Conception Mod Lisation Et Commande D Un Nouveau Concept D Avion Convertible
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Conception, Modélisation Et Commande D'un Nouveau Concept D'avion Convertible
An innovative concept of convertible aircraft, conceived primarily for tactical UAV applications, is proposed as part of this thesis. The lift in helicopter mode is provided by a rotor located in the nose of the aircraft and driven in rotation by propellers mounted on its blades. The rotor stops in flight to act as a canard and its propellers propel the whole aircraft into airplane mode. A fixed wing is added to the tail, in the rotor flow, to alleviate the latter's load when it is stopped. This removes the previous need for oversized propellers necessary to sustain the aircraft in helicopter mode. The size of the rotor is also no longer limited by airplane operations and almost all the UAV's systems are used in both modes. This has the great advantage of reducing the required power, the weight and the aerodynamic drag. The feasibility of this concept has been demonstrated throughout the thesis work which includes rotor system behaviour analysis, the study of interactions between the different hovering aerodynamic systems and the design of the control during the transition between hover and horizontal flights.The performance gains of this concept over existing tactical drones, in terms of autonomy and on-board payload mass, were evaluated as part of conceptual design study. A model has been produced in order to demonstrate the feasibility of the concept's production. The propeller-driven rotor principle, developed in this thesis, was carried over and implemented in a new patented concept which overcomes the inherent defects of multi-rotor drones.
Avion convertible à décollage et atterrissage vertical
Ce sujet de thèse s'inscrit dans le cadre des recherches visant à obtenir des véhicules aériens miniatures ayant à la fois les performances des avions pour le vol horizontal et la manœuvrabilité des hélicoptères pour le vol stationnaire. L'objectif est de développer, modéliser et commander un drone combinant la manœuvrabilité des véhicules à voilure tournante (hélicoptères) telle que l'avance lente, le décollage et l'atterrissage vertical, et les performances d'un véhicule à voilure fixe (avions) telle que l'avance rapide, la longue portée et une endurance supérieure. Ce type de recherche a suscité beaucoup d'intérêt dans le passé car ce type d'appareil ne nécessite pas de piste de décollage et sa capacité de vol stationnaire le rend très utile pour des missions de surveillance aérienne. L'objectif du sujet est en effet de concevoir et de réaliser des prototypes d'un système de drone pouvant effectuer des décollages/atterrissages verticaux de manière autonome, puis de réaliser une transition autonome vers un vol d'avancement rapide. Deux prototypes expérimentaux ont été développés au laboratoire : l'avion convertible et l'avion basculant tri-rotors. Les modèles dynamiques de chaque véhicule ont été obtenus en utilisant la méthodologie de Newton-Euler prenant en compte les forces et les couples aérodynamiques. Une loi de commande non linéaire pour la stabilisation en attitude et en position d'un corps rigide a été proposée. Elle est basée sur l'approche de commande bornée qui garantit la convergence du corps rigide vers une attitude et position désirées. Sa performance est aussi renforcée par l'algorithme de génération de trajectoire et les réseaux de neurones. La loi de commande est ensuite appliquée pour commander un quadrirotor, l'avion convertible et l'avion basculant tri-rotor. Pour l'avion convertible, la commande d'attitude a été adaptée en utilisant le formalisme des quaternions. Parallèlement, un simulateur a été développé, il permet de développer, d'exécuter et de tester le programme du prototype sur un ordinateur grâce à un modèle dynamique. Du côté expérimental, l'électronique embarquée a été conçu pour avoir un système embarqué de commande plus puissant et adaptable. La validation des lois de commande proposées a été réalisée sur la plate-forme expérimentale de l'avion convertible qui exécute les algorithmes en temps réel avec une bonne performance.
Conception de Lois de Commande Pour Un Avion Souple
To face developments towards ever increasing flexible aircraft in the aeronautical market, we present in this thesis a methodology to determine the control laws for a flexible aircraft. After having built a realistic model, we developed a method allowing the control surfaces and sensors to be selected according to sought aims. We will show that the direct eigenstructure assignment techniques, used for the rigid aircraft are not suitable for the flexible aircraft and we will propose three new synthesis methodologies. The first one consists in getting the best out of modal and optimal techniques through an optimization problem (mixed control). The next two are based on linear quadratic control with output feedback : in the first case we obtain a static corrector whereas, in the second case, output feedback is dynamic. The final control law is completed by a dynamic feedforward calculated to limit the couplings between the pilot and the structural vibrations. We also present tools for analyzing robustness in stability with regard to frequency and parametric uncertainties, and we will define several optimization algorithms allowing local improvement in the robustness of the control laws. Lastly, we have applied these techniques to several flexible aircraft models. The results obtained validate the techniques presented, and show that favorable control surfaces/sensors configurations make the calculation and implementation of flexible aircraft control easier.anagement U.