Avion convertible à décollage et atterrissage vertical

1. Avion convertibleà décollage et atterrissage vertical Directeurs de thèse:Rogelio LOZANO Isabelle FANTONI-COICHOT Présenté par TA Duc Anh

2. Plan 1. Introduction 2. Attitude 3. Avion convertible 4. Stratégie de commande 5. Conclusion

3. 1. Introduction 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

4. Difficultés rencontrées • Bonne conceptionavant de réaliser la transition du vol vertical au vol horizontal • Heliwing de Boeing : perdu lors de sa première transition • T-wing de Hugh Stone Avion RC 3D (~ 80€) T-wing de Hugh Stone [University of Sydney] Heliwing chez Boeing

5. Mes travaux en 1er année • Bibliographie • Partie expérimental • Tester tout type de capteurs, le radio, le wifi (Xbee) • Etude de programmation dsPIC (Digital Signal Controllers) • Tests des moteur sans balais et servo moteur • Partie théorique • Etude du modèle aérodynamique de l’avion convertible du type « T-wing» • Construction un modèle de simulation • Proposition d’une loi de commande simple et applicable pour 2 phases: • vol vertical : décollage et atterrissage autonome • transition autonome

6. 2. Attitude Deuxsystèmes de coordonnées : : le repère fixe dans l’espace : le repère attaché au corps Equations cinématiques: : Matrice de rotation : Vitesse angulaire du repère par rapport au repère Singularité lorsque

7. Quaternion Matrice de rotation: La multiplication de deux quaternions  Erreur d’attitude

8. Capteurs utilisés • Pour l'estimation de l'attitude (Centrale inertielle) • Gyromètres (Vitesse de rotation) • Accéléromètres (Angle de tangage, de roulis) • Magnétomètres (Angle de lacet) • Pour l'estimation de l'altitude • Ultrason (0 < z < 2m) • Capteur de pression (2m < z) MPXV7002 (-2 to 2 kPa) Ultrason

9. 3. Avion convertible 3.1 Forces et Couples Aérodynamiques 3.2 Actionneur 3.3 Structure mécanique

10. 3.1 Forces et Couples Aérodynamiques Portance: : masse volumique de l’air : vitesse de l’air : surface de référence sur l’aile : coefficient de portance

11. 3.1 Forces et Couples Aérodynamiques Traînée: : coefficient de traînée : coefficient constant de la traînée parasite Moment de Tangage :

12. 3.2 Actionneur Théorème de Bernoulli:

13. 3.3 Structure mécanique Equations de mouvement : Vol vertical (en mode hélicoptère) Force et couple issus des actionneurs

14. Vol vertical Hypothèses: • La traînée négligeable • force aérodynamique fournie par la déflection des gouvernes • aucun vent latéral Vitesse de flux d’air issue des hélices

15. Vol horizontal

16. Dynamique longitudinale Angle de dérive

17. 4. Stratégie de commande

18. Loi de commande Pour commander l’altitude Pour commander l’attitude Servocommande Une simple trajectoire – le profil trapézoïdal de vitesse

19. Résultats de simulation Figure 1 - Chemin du vol longitudinal Figure 2 - Altitude

20. 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

21. 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

22. 5. Conclusion Conclusions générales: Perspectives et axes de recherche prévus: • Changement correct des paramètres des systèmes • Modèle latéral • Robustesse de la loi de commande ? • Conception de l'avion convertible • Carte électronique • Programmation du microcontrôleur • Tests de la stratégie de commande en temps réel

23. Merci de votre attention