε την απόκριση της ώσης του κινητήρα αλλά και αφετέρου να επιβεβαιώσουμε την ορθή λειτουργία ολόκληρου του συστήματος μας (από τις εξισώσεις που έχουμε βρει μέχρι και το σύστημα μέτρησης). Τα δεδομένα της εισόδου PWM, των στροφών RPM της επιθυμητής ώσης καθώς και της πραγματικής ώσης που προέρχεται από το σύστημα μέτρησης συλλέγονταν από το Labview σε.txt ώστε να επεξεργασθούν στην συνέχεια με το πρόγραμμα Matlab. Στο σχήμα 4.13 διακρίνεται λεπτομερώς οι τιμές όλων των παραμέτρων. Αρχικά φαίνεται η είσοδος PWM που δώσαμε στον κινητήρα και οι αντίστοιχες στροφές RPM που προκύπτουν για αυτήν την είσοδο με βάση την σχέση 4.1. Είναι προφανής η μη γραμμική σχέση αυτών των δύο παραμέτρων του κινητήρα. Κατόπιν βλέπουμε το Thrust ref που προκύπτει από την σχέση 4.3 με βάση την είσοδο PWM που δώσαμε στην ECU. Εδώ είναι ξεκάθαρη η γραμμική σχέση που υπάρχει μεταξύ αυτών των δύο μεγεθών.

73 Κινητήρας JetCat P20 73 Σχήμα 4.13a : Είσοδος PWM και αντίστοιχες στροφές Σχήμα 4.13b : Απόκριση Thrust κινητήρα Σχήμα 4.13c : Απόκριση Thrust σε περιβάλλον Labview Το επιθυμητό thrust φαίνεται στο σχ. 4.12b με μπλε χρώμα ενώ το πραγματικό Thrust που προέκυψε από την ανάλυση των μετρήσεων διακρίνεται με κόκκινο χρώμα. Σε αυτό το σημείο παρατηρείται μια σημαντική απόκλιση ανάμεσα στο Thrust που επιθυμούμε, και που αυτό θα έπρεπε να προκύπτει στην πραγματικότητα, και σε αυτό που μας έδωσαν οι μετρήσεις. Αυτό το

74 Κινητήρας JetCat P20 74 πρόβλημα ακριβώς δείχνει και την δυσκολία πραγμάτωσης τέτοιων πειραμάτων. Το πρόβλημα αυτό οφείλεται αρχικά στο γεγονός ότι η τριβή μεταξύ της βάσης του κινητήρα και των χαλύβδινων αγωγών ήταν αδύνατον να μηδενιστεί γεγονός που εισήγαγε εκ των πραγμάτων ένα σφάλμα στις μετρήσεις. Άλλωστε, όπως ξαναείπαμε η συγκεκριμένη διάταξη είχε σχεδιαστεί για πειράματα με έναν κινητήρα 164 N σε αντίθεση με τον δικό μας κινητήρα των 24 Ν. Το συνολικό σφάλμα δείχνει να φτάνει τα 5.5 Ν. Μετά από κάποιες μηχανικές ρυθμίσεις τις διάταξης ώστε να εφάπτεται καλύτερα στο LOAD CELL του συστήματος μέτρησης επιτύχαμε να μειώσουμε στο μισό το σφάλμα των μετρήσεων της ώσης όπως φαίνεται στο σχήμα Ομοίως παρουσιάζουμε την είσοδο PWM που δώσαμε στο σύστημα, τις στροφές που προκύπτουν και το διάγραμμα της πραγματικής και της επιθυμητής ώσης. Σε αυτήν την περίπτωση το μέγιστο σφάλμα Τrust ref Thrust real είναι 2.8 Ν. Από αυτήν την ορθή επανάληψη του πειράματος μπόρεσαν να εξαχθούν χρήσιμα συμπεράσματα. Αρχικά γίνεται ξεκάθαρο πώς οι σχέσεις που έχουμε βρει ως τώρα έχουν βάση κι επαληθεύονται και από τα πειραματικά αποτελέσματα της ώσης. Ακόμη είδαμε ότι για αυτήν την αργή μεταβολή από 0% σε 100% και αντίστροφα με έναν σχετικά αργό ρυθμό (60 sec περίπου όλη η διάρκεια) η ώση ακολουθούσε ικανοποιητικά την επιθυμητή τιμή που δίναμε. Αν σε αυτήν την φάση των πειραμάτων παρουσιαζόταν πρόβλημα παρακολούθησης του κινητήρα της επιθυμητής τροχιάς θα σήμαινε είτε ότι έχουμε ένα πάρα πολύ αργό σύστημα είτε ότι έχουμε κάνει λάθος στην σύνδεση κινητήρα με σύστημα μέτρησης είτε ότι έχουμε λάθος στις σχέσεις που έχουμε εξάγει για τις παραμέτρους του συστήματος του κινητήρα. Επομένως φαίνεται να μπορούμε δίνουμε επιθυμητές τιμές ώσης στον κινητήρα και αυτός να προσπαθεί να τις ακολουθεί ανάλογα με την δυναμική του, ώστε να μπορέσουμε να την μελετήσουμε. Η δυναμική του κινητήρα μελετάται παρακάτω στην βάση και νέων πειραμάτων που διεξήχθησαν. Σχήμα 4.14α : Είσοδος PWM και αντίστοιχες στροφές.

75 Κινητήρας JetCat P20 75 Σχήμα 4.14b : Απόκριση Thrust κινητήρα με βελτιωμένη μέτρηση ώσης Το πρόβλημα του σφάλματος προέκυψε κυρίως λόγω της τριβής της βάσης του κινητήρα και με βάση τα πειραματικά αποτελέσματα είναι περίπου 11% Η παρακάτω γραφική είναι μια επεξεργασία των υπαρχόντων μετρήσεων ώστε να εξαλειφθεί το σφάλμα της τριβής και να δούμε την απόκριση που πραγματικά θα είχαμε. Συγκεκριμένα προσθέσαμε ένα ποσοστό της τάξης του 11% στην μετρούμενη τιμή της ώσης που πήραμε και προέκυψε το σχήμα Σχήμα 4.15 : Απόκριση Thrust κινητήρα εξαλείφοντας το σφάλμα της τριβής Απόκριση σε βηματικές εισόδους. Μέχρι τώρα στα πειράματα που τρέξαμε δώσαμε στον jet κινητήρα μία βραδέως μεταβαλλόμενη είσοδο από 0% έως 100% και αντίστροφα ώστε να διαπιστώσουμε ότι ο κινητήρας ακολουθεί την επιθυμητή ώση ( Thrust_ref ) που του δίνουμε. Από αυτό το σημείο και μετά πραγματοποιήθηκαν πειράματα με βηματικές εισόδους ώστε να δούμε μία πρώτη απόκριση του κινητήρα σε τέτοιες εισόδους. Συγκεκριμένα τρέξαμε δύο πειράματα αρκετών λεπτών. Και στα δύο πειράματα δόθηκαν στον κινητήρα μία μεγάλη ποικιλία βηματικών εισόδων, μεταβλητού πλάτους βηματικής, ώστε να καταγραφθούν αρκετές αποκρίσεις του κινητήρα σε όλες αυτές τις εισόδους. Τα αποτελέσματα των αποκρίσεων του κινητήρα καθώς και η επεξεργασία όλων αυτών των δεδομένων θα μας έδιναν μία πρώτη εικόνα της δυναμικής του κινητήρα. Τα δεδομένα από τα δύο πειράματα συλλέχτηκαν ομοίως μέσω του Labview σε αρχεία txt. και κατόπιν υπέστησαν

76 Κινητήρας JetCat P20 76 επεξεργασία με το Matlab ώστε να παρουσιαστεί η χρήσιμη πληροφορία τους. Συγκεκριμένα στο σχήμα 4.16 παρουσιάζονται οι βηματικές είσοδοι PWM, οι αντίστοιχες στροφές RPM και η απόκριση του Thrust στις διάφορες βηματικές εισόδους. Στο σχήμα του Thrust ref Thrust real έχει ληφθεί υπόψη και το σφάλμα που προκύπτει από την τριβή. Από το πρώτο σχήμα γίνεται για μια ακόμη φορά ξεκάθαρο το τι εννοούμε όταν θεωρούμε ότι υπάρχει μη- γραμμική σχέση μεταξύ PWM και RPM. Στην γραφική του Thrust ref Thrust real μπορούμε να δούμε την απόκριση της ώσης του κινητήρα στις διάφορες βηματικές εισόδους. Για τις συγκεκριμένες βηματικές προκύπτουν επιθυμητές τιμές ώσης γύρω από τα 10 Ν. Σχήμα 4.16a : Βηματικές είσοδοι PWM και αντίστοιχες στροφές RPM Σχήμα 4.16b: Απόκριση Thrust σε βηματικές εισόδους. Αρχικά, από το σχήμα 4.16b φαίνεται ότι η πραγματική τιμή της ώσης του κινητήρα ακολουθεί την επιθυμητή τιμή της με βάση την δυναμική του κινητήρα. Για την δυναμική του τώρα φαίνεται αρχικά ότι μιλάμε πιθανότατα για ένα σύστημα δευτέρας τάξης, με ζ περίπου ίσο με 1, καθώς παρατηρείται μια μικρή υπερύψωση στην απόκριση της ώσης. Ακόμη φαίνεται αρχικά για ένα σχετικά μη γρήγορο σύστημα από τις ταχύτητες των αποκρίσεων. Αυτό επιβεβαιώνεται και από την δεύτερη σειρά βηματικών εισόδων που δώσαμε στο σύστημα και φαίνονται στο σχήμα Πιο αναλυτικά το σύστημα θα μελετηθεί και παρακάτω.

77 Κινητήρας JetCat P20 77 Σχήμα 4.17a : Βηματικές είσοδοι PWM και αντίστοιχες στροφές RPM Σχήμα 4.17b: Απόκριση Thrust σε βηματικές εισόδους Σε αυτό το δεύτερο πείραμα βηματικών αποκρίσεων επιβεβαιώνεται η θεώρηση του ευσταθούς συστήματος δευτέρας τάξης λόγω της μικρής υπερύψωσης που παρατηρείται στις αποκρίσεις της ώσης. Η πραγματική δυναμική του κινητήρα αποτελεί ένα αντικείμενο αρκετής μελέτης που πραγματοποιείται στην συνέχεια. 4.4 Ο Jet κινητήρας Jetcat P20 ως σύστημα αυτομάτου ελέγχου Μοντέλο Ώσης jet κινητήρα Για την περαιτέρω διερεύνηση του συστήματος της τουρμπίνας, και κυρίως της δυναμικής του, αντιμετωπίσαμε τον κινητήρα σαν ένα «μαύρο κουτί» στο οποίο δώσαμε διάφορες εισόδους και από την απόκριση της εξόδου που καταγράψαμε προσπαθούμε να βρούμε το μαθηματικό μοντέλο του συστήματος. Για τα παραπάνω στοιχεία χρησιμοποιήθηκαν τα δεδομένα από τα πειράματα που εκτέθηκαν στην παράγραφο

78 Κινητήρας JetCat P20 78 Επίσης για την μελέτη του συστήματος του κινητήρα χρησιμοποιήσαμε τις δύο παρακάτω θεωρήσεις οι οποίες ισχύουν σχεδόν απόλυτα. Πρώτον, ότι η σχέση μεταξύ του σήματος εισόδου στον κινητήρα PWM και της εξόδου του Thrust είναι γραμμική ως προς τη στατική λειτουργία. Με αυτόν τον τρόπο έχουμε την δυνατότητα να θεωρήσουμε σαν είσοδο στον κινητήρα το Thrust Ref. που επιθυμούμε και όχι το PWM και να βρούμε την σχέση που συνδέει το επιθυμητό Thrust με το πραγματικό. Σε αυτήν την κατάσταση μας βοήθησαν οι στατικές σχέσεις της παραγράφου Ακόμη προκειμένου να είμαστε σίγουροι ότι μελετάμε την δυναμική του κινητήρα καθαρά θεωρούμε ότι δεν υπάρχει καθυστέρηση από την στιγμή που δίνουμε την είσοδο Thrust Ref. και την στιγμή που ο μικροελεγκτής παράγει το κατάλληλο σήμα PWM στην είσοδο του κινητήρα. Άρα τελικά εξασφαλίζουμε ότι το κέρδος μόνιμης κατάστασης είναι ίσο με ένα και επικεντρωνόμαστε στην δυναμική του συστήματος. Ο μικροελεγκτής σε συνεργασία με τον κώδικα του Labview αναλαμβάνουν με βάση το επιθυμητό Thrust να παράγουν το κατάλληλο PWM σήμα που αντιστοιχεί σε αυτήν την επιθυμητή τιμή Thrust. Ουσιαστικά θα μπορούσαν να μοντελοποιηθούν σαν ένας pre-amplifier με τιμή : Σχήμα 4.18: Μπλοκ Διάγραμμα κινητήρα Arduino για την μελέτη του συστήματος Για την «ανακάλυψη» του συστήματος του κινητήρα χρησιμοποιήθηκε το System Identification Toolkit του Labview. Με βάση τα δεδομένα της παραγράφου που δόθηκαν στον κώδικα του Labview αυτός ήταν ικανός να παράγει την συνάρτηση μεταφοράς του συστήματος του κινητήρα. Η συνάρτηση μεταφοράς που μας έδωσε το Labview είναι η ακόλουθη: H παραπάνω συνάρτηση μεταφοράς απεικονίζει ένα ευσταθές σύστημα δευτέρας τάξης με δύο μιγαδικούς πόλους. Ωστόσο τo παραπάνω μοντέλο καταδεικνύει και την αργή απόκριση του συγκεκριμένου συστήματος του κινητήρα. Συγκεκριμένα οι πόλοι του παραπάνω συστήματος φαίνονται στο παρακάτω διάγραμμα και είναι οι εξής: s= ± 2.17 * i (4.4)

79 Κινητήρας JetCat P20 79 Σχήμα Πόλοι συστήματος Thrust Ακόμη με χρήση του Labview έγινε προσπάθεια ταυτοποίησης και επαλήθευσης του συγκεκριμένου μοντέλου ως συνάρτηση μεταφοράς του jet κινητήρα. Συγκεκριμένα, δώσαμε σαν είσοδο σε αυτό το μοντέλο την είσοδο από τα πειράματα της προηγούμενης παραγράφου και καταγράψαμε κατά πόσο η υποτιθέμενη έξοδος της ταίριαζε στην έξοδο που είχαμε καταγράψει στα πειράματα. Τα αποτελέσματα αυτής της ανάλυσης φαίνονται παρακάτω..

80 Κινητήρας JetCat P20 80 Σχήμα 4.20.Επαλήθευση μοντέλου συστήματος Στο πρώτο σχήμα διακρίνεται το αποτέλεσμα της προσομοίωσης για όλες τις τιμές του προηγούμενου πειράματος. Σε γενικές γραμμές δείχνει η έξοδος της προσομοίωσης να ακολουθεί την πραγματική έξοδο. Ωστόσο στα δύο επόμενα σχήματα γίνεται σαφές ότι η προσομοίωση ακολουθεί την πραγματική έξοδο για όλες τις μεταβολές της εισόδου. Συγκεκριμένα ενώ για την μεταβολή από τα 10 στα 15 Ν η προσομοίωση είναι αρκετά ικανοποιητική για τις μικρότερες μεταβολές του τρίτου σχήματος η απόκλιση του μοντέλου είναι εμφανής. Έτσι, από όλη αυτήν την διαδικασία πιστοποίησης του μοντέλου, προκύπτει αβίαστα το συμπέρασμα ότι η δυναμική του εν λόγω κινητήρα δεν είναι γραμμική. Συγκεκριμένα ο χρόνος ανύψωσης για τις μεταβολές του δεύτερου σχήματος 4.20 είναι περίπου 700 msec ενώ για αυτές του τρίτου σχήματος είναι περίπου 300 msec. Εφόσον δεν έχουμε μία σταθερή δυναμική στο σύστημα δεν μπορούμε να μιλάμε επομένως για γραμμικό σύστημα Μοντέλο Στροφών jet κινητήρα Με βάση τα αποτελέσματα της προηγούμενης παραγράφου δεν μπορούμε να βγάλουμε συγκεκριμένο μοντέλο για το σύστημα του κινητήρα, διότι η δυναμική της απόκρισης του Thrust δεν είναι σταθερή. Προκειμένου όμως να μελετήσουμε περαιτέρω το σύστημα του κινητήρα χρησιμοποιήσαμε την ένδειξη των στροφών του (RPM). Οι στροφές ανά λεπτό του κινητήρα (συγκεκριμένα του συμπιεστή του κινητήρα) είναι ένα μέγεθος το οποίο καταγράφεται με ειδικό αισθητήρα και συλλέγεται από την ECU έτσι ώστε να υλοποιεί αποτελεσματικά τον εσωτερικό της έλεγχο. Ωστόσο αυτή η τιμή των στροφών δεν δίνεται απευθείας από την ECU στον χρήστη. Ουσιαστικά η ECU επικοινωνεί με το GSU (Ground Support Unit) και ανταλλάσουν μεταξύ τους πληροφορίες τόσο κατά την διάρκεια λειτουργίας του κινητήρα όσο και στατικά. Οι πληροφορίες που ανακτά από την ECU το GSU παρουσιάζονται στον χρήστη μέσω της οθόνης του GSU. Μέρος αυτών των πληροφοριών που ανταλλάσουν είναι και οι στροφές του κινητήρα που μετράει η ECU και παρουσιάζει στον χρήστη το GSU. Επομένως, προκειμένου να ανακτήσουμε την πληροφορία των στροφών του κινητήρα σε πραγματικό χρόνο χρειάστηκε επομένως να επέμβουμε στην διαδικασία αυτή της επικοινωνίας. Η μέθοδος για το διάβασμα των στροφών του κινητήρα παρουσιάζεται στο παράρτημα Β.

81 Κινητήρας JetCat P20 81 Τελικά η πραγματική τιμή των στροφών του κινητήρα διαβάζεται και καταγράφεται κάθε στιγμή από το Labview. Προκειμένου να μελετήσουμε περαιτέρω το σύστημα του κινητήρα και συγκεκριμένα την απόκριση των στροφών του σε μια επιθυμητή είσοδο υιοθετήσαμε και πάλι την λογική του μαύρου κουτιού. Σε αυτήν την περίπτωση δίναμε μια επιθυμητή είσοδο στο σύστημα και χρησιμοποιούσαμε την πραγματική τιμή των στροφών που διαβάζαμε σαν έξοδο του συστήματος. Σχήμα 4.21 Μπλοκ Διάγραμμα μελέτης συστήματος RPM Στην συγκεκριμένη περίπτωση βέβαια, με βάση τα όσα αναφέρθηκαν στην ενότητα η σχέση που συνδέει την είσοδο PWM με τις στροφές του κινητήρα RPM είναι μη- γραμμική. Επομένως δεν υπάρχει μία σταθερή τιμή σαν κέρδος μεταξύ αυτών των δύο παραμέτρων του συστήματος. Για αυτόν τον λόγο «χωρίσαμε» την σχέση αυτήν σε επιμέρους σχεδόν γραμμικές σχέσεις. Για την επίτευξη αυτού του σκοπού χρησιμοποιήθηκε το εργαλείο «Curve Fitting» του Μatlab. O διαχωρισμός αυτών των δύο μεγεθών σε επιμέρους γραμμικές σχέσεις φαίνεται στο παρακάτω σχήμα Στο πρώτο σχήμα διακρίνεται ο διαχωρισμός της γραφικής των στροφών συναρτήσει της εισόδου σε τέσσερα επιμέρους τμήματα, για κάθε ένα από τα οποία προκύπτει μία γραμμική σχέση μεταξύ αυτών των δύο μεγεθών. Με βάση αυτό το γράφημα προέκυψαν οι τέσσερις επιμέρους σχέσεις κι έτσι με τον ίδιο τρόπο όπως και με το Thrust για κάθε επιθυμητό αριθμό στροφών ο μικροελεγκτής και ο κώδικας σε Labview φρόντιζαν να παράγουν την κατάλληλη είσοδο PWM που αντιστοιχούσε σε αυτόν τον αριθμό των στροφών. Επομένως για κάθε περιοχή λειτουργίας στροφών ο μικροελεγκτής χρησιμοποιούσε διαφορετική σχέση για την παραγωγή του επιθυμητού PWM. Στο δεύτερο γράφημα παρουσιάζεται η σχέση μεταξύ της εισόδου και του Thrust για τα αντίστοιχα επιμέρους τμήματα.

82 Κινητήρας JetCat P20 82 Σχήμα 4.22Επί μέρους γραμμικές προσεγγίσεις σχέσης RPM-PWM Κατόπιν έγιναν τα πρώτα πειράματα μελέτης του συστήματος του Jet κινητήρα ως προς τις στροφές του. Τα αποτελέσματα παρατίθενται στα παρακάτω σχήματα. Σχήμα 4.23a :Αρχικές αποκρίσεις RPMref -RPMreal Σχήμα 4.23b :Αντίστοιχο PWM σήμα εισόδου

83 Κινητήρας JetCat P20 83 Πρώτα συμπεράσματα που προκύπτουν με βάση αυτές τις βηματικές εισόδους είναι ότι και η δυναμική των στροφών του κινητήρα παρουσιάζει ιδιαίτερα αργή απόκριση. Προφανώς το σύστημα είναι ευσταθές λόγω του εσωτερικού ελέγχου του. Οι χρόνοι ανύψωσης κυμαίνονται γύρω στα 700 msec με 1 sec και παρατηρείται μια αρχική καθυστέρηση (delay) στην απόκριση των στροφών της τάξης των 600 msec. Στο δεύτερο σχήμα φαίνονται οι αντίστοιχες είσοδοι PWM που παρήγαγε ο μικροελεγκτής για τις αντίστοιχες επιθυμητές στροφές. Στο παρακάτω σχήμα παρουσιάζεται η απόκριση των στροφών σε αρκετά γρήγορες μεταβολές της εισόδου γύρω από τις στροφές. Φαίνεται ότι ο κινητήρας αδυνατεί να ακολουθήσει αυτές τις γρήγορες μεταβολές της εισόδου και σε κάποια σημεία σχεδόν δεν μεταβάλλεται καθόλου. Σχήμα 4.24 :Απόκριση RPMref- RPMreal σε γρήγορες μεταβολές εισόδου Μοντέλο Στροφών jet κινητήρα γύρω από τις στροφές. Για να αναγνωριστεί το σύστημα του κινητήρα ως προς τις στροφές καταγράψαμε διάφορες βηματικές αποκρίσεις γύρω από το σημείο λειτουργίας των RPM. Οι αποκρίσεις των στροφών παρουσιάζονται στο επόμενο σχήμα. Σχήμα 4.25 :Απόκρισεις RPMref- RPMreal σε βηματικές εισόδους γύρω από τις

84 Κινητήρας JetCat P20 84 Με βάση τα παραπάνω αποτελέσματα χρησιμοποιήσαμε το «System Identification Toolkit» του Labview έτσι ώστε να κάνουμε μία προσέγγιση της συνάρτησης μεταφοράς των στροφών. Το αποτέλεσμα που μας έδωσε το Labview είναι το παρακάτω. Πρόκειται για ένα σύστημα δευτέρας τάξης με δύο μιγαδικούς πόλους. Το σύστημα παρουσιάζει μία καθυστέρηση 600 msec. Η υπερύψωση του συστήματος είναι μικρότερη από 5% και ο χρόνος ανύψωσης περίπου 700 msec. Η φυσική ιδιοσυχνότητα του συστήματος και ο συντελεστής απόσβεσης του είναι οι ακόλουθοι: ωn = 2.96 ζ.7 (4.5) Οι πόλοι του συστήματος στο μιγαδικό επίπεδο φαίνονται στο παρακάτω σχήμα. Σχήμα 4.26 :Πόλοι συστήματος RPM γύρω από τις Μοντέλο Στροφών jet κινητήρα γύρω από τις στροφές Με βάση τα όσα αναφέρθησαν στην προηγούμενη παράγραφο ανακαλύψαμε το μοντέλο των στροφών του κινητήρα γύρω από την περιοχή των RPM. Με την ίδια μέθοδο έγινε προσπάθεια για μοντελοποίηση των στροφών και γύρω από την περιοχή των RPM. Οι βηματικές που δόθηκαν στον κινητήρα και οι αντίστοιχες αποκρίσεις φαίνονται στο παρακάτω σχήμα.

85 Κινητήρας JetCat P20 85 Σχήμα 4.27 :Απoκρίσεις RPMref- RPMreal σε βηματικές εισόδους γύρω από τις Το αντίστοιχο μοντέλο που προέκυψε από αυτήν την ανάλυση με τα εργαλεία του Labview είναι το ακόλουθο: Και αυτό το μοντέλο παρουσιάζει ομοίως ένα ευσταθές σύστημα δευτέρας τάξης με δύο μιγαδικούς πόλους. Η υπερύψωση του συστήματος είναι μικρότερη από 3% και ο χρόνος ανύψωσης περίπου 630 msec Οι αντίστοιχες τιμές ιδιοσυχνότητας και συντελεστή απόσβεσης είναι οι εξής: ωn = 3.97 ζ.8 Τα δύο συστήματα φαίνεται να παρουσιάζουν αρκετές ομοιότητες μεταξύ τους. Σε αυτήν την περίπτωση όμως φαίνεται ότι το σύστημα έχει ελαφρώς ταχύτερη απόκριση και αυτό αποδεικνύεται από την θέση των πόλων στο μιγαδικό επίπεδο. (4.6) Σχήμα 4.28 :Πόλοι συστήματος RPM γύρω από τις

86 Κινητήρας JetCat P Μοντέλο Στροφών jet κινητήρα στις πολύ χαμηλές στροφές στροφές Η ίδια διαδικασία ακολουθήθηκε και για μοντέλο του συστήματος στις πολύ χαμηλές για τον κινητήρα στροφές ούτως ώστε να έχουμε μία πιο ολοκληρωμένη άποψη για το μοντέλο του, καλύπτοντας όλα τα επίπεδα στροφών λειτουργίας του. Σχήμα 4.29 :Απoκρίσεις RPMref- RPMreal σε βηματικές εισόδους γύρω από τις Εφαρμόζοντας την ίδια μέθοδο των βηματικών μεταβολών στην είσοδο και χρησιμοποιώντας τα ίδια εργαλεία του Labview καταλήξαμε στο παρακάτω μοντέλο: Το συμπέρασμα που προκύπτει τόσο από το παραπάνω μοντέλο όσο και από τις αποκρίσεις του κινητήρα είναι ότι η δυναμική των στροφών του σε αυτό το επίπεδο είναι εμφανώς πιο αργή σε σύγκριση με τα προηγούμενα. Ακόμη η υπερύψωση του σχεδόν εξαλείφεται κι επομένως τείνει να προσομοιαστεί με σύστημα πρώτης τάξης με πραγματικούς και όχι μιγαδικούς πόλους. (4.7) Οι αντίστοιχες τιμές ιδιοσυχνότητας και συντελεστή απόσβεσης είναι οι εξής: ωn = 1.6 ζ.97 Ενώ και οι πόλοι του μοντέλου μας αναδεικνύουν την αρκετά πιο αργή απόκριση του.

87 Κινητήρας JetCat P Chirp σήμα εισόδου Σχήμα 4.30 :Πόλοι συστήματος RPM γύρω από τις Πέραν των βηματικών εισόδων δόθηκε στο σύστημα του κινητήρα και ένα chirp σήμα προκειμένου να μελετηθεί η απόκριση των στροφών ως προς την συχνότητα. Στα παρακάτω σχήματα βλέπουμε το Bode διάγραμμα για το μοντέλο του κινητήρα γύρω από τις RPM τόσο συναρτήσει της συχνότητας σε Hz όσο και σε rad/sec. Σχήμα 4.31 :Bode Διάγραμμα συστήματος RPM γύρω από τις

88 Κινητήρας JetCat P20 88 Γίνεται ξεκάθαρο από αυτά τα δύο Bode διαγράμματα ότι η δυναμική του κινητήρα δεν μας επιτρέπει να δώσουμε υψηλής συχνότητας είσοδο στο σύστημα. Φαίνεται ότι μετά τα 4 Ηz η απόκριση θα έχει πέσει στο 0,01 της εισόδου(-40 db). Με βάση και το μοντέλο που έχουμε βρει μετά την συχνότητα των 0,5 Ηz η απόκριση μειώνεται ραγδαία λόγω του διπλού πόλου. Στο παρακάτω σχήμα φαίνεται μία προσομοίωση της απόκρισης αυτού του μοντέλου σε ένα chirp σήμα με αρχική συχνότητα 0.2 Ηz και τελική συχνότητα τα 2 Hz γύρω από τις RPM. Γίνεται ξεκάθαρο ότι ήδη από το 1 Hz και μετά το πλάτος της απόκρισης έχει μειωθεί αρκετά. Σχήμα 4.32 :Προσομοίωση Chirp απόκρισης συστήματος RPM γύρω από τις Αντίστοιχα στο παρακάτω σχήμα διακρίνουμε την απόκριση του συστήματος του κινητήρα σε ένα αντίστοιχο πραγματικό chirp σήμα που του δώσαμε στην είσοδο. Λόγω μη καλής επικοινωνίας με την ECU της τουρμπίνας χάθηκαν κάποια δεδομένα από την καταγραφή κατά το πείραμα κι έτσι παρουσιάζονται κάποια κενά στην παρακάτω γραφική. Τα σημεία που χρήζουν σχολιασμού είναι τα εξής: Η απόκριση της εξόδου των RPM ακολουθεί ικανοποιητικά την είσοδο μόνο στην πολύ χαμηλές συχνότητες (0,1 0,5 Ηz) Το πλάτος της εξόδου ομοίως στο 1 Hz έχει μειωθεί αρκετά Μετά τα 2 Ηz σχεδόν το πλάτος σχεδόν μηδενίζεται. Επομένως φαίνεται ότι το μοντέλο που έχουμε βρει για τις στροφές ανταποκρίνεται ικανοποιητικά στο πραγματικό. Σχήμα 4.33 : Πραγματική Chirp απόκριση συστήματος RPM γύρω από τις

89 Κινητήρας JetCat P Συμπεράσματα εκτιμήσεις για το σύστημα του κινητήρα. Με βάση τα όσα έχουν αναφερθεί για τον τρόπο λειτουργίας ενός στροβιλοκινητήρα σε συνδυασμό και με την διερεύνηση και την ανάλυση που έγινε πάνω στο σύστημα της τουρμπίνας εξήχθησαν ενδιαφέροντα συμπεράσματα. Αρχικά, ενώ στους κλασσικούς ελικοφόρους κινητήρες η ώση που παράγεται εξαρτάται από τις στροφές του κινητήρα και τα χαρακτηριστικά της έλικας, στους στροβιλοκινητήρες τα πράγματα είναι πιο σύνθετα. Η ώση ενός jet κινητήρα εξαρτάται από πολλούς παράγοντες. Προφανώς αντικείμενο αυτής της διπλωματικής δεν είναι να μελετήσει τα θερμοδυναμικά χαρακτηριστικά της τουρμπίνας. Ωστόσο, η στοιχειώδης φυσική ανάλυση μας λέει ότι η ώση ενός κινητήρα εξαρτάται από την μάζα του αέρα και του καυσίμου που εισέρχονται στην τουρμπίνα, την ταχύτητα εισροής τους (δηλαδή την ταχύτητα πτήσης του σκάφους) αλλά και την ταχύτητα εξόδου τους ως καυσαερίων μετά την καύση. Η ταχύτητα εξόδου είναι αυτή που σχετίζεται με την θερμοδυναμική του συστήματος. Η ταχύτητα εισόδου του αέρα θεωρούμε ότι είναι μηδέν καθώς ο κινητήρας δεν ίπταται. Επομένως το Thrust στην δικιά μας περίπτωση εξαρτάται κυρίως από την μάζα του αέρα που εισέρχεται και την μάζα του καυσίμου που εισέρχεται και καίγεται. Ουσιαστικά για να λειτουργεί ομαλά ο κινητήρας η σχέση της μάζας του εισερχόμενου αέρα και του εισερχόμενου καυσίμου πρέπει να είναι σχετικά σταθερή ώστε να επιτυγχάνεται σωστή μίξη αέρα και καυσίμου στον θάλαμο καύσης και κατά συνέπεια σωστή καύση. Επομένως πρώτο βήμα για να μεταβληθεί η ώση ενός τέτοιου κινητήρα είναι αρχικά να αυξηθεί η ροή καυσίμου στον θάλαμο καύσης. Ταυτόχρονα πρέπει να ξεκινήσει και η αύξηση της ροής αέρα στον θάλαμο καύσης ώστε να διατηρηθεί σταθερό το ποσοστό αυτών των δύο που αναφέραμε. Η μάζα του αέρα τώρα που εισέρχεται εξαρτάται από την θερμοκρασία του αέρα και το υψόμετρο που δουλεύει ο κινητήρας. Δηλαδή η ώση τελικά που παράγει ένας κινητήρας μεταβάλλεται και από αυτούς τους δύο παράγοντες. Συγκεκριμένα, σε σταθερή ροή καυσίμου και αέρα, αν μειωθεί η θερμοκρασία του αέρα τότε περισσότερη μάζα αέρα θα εισέρχεται στον κινητήρα και επομένως θα παράγεται περισσότερη ώση με αποτέλεσμα την ανάγκη και για περισσότερη κατανάλωση καυσίμου. Αντίστοιχα, αν το υψόμετρο αυξηθεί η πυκνότητα του αέρα θα μειωθεί και επομένως θα μειωθεί η ώση. Οι σύγχρονοι ελεγκτές κινητήρων λαμβάνουν υπόψη όλους αυτούς του παράγοντες κατά τον έλεγχο τους. Στους πραγματικούς κινητήρες αεροσκαφών η είσοδος στον ελεγκτή είναι το σήμα που δίνει ο χειριστής του αεροπλάνου μέσω ενός μοχλού που λέγεται Lever Control. Αντίστοιχα, στις μοντελιστικές τουρμπίνες όπως ο JetCat P20 είσοδός μας είναι το PWM σήμα που δίνουμε στο Throttle κανάλι της ECU το οποίο μεταφράζεται σε μία τιμή από 0-100%. Στους παλαιότερους κινητήρες το σήμα εισόδου σχετιζόταν γραμμικά με τις στροφές του κινητήρα λόγω μηχανολογικής ευκολίας. Αυτό όμως επέφερε μη γραμμικότητα στην σχέση της εισόδου με την ώση των κινητήρων το οποίο οδηγούσε σε σύγχυση τους χειριστές αεροσκαφών. Αυτό άλλαξε στην συνέχεια κι έτσι το σήμα εισόδου στον κινητήρα συνδέθηκε γραμμικά με την παραγόμενη ώση του κινητήρα. Έτσι ο ελεγκτής αναλάμβανε να ρυθμίζει τις στροφές (RPM) του κινητήρα ανάλογα με την επιθυμητή ώση. Στον δικό μας μοντελιστικό κινητήρα όπως είδαμε η σχέση της εισόδου με το Thrust είναι γραμμική σε αντίθεση με την σχέση εισόδου RPM. Επομένως η είσοδος στους Jet κινητήρες αποτελεί ένα συμβατικό μέγεθος που δείχνει στον ελεγκτή το επιθυμητό επίπεδο ώσης που επιθυμεί ο χειριστής. Τότε οι ελεγκτές αναλαμβάνουν

90 Κινητήρας JetCat P20 90 να ρυθμίσουν την ροή καυσίμου με βάση αυτήν την επιθυμητή ώση. Μεταβάλλοντας την ροή καυσίμου όμως είναι υποχρεωμένοι να ρυθμίσουν κατάλληλα και τις στροφές του κινητήρα ώστε η σχέση μεταξύ εισερχόμενου καυσίμου και εισερχόμενου αέρα να είναι σταθερή για να επιτευχθεί ομαλή καύση η οποία θα επιφέρει την επιθυμητή ώση. Ο ελεγκτής διαβάζει ακόμη και άλλες τιμές όπως θερμοκρασία εξόδου καυσαερίων, υψόμετρο κινητήρα και αναλόγως αναπροσαρμόζει τις στροφές και την ροή καυσίμου έτσι ώστε το Thrust να παραμένει σταθερό. Στην δικιά μας περίπτωση οι συνθήκες λειτουργίας του κινητήρα παραμένουν σταθερές. Επομένως σε συγκεκριμένη τιμή επιθυμητής ώσης οι τιμές ροής καυσίμου και RPM είναι προκαθορισμένες. Όλη η παραπάνω διαδικασία αποτελεί μια χρονοβόρα διαδικασία, λόγω ακριβώς και των πολλών στοιχείων που επιδρούν στην παραγωγή της ώσης, όπως η αντλία για την αύξηση ροής καυσίμου, ο κινητήρας για την ροή του αέρα αλλά και το ίδιο το θερμοδυναμικό φαινόμενο. Όλοι αυτοί οι παράγοντες επιφέρουν μια αρκετά αργή αλλά και μη γραμμική δυναμική στο σύστημα του κινητήρα μας. Αυτό έγινε ξεκάθαρο από όλα τα πειράματα που παρουσιάστηκαν στο συγκεκριμένο κεφάλαιο. Όλα τα μοντέλα που ανακαλύφθηκαν με βάση τις αποκρίσεις όλως των πειραμάτων μαρτυρούν αυτό το γεγονός. Καταλήγοντας, συγκρίνοντας το σύστημα του κινητήρα σαν σύστημα πρόωσης ενός UAV σε σχέση με το σύστημα BLDC-έλικας διαπιστώνουμε ότι η ώση ενός τέτοιου συστήματος είναι αρκετά «στιβαρή», σταθερή και αρκετά κατευθυντική. Αυτά τα στοιχεία αποτελούν αρκετά σημαντικούς παράγοντες ένα σύστημα πρόωσης ενός UAV. Οφείλονται κυρίως στο γεγονός ότι η τουρμπίνα εξάγει πολύ μικρή μάζα αέρα με αρκετά μεγάλη ταχύτητα, ενώ οι έλικες πολύ μεγάλη μάζα αέρα μικρότερης ταχύτητας. Ωστόσο η δυναμική του τείνει να το κάνει απαγορευτικό για χρήση σε τέτοιες εφαρμογές. Αν συγκριθεί με την δυναμική ενός ηλεκτρικού κινητήρα η απόσταση είναι τεράστια. Στο παρακάτω σχήμα παρουσιάζονται οι βηματικές αποκρίσεις του jet κινητήρα μας με βάση το μοντέλο των RPM και ενός BLDC κινητήρα που χρησιμοποιείται στο Εργαστήριο Αυτοματισμού και ρομποτικής ο οποίος χρησιμοποιείται σε εφαρμογές UAV. Σχήμα 4.34 :Σύγκριση Βηματικών αποκρίσεων Jet κινητήρα μας και BLDC

91 Οδηγούμενο Εκκρεμές 91 ΚΕΦΑΛΑΙΟ 5 Οδηγούμενο Εκκρεμές

92 Οδηγούμενο Εκκρεμές Οδηγούμενο εκκρεμές Μετά την διερεύνηση του κινητήρα JetCat P20 ως σύστημα, επόμενο στάδιο αυτής της Διπλωματικής ήταν η χρήση αυτού του προωθητικού συστήματος σε μία πραγματική εφαρμογή. Σκοπός αυτής της εφαρμογής θα ήταν η διερεύνηση των δυνατοτήτων του προωθητικού συστήματος της Τουρμπίνας όσον αφορά την ικανότητά της να ελέγξει την γωνία ενός ασταθούς συστήματος. Στα μοντέλα αλλά και στον έλεγχο των σύγχρονων UAV πολύ σημαντικό ρόλο παίζουν οι τρείς γωνίες roll, pitch, yaw. Οι ελεγκτές αυτών των αεροσκαφών χρησιμοποιούν συνδυαστικά τα εκάστοτε προωθητικά συστήματα του και τους δίνουν τις κατάλληλες εισόδους ελέγχου προκειμένου να κρατούν σταθερές αυτές τις γωνίες. Δηλαδή σε ένα ελικόπτερο UAV ο ελεγκτής ρυθμίζει ταυτόχρονα όλα προωθητικά συστήματα του UAV(συνήθως BLDC κινητήρες συνδεδεμένοι με έλικες) έτσι ώστε οι τρεις αυτές γωνίες να παίρνουν τις τιμές που χρειάζεται το UAV προκειμένου να εκτελέσει τις κινήσεις που επιθυμεί ο χρήστης. Οι ελεγκτές αναλύουν τις δυνάμεις και τις ροπές στους επιμέρους άξονες και έτσι υπολογίζουν τις εισόδους ελέγχου στα επιμέρους προωθητικά συστήματα. Επομένως, μία πολύ σημαντική λειτουργία ενός προωθητικού συστήματος είναι να είναι σε θέση να ελέγχει γρήγορα και ευσταθώς την γωνία ενός συστήματος πάνω στο οποίο είναι συνδεδεμένο με το παραγόμενο Thrust του. Σε αυτό το κεφάλαιο εξετάζουμε αυτές τις δυνατότητες του jet κινητήρα μας πάνω σε μία πραγματική εφαρμογή. Η εφαρμογή που χρησιμοποιούμε είναι το οδηγούμενο εκκρεμές. Το οδηγούμενο εκκρεμές είναι ένα κλασσικό εκκρεμές όπου στην μία άκρη του είναι συνδεδεμένο ένα προωθητικό σύστημα. Αυτό το προωθητικό σύστημα μπορεί να ασκήσει μία δύναμη ροπή στην μία πλευρά του εκκρεμούς κι έτσι να μεταβάλλει την γωνία του. Το όλο σύστημα του εκκρεμούς θυμίζει μια τραμπάλα στην πραγματικότητα. Στην δικιά μας περίπτωση το προωθητικό σύστημα είναι ο jet κινητήρας. Το οδηγούμενο εκκρεμές, έτσι όπως παρουσιάστηκε παραπάνω, φαίνεται στο σχήμα 5.1. Πάνω στο εκκρεμές έχουμε προσδέσει και τον ελεγκτή του κινητήρα και όλα τα απαραίτητα για αυτόν στοιχεία, όπως ECU, μπαταρία,αντλία, κτλ. Σκοπός αυτής της εφαρμογής ήταν να επιτευχθεί κατάλληλος έλεγχος της γωνίας του εκκρεμούς με χρήση του jet κινητήρα. Με αυτόν τον τρόπο θα βρούμε τα όρια και τις δυνατότητες ελέγχου που αποδίδει αυτός ο κινητήρας με βάση και την δυναμική του. Σχήμα 5.1a: Γραφική απεικόνιση οδηγούμενου Εκκρεμούς

93 Οδηγούμενο Εκκρεμές Μέτρηση γωνίας Εκκρεμούς Σχήμα 5.1b:Οδηγούμενου Εκκρεμούς με προσδεμένο κινητήρα Για να επιτευχθεί ο έλεγχος της γωνίας του εκκρεμούς πολύ σημαντικό βήμα αποτελεί η γνώση κάθε στιγμή αυτής της γωνίας. Έτσι χρειάστηκε να προσαρμόσουμε στο σύστημα του κινητήρα μικροελεγκτή κάποιο σύστημα μέτρησης γωνίας Τεχνολογία Αισθητήρων μέτρησης προσανατολισμού Τα τελευταία χρόνια έχει επιτευχθεί μεγάλη πρόοδος στην τεχνολογία των αισθητήρων (μεγαλύτερη ακρίβεια μετρήσεων και ταχύτεροι ρυθμοί δειγματοληψίας), γεγονός που έδωσε νέα ώθηση στον έλεγχο των UAV. Όλα τα σύγχρονα UAV έχουν προσαρμοσμένα πάνω τους συστήματα αισθητήρων προκειμένου να ελέγχουν τις τρείς γωνίες που αναφέραμε και κατά συνέπεια την πορεία του αεροσκάφους. Τα κύρια συστήματα αισθητήρων που χρησιμοποιούνται είναι επιταχυνσιόμετρα και γυροσκόπια. Η τεχνολογία που διέπει και τους δύο τύπους αισθητήρων ονομάζεται MEMS (Micro Electro Mechanical Systems) ή αλλιώς Μίκρο Ηλεκτρονικά - Μηχανολογικά Συστήματα. Και οι δύο τύποι αισθητήρων μπορεί να συνυπάρχουν πάνω σε μία IMU (Inertial Measurement Unit) και ο μικροελεγκτής να επικοινωνεί απευθείας με αυτήν συλλέγοντας όλες τις μετρήσεις ή μέσω μίας μεθόδου η IMU να υπολογίζει απευθείας τις τιμές των roll, pitch, yaw από τις μετρήσεις των επιμέρους αισθητήρων και να τις παρέχει στον ελεγκτή του αεροσκάφους. Στο σχήμα 5.1 διακρίνεται η πλακέτα ArduIMU v2 που χρησιμοποιείται σε εφαρμογές με μικροελεγκτές Arduino. Αντίστοιχα βέβαια όλοι οι τύποι αισθητήρων μπορούν να χρησιμοποιηθούν ξεχωριστά σαν ένα τυπωμένα κύκλωμα που προσαρμόζεται πάνω στα σταθερά Pin του μικροελεγκτή. Σχήμα 5.2: ArduIMU v2 Τα επιταχυνσιόμετρα χρησιμοποιούνται για την μέτρηση της γραμμικής ταχύτητας ενός κινούμενου συστήματος. Τα επιταχυνσιόμετρα είναι ηλεκτρομηχανικές συσκευές που έχουν την

94 Οδηγούμενο Εκκρεμές 94 δυνατότητα να μετρούν επιταχύνσεις που μπορεί να είναι είτε στατικές, όπως η επιτάχυνση της βαρύτητας, είτε δυναμικές. Αντίστοιχα για την μέτρηση της γωνιακής ταχύτητας χρησιμοποιούνται τα γυροσκόπια. Τα γυροσκόπια έχουν την δυνατότητα να μετρούν επιταχύνσεις ενός, δύο ή τριών αξόνων Επιλογή αισθητήρα μέτρησης γωνίας εκκρεμούς Τελικά για την μέτρηση της γωνίας του εκκρεμούς επιλέχθηκε ο αισθητήρας ADXL-335. Ο συγκεκριμένος αισθητήρας έχει την ικανότητα να μετρά επιταχύνσεις και στους τρείς άξονες και να υπολογίζει έτσι την γωνία σε κάθε έναν από τους τρείς άξονες xyz. O συγκεκριμένος αισθητήρας είναι αναλογικός, δηλαδή η έξοδός του είναι ένα αναλογικό σήμα τάσης μεταξύ 1.8 και 3.6 V. Αυτό σημαίνει ακόμη ότι ο συγκεκριμένος αισθητήρας προκειμένου να μας δίνει σωστές τιμές γωνίας χρειάζεται αν περάσει μέσα από μία διαδικασία καλιμπραρίσματος. Ο αισθητήρας ήταν συνδεδεμένος πάνω στα αναλογικά Pin του Arduino κι έτσι ο μικροελεγκτής διάβαζε τις τιμές εξόδου-τάσεις του αισθητήρα. Μετά το καλιμπράρισμά του αισθητήρα ο μικροελεγκτής μας ήταν ικανός να αντιστοιχεί στις τιμές της τάσης που διάβαζε τις αντίστοιχες πραγματικές τιμές των γωνιών. Τον τρόπο που ο μικροελεγκτής μας έστελνε την τιμή μέσω της σειριακής στον κώδικα του Labview προκειμένου να επιτευχθεί ο έλεγχος της γωνίας αναλύεται στο Παράρτημα Β. Ουσιαστικά, λόγω των ιδιαιτερότητας του συστήματος του ανάστροφου εκκρεμούς από τον αισθητήρα χρειαζόταν να διαβάζουμε μόνον την μία έξοδο του, δηλαδή μόνο την μία γωνία του άξονα x. O αισθητήρας ήταν συνδεδεμένος πάνω στο εκκρεμές κι έτσι μας ενδιέφερε να διαβάσουμε μόνο την γωνία του εκκρεμούς με τον κάθετο άξονα. Σχήμα 5.3: Αισθητήρας ADXL Βελτιστοποίηση ταχύτητας απόκρισης Jet κινητήρα. Κατά τα πρώτα πειράματα ελέγχου της γωνίας του εκκρεμούς με χρήση του κινητήρα αποδείχτηκε ότι η αργή δυναμική του κινητήρα δυσκολεύει αρκετά τον έλεγχο της γωνίας όλου του συστήματος. Δηλαδή ο κινητήρας αργεί αρκετά να ανταποκριθεί στα σήματα έλεγχου που παράγει ο ελεγκτής της γωνίας, δυσχεραίνοντας αρκετά το έργο του ελέγχου. Την αρκετά αργή δυναμική του jet κινητήρα μας, για τα δεδομένα των ελέγχου ενός UAV, την διαπιστώσαμε στο προηγούμενο κεφάλαιο. Ωστόσο μία σειρά αρχικών πειραμάτων ανέδειξε τις επιπτώσεις που εισάγει αυτή η δυναμική σε μία πραγματική εφαρμογή ελέγχου γωνίας. Οπότε διαφάνηκε η ανάγκη της βελτιστοποίησης της ταχύτητας απόκρισης του κινητήρα μέσω ενός δικού μας εξωτερικού βρόχου ελέγχου.

95 Οδηγούμενο Εκκρεμές 95 Συγκεκριμένα το σύστημα του κινητήρα έχει τον δικό του εσωτερικό έλεγχο που «τρέχει» μέσα στην ECU του κινητήρα. Αυτός ο έλεγχος είναι κλειστός σε εμάς, αλλά γνωρίζουμε ότι βασίζεται σε Fuzzy Λογική και ότι δέχεται σαν εισόδους το σήμα ελέγχου του χρήστη, τις στροφές του κινητήρα και την θερμοκρασία εξόδου των καυσαερίων. Μετά την υλοποίηση του ελέγχου ο ελεγκτής παράγει δύο σήματα εξόδου προς την αντλία και προς τον κινητήρα του συμπιεστή. To διάγραμμα του συστήματος ελεγκτή- Jet κινητήρα φαίνεται στο παρακάτω σχήμα. Σχήμα 5.4: Διάγραμμα ελεγκτή Jet κινητήρα Ο συγκεκριμένος ασαφής ελεγκτής καθιστά το όλο σύστημα του κινητήρα ευσταθές αλλά με αρκετά αργή απόκριση. Γι αυτόν τον σκοπό υλοποιήθηκε και ένας δεύτερος ελεγκτής ο οποίος μοναδικό σκοπό θα είχε την βελτίωση της ταχύτητας απόκρισης του κινητήρα. Το πρόβλημα της ρύθμισης των στροφών επιτυγχάνεται από τον εσωτερικό ελεγκτή, επομένως ο ελεγκτής οφείλει να επηρεάσει μόνο το κομμάτι της δυναμικής του συστήματος του κινητήρα. Το ολοκληρωμένο διάγραμμα του κινητήρα ECU και εξωτερικού ελέγχου παρουσιάζεται παρακάτω. Από εδώ και στο εξής το σύστημα ECU Jet Κινητήρα θα παρουσιάζεται σαν μία οντότητα για την καλύτερη διαγραμματική απεικόνιση. Ουσιαστικά θα παρουσιάζεται σαν ένα κλειστό ευσταθές σύστημα όπως το αντιμετωπίσαμε και στο προηγούμενο κεφάλαιο. Σχήμα 5.5: Διάγραμμα εξωτερικού ελέγχου Jet κινητήρα Υλοποίηση PID ελέγχου απόκρισης κινητήρα. Στην προσπάθεια εξεύρεσης ελεγκτή που θα βελτιώσει την ταχύτητα της απόκρισης του κινητήρα αρχικά επιλέχθηκε ο κλασσικός PID έλεγχος. Η μορφή του PID ελέγχου είναι η παρακάτω:

96 Οδηγούμενο Εκκρεμές 96 Πολύ σημαντικό στάδιο στην σχεδίαση ενός PID ελέγχου αποτελεί η εξεύρεση των κατάλληλων τιμών για τις τρείς παραμέτρους του ελεγκτή K p, K i, K d. Έχουν αναπτυχθεί διάφορες μέθοδοι για την ρύθμιση αυτών των παραμέτρων ανάλογα με τα χαρακτηριστικά που θέλει χρήστης να έχει το κλειστό σύστημα (ευστάθεια συστήματος, μηδενικό σφάλμα μόνιμης κατάστασης, μικρή υπερύψωση, λίγες ταλαντώσεις). Η μέθοδος Ziegler-Nichols με βάση την βηματική απόκριση αποτελεί την πιο διαδεδομένη μέθοδο ρύθμισης των παραμέτρων του PID ελεγκτή. Το διάγραμμα του ελέγχου PID φαίνεται στο παρακάτω σχήμα. Σε αυτό το διάγραμμα απουσιάζει η μετατροπή του RPMcontrol σήματος σε κατάλληλη PWM είσοδο, όπως και το κομμάτι που αναφέρεται στον Arduino. O λόγος είναι ότι στην προκειμένη περίπτωση δεν μας ενδιαφέρει τόσο αυτό το κομμάτι όσο αυτό του ελέγχου των στροφών. Σχήμα 5.6: Διάγραμμα PID εξωτερικού ελέγχου Jet κινητήρα Προκειμένου να βρούμε τον ιδανικό ελεγκτή χρησιμοποιήθηκε το PID Tuning εργαλείο του Matlab το οποίο με βάση το μοντέλο του συστήματος που εισάγουμε μας προσομοιάζει την απόκριση του κλειστού συστήματος για διάφορες τιμές των παραμέτρων του PID ελεγκτή. Σαν κριτήριο έλεγχου το εργαλείο του Matlab δέχεται την ταχύτητα απόκρισης. Επομένως για τις διάφορες τιμές του χρόνου απόκρισης το Matlab παράγει και διαφορετικές τιμές παραμέτρων για τον PID έλεγχο κι επομένως και διαφορετική έξοδο κλειστού συστήματος. Σαν μοντέλο αναφοράς χρησιμοποιήθηκαν τα αποτέλεσμα του προηγούμενου κεφαλαίου για το μοντέλο των στροφών του κινητήρα. Τα αποτελέσματα από διάφορες προσομοιώσεις φαίνονται στα παρακάτω σχήματα.

97 Οδηγούμενο Εκκρεμές 97 Σχήμα 5.7: Προσομοιώσεις αποκρίσεων με χρήση PID εξωτερικού ελέγχου Jet κινητήρα Το συμπέρασμα που προκύπτει από αυτές τις προσομοιώσεις είναι ότι όσο προσπαθούμε με τον PID να μειώσουμε τον χρόνο απόκρισης του συστήματος του κινητήρα τόσο αυξάνονται η υπερύψωση και οι ταλαντώσεις της εξόδου. Ακόμη και στην πρώτη περίπτωση της ελάχιστης υπερύψωσης ο χρόνος απόκρισης δεν δείχνει να μειώνεται. Τα παραπάνω συμπεράσματα επιβεβαιώνονται και από τα αποτελέσματα αρκετών πειραμάτων που διενεργήθηκαν στην προσπάθεια βελτίωσης της ταχύτητας του κινητήρα. Στο παρακάτω σχήμα διακρίνονται τα αποτελέσματα από αυτά τα πειράματα. Στο κάθε σχήμα φαίνονται το επιθυμητό σήμα, το σήμα ελέγχου του PID και το σήμα εξόδου με λευκό, πράσινο και κόκκινο χρώμα αντίστοιχα.

98 Οδηγούμενο Εκκρεμές 98 Σχήμα 5.8: Πραγματικές αποκρίσεις με χρήση PID εξωτερικού ελέγχου Jet κινητήρα Επομένως ο PID έλεγχος για ένα τέτοιο σύστημα δεν είναι ικανοποιητικός με βάση το κριτήριο της ταχύτητας που επιθυμούμε Υλοποίηση ανοιχτού βρόχου ελέγχου απόκρισης κινητήρα To αποτέλεσμα που θέλαμε να επιτύχουμε με την χρήση του εξωτερικού έλεγχου, δηλαδή η βελτίωση της δυναμικής του κινητήρα, μας κατεύθυνε προς την χρήση ενός διαφορετικού τύπου ελεγκτή, μετά και την αποτυχία υλοποίησης PID ελέγχου. Πρόκειται για έναν ελεγκτή ανοιχτού βρόχου της μορφής : Ο συγκριμένος ελεγκτής δέχεται σαν είσοδο την επιθυμητή είσοδο στροφών. Με βάση τις τιμές των παραμέτρων Gain, T lead, T lag παράγεται η έξοδος του ελεγκτή RPMcontrol η οποία έχει σκοπό με βάση την επιθυμητή είσοδο να δώσει μία κατάλληλη έξοδο ώστε να αλλάξει την δυναμική του συστήματος. Στην περίπτωση μας εμείς χρειαζόμαστε έναν ελεγκτή με Gain ίσο με 1 και παραμέτρους T lead, T lag τέτοιες ώστε το σύστημα μας να γίνει πιο γρήγορο. Το διάγραμμα αυτού του ελέγχου διακρίνεται παρακάτω. (5.1) Σχήμα 5.9: Διάγραμμα εξωτερικού ελέγχου Jet κινητήρα ανοιχτού βρόγχου

99 Οδηγούμενο Εκκρεμές 99 Για τον υπολογισμό των παραμέτρων του ελεγκτή ανοιχτού βρόχου χρησιμοποιήθηκαν τα μοντέλα που ανακαλύφθηκαν στο προηγούμενο κεφάλαιο για την δυναμική των στροφών του κινητήρα. Μετά από προσομοιώσεις στο Matlab η τελική μορφή του ανοιχτού ελεγκτή μας είναι η παρακάτω: Η έξοδος εαυτού του ελεγκτή σε βηματική είσοδο φαίνεται στο παρακάτω σχήμα. Ουσιαστικά αυτός ο ελεγκτής αναλαμβάνει να δώσει για ένα πολύ μικρό χρονικό διάστημα μία είσοδο αρκετά μεγαλύτερη από την πραγματική, σχεδόν τριπλάσια, στο σύστημα έτσι ώστε να το αναγκάσει να κινηθεί πιο γρήγορα προς την επιθυμητή τιμή. Ακόμη στο σχήμα 5.11 παρουσιάζεται η προσομοίωση της απόκρισης σε βηματική είσοδο του συστήματος κινητήρα χωρίς και με τον εξωτερικό ελεγκτή. Η βελτίωση της απόκρισης που πετυχαίνουμε με αυτόν τον ελεγκτή φτάνει περίπου τα 400 msec. Σχήμα 5.10: Απόκριση συστήματος με χρήση εσωτερικού ελεγκτή σε βηματική είσοδο Σχήμα 5.11:Προσομοίωση απόκρισης εξωτερικού ελέγχου Jet κινητήρα ανοιχτού βρόχου Έλεγχος γύρω από τις RPM Στα παρακάτω σχήμα παρουσιάζεται η πραγματική απόκριση των στροφών του κινητήρα χωρίς την χρήση του ελεγκτή στο πρώτο σχήμα και με χρήση του ελεγκτή στο δεύτερο σχήμα. Τα τρία σήματα που παρουσιάζονται άσπρο, κόκκινο και πράσινο χρώμα αποτελούν το σήμα ελέγχου, το

100 Οδηγούμενο Εκκρεμές 100 επιθυμητό σήμα και το πραγματικό σήμα αντίστοιχα. Στο συγκεκριμένο πείραμα ο κινητήρας βρισκόταν στην περιοχή λειτουργίας γύρω από τις RPM. Σχήμα 5.12:Πραγματική απόκριση συστήματος εξωτερικού ελέγχου Jet κινητήρα ανοιχτού βρόγχου γύρω από τις RPM Έλεγχος γύρω από τις RPM Ο συγκριμένος ελεγκτής χρησιμοποιήθηκε για κάθε επιθυμητή τιμή στροφών του κινητήρα παρά το γεγονός ότι ανάλογα με το επίπεδο των στροφών που δουλεύει ο κινητήρας η δυναμική του μεταβάλλεται. Όπως δείξαμε στο προηγούμενο κεφάλαιο το μοντέλο των στροφών του κινητήρα για κάθε επίπεδο στροφών λειτουργίας παρουσιάζει τα ίδια γενικά χαρακτηριστικά (σύστημα δευτέρας τάξης με μικρή υπερύψωση και αργή ταχύτητα απόκρισης). Επομένως η χρήση του συγκεκριμένου ελεγκτή ανοιχτού βρόχου συνίσταται σε κάθε επιμέρους περίπτωση. Στα παρακάτω σχήματα διακρίνεται ομοίως η απόκριση των στροφών του κινητήρα γύρω από τις RPM με τα αντίστοιχα σήματα. Στην δεύτερη περίπτωση, όπου χρησιμοποιούμε τον ελεγκτή στο σύστημα παρατηρούμε ότι το σύστημα γίνεται, όπως αναμενόταν, ελαφρώς ταχύτερο, ωστόσο αυξάνεται σε μικρό βαθμό η υπερύψωσή του. Σχήμα 5.13:Πραγματική απόκριση συστήματος γύρω από τις RPM

101 Οδηγούμενο Εκκρεμές 101 Σχήμα 5.14:Πραγματική απόκριση συστήματος γύρω από τις RPM με χρήση εξωτερικού ελέγχου ανοιχτού βρόγχου Δυναμική Ώσης Jet κινητήρα. Όπως αναφέρθηκε παραπάνω σκοπός αυτού του ελέγχου αποτελεί η βελτίωση της δυναμικής του κινητήρα κι επομένως του χρόνου απόκρισης του. Το σύστημά μας όμως έχει σαν πραγματική έξοδο της παραγόμενη ώση του κινητήρα. Οι έλεγχοι που πραγματοποιήσαμε μέχρι τώρα αφορούσαν την απόκριση των στροφών του κινητήρα για τις οποίες είχαμε την δυνατότητα να γνωρίζουμε την πραγματική τους τιμή. Οι στροφές του κινητήρα αποτελούν μία ενδιάμεση μεταβλητή στο όλο σύστημα του κινητήρα που συντελεί στο να παραχθεί η επιθυμητή ώση. Οπότε για να αναγνωρίσουμε την επιτυχία του έλεγχου που υλοποιήσαμε θα έπρεπε να γνωρίζουμε κάθε στιγμή και την τιμή της πραγματικής παραγόμενης ώσης του κινητήρα. Στην προκειμένη περίπτωση, η μόνη γνωστή πληροφορία που έχουμε είναι οι στροφές του κινητήρα. Σε αυτό το σημείο θα χρησιμοποιήσουμε τα συμπεράσματα της προηγούμενης παραγράφου. Με βάση αυτά γνωρίζουμε ότι η δυναμική των στροφών του κινητήρα είναι στενά συνδεδεμένη με την δυναμική της ώσης λόγω της αρχής λειτουργίας των στροβιλοκινητήρων αλλά και της μεθόδου ελέγχου που χρησιμοποιούν όλοι οι ελεγκτές jet κινητήρων. Ουσιαστικά οι στροφές του κινητήρα με την παραγόμενη ώση είναι δύο αλληλένδετα μεγέθη. Αυτή η παραδοχή μας επιτρέπει να θεωρήσουμε πως ο έλεγχος που πραγματοποιήσαμε στην προηγούμενη ενότητα προφανώς επηρεάζει την δυναμική του κινητήρα και όσον αφορά την παραγόμενη ώση. Δηλαδή θεωρούμε ότι η απόκριση της εξόδου του συστήματος του κινητήρα έγινε πιο γρήγορη με τον παραπάνω έλεγχο παρά το γεγονός ότι δεν γνωρίζουμε την πραγματική έξοδο του κινητήρα ώστε να επιβεβαιώσουμε τον παραπάνω συλλογισμό με αποτελέσματα. Ακόμη η παραπάνω παραδοχή μας επιτρέπει να χρησιμοποιήσουμε την γνώση των πραγματικών στροφών RPM που διαβάζουμε σε συνδυασμό με την μη γραμμική σχέση RPM Thrust που έχουμε ανακαλύψει ώστε να υπολογίζουμε κάθε στιγμή την πραγματική παραγόμενη ώση. Αυτή η παραδοχή δεν παρουσιάζει κάποιο πρόβλημα εφόσον η γκάμα στροφών που λειτουργούμε τον κινητήρα κινείται μέσα στα όρια γραμμικότητας που εισάγαμε στην ενότητα για την σχέση RPM και εισόδου PWM. Σκοπός της συγκεκριμένης επεξεργασίας είναι να μεταφέρουμε το επίπεδο του ελέγχου της γωνίας από τις στροφές που μας είναι γνωστές στην ώση που παράγει ο κινητήρας. Δηλαδή οι στροφές του κινητήρα RPM είναι ένα σημαντικό μέγεθος για την δυναμική του κινητήρα, αλλά στο σύστημα του εκκρεμούς η δύναμη είναι αυτή που επηρεάζει την γωνία του. Επομένως για

102 Οδηγούμενο Εκκρεμές 102 λόγους ευκολίας είναι προτιμότερο να χρησιμοποιήσουμε την παραπάνω σχέση ώστε να γνωρίζουμε κάθε στιγμή την παραγόμενη ώση. Το τελικό διάγραμμα όλης αυτής της διαδικασίας είναι το παρακάτω. Ο χρήστης δίνει την επιθυμητή τιμή ώσης. Αυτή περνάει μέσα από τον έλεγχο ανοιχτού βρόχου και κατόπιν μετατρέπεται σε κατάλληλο σήμα PWM το οποίο θα παράξει αυτήν την επιθυμητή ώση. Τέλος με βάση την σχέση που συνδέει τις στροφές RPM και το Thrust μεταφράζουμε τις πραγματικές στροφές σε πραγματική τιμή ώσης. Σχήμα 5.15: Ολοκληρωμένο Διάγραμμα εξωτερικού ελέγχου Jet κινητήρα ανοιχτού βρόγχου για την δυναμική της ώσης 5.4 Μοντέλο Οδηγούμενου Εκκρεμούς Με βάση τους νόμους του Νεύτωνα για την περιστροφική κίνηση του εκκρεμούς, η μαθηματική εξίσωση που διέπει το σύστημα του κινητήρα είναι η παρακάτω: όπου J είναι η ροπή αδράνειας του εκκρεμούς, c ο συντελεστής τριβής του εκκρεμούς, θ η γωνία που σχηματίζει ο άξονας του εκκρεμούς με τον κάθετο άξονα ενώ α είναι ένας παράγοντας που σχετίζεται με τις ροπές που αναπτύσσονται στο σύστημα του εκκρεμούς. Ο παράγοντας α περιλαμβάνει τις ροπές του βάρους του εκκρεμούς και των υπόλοιπων φορτιών που υπάρχουν πάνω του όπως το βάρος του κινητήρα, δηλαδή το σύνολο των ροπών που αναπτύσσονται πάνω στον εκκρεμές εκτός από την ροπή της εισόδου Thrust. Με βάση την θεωρεία της περιστροφικής κίνησης και την τριγωνομετρία οι ροπές που αναπτύσσονται πάνω στο εκκρεμές λόγω βάρους εκκρεμούς και λοιπών φορτίων και ορίζονται με τον παράγοντα α, εξαρτώνται από την εκάστοτε θέση του ή γωνία περιστροφής του. Η (5.2)

103 Οδηγούμενο Εκκρεμές 103 μεταξύ τους σχέση είναι ημιτονοειδής και συγκεκριμένα στην κάθετη θέση η ροπή είναι μηδενική, ενώ αντίστοιχα στην οριζόντια θέση είναι μέγιστη. Η ροπή που παράγει η ώση του κινητήρα αντιθέτως είναι κάθετη με τον άξονα περιστροφής. Επομένως η ροπή του κινητήρα είναι ανεξάρτητη από την γωνία περιστροφής του εκκρεμούς. Η παρακάτω γραφική απεικόνιση καταγράφει όλες τις επιμέρους δυνάμεις οι οποίες παράγουν ροπές ως προς τον άξονα περιστροφής του εκκρεμούς. Σχήμα 5.16: Γραφική απεικόνιση οδηγούμενου εκκρεμούς και αντίστοιχων ροπών Υπολογισμός συνολικών ροπών εκκρεμούς α. Ο συντελεστής α επομένως ορίζεται ως εξής: Η τιμή του βάρους κάθε στοιχείου κάθε είναι οι ακόλουθες: W1= 0.3, W2 =0.6, W3=0.540, WPUMP = 0.10, WTURBINE =0.387, WContr = 0.15 Επομένως: (5.3) Υπολογισμός ροπής αδράνειας εκκρεμούς J. Η ροπή αδράνειας του συστήματος του εκκρεμούς συντίθεται αθροιστικά από τις ροπές αδράνειας όλων επιμέρους σωμάτων που το απαρτίζουν. Επομένως η συνολική ροπή αδράνειας

104 Οδηγούμενο Εκκρεμές 104 προκύπτει ως το άθροισμα των ροπών αδράνειας της ράβδου του εκκρεμούς, του κινητήρα,της βάσης του κινητήρα, της αντλίας και τέλος των πλακετών των μικροελεγκτών. Αναλυτικά: Ράβδος: Η ροπή αδράνειας της ράβδου, που αποτελεί ένα ορθογώνιο, ως προς άξονα που διέρχεται από το κέντρο μάζας του δίνεται από τον τύπο : Για να βρούμε την ροπή της ράβδου ως προς άξονα παράλληλο στον άξονα του κέντρου βάρους απόστασης d θα χρησιμοποιήσουμε το θεώρημα του Steiner. Jet Κινητήρας: Με την ίδια λογική, θεωρώντας προσεγγιστικά τον κινητήρα σαν έναν κύλινδρο ακτίνας r και ύψους h, η ροπή αδράνειας του δίνεται από την παρακάτω σχέση: Βάση κινητήρα: Η βάση του κινητήρα θεωρήθηκε κατά προσέγγιση ορθογώνιο με πλευρές α και b. Αντλία κινητήρα: Η ροπή αδράνειας της αντλίας του κινητήρα που θεωρείται ως ένας κυκλικός κύλινδρος με ακτίνα r και ύψος h είναι η παρακάτω.:

105 Οδηγούμενο Εκκρεμές 105 Η ροπή αδράνειας της αντλίας, λόγω του μικρού της σχήματος και της μικρής απόστασής της από τον άξονα περιστροφής φαίνεται να παίζει ελάχιστο ρόλο στην συνολική ροπή αδράνειας του συστήματος. Controller : Το σύστημα των ηλεκτρονικών και του ελεγκτή που έχουμε χρησιμοποιήσει για να ελέγξουμε το εκκρεμές παίζει ομοίως ελάχιστο ρόλο στην συνολική ροπή αδράνειας. Επομένως η συνολική ροπή αδράνειας του συστήματος ως προς τον άξονα περιστροφής ο οποίος απέχει 12 cm από το κέντρο βάρους του είναι: 5.5 Έλεγχος γωνίας εκκρεμούς Η λογική του ελέγχου στο οδηγούμενο από τον jet κινητήρα εκκρεμές απαρτίζεται από δύο μέρη. Το πρώτο μέρος του ελέγχου σκοπό έχει να ανυψώσει το εκκρεμές από την θέση ισορροπίας του, δηλαδή την κάθετη θέση όπου θ=0 ο στην οριζόντια θέση όπου θ=90 ο. Ο πρώτος αυτός ελεγκτής επιλύει το πρόβλημα της ανύψωσης του εκκρεμούς, ενώ το δεύτερος μέρος του ελέγχου επιλύει το πρόβλημα της σταθεροποίησης του εκκρεμούς γύρω από την οριζόντια θέση (θ=90 ο ). Για της επίτευξη του ελέγχου του οδηγούμενου εκκρεμούς χρειάστηκε να γραμμικοποιήσουμε το μοντέλο του γύρω από δύο σημεία λειτουργίας. Σύμφωνα με την εξίσωση (5.2) το μαθηματικό μοντέλο του είναι μη γραμμικό λόγω του παράγοντα του ημιτόνου της γωνίας θ. (5.4) Ανυψωτικός έλεγχος εκκρεμούς Γραμμικοποίηση συστήματος εκκρεμούς Το μοντέλο του εκκρεμούς για θ=0 ο είναι η παρακάτω: Για θ περίπου ίσο με 0 ο και για μικρές μεταβολές ισχύει ότι:

106 Οδηγούμενο Εκκρεμές 106 Επομένως: ( 5.5) Μεταφέροντας την παραπάνω σχέση στο πεδίο του Laplace έχουμε : όπου Υπολογισμός συντελεστή Τριβής c Η παραπάνω εξίσωση και το παραπάνω διάγραμμα περιγράφουν την συνάρτηση μεταφοράς του οδηγούμενου εκκρεμούς γύρω από το σημείο λειτουργίας θ=0 ο. Ωστόσο η παράμετρος c της τριβής δεν μας είναι γνωστή. Για την αναγνώριση αυτής της παραμέτρου θα χρησιμοποιήσουμε πάλι το System Identification Toolkit του Labview. H συνάρτηση μεταφοράς με τις πραγματικές τιμές των παραμέτρων είναι η παραμέτρων είναι η παρακάτω: Πρώτη παρατήρηση πάνω στην παραπάνω συνάρτηση μεταφοράς είναι ότι η γωνία θ είναι εκφρασμένη σε ακτίνια και όχι σε μοίρες που μετράμε εμείς. Οπότε χρειάζεται να κάνουμε μία μετατροπή από το σύστημα μέτρησης του αισθητήρα στο σύστημα μέτρησης της συνάρτησης (5.6)

107 Οδηγούμενο Εκκρεμές 107 μεταφοράς. Αυτή η διαδικασία πραγματοποιείται στο επίπεδο της εφαρμογής του υπολογιστή στο Labview. Δεύτερη παρατήρηση αποτελεί το γεγονός ότι αυτή η συνάρτηση μεταφοράς περιγράφει ένα σύστημα το οποίο η απόκριση της εισόδου σε μεταβολές άμεση. Δηλαδή θεωρούμε ότι δεν υπάρχει καθυστέρηση από την στιγμή που θα δοθεί η βηματική μεταβολή στο σύστημα προώθησης μέχρι αυτό να παράξει την επιθυμητή ώση. Αυτή η παραδοχή προφανώς δεν ισχύει για τον δικό μας κινητήρα. Ωστόσο, στη προσπάθεια να εξετάσουμε μόνο το σύστημα του εκκρεμούς ξεχωριστά από το σύστημα προώθησής του παρακάμψαμε αυτό το πρόβλημα περιμένοντας πρώτα να ολοκληρωθεί η απόκριση της δύναμης του κινητήρα και κατόπιν αφήναμε το εκκρεμές ελεύθερο να κινηθεί. Στα σχήματα 5.17 διακρίνουμε την απόκριση της γωνίας του εκκρεμούς σε βηματική είσοδο πλάτους 1 και 2 N. Σχήμα 5.17α: Βηματική απόκριση εκκρεμούς πλάτους 1 Ν. Σχήμα 5.17b: Βηματική απόκριση εκκεμούς εκκρεμούς πλάτους 2 Ν. Τα πρώτα συμπεράσματα από τις δύο αποκρίσεις είναι ότι περιγράφουν ένα δευτέρας τάξης σύστημα με χαμηλό συντελεστή απόσβεσης, κοντά στο μηδέν, λόγω της μεγάλης υπερύψωσης και στις δύο γραφικές. Επομένως αυτές οι δύο αποκρίσεις συνάδουν με το μοντέλο του συστήματος του εκκρεμούς (5.6). Χρησιμοποιώντας τις αποκρίσεις του σχήματος 5.17 στο System Identification Toolkit του Labview εξήχθησαν οι παρακάτω δύο συναρτήσεις μεταφοράς, μια για κάθε απόκριση. Βηματική πλάτους 1 Ν

108 Οδηγούμενο Εκκρεμές 108 Βηματική πλάτους 2 Ν Από την σύγκριση των δύο αυτών συναρτήσεων μεταφοράς μεταξύ τους αλλά και με την συνάρτηση μεταφοράς του μοντέλου μας παρατηρούμε αρκετά μεγάλη ταύτιση και των τριών μοντέλων. Συγκεκριμένα το μοντέλο της βηματικής πλάτους 1 Ν ταυτίζεται με το μοντέλο μας όσον αφορά την ροπή αδράνειας του συστήματος (όρος s 2 ) ενώ διαφέρουν ελαφρώς στο κέρδος μόνιμης κατάστασης. Αντίστοιχα το μοντέλο της βηματικής πλάτους 2 Ν ταυτίζεται με το μοντέλο μας στο κέρδος μόνιμης κατάστασης αλλά διαφέρουν ως προς την ροπή αδράνειας, ενώ και τα δύο πειραματικά μοντέλα μεταξύ τους παρουσιάζουν μικρή διαφορά στον συντελεστή της τριβής (όρος s) Κατά την μελέτη φυσικών συστημάτων είναι απολύτως αποδεκτό να παρουσιάζονται τέτοιες διαφορές καθότι στην πραγματικότητα πολλές ιδανικότητες - μη γραμμικότητες που δέχονται τα μοντέλα, κατά την διαδικασία της μοντελοποίησης με τους νόμους της φυσικής, δεν ισχύουν στην πραγματικότητα ή ισχύουν για περιορισμένο εύρος τιμών. Για παράδειγμα στο δικό μας μοντέλο η παραδοχή ότι : ισχύει μέχρι περίπου τις 40 ο μοίρες γωνία. Στο σχήμα όμως 5.17b η απόκριση της γωνίας ξεπερνά για κάποιες στιγμές αυτό το όριο γραμμικότητας με αποτέλεσμα να μην ισχύει απόλυτα η παραπάνω σχέση. Επομένως, είναι φυσικό να μην ανακαλύπτουμε ακριβώς ταυτόσημα μοντέλα μέσα από την πειραματική διαδικασία. Ωστόσο, αναγνωρίζουμε ένα εύρος τιμών που κινούνται όλες οι παράμετροι, όπως εδώ για την περίπτωση του συντελεστή τριβής. Στην προκειμένη περίπτωση θα δεχτούμε τον μέσο όρο των δύο αυτών τιμών οι οποίες ωστόσο είναι και αρκετά κοντινές. Έτσι, (5.7) (5.8) Επομένως, η τελική συνάρτηση μεταφοράς είναι η ακόλουθη: (5.9)

109 Οδηγούμενο Εκκρεμές 109 Σχήμα 5.18α: Πόλοι μοντέλου συστήματος εκκρεμούς Σχήμα 5.18b:Βηματική απόκριση μοντέλου συστήματος εκκρεμούς Ολοκληρωμένο σύστημα Jet κινητήρα-εκκρεμούς Το συνολικό σύστημα του εκκρεμούς που έχουμε οφείλει να λαμβάνει υπόψη και την δυναμική του Jet κινητήρα. Επομένως πέραν της σχέσης που συνδέει την γωνία του εκκρεμούς με την ώση υπάρχει και η σχέση που συνδέει την επιθυμητή ώση κάθε στιγμή με την πραγματική. Σχήμα 5.19: Μπλοκ διάγραμμα ολοκληρωμένου συστήματος. Οι συναρτήσεις μεταφοράς των δύο συστημάτων J(s) και G(s) δεν είναι σταθερές λόγω της μη γραμμικότητας των δύο αυτών συστημάτων. Ωστόσο, για τον ανυψωτικό έλεγχο η επεξεργασία που έχουμε κάνει μας δίνει τις δύο αυτές συναρτήσεις μεταφοράς. Για το σύστημα του κινητήρα χρησιμοποιούμε την συνάρτηση μεταφοράς για τις χαμηλές στροφές RPM (4.7), ενώ για το εκκρεμές την συνάρτηση μεταφοράς για μικρές γωνίες (5.9).

110 Οδηγούμενο Εκκρεμές 110 Η συνάρτηση μεταφοράς των δύο εν σειρά συστημάτων φαίνεται παρακάτω μαζί με την απόκρισή της σε βηματική πλάτους 3. (5.10) Σχήμα 5.20: Βηματική απόκριση μοντέλου συστήματος πλάτους 3 Ν. Σχήμα 5.21a:Πραγματική απόκριση συστήματος πλάτους 2 Ν. Σχήμα 5.21b:Πραγματική απόκριση συστήματος πλάτους 3Ν.

111 Οδηγούμενο Εκκρεμές 111 Σχήμα 5.21c:Πραγματική απόκριση συστήματος πλάτους 3Ν. Τα αποτελέσματα της προσομοίωσης σε σχέση με τα πειραματικά αποτελέσματα δείχνουν να ευθυγραμμίζονται όσον αφορά την ταχύτητα απόκρισης της γωνίας του εκκρεμούς. Ωστόσο η μικρή ταλάντωση που διακρίνεται στην βηματική της προσομοίωσης δεν εμφανίζεται στα πειραματικά αποτελέσματα. Στα σχήματα 5.20 διακρίνεται και η πραγματική τιμή του Thrust του jet κινητήρα. Η τιμή αυτή, όπως περιγράφθηκε σε προηγούμενη παράγραφο προκύπτει από την σχέση (3.2) γνωρίζοντας κάθε στιγμή της τιμή των στροφών RPM του κινητήρα. Αυτή η υπόθεση που κάναμε σε προηγούμενη ενότητα φαίνεται σε αυτό το σημείο να επιβεβαιώνεται. Η απόκριση της γωνίας δείχνει να ακολουθεί σε μεγάλο βαθμό την απόκριση του Thrust που προέκυψε από τις στροφές RPM. Επομένως, με αυτό το φυσικό αποτέλεσμα των πειραμάτων επιβεβαιώθηκε η υπόθεση της ενότητας 4.4. Από όλα τα παραπάνω αποτελέσματα παρατηρούμε ότι η ταχύτητα απόκρισης του ανοιχτού συστήματος εκκρεμές - jet κινητήρας sec. Συμπερασματικά, αυτή η δυναμική προκύπτει από τον συνδυασμό της αργής δυναμικής του κινητήρα( πόλοι κοντά στο -1,5 και αρχικό delay περίπου 600 msec) και της αργής δυναμικής του εκκρεμούς (πόλοι στο 0,5) PID - Ανυψωτικός έλεγχος εκκρεμούς. Με βάση όλη την παραπάνω μοντελοποίηση επιχειρείται η εύρεση του κατάλληλου ελεγκτή για την ανύψωσης του εκκρεμούς από τις 0 ο στις 90 ο. Για τον έλεγχο αυτόν χρησιμοποιήθηκε ο PID ελεγκτής και για την εύρεση του των παραμέτρων του PID χρησιμοποιήθηκε το εργαλείο του Matlab PID Tuner. Με το συγκριμένο εργαλείο, δίνοντας του το μοντέλο του συστήματος μας δύναται να εξάγει τις παραμέτρους του PID που ικανοποιούν διάφορα κριτήρια. Στην δικιά μας περίπτωση τα κριτήρια ήταν η ρύθμιση της γωνίας στις 90 ο σε σχετικά γρήγορο διάστημα με ομαλή πορεία.

112 Οδηγούμενο Εκκρεμές 112 Σχήμα 5.22:Εργαλείο PID Tuner με βάση το μοντέλο του συστήματός μας.

113 Οδηγούμενο Εκκρεμές 113 Στις παραπάνω προσομοιώσεις η βηματική είσοδος αναφέρεται σε ακτίνια καθώς το μοντέλο μας λαμβάνει υπόψη του σαν έξοδο την γωνία σε ακτίνια και όχι σε μοίρες. Ακόμη σημαντική παράμετρος είναι η μη-γραμμικότητα του συστήματος μετά τις 45 ο περίπου. Οπότε θεωρητικά αυτός ο έλεγχος δεν είναι απόλυτα σωστός για τον έλεγχο πέραν των 45 ο της γωνίας του εκκρεμούς. Ωστόσο χρησιμοποιώντας τον στην πράξη θα δούμε ότι εφάρμοζε σχετικά ικανοποιητικά και για το μη- γραμμικό μας μοντέλο. Σχήμα 5.23:Μπλοκ διάγραμμα ελέγχου-κινητήρα-εκκρεμούς H προσομοίωση στο Matlab Simulink μας βοήθησε να αποκτήσουμε μια καλύτερη εικόνα του ελεγκτή που θέλαμε να υλοποιήσουμε. Στα παρακάτω σχήματα διακρίνονται η προσομοίωση της εξόδου καθώς και η προσπάθεια του ελεγκτή. Σχήμα 5.24:Προσομοίωση Simulink ελέγχου-κινητήρα-εκκρεμούς Σχήμα 5.25: Προσομοίωση εξόδου συστήματος στο Simulink

114 Οδηγούμενο Εκκρεμές 114 Σχήμα 5.26: Προσομοίωση εισόδου ελεγκτή PID συστήματος στο Simulink Διακριτοποίηση ανυψωτικού ελέγχου εκκρεμούς. Τελευταία παράμετρος που πρέπει να συνεκτιμηθεί είναι η διακριτοποίηση του ελέγχου. Ο έλεγχος μας υλοποιείται στον υπολογιστή με χρήση του Labview. Επομένως, ο ελεγκτής μας PID είναι διακριτός, ενώ το σύστημα του εκκρεμούς αποτελεί ένα συνεχές σύστημα. Για αυτό οφείλουμε να λάβουμε υπόψη και τις επιπτώσεις της διακριτοποίησης στο σύστημα μας και στον ελεγκτή. Η διακριτοποίηση του συστήματος του εκκρεμούς γίνεται με το κύκλωμα συγκράτησης μηδενικής τάξης (Zero Order Hold). Στο παρακάτω σχήμα υλοποιήθηκε εφαρμογή που μετατρέπει τον συνεχές σύστημα PID - εκκρεμές σε διακριτό, με περίοδο δειγματοληψίας 100 msec. Η επίπτωση της διακριτοποίησης στον έλεγχο του συστήματος είναι ξεκάθαρη και έγκειται στην αύξησης της υπερύψωσης της εξόδου. Σχήμα 5.27: Μετατροπή συνεχούς συστήματος σε διακριτό με χρήση Labview

115 Οδηγούμενο Εκκρεμές 115 Σχήμα 5.28: Απόκριση συστήματος στο συνεχές και στο διακριτό σύστημα Επίτευξη ανυψωτικού ελέγχου εκκρεμούς Τελικά τα κέρδη του PID που χρησιμοποιήθηκαν για την επίτευξη του ανυψωτικού ελέγχου είναι τα εξής: Κp Ki Kd Και ο ελεγκτής που προέκυψε είναι ο εξής: Η παράμετρος T f επιλέχθηκε με βάση την προσομοίωση να έχει την τιμή 0.1 και τελικά ο ελεγκτής μας έχει την μορφή: Στα σχήματα 5.28 διακρίνεται η επίτευξη του ελέγχου από τον PID ελεγκτή μας. Στο πρώτο σχήμα φαίνεται η προσπάθεια του ελεγκτή, δηλαδή η είσοδος στο σύστημά μας, μαζί με την πραγματική έξοδο του Thrust, ενώ στο δεύτερο φαίνεται ο έλεγχος της εξόδου. Παρατηρούμε ότι η είσοδος μόνιμης κατάστασης για να ισορροπεί το εκκρεμές στην οριζόντια θέση όπου θ=90 ο, είναι περίπου 3.6 Ν. Αυτή η τιμή είναι αναμενόμενη σύμφωνα και με τις παρακάτω σχέσεις:

116 Οδηγούμενο Εκκρεμές 116 Επομένως η σχέση (5.2) παίρνει την παρακάτω μορφή: Σχήμα 5.29: Απόκριση ελέγχου γωνίας στις 90 ο με χρήση του PID ελέγχου Από την πειραματική διαδικασία αποδεικνύεται ότι PID έλεγχος που βρήκαμε από τις προσομοιώσεις επιτυγχάνει την ρύθμιση του εκκρεμούς στην οριζόντια θέση. Από τα πειραματικά αποτελέσματα φαίνεται ότι το εκκρεμές δεν ταλαντώνεται ιδιαίτερα αφού φτάνει στην θέση ισορροπίας θ=90 ο, σε αντίθεση με την προσομοίωση. Πιθανότατος λόγος θα μπορούσε να θεωρηθεί η μη βέλτιστή μοντελοποίηση της τριβής του εκκρεμούς στο μοντέλο της προσομοίωσης μας. Ωστόσο το πρόβλημα της ταχύτητας απόκρισης του εκκρεμούς δείχνει να μην μπορεί να βελτιωθεί με έναν τέτοιο ελεγκτή. Η ταχύτητα απόκρισης που προσδιορίζεται τόσο από την προσομοίωση όσο και από το πείραμα είναι περίπου 4 sec. Ο jet-κινητήρας μας επιτυγχάνει να οδηγήσει με έναν σταθερό ρυθμό ικανοποιητικά το εκκρεμές στην γωνία που επιθυμούμε, ωστόσο διακρίνουμε ότι η ταχύτητα απόκρισης δεν δύναται να βελτιωθεί. Στην όλη

117 Οδηγούμενο Εκκρεμές 117 καθυστέρηση ωστόσο φαίνεται να συμβάλει και η αργή δυναμική του εκκρεμούς, λόγω της μεγάλης ροπής αδράνειάς του Σταθεροποιητικός έλεγχος εκκρεμούς Το δεύτερο σκέλος του ελέγχου έγκειται στην σταθεροποίηση της γωνίας του εκκρεμούς γύρω από την θέση ισορροπίας θ=90 ο. O έλεγχος αυτός οφείλει να αντιδρά σε ενδεχόμενες στιγμιαίες διαταραχές στην έξοδο του συστήματος, δηλαδή στην γωνία του εκκρεμούς και να επαναφέρει το σύστημα με ευστάθεια στην θέση ισορροπίας Γραμμικοποίηση εκκρεμούς γύρω από θ=90 ο Για την επίτευξη αυτού του σταθεροποιητικού ελέγχου οφείλουμε να γραμματικοποιήσουμε το σύστημα του κινητήρα γύρω από το σημείο λειτουργίας θ=90 ο. Για να γραμμικοποιήσουμε το σύστημα σε αυτήν την θέση ισορροπίας θα χρησιμοποιήσουμε την μέθοδο της γραμμικής προσέγγισης η οποία απαιτεί την περιγραφή του συστήματός μας στον χώρο κατάστασης. Επομένως, έχουμε την σχέση (5.2): και θέτουμε: Επομένως στον χώρο κατάστασης το σύστημα έχει την μορφή: Το παραπάνω σύστημα εξισώσεων είναι της μορφής : και είναι προφανές μη-γραμμικό, όπως και το αρχικό μας σύστημα. Σύμφωνα με την θεωρεία η γραμμική προσέγγιση ενός τέτοιου συστήματος γύρω από το ένα σημείο λειτουργίας δίνεται από την σχέση : όπου Α η Ιακωβιανή της f γύρω από το σημείο λειτουργίας,

118 Οδηγούμενο Εκκρεμές 118 Και για το σημείο λειτουργίας μας θ=90 ο,,, Η γραμμική προσέγγιση επομένως του συστήματός μας είναι: Και επαναφέροντας το μοντέλο από τον χώρο κατάστασης: και στο πεδίο του Laplace: (5.11) Αυτή η εξίσωση περιγράφει την συνάρτηση μεταφοράς του εκκρεμούς στην θέση λειτουργίας θ=90 ο και για μικρές μεταβολές γύρω από αυτήν την θέση. Πρόκειται για ένα σύστημα τύπου 0. Από φυσικής άποψης η παραπάνω συνάρτηση μεταφοράς στηρίζεται στην παραδοχή ότι: για μικρές μεταβολές της γωνίας γύρω από την θ=90 ο Ολοκληρωμένο σύστημα εκκρεμούς - jet Κινητήρα γύρω από θ=90 ο Το ολοκληρωμένο σύστημα του εκκρεμούς και του Jet κινητήρα περιλαμβάνει και την συνάρτηση μεταφοράς του Jet κινητήρα. Ο κινητήρας για την θέση ισορροπίας δουλεύει κοντά

119 Οδηγούμενο Εκκρεμές 119 στις RPM. Επομένως σαν συνάρτηση μεταφοράς του κινητήρα θα χρησιμοποιήσουμε το δεύτερο μοντέλο που έχουμε ανακαλύψει για αυτόν στην ενότητα (4.6). Σχήμα 5.30: Μπλοκ διάγραμμα συστήματος κινητήρα-εκκρεμές γύρω από τις 90 ο Η συνάρτηση μεταφοράς του συνολικού συστήματος που προκύπτει από την εν σειρά σύνδεση αυτών των δύο συστημάτων είναι η : Και το διάγραμμα των πόλων του συστήματος : (5.12) Σχήμα 5.31: Πόλοι συστήματος Εκκρεμούς - Κινητήρα Σταθεροποιητικός έλεγχος γύρω από θ=90 ο Για να επιτευχθεί ο έλεγχος του εκκρεμούς γύρω από τις 90 ο χρησιμοποιήθηκε ομοίως ένας PID έλεγχος, ο οποίος θα είχε ως έργο να σταθεροποιεί το σύστημα σε ενδεχόμενες μεταβολές της εξόδου του. Για τον προσδιορισμό των κερδών του PID ελέγχου χρησιμοποιήθηκε για άλλη μια φορά το εργαλ&epsilo