AVION CONVERTIBLEÀ DÉCOLLAGE ET ATTERRISSAGE VERTICAL

Directeurs de thèse: Rogelio LOZANO Isabelle FANTONI-COICHOT

Présenté par TA Duc Anh

PLAN

1. Introduction2. Attitude3. Avion convertible 4. Stratégie de commande5. Conclusion

1. Introduction

Applications des Véhicules Aériens Autonomes:Domaine militaire:

les missions de reconnaissancela surveillance

Domaine civile :la surveillance de trafic routierla surveillance et la protection de l’environnementla recherche et le secours des blessés la gestion de grandes infrastructures telles que les lignes

haute tension, les barrages et les ponts.

Objectif de la thèse• Un drone combinant:– la manœuvrabilité des véhicules à voilure tournante

(hélicoptères): • l'avance lente, le décollage et l’atterrissage vertical

– les performances d'un véhicule à voilure fixe (avions):• l'avance rapide, la longue portée et une endurance supérieure

• Un avion:– décollage/atterrissage vertical autonome– vol stationnaire (hover)– transition autonome vers un vol d’avancement rapide– pas de piste de décollage

Difficultés rencontrées• bien conçu avant de réaliser la transition du vol vertical au vol

horizontal• Heliwing de Boeing : perdu lors de sa première transition• T-wing de Hugh Stone:

Heliwing chez BoeingT-wing de Hugh Stone [University of Sydney]

Deux systèmes de coordonnées : : le repère fixe dans l’espace : le repère attaché au corps

Les équations cinématiques:

: la matrice de rotation

2. Attitude

Eb b b bx y z

E f f f fx y z

R R

c c s c c s s s s c c s

R s c c c s s s c s c s s

s c s c c

· cos · ; · sin ·c s où

1 tan sin tan cos

0 cos sin

sin cos0

cos cos

x

y

z

E f

(3)R SO

Eb: le vecteur de vitesse angulaire du repère par rapport au repère

: angle de roulis

: angle de tangage

: angle de lacet

Singularité lorsque 2

6

Quaternion

01 2 3

2 30 0 0

cos2 où:

sin2

1, , ,

T

TT T

qq q q q q

qe

q q q q q q q q q

H

H

20 3 0( ) 2T TR R q q q q I qq q q

2 22 3 1 2 0 3 0 2 1 3

2 21 2 0 3 1 3 2 3 0 1

2 21 3 0 2 0 1 2 3 1 2

1 2 2 2

2 1 2 2

2 2 1 2

q q q q q q q q q q

R q q q q q q q q q q

q q q q q q q q q q

Matrice de rotation:

( ) ( )R q R q La multiplication de deux quaternions Erreur d’attitude

0 0

0

1 1 2 11 2

21 3 1 1

T

e d d

q q qq q q q q q q

qq I q q

Capteurs utilisés pour l'estimation de l'attitude

3. Avion convertible

• 3.1 Forces et Couples Aérodynamiques• 3.2 Actionneur• 3.3 Structure mécanique

3.1 Forces et Couples Aérodynamiques21

2PP V SC

: la masse volumique de l’air: la vitesse de l’air: la surface de référence sur l’aile : le coefficient de portance

,P P PP PC C C C C

VS

PC

Portance:

21

2TT V SC

TC

Traînée:

: le coefficient de traînée

0T TTC C C : coefficient constant de la traînée parasite

0TC

Moment de Tangage :

3.1 Forces et Couples Aérodynamiques

2 1

2mm V ScC

3.2 Actionneur2

2

T bs

Q ks

Théorème de Bernoulli:

hélice

2in

Tv

A

2hélice héliceA R

3.3 Structure mécanique

,

,

: 1

( )

:

f b

b T f b bA T

A T

p Rv

P v R g F vm

R fn q

R RA

J J

Les équations de mouvement :

,

,

b b bA T A T

A T A T

F F F

1 2

2 1 2 1

0 0

0 ( )

TbT

T

T m

F T T

Q Q T T l

Force et torque issues des actionneurs

Vol vertical (en mode hélicoptère)

Vol vertical• Hypothèses:

– La traînée négligeable– force aérodynamique est fournie

par la déflection des gouvernes– aucun vent latéral

0 2

2 2

Tb s sA r e

Ts s sA a a e s r s

F P P

P l P l P l

2 avec 1

2, , ,P Ps P

i in i i i i iP i aC rv S C C e

Vol horizontal

( 2 2 ) 2

2 2

Tb b b b b b b bA e c a r r e c

Tb b b bA a a e e c c r e

F T T T T P P P

P l P l P l P l

Dynamique longitudinale( ) 0

0 0

Tb b b b bA e c e c

Tb bA e e c c

F T T P P

P l P l

cos sin

sin cos

cos sin

sin cos

be e e

be e e

bc c c

bc c c

P P T

T P T

P P T

T P T

Forces de l'aile Forces du canard

Portant

Traînée

21

2

( );

Pe aile aile

P PPaile aile aile

P PP Paile aile aile e e

P V S C

C C C

C fn C C

21

2

( );

Pc canard canard

P PPcanard canard canard

P PPcanard canard canard

Pc c

P V S C

C C C

C fn C C

0

21

2

( )

Tc canard canard

T TTcanard canard canard

T Tcanard canard

T V S C

C C C

C fn

0

21

2

( )

Te aile aile

T TTaile aile aile

T Taile aile

T V S C

C C C

C fn

4. Stratégie de commandeEquilibre du moment de tangage quan 0d :e c

0 P

b b e aile canarde e c c P

c canard aile

l S am P l P l

l S a

Loi de commande

1 2 bx

b b b b bx x d x i x d xF

dF T T sat mg k e k e k e

dt

Pour commander l’attitude b T f b T fg R g et Ro e eù

Pour commander l’altitude

0 2y

sy e s M y y e y eP l sat sign q q

1 e dq qo qù

Une simple trajectoire – le profil trapézoïdal de vitesse

Résultats de simulation

5. ConclusionConclusions générales:

– La partie la plus importante a été résolue– La loi de commande simple et applicable

Perspectives:– Changement correct des paramètres des systèmes– Prise en compte la modèle latéral dans la modèle dynamique du

drone– Étude la robustesse de la loi de commande par rapport aux

perturbations externes et par rapport aux erreurs dans le modèle– Conception l'avion convertible– Faire la carte électronique et Programmer le microcontrôleur avec la

loi de commande proposée – Tester la stratégie de commande dans la réalité

Merci de votre attention

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