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AVION CONVERTIBLEÀ DÉCOLLAGE ET ATTERRISSAGE VERTICAL
Directeurs de thèse: Rogelio LOZANO Isabelle FANTONI-COICHOT
Présenté par TA Duc Anh
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PLAN1. Introduction2. Attitude3. Avion convertible 4. Loi de commande – Résultats de simulation5. Résultats expérimentaux6. Perspectives et axes de recherche prévus
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 convertible:• décollage/atterrissage vertical autonome• vol stationnaire (hover)• transition autonome vers un vol d’avancement rapide• pas de piste de décollage
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1. Introduction
4
Deux systèmes de coordonnées : : le repère fixe dans l’espace : le repère attaché au corps
Equations cinématiques:
: Matrice de rotation
2. Attitude
Eb b b bx y z
E f f f fx y z
R R
1 tan sin tan cos0 cos sin
sin cos0cos cos
x
y
z
E f
(3)R SOEb
: Vitesse angulaire du repère par rapport au repère
Singularité lorsque 2 c c s c c s s s s c c s
R s c c c s s s c s c s ss c s c c
· cos · ; · sio ·ù nc s : angle de roulis: angle de tangage: angle de lacet
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Quaternion
1 2 3 0
2 30
0
0 0
où: et scalaircos
2 esin
2
1, , ,
T
TT T
qeq q q q q
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
Multiplication de deux quaternions Erreur d’attitude
0 0
0
1 1 21 2
21 3
1
1 1
e d d
Tq q qq q
qqq q q q
I q
Erreur d'attitude = 0 0 1TT
eq
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3. Avion convertible
3.1 Forces et Couples Aérodynamiques3.2 Actionneur3.3 Structure mécanique
7
3.3 Structure mécanique
,
,
: 1
( )
:
f b
bA
bT
A
T b
T
f F
p Rv
P v R g vm
R f q
R RAJ J
Equations de mouvement :
,
,
bA
A
bTA T
T TA
bFFF
1 2
2 1 2 1
0 0
0 ( )
TbT
TT m
F T T
Q Q T T l
Force et coupleissus des actionneurs
Avion Convertible
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Vol vertical
Hypothèses:• La traînée négligeable• force aérodynamique fournie par
la déflection des gouvernes• aucun vent latéral
2 av12
ec , , ,Psi i i iin
P Pi iCP S C i al arCv r
Vitesse de flux d’air issue des hélices
0 0 0 0
T Tb s s sA r al ar
Ts s s s sA al ar m al ar s r s
F P P P
P P l P P l P l
9
3.2 Actionneur
2
2
T bs
Q ks
Théorème de Bernoulli:
hélice
2in
Tv
A
2hélice héliceA R
gouverne
rotor
siP
10
Vol horizontal
airV V
0
T Tb
A
T
A s
b s b s s b br ar al
s s s s sar m ar s ral al
F
l
T P P P P T P
P P l P P l P
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Dynamique longitudinale
Angle d'attaque:
Angle de dérive
Vol horizontal
0 0
0 0
T Tb
A
T
A
b b s s b bar al
s sar sal
F T P P P T P
P P l
cos sin
sin cos
b
b
P P T
T P T
Portance Trainée
212
( )
P
P P
P V SC
C f
0
212
( )
T
T TT
T T
T V SC
C C C
C f
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3.1 Forces et Couples Aérodynamiques
212
PP V SC
: masse volumique de l’air: vitesse de l’air: surface de référence sur l’aile : coefficient de portance
quand 0 15P P
P PPC C C
C C
VS
PC
Portance:
13
212
TT V SC
TC
Traînée:
: coefficient de traînée
0T TTC C C : coefficient constant de la traînée parasite
0TC
Couple de Tangage :
3.1 Forces et Couples Aérodynamiques
2 12
mm V ScC
: Corde aérodynamique moyennec
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Chemin du vol longitudinal
- Décollage et atterrissage autonome- Stabilisation- Vol vertical semi-autonome- Transition- Vol horizontal manuel
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Commande d’altitude4. Loi de commande
sur l'axe z cos cos2
mz T mg
1 2
( )
cos cos2
d p dk z k z z mgT T T
1 2
( ) ( )Commande bornée :
cos co2
s
T p d d i dsat k z z k z k z z mgT T T
if ( )
( ) if
1 if 0( )
1 if 0
M
x x Msat x
Msign x x M
xsign x
x
16
Commande d’attitude
1
2
3
0
0
2 10
x
y
z
s sx al ar m M x x e
s sy al ar s M y y e
z m M z z e
HP P l sat qq
HP P l sat qq
HT T l sat qq
1
if ( )
( ) if
1 if 0( )
1 i
, 0 , ,3
f 0
i
e
i
d
M
x x Msat x
M
q q q
sign x x
où i x y zM
M
xsign x
x
4. Loi de commande
0
0
0 0
00
) est une fonction:
- non-négatif sur 1,1
- s'annule seulement à 1 et/ou 1
- Lipschitz sur
(
1,1
H q
q
q q
Hqq
Définition :
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Commande d’attitude
4. Loi de commande
0Fonction )( :H qPoint d'équilibre
asymptotique stablePoint d'équilibre
instable0( )H q
01 q 0 1q 0 1q
0 1q 0 1q
0 1q
0 1q
0 1q
0 1q
01 q
01 q1
01 nq
0cos2
n q
0cos2q
0 00 ( ) 1 : 1Choisir H q qq
0 1
0 2
0 3
x
y
z
x M x x e e
y M y y e e
z M z z e e
sat sign q q
sat sign q q
sat sign q q
1 if 0( )
1 if 0x
sign xx
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Générateur de trajectoire- Stabilisation:
- Vol vertical semi-autonome:
- Décollage et atterrissage autonome- Transition
- Vol horizontal manuel
0 1 0 0 0 Td d d dq
10 ,10 ; 70 ,110 ; ,d d d dq
Une simple trajectoire – le profil trapézoïdal de vitesse
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Trajectoire de la position désirée et adaptée (sans dépassement)
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Résultats de simulation
Figure 1 - Chemin du vol longitudinal
Figure 2 - Altitude
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Figure 1 - Vitesse sur l'axe x Figure 2 - Vitesse sur l'axe z
Figure 3 - Angle de tangage Figure 4 - Vitesse de rotation de tangage
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Figure 1 - Angle d'attaque Figure 2 - Dans la période du vol horizontal
Figure 3 - Gouverne de l'aile principale Figure 4 - Vitesse de rotation de chaque rotor
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Stabilisation
Angle de tangage
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Système Embarqué
Station Sol
ZigBee 2.4GHz IEEE 802.15.4
Pilote
dsPIC33FJ256GP710(Microchip)
2.4GHz
Récepteur
Ultrason SRF08
Central Inertielle 3DM-GX3™-25(Microstrain)
Driver I2C YGE30i (2x) BLDC moteur BOOSTER10-1600L (2x)
Servo Moteur (3x)
PPM
PPM: Pulse Position ModulationI2C: Inter Integrated CircuitUART: Universal Asynchronous Receiver TransmitterDMA : Direct Memory AccessCAN : Controller Area Network
I2C
UART - DMA I2C
UART - DMA
PPM
ModulesSupplémentaires
CAN
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Système Embarqué
La station sol a été écrite en Visual C++, elle permet d’afficher à l’aide de graphiques tous les états du drone (s’ils sont disponibles) : consignes de l’attitude et l’altitude, angles actuels d’Euler, vitesses angulaires, vitesses de rotation des moteurs (ainsi que leur consigne), altitude actuelle, angles des ailerons et du gouvernail. Toutes ces données sont sauvegardées et horodatées dans un fichier lisible par Matlab afin de pouvoir redessiner les graphes de chaque essai. La station sol permet aussi de changer tout de suite les gains des lois de commandes embarquées, et de les sauvegarder dans la mémoire du microcontrôleur.
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Résultats expérimentaux
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Résultats expérimentaux
Décollage Autonome
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Résultats expérimentaux
Atterrissage Autonome
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Résultats expérimentaux
Perturbation des couples
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Résultats expérimentaux
Rotation de l’angle de lacet 360°
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5. Perspectives et axes de recherche prévus
Temps Objectif Principal7/2010 Test du vol horizontal manuel.8/2010 Test complet sur une trajectoire de vol : Décollage, vol vertical, transition vers
l’horizontale, vol horizontal, transition vers la verticale et atterrissage.6/2010 – 8/2011
Concevoir et tester un nouveau prototype : Un avion de configuration classique auquel on installe 4 rotors qui ont la possibilité de pivoter. Au décollage, les 4 rotors fonctionnent comme un quadri-rotor et pendant la transition les rotors sont basculés vers l’avant pour propulser l’avion.
9 - 11/2011
Rédaction de la thèse et soutenance
DIFFICULTES RENCONTREES : Une difficulté importante est que nous n’avons pas un bon pilote pour tester le vol horizontal, ces tests sont effectués par nous-mêmes.
PUBLICATIONS EFFECTUEES[1]. Duc Anh Ta, Isabelle Fantoni, Rogelio Lozano: Modeling and Control of a Convertible Mini-UAV, soumis à « IEEE/RSJ International Conference on Intelligent Robots and Systems 2010 »
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Merci de votre attention
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
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Avion Convertible
Stabilisation du vol stationnaire
AVION CONVERTIBLE À DÉCOLLAGE ET ATTERRISSAGE VERTICAL
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Chemin du vol longitudinal
Résultats: Vol stationnaire est achevé. Le vol horizontal et la transition sont en cours de réaliser.
Difficultés rencontrées : Une difficulté importante est que nous n’avons pas un bon pilote pour tester le vol horizontal, ces tests sont effectués par nous-mêmes.
AVION CONVERTIBLE À DÉCOLLAGE ET ATTERRISSAGE VERTICAL
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