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Authors
Advisor(s)
Abstract(s)
The present work focused on the implementation and validation of an in-flight thrust measuring system using onboard instrumentation. This system was integrated and tested onboard the 01¬harapo UAV, from the Aerospace Sciences Department of University of Beira Interior, resulting from the need to have a fully equipped and instrumented flying test bed to assess and validate variable span wings prototypes using morphing technologies. This system comprises a force transducer (load cell) and a compatible signal conditioner which filters and amplifies the load cell signal. An infra-red temperature sensor was also added to the system in order to correct the thrust readings for temperature effects. The load cell signal conditioner and temperature sen¬sor communicate with the UAV flight management unit which works as data acquisition system. The in-flight parameters regarding propeller thrust and load cell temperature can be real-time monitored. The load cell was completely characterised in terms of its calibration curves both within and without the compensated range. Then, an assessment was conducted to quantify the UAV transmission shaft friction magnitude. Thereafter, with both the load cell calibration curves and with the friction compensation equation, the final in-flight thrust equations were found and implemented into the UAV flight management unit. At this stage, the entire in-flight thrust measuring system was characterized in terms of its performance, that is, in terms of its non-repeatability, non-linearity, hysteresis and creep. Regarding the system validation process, in-flight and wind tunnel tests were performed. These tests were conducted for different air¬speeds and different throttle settings in order to obtain thrust values for different propeller advance ratios. An uncertainty analysis was also carried out with the aim of attaining the accu¬racy and precision level of the various results obtained. ln general, for lower throttle settings (below 35% of the full throttle), the system seems to have low sensitive to measure low thrust magnitudes. Nevertheless, and despite all the factors that had a negative effect on the mea¬suring system accuracy, for throttle settings above 35% the in-flight thrust values showed a satisfactory agreement with the corresponding wind tunnel ones. For future system iterations, a few enhancements were proposed as well.
O presente trabalho focou-se na implementação e validação de um sistema de medição de tração em voo usando instrumentação a bordo. O sistema foi integrado e testado a bordo da aeronave não tripulada "Olharapo", pertencente ao Departamento de Ciências Aeroespaciais da Universidade da Beira Interior, como necessidade de se ter uma plataforma aérea totalmente equipada e instrumentada a fim de se avaliarem e validarem protótipos de asas de envergadura variável recorrendo a tecnologias morphing. Este sistema é composto por um transdutor de força (célula de carga) e por um condicionador de sinal compatível, o qual filtra e amplifica o sinal da célula de carga. Um sensor de temperatura de infravermelhos foi também adicionado ao sistema com o intuito de corrigir as leituras de tração para efeitos de temperatura. O condicionador da célula de carga bem como o sensor de temperatura comunicam com a unidade de gestão de voo da aeronave não-tripulada, a qual funciona como sistema de aquisição de dados. Os parâmetros de voo relativos à tração da hélice e à temperatura da célula de carga são monitorizados em tempo real. A célula de carga foi completamente caracterizada em termos das suas curvas de calibração, tanto dentro como fora do seu compensated range. De seguida, foi conduzida uma avaliação para quantificar a magnitude do atrito do veio de transmissão da aeronave. Após, com ambas as curvas de calibração da célula de carga bem como com a equação de compensação do atrito, as equações finais para a tração foram encontradas e implementadas na unidade de gestão de voo da aeronave. Nesta fase, todo o sistema de medição de tração em voo foi caracterizado em termos do seu desempenho, isto é, em termos da sua não-repetibilidade, não linearidade, histerese e fluência. No que respeita ao processo de validação do sistema, foram conduzidos testes em voo e em túnel de vento. Estes testes foram realizados para diferentes velocidades de escoamento e para diferentes frações de acelerador de forma a obter valores de tração para diferentes razões de avanço da hélice. Um estudo de análise de incertezas foi também realizado a fim de se perceberem quais os níveis de precisão e exatidão dos diferentes resultados obtidos. No geral, para frações de acelerador reduzidas (abaixo dos 35%), o sistema parece ter pouca sensibilidade para medir baixas magnitudes de tração. No entanto, e apesar de todos os fatores que exerceram um efeito negativo na precisão do sistema, para frações de acelerador acima dos 35%, os resultados de voo exibem uma concordância satisfatória com os seus correspondentes obtidos em túnel de vento. Para futuras iterações do sistema, alguns melhoramentos são também propostos.
O presente trabalho focou-se na implementação e validação de um sistema de medição de tração em voo usando instrumentação a bordo. O sistema foi integrado e testado a bordo da aeronave não tripulada "Olharapo", pertencente ao Departamento de Ciências Aeroespaciais da Universidade da Beira Interior, como necessidade de se ter uma plataforma aérea totalmente equipada e instrumentada a fim de se avaliarem e validarem protótipos de asas de envergadura variável recorrendo a tecnologias morphing. Este sistema é composto por um transdutor de força (célula de carga) e por um condicionador de sinal compatível, o qual filtra e amplifica o sinal da célula de carga. Um sensor de temperatura de infravermelhos foi também adicionado ao sistema com o intuito de corrigir as leituras de tração para efeitos de temperatura. O condicionador da célula de carga bem como o sensor de temperatura comunicam com a unidade de gestão de voo da aeronave não-tripulada, a qual funciona como sistema de aquisição de dados. Os parâmetros de voo relativos à tração da hélice e à temperatura da célula de carga são monitorizados em tempo real. A célula de carga foi completamente caracterizada em termos das suas curvas de calibração, tanto dentro como fora do seu compensated range. De seguida, foi conduzida uma avaliação para quantificar a magnitude do atrito do veio de transmissão da aeronave. Após, com ambas as curvas de calibração da célula de carga bem como com a equação de compensação do atrito, as equações finais para a tração foram encontradas e implementadas na unidade de gestão de voo da aeronave. Nesta fase, todo o sistema de medição de tração em voo foi caracterizado em termos do seu desempenho, isto é, em termos da sua não-repetibilidade, não linearidade, histerese e fluência. No que respeita ao processo de validação do sistema, foram conduzidos testes em voo e em túnel de vento. Estes testes foram realizados para diferentes velocidades de escoamento e para diferentes frações de acelerador de forma a obter valores de tração para diferentes razões de avanço da hélice. Um estudo de análise de incertezas foi também realizado a fim de se perceberem quais os níveis de precisão e exatidão dos diferentes resultados obtidos. No geral, para frações de acelerador reduzidas (abaixo dos 35%), o sistema parece ter pouca sensibilidade para medir baixas magnitudes de tração. No entanto, e apesar de todos os fatores que exerceram um efeito negativo na precisão do sistema, para frações de acelerador acima dos 35%, os resultados de voo exibem uma concordância satisfatória com os seus correspondentes obtidos em túnel de vento. Para futuras iterações do sistema, alguns melhoramentos são também propostos.
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Keywords
Célula de Carga Condicionador de Sinal Medição Em Voo Sensor de Temperatura Tração Transdutor de Força Túnel de Vento Uav