G-1 UAV Mk.2 testing
- Andrea Gatti
- 18 feb 2019
- Tempo di lettura: 6 min
Aggiornamento: 2 giu 2020
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Il primo decollo della versione aggiornata e migliorata del G-1 è avvenuto martedì 12 febbraio, in condizioni meteo appena accettabili: malgrado la visibilità fosse ottima, il vento era tutt'altro che calmo (circa 20km/h) ma costante, cosa che ha permesso comunque lo svolgimento del test.
Il decollo è avvenuto tramite il lancio a mano, e il ridotto peso al decollo rispetto alla versione precedente ha mostrato subito i suoi vantaggi: è ora sufficiente una leggera corsa per accompagnare l'aereo in volo.
Eseguita la salita a piena potenza fino alla quota di sicurezza, si eseguono le prime verifiche sulla controllabilità generale della macchina. L'aerodinamica curata delle semiali, tramite l'introduzione del diedro e dello svergolamento, ha contribuito notevolmente alla facilità di pilotaggio: gli alettoni sono sempre efficaci e la perdita di portanza dovuta allo stallo è sempre graduale, permettendo un facile recupero senza alcuna variazione dell'angolo di rollio e con un carico di lavoro sul pilota decisamente minimo.
Verificato quindi il normale e intuitivo comportamento della macchina, si inserisce la modalità di volo FBWA (controllo dell'assetto) precedentemente tarato sul G-1 Mk.1.
Essendo l'aerodinamica dei comandi, le inerzie e gli attuatori comparabili tra le due versioni, la taratura del controllo ha dimostrato sufficiente accuratezza nel mantenimento del setpoint di assetto richiesto durante il pilotaggio. E' stato così possibile trimmare il velivolo per una planata a 11 m/s di velocità inidicata, concludendo la missione con un atterraggio perfetto nonostante il vento dopo circa 15 minuti di volo.
Disarmati i sistemi di bordo, si procede con il download dei dati memorizzati all'interno dell'Arducopter ma, come previsto, la memoria flash ridotta di questo hardware ha permesso di salvare i dati di volo unicamente degli ultimi 5 minuti. L'esito del primo volo è comunque più che soddisfacente e ha fatto emergere le seguenti criticità:
La registrazione dei dati necessita miglioramenti;
Il centraggio del velivolo necessita una soluzione migliore della zavorra da 200 grammi applicata nel vano batteria. Essendo infatti il baricentro del velivolo eccessivamente arretrato, si può procedere riprogettando gli impennaggi di coda così da renderli più leggeri; sostituire la trave di coda in alluminio con una tubo in carbonio dello stesso diametro o anche installare una batteria più capiente (quindi più pesante) nel vano batterie al fine di portare in una posizione più avanzata il baricentro.
Necessario configurare le funzioni FAILSAFE per assicurare il rientro della macchina al punto di partenza per ogni eventualità.
Sistemate le criticità emerse durante il primo volo, una nuova serie di voli è stata intrapresa sabato 16 febbraio, con lo scopo di ottenere dati circa le prestazioni di autonomia oraria della macchina. Le condizioni meteo in questa occasione erano decisamente migliori, anche se, una volta raggiunta la quota di Loiter una leggera turbolenza ha impattato in modo significativo e apprezzabile sulle prove svolte.
Questa volta è stato possibile registrare una notevole quantità dei dati di volo.
Per investigare quindi la massima autonomia oraria alla velocità di progetto pari a 10 m/s è stato eseguito il seguente profilo di missione:
Decollo in manuale;
Salita in modalità controllo d'assetto fino a quota di sicurezza;
Esecuzione di una triaiettoria circolare per un tempo indefinito, a velocità indicata costante. Il raggio del'orbita è stato scelto in modo da "simulare" quanto più possibile una traiettoria rettilinea per la corretta valutazione delle prestazioni di endurance, mantenendo nel contempo il contatto visivo e la piena autorità sul velivolo;
Interruzione dell'orbita quando la batteria raggiunge un livello di carica pari al 30%.
Planata fino all'ingresso per il circuito di atterraggio;
Atterraggio in modalità controllo d'assetto, con il 30% della potenza applicata per mantenere una velocità di avvicinamento variabile tra i 13 e i 14 m/s, così da avere la piena autorità dei comandi e riduzione a zero della manetta a pochi metri dal suolo.
Diversi voli si sono resi necessari per la messa a punto di questo profilo di missione. Le analisi in seguito riportate si riferiscono quindi all'ultimo dei 4 voli intrapresi sabato 16 febbraio.
Si osserva che, eseguendo un fit del prim'ordine sulla potenza erogata dalle batterie nella fase di orbita, si ottiene una retta i cui punti sono tutti inferiori al limite precedentemente imposto di 100W (linea rossa tratteggiata) con un buon margine. Ne consegue quindi che, installando i pannelli solari sull'intera superficie del velivolo (pari a circa 1 metro quadrato) è ragionevole affermare la fattibilità di un volo sostenuto dai pannelli solari a patto di non inficiare in maniera eccessiva nè l'aerodinamica nè il peso massimo al decollo. Se si considera infatti, tramite un conto grossolano, che l'irraggiamento solare ha una potenza media per unità di area sul suolo italiano pari a 1kW per metro quadro (a mezzogiorno, in condizioni di cielo sereno) e l'efficienza dei pannelli solari è circa 0.2, su un metro quadro di superficie "pannellata" si possono ottenere 200W, più che sufficienti anche per la ricarica delle batterie in volo.
Si può inoltre osservare un altro risultato non meno interessante: la potenza erogata dalle batterie mostra un chiaro trend in aumento durante l'esecuzione dell'orbita. Tale aumento è dovuto al fatto che, per un mancato settaggio della velocità indicata nella fase di orbita, l'autopilota ha assunto un valore di velocità IAS pari 12 m/s (un settaggio di default). Scoperto l'errore, la velocità viene correttamente ridotta a 10 m/s aggiornando i parametri del loiter come da programma di missione.
Come si può apprezzare dalla rappresentazione della velocità indicata (IAS, Indicated AirSpeed), in funzione del tempo di volo, la velocità viene mantenuta in maniera conservativa in quanto il valore impostato per l'orbita pari a 10 m/s risulta pari al limite inferiore di velocità per le porzioni di missione svolte in maniera automatica. Tuttavia, con l'aiuto delle etichette sul grafico si apprezza come il fit al prim'ordine ha comunque una lieve tendenza in diminuzione, indice del fatto che la fase di loiter è incominciata con una IAS "media" pari a 11.3 m/s e si è conclusa con una IAS "media" pari a 10.75 m/s.
Confrontando quindi i primi due grafici si osserva che al ridursi della velocità di volo (quindi all'aumentare del tempo in questi grafici) la potenza erogata cresce da 56 W a quasi 75W.
Ne consegue quindi che il velivolo stava operando in secondo regime, ovvero nel tratto del diagramma di Pénaud (o anche grafico Potenza-velocità) compreso tra la velocità di stallo e il minimo assoluto di potenza necessaria al volo. Tale deduzione è importante in quanto segna la direzione delle successive prove di volo volte allo studio della massima autonomia oraria, incrementando per successivi step la velocità di volo (IAS).
Tali deduzioni sono confermate dallo studio dell'efficienza del velivolo nella fase di loiter. Si osserva infatti una riduzione del valore di E (ovvero l'efficienza) all'aumentare del tempo di volo, che ricordiamo essere corrispondente ad una progressiva riduzione della velocità indicata.
Durante quest'utlima missione l'autonomia oraria ha raggiunto i 26 minuti. Nulla di eccezionale, ma dobbiamo considerare la dimensione della batteria installata che attualmente è una Li-Po 3S da 4000mAh.
I dati ottenuti rappresentano comunque una grossolana approssimazione di quelle che sono le reali prestazioni del velivolo in quanto la moderata turbolenza incontrata in questa ultima prova ha costretto il sistema di controllo a notevoli azioni correttive della traiettoria di loiter, con inevitabile peggioramento delle prestazioni del sistema.
Le successive prove di volo riguarderanno lo studio della polare aerodinamica eseguendo il loiter a differenti velocità di volo. Una volta individuata la velocità di minima potenza necessaria, ovvero il minimo assoluto del diagramma potenza - velocità, si potranno studiare:
Passo e diametro elica per minimizzare la potenza necessaria al volo in quella particolare configurazione;
Sensitività delle prestazioni rispetto al carico pagante;
Studio della polare aerodinamica in maniera "canonica", ovvero tramite l'esecuzione di una serie di planate con il velivolo trimmato a differenti velocità di volo senza potenza applicata (power-off).
ecc...
Ulteriori miglioramenti sono ancora da implementare. Sono in programma infatti:
Un'ulteriore riduzione del peso a vuoto tramite il redesign degli impennaggi orizzontali usando una struttura più semplice (modifica che comporterà anche miglioramenti aerodinamici)
Trave di coda in carbonio invece che in alluminio;
Installazione di un motore elettrico con potenza massima minore pari a 300W invece degli attuali 680W disponibili, dal momento che le attuali prestazioni di salita sono esagerate per il tipo di macchina;
Rinforzo longherone posteriore (supporto alettoni) e nuova intelatura così da ridurre la discontinuità ora eccessiva tra le semiali e gli alettoni, discontinuità dovuta a inaccuratezze costruttive che comportano inefficienze aerodinamiche e di controllo.
Apertura dell'inviluppo di volo, con studi sulla tipologia e sulla velocità di stallo.
Studio della sospetta correlazione degli errori bussola con percentuale manetta a causa dei campi magnetici dovuti alle elevate correnti tra ESC e motore.
Desidero utilizzare tale velivolo in affiancamento al Cularis del Politecnico di Milano per lo svolgimento del mio lavoro di tesi sull'identificazione aerodinamica di droni ad ala fissa.
