Preparação de uma plataforma UAV para ensaio de uma asa de envergadura variável

O presente trabalho tem como objectivo principal a preparação de uma plataforma UAV (Unmanned Aerial Vehicle) e o desenvolvimento final de uma asa morphing de envergadura variável para que, posteriormente, o seu desempenho em voo seja avaliado. Esta asa foi adaptada à plataforma UAV, tendo sido construídas duas carenagens, realizados reforços estruturais, construídas novas cremalheiras e veios de servo-motores para actuação das partes móveis da asa e implementado um novo sistema de alimentação. A plataforma de ensaios UAV foi adaptada, tendo em conta os requisitos dos ensaios de voo da asa de envergadura variável. Para isso, foi reconstruido um novo apoio do veio do motor, foram abertas duas entradas de ar de refrigeração do motor e construída uma empenagem em H. A mesma plataforma foi devidamente instrumentada no sentido de adquirir a informação de voo necessária à caracterização do desempenho da asa telescópica. Foi realizada uma análise da taxa de rolamento da asa de envergadura variável, tendo em conta a variação da posição do centro de gravidade, na direcção da envergadura. A asa telescópica foi testada dinamicamente para avaliar o seu comportamento quando carregada aerodinamicamente. Vários ensaios de voo foram levados a cabo para testar a plataforma UAV. Ao longo desses testes foi avaliado o desempenho em voo de uma asa convencional para servir de referência aos ensaios da asa de envergadura variável

Avaliação em Voo das Características de uma Asa de Envergadura Variável

O presente documento descreve o trabalho desenvolvido relativo à instrumentação e ensaios de voo de avaliação do desempenho aerodinâmico do veículo aéreo não tripulado (Unmanned Aerial Vehicle – UAV) desenvolvido no Departamento de Ciências Aeroespaciais (DCA) da Universidade da Beira Interior. Este UAV, denominado Olharapo, possui duas configurações diferentes: a primeira com uma asa convencional fixa instalada e outra com uma asa morphing de envergadura variável (VSW). Diversos sistemas de voo, tais como um sistema First Person View (FPV), um sistema de rádio controlo de longo alcance e um piloto automático, foram incorporados de forma a adquirir toda a informação essencial para a determinação da eficiência aerodinâmica de ambas as asas e para permitir o controlo e comunicações em tempo real. Para validar de forma segura a integração de todos estes sistemas, foi utilizado um aeromodelo denominado Skywalker. Após diversos testes de voo com este aeromodelo, verificou-se que todos os sistemas funcionaram da forma pretendida, permitindo assim a sua instalação no UAV Olharapo. Foram realizados diversos voos direcionados para a determinação do desempenho aerodinâmico, onde se obteve uma curva de eficiência aerodinâmica bem definida para o UAV com a asa convencional instalada. A razão de planeio máxima atingida com esta asa foi de 10 para uma velocidade correspondente de 15.4 m/s e coeficiente de sustentação (CL) de 0.71. Em relação à VSW, três configurações distintas de envergadura foram ensaiadas, sendo uma configuração de envergadura máxima de 2.5m, uma configuração intermédia de 2m e uma configuração de envergadura mínima de 1.5m. Apesar de não existir ainda informação suficiente que caracterize a curva de eficiência da VSW, duas principais zonas de pontos de eficiência foram observadas. Para a configuração de envergadura máxima, obteve-se uma razão de planeio de 8.5 a uma velocidade correspondente de 15 m/s e CL de 0.67. Em relação à configuração de envergadura intermédia, foi possível constatar que para baixos coeficientes de sustentação, a razão de planeio tendia para os mesmos valores obtidos para o UAV com a asa convencional instalada. Tal facto pode levar à conclusão que a determinado momento, a eficiência aerodinâmica da VSW possa ultrapassar a da asa convencional. De forma a caracterizar na sua plenitude a eficiência aerodinâmica do UAV com a VSW instalada, deverão ser realizados um maior número de ensaios de voo, particularmente com baixos coeficientes de sustentação.The present document describes the work developed regarding the instrumentation and flight testing, to evaluate the aerodynamic performance, of the Unmanned Aerial Vehicle (UAV) developed at the Department of Aerospace Sciences of University of Beira Interior. This UAV, called Olharapo, has two different configurations: one fitted with a conventional fixed wing and another with a variable span morphing wing (VSW). Several flight systems, such as a First Person View (FPV) system, a long range radio control system and an autopilot, were integrated and incorporated in order to acquire all the relevant data for aerodynamic efficiency determination of both wings and to allow real time control and communications. To safely validate the integration of all these systems, an off-the-shelf RC model called Skywalker was used. After several flight tests with this RC model, all the systems proved to work properly, allowing their installation on the Olharapo UAV. A series of flights aimed for aerodynamic performance determination were conducted where a curve of aerodynamic efficiency for the conventional fixed wing was obtained. For this wing, the maximum lift-to-drag ratio achieved was 10 for a corresponding airspeed of 15.4 m/s and lift coefficient (CL) of 0.71. Regarding the VSW, three different wingspan configurations were tested: a full wingspan configuration of 2.5m, an intermediate configuration of 2m, and a minimum wingspan configuration of 1.5m. Although there were not data that could completely characterize the efficiency curve for the VSW, two major clusters of efficiency points were observed. For the full wingspan configuration, a lift-to-drag ratio of 8.5 was obtained at a airspeed of 15.7 m/s and CL of 0.67. Concerning the intermediate wingspan configuration, it was possible to perceive that for low lift coefficients, the lift-to-drag ratio tends to the same values obtained for the UAV with the conventional wing. This may indicate that at a certain speed, the aerodynamic efficiency of the VSW can surpass that the conventional fixed wing. In order to fully characterize the UAV aerodynamic performance with the VSW, more flight tests should be conducted particularly at low lift coefficients

Design of a variable-span morphing wing

The present work focuses on the study, design and validation of a variable-span morphing wing to be tted to the UAV \Olharapo". Using an optimization code, which uses a viscous two-dimensional panel method formulation coupled with a non-linear liftingline algorithm and a sequential quadratic programming optimization routine, na aerodynamic analysis is performed to estimate the optimal values of wing span which ensure minimum drag across the ight speed envelope. The UAV ies in a relatively short speed range - from about 12 m/s to 30 m/s. Near its maximum speed it is possible to obtain a 20% drag reduction with the variable-span wing in comparison with the original xed wing. A stability analysis is also performed to estimate the roll rate available with asymmetric span control. The variable-span wing matches the aileron in terms of roll power and maximum roll rate. It is concluded that roll control is possible with asymmetric span control. A new electro-mechanical actuation mechanism is developed using a simple and cheap rack and pinion system. The wing model is designed with graphical CAD/CAM tools and then a full scale model is built for bench testing the wing/actuator system. The concepts used on the morphing wing for both xed and movable part are considered simple and e ective. The actuation concept is also feasible but needs improvements in the attenuator. A powerful servo is also needed to more easily deploy the wing. Some future modi cations at structural level and ideas for an in-flight automatic span controller are also presented.O presente trabalho centra-se no estudo, concepcão e validação de uma asa de envergadura variável para aplicação no UAV \Olharapo". Usando um código de optimização, que usa uma formulação de painéis viscoso bidimensional acoplado a um algoritmo de linha sustentadora não-linear e uma rotina de optimização de programação sequencial quadrática, é realizada uma análise aerodinâmica para estimar os valores óptimos de envergadura de forma a garantir um arrasto mínimo para todas as velocidades do envelope de voo. O UAV opera numa gama de velocidades relativamente pequena - de 12 m/s a 30 m/s, sensivelmente. Próximo da velocidade máxima é possível obter uma redução de 20% no arrasto com a asa de envergadura variável em comparação com a asa fixa original. É realizada uma análise de estabilidade com o objectivo de estimar a taxa de rolamento disponível com controlo assimétrico de envergadura. O desempenho da asa de envergadura variável é idêntico ao da asa original com ailerons em termos de poder de rolamento e de taxa de rolamento. Conclui-se que o controlo de rolamento pode ser efectuado com controlo assimétrico da envergadura. É feita a concepcão de um novo sistema actuador eletro-mecânico recorrendo a um sistema simples de pinhão e cremalheira. O modelo da asa é projectado recorrendo a ferramentas CAD/CAM e posteriormente construído para que o sistema asa/actuador seja testado em bancada. Os conceitos usados na asa morphing para a parte fixa e móvel são considerados simples e efectivos. O sistema de actuação é funcional mas necessita de melhoramentos ao nível do atenuador e requer um servo mais potente para uma actuação da asa mais fácil. Algumas modicações futuras a nível estrutural e algumas ideias para o desenvolvimento de um controlador para regulação automática da envergadura são também apresentadas

Development and testing of a variable-spam morphing wing

The present work focuses on the development and validation of a variable-span morphing wing (VSW) to be fitted to a mini UAV. An electro-mechanical actuation mechanism is developed using a simple rack and pinion system. The wing model is designed with the help of graphical CAD/CAE tools and then a full scale model is built for bench testing the strength, power consumption, deployment time and efficiency. The concepts used on the morphing wing for both fixed and moving wing parts are considered simple and effective. Construction methods and materials were evaluated in order to obtain a system as reliable as possible. Still, in future work the VSW structure can be improved by changing some interface components to achieve a smoother deployment. Also, some work is planned on the design optimization code: implementation of a coupled aero-structural analysis model for simultaneous aerodynamic and structural design optimization problems. Main results: deployment times; efficiency.O presente trabalho apresenta o desenvolvimento e ensaio de uma asa de envergadura variável actuada por um sistema electromecânico simples para aplicação no UAV “Olharapo”. Um mecanismo de accionamento electromecânico é desenvolvido com base num sistema de cremalheira e pinhão. O modelo da asa é projectado com a ajuda de ferramentas gráficas CAD / CAE e, em posteriormente, é construído um modelo em escala para ensaios quanto a resistência, consumo de energia, tempo de extensão/retracção e eficiência. Os conceitos utilizados na asa morphing para ambas as partes, fixas e móveis, da asa são consideradas simples e eficazes. Foram avaliados métodos e materiais de construção no intuito de obter um sistema mais fiável e eficaz. Ainda assim, em trabalhos futuros a estrutura VSW pode ser melhorada alterando alguns componentes de interface para conseguir uma actuação mais suave e eficaz. Além disso, é previsto no código de optimização de envergadura capaz de controlar esta em função da velocidade

Desenvolvimento e teste de um flape contínuo usando o conceito de rotating rib

As mudanças significativas das condições de voo aliadas a múltiplos pontos de projecto fixos comprometem o desempenho de uma aeronave. A aplicação da tecnologia de asa adaptativa permite explorar integralmente o potencial do escoamento em cada ponto do envelope de voo. Este trabalho apresenta o desenvolvimento de um flape contínuo aplicando o conceito de Rotating Rib (RR). Este flape não possui qualquer descontinuidade na superfície da asa e a curvatura da asa é alterada numa linha de articulação comum. A diferença reside no facto de o revestimento da asa não ser interrompido na zona da articulação mas flectir para acompanhar a rotação da nervura interna. Desta forma, o arrasto parasita que resulta da presença da fenda deixa de existir, pelo que a asa fica aerodinamicamente mais limpa. De forma a obter validação funcional e aerodinâmica do conceito adoptado, procedeu-se à implementação e ensaio aerodinâmico do mecanismo. Estes resultados aerodinâmicos são comparados com um flape convencional equivalente para quantificar as vantagens do novo conceito.Significant changes of flight conditions during a typical mission accounted by multiple, but fixed design points, compromise aircraft performance. Applying adaptive wing technology allows the fully exploration of the flow potential at each point of the flight envelope. This work presents the development of a continuous flap applying the Rotating Rib (RR) concept. This flap has no discontinuity in the wing surface and the camber of the wing is modified in a typical hinge line. The difference is that the skin of the wing is not interrupted in the zone of the hinge but it bends to follow the rotation of the internal ribs. In doing such, the parasite drag, that result due to the presence of the gap, no longer exists thus producing an aerodynamically cleaner wing. In order to obtain the functional and aerodynamic validation of the adopted concept, the implementation and aerodynamic testing of a mechanism are performed. These aerodynamic results are compared with an equivalent conventional flap to quantify the new concept advantages

Structural analysis of a variable-span wing-box

This dissertation describes the work done to analyse the wing-box of a variable-span wing. Based on previous work in the CHANGE project the main objective of this study is the experi-mental analysis of the wing-box structure’s prototype build at Universidade da Beira Interior, one of the CHANGE project partners. Surrounding the preliminary design of this project, a nu-merical model written, concerning a parallel work, was modified and used to analyse the mass and displacement variations according to the moving fraction and semi-span of the morphing wing-box. It was first dimensioned the jig to statically validate this structural model that con-cerns the following work. Through the use of Computer Aided Design tools and numerical cal-culation, it was designed and built an experimental setup. Based on computational structural analysis tools, the numerical model allowed the parametric study of the preliminary wing-box design comprising the mass and displacement changes in accordance of the two following pa-rameters: moving fraction and semi-span. In order to complement this study, various configu-rations of the preliminary wing-box were analysed such as the reduction of the composite sand-wich skin’s thickness. With the help of programming tools two polynomial functions were cal-culated from the respective variations previous described. Finally, experimental tests were performed on the prototype of the preliminary wing design. The numerical model was validated and the values are in good agreementEsta dissertação de mestrado descreve o trabalho realizado para analisar a estrutura da caixa de torção de uma asa de envergadura variável. Com base no trabalho realizado anterior-mente no projeto CHANGE o principal objetivo desta dissertação é a validação do modelo nu-mérico, feito por Pedro Santos, da caixa de torção envolvente no desenho preliminar para este projeto. Primeiramente foi dimensionado o estaleiro para validar estaticamente este modelo estrutural em que se constituiu o seguinte trabalho. Através do uso de ferramentas computaci-onais de desenho (CAD) e cálculo numérico, foi projetada e construída a montagem experimen-tal. Com base em ferramentas de análise estrutural computacional, o modelo numérico permi-tiu o estudo paramétrico, um dos objetivos deste trabalho. De modo a complementar este estudo, foram analisadas várias configurações da asa preliminar para compreender a variação do peso da estrutura e da flexão de acordo com a fração da envergadura móvel. Com a ajuda de ferramentas de programação obtiveram-se dois polinómios calculados a partir das respetivas variações anteriormente descritas. Finalmente foram feitos testes experimentais no protótipo do desenho da asa preliminar.

Mission-Based Multidisciplinary design optimization methodologies for unmanned aerial vehicles with morphing technologies

One of the most challenging aspects of aircraft design is to synthesize the mutual interactions among disciplines in order to achieve enhanced design solutions from the earliest stages of the design process. The complexity of the aircraft physics and the multiple couplings between disciplines complicates this task. The advance of design tools and optimization methods alongside with the computer’s exponential increase in data handling capacity is paving the way for the development of comprehensive multidisciplinary design codes that gradually contribute to a paradigm change, leading to a revolution in the design methodologies. The research work presented in this thesis features two unmanned aerial vehicles preliminary design optimization methodologies - a Parametric Design Analysis and a Multilevel Design Optimization. A specific code has been developed for each methodology, with low-fidelity models being used for the main design disciplines, namely the aerodynamics, propulsion, weight, static stability and dynamic stability. To increase the usability of the codes a graphical user interface for both programs has also been developed. The first methodology is called Parametric AiRcRaft design OpTimization (PARROT) and relies on a parametric study that optimizes the wing layout for one of two different goals: surveillance mission or maximum payload. Whereas in the former the goal is to maximize the flight range or endurance, the latter’s objective is to maximize the useful payload lifted. Constraints include the take-off distance, climb rate, bank angle, cruise velocity, among others. The results have shown to be in line with some experimental benchmarking data and to allow the user to easily evaluate the impact of varying two key design variables (wing mean chord and wingspan) on multiple performance metrics, thus significantly contributing to help the designer’s decision-making process. The second methodology is called MulTidisciplinary design OPtimization (MTOP) and adopts the Enhanced Collaborative Optimization (ECO) architecture, together with a gradient-based optimization algorithm. As the goal is to minimize the energy consumption for the specified mission profile, it results in an unconstrained system problem which aims to assure compatibility between subspaces and dully constrained subspace level problems, which aims to minimize the energy consumption. Instead of each subspace representing the traditional design disciplines (e.g. aerodynamics, structures, stability, etc), the author has chosen to make a different subspace out of each flight stage (e.g. take-off, climb, cruise, etc). The main reason for this choice was the inclusion of morphing technologies as part of the optimization process, namely a variable span wing (VSW), a variable camber flap (VCF) and a variable propeller pitch (VPP). The software final output is the combination of design variables that better suits the objective function subjected to the design constraints. The results have shown how the selection of the optimum combination of morphing/adaptive technologies highly depends on the mission profile. Moreover, the morphing mechanisms weight has a strong impact on the overall performance, which is not easily grasped without an optimization methodology like the one presented. Globally, these two methodologies foster a more efficient and effective preliminary design stage by feeding the designer’s decision-making process with a large set of relevant data.Um dos aspetos mais desafiantes do projeto de aeronaves é a gestão das múltiplas interações entre disciplinas, com vista à obtenção de soluções de projeto otimizadas desde os primeiros estágios do projeto de aeronaves. A complexidade da física aeronáutica e os múltiplos acoplamentos entre disciplinas complicam esta tarefa. Com o desenvolvimento de ferramentas de projeto e metodologias de otimização aliadas ao aumento exponencial da capacidade de processamento dos computadores e o desenvolvimento de abrangentes códigos de otimização multidisciplinar estão a contribuir para uma mudança de paradigma, que se espera vir a revolucionar os atuais processos de projeto aeronáutico. Esta investigação inclui duas metodologias de otimização de projeto preliminar de veículos aéreos não-tripulados - uma otimização paramétrica e uma otimização multinível. Foi desenvolvido um código para cada metodologia, tendo sido utilizados modelos de baixa-fidelidade para as várias disciplinas de projeto, nomeadamente aerodinâmica, propulsão, peso, estabilidade estática e dinâmica. Para aumentar o leque de utilizadores, foi desenvolvido um interface gráfico para ambos os programas. A primeira metodologia denomina-se Parametric AiRcRaft design OpTimization (PARROT) e segue uma abordagem paramétrica que otimiza a geometria da asa para um de dois objetivos: missão de vigilância ou máximo peso. Enquanto na primeira o objetivo passa por otimizar o alcance ou autonomia, na segunda o foco passa por maximizar o peso útil sustentado. Constrangimentos incluem a distância de descolagem, a velocidade de subida, o ângulo de pranchamento, a velocidade cruzeiro, entre outros. Os resultados mostraram estar em linha com resultados experimentais de referência e ainda permitir ao utilizador avaliar o impacto da variação de duas variáveis-chave (corda média aerodinâmica e envergadura) em diversas métricas de desempenho, desta forma contribuindo significativamente para auxiliar o processo decisório do engenheiro de projeto. A segunda metodologia chama-se MulTidisciplinary design OPtimization (MTOP) e adota a arquitetura Enhanced Collaborative Optimization (ECO), juntamente com um algoritmo de otimização do tipo gradiente. Uma vez que o objetivo passa por minimizar a energia consumida para um perfil de missão específico, cinge-se a um problema de otimização não constrangido ao nível do sistema, a solução do qual visa a compatibilidade entre subespaços, e um problema devidamente constrangido com o objetivo de minimizar a energia consumida ao nível dos subespaços. Ao invés de cada subespaço representar as disciplinas tradicionais de projeto (e.g. aerodinâmica, estruturas, estabilidade, etc), o autor decidiu criar um subespaço diferente para cada estágio da missão (e.g. descolagem, subida, cruzeiro, etc). A principal razão para esta escolha foi a inclusão de metodologias adaptativas como parte do processo de otimização, nomeadamente uma asa de envergadura variável (VSW), um perfil alar com curvatura variável através de um flap (VCF) e um hélice de passo variável (VPP). O resultado final é a combinação de variáveis que melhor se adequa à função objetivo, sujeitos aos constrangimentos de projeto. Os resultados mostraram que a seleção da combinação de tecnologias adaptativas adequada está altamente dependente do tipo de missão. Além disso, o peso das tecnologias adaptativas tem um elevado impacto que não é facilmente percecionado sem uma metodologia de otimização como a que é apresentada. Globalmente, estas duas metodologias contribuem para um projeto preliminar mais eficaz e eficiente, alimentando a tomada de decisão do projetista com muita informação relevante

Estimativa da seção transversal e do volume de voçoroca usando aeronave remotamente pilotada

Trabalho de Conclusão de Curso (graduação)—Universidade de Brasília, Faculdade de Tecnologia, Departamento de Engenharia Florestal, 2020.A expansão do emprego de RPAs (Remotely-Piloted Aircraft) nos múltiplos campos da engenharia florestal é realidade atual. O presente trabalho teve como objetivo avaliar o uso de produtos cartográficos digitais (PCDs) derivados de dados adquiridos com o uso de RPAs, comparados com dados de topografia convencional, com propósito de interpretar e analisar as seções transversais de uma erosão hídrica do tipo voçoroca. A voçoroca estudada está localizada na região administrativa de Sobradinho II no Distrito Federal, caracterizada por clima Tropical e solos do tipo cambissolos háplicos. Para o levantamento por RPA foi utilizado um quadcóptero multirotor com o auxílio de pontos de controle e de verificação de campo. No levantamento por Topografia Convencional foi empregado um par de receptores de sinais GNSS, que operam no método de rastreio dos pontos do tipo Real Time Kinematic (RTK). A elaboração dos MDTs (Modelo Digital de Terreno) foi feita a usando os softwares Agisoft Metashape® e ArcMap® 10.6. Com a finalidade de avaliar a acurácia dos PCDs gerados por RPA, utilizou-se o software GeoPEC, que é baseado no Decreto nº 89.817 de 20 de junho de 1984. Os resultados apresentados pelo GeoPEC caracterizam o PCD como classe C, em escala 1/1.000 em planimetria. Em altimetria, o PCD alcançou a classe B em curvas de nível com equidistância em dois metros, conforme a classificação do PEC. Foram projetadas 15 seções transversais para as análises estatísticas de erros de medição. A maior diferença do erro absoluto médio observado foi -1,003 metros e o menor, foi 0,190 metros, com desvio padrão de 0,31 metros. A partir dos cálculos do NSE (Coeficiente de Nash-Sutcliffe), foram observadas que sete das 15 seções analisadas tiveram resultados adequados (NSE > 0,5) e oito seções apresentaram resultados inadequados (NSE<0,5). Por fim, os resultados comparativos dos volumes dos MDTs estudados, demonstraram amplitude volumétrica de 259,39 metros cúbicos. Os resultados deste estudo indicam que os PCDs elaborados a partir de dados da RPA apresentaram boa acurácia para a caracterização topográfica e a mensuração de voçorocas, apesar de haver discrepâncias planimétricas e altimétricas entre o levantamento feito usando dados de RPA e de Topografia Convencional.The expansion of the use of RPAs (Remotely-Piloted Aircraft) in the multiple fields of forest engineering is a current reality. The present study aimed to evaluate the use of digital cartographic products (PCDs) derived from data acquired with the use of RPAs, compared with data from Conventional Topography, with the purpose of interpreting and analyzing the cross sections of a gully erosion. The studied voçoroca is located in the administrative region of Sobradinho II in the Federal District, characterized by a tropical climate and soils of the Cambissolos type. For the survey by RPA, a multirotor quadcopter was used with the help of control points and field verification. In the survey by Conventional Topography, a pair of GNSS signal receivers were used, which operate in the method of tracking points of the type Real Time Kinematic (RTK). The elaboration of the MDTs (Digital Terrain Model) was made using the software Agisoft Metashape® and ArcMap® 10.6. In order to assess the accuracy of PCDs generated by RPA, the GeoPEC software was used, which is based on Decree nº 89.817 of June 20, 1984. The results presented by GeoPEC characterize the PCD as class C, in scale 1 / 1,000 in planimetry. In altimetry, the PCD reached class B in contour lines with an equidistance of two meters, according to the PEC classification. 15 cross sections were designed for statistical analysis of measurement errors. The biggest difference in the mean absolute error observed was -1.003 meters and the smallest was 0.190 meters, with a standard deviation of 0.31 meters. From the calculations of the NSE (Nash-Sutcliffe coefficient), it was observed that seven of the 15 sections analyzed had adequate results (SES> 0.5) and eight sections showed inadequate results (SES <0.5). Finally, the comparative results of the volumes of the MDTs studied, showed a volumetric amplitude of 259.39 cubic meters. The results of this study indicate that the PCDs elaborated from RPA data presented good accuracy for the topographic characterization and the measurement of gullies, despite there being planimetric and altimetric discrepancies between the survey made using data from RPA and Conventional Topography

Longitudinal flight control with a variable span morphing wing

The present study focuses on the design of a longitudinal flight controller for an unmanned aircraft equipped with dissymmetric variable-span system (VSMW or Variable-Span Morphing Wing). Its primary role consists in the longitudinal flight stabilization of the aeroplane while in levelled cruise flight, although, it was designed to offer longitudinal flight stabilization for other flight phases as well, such as e.g. take-off and landing. The stabilization algorithm relies on the most up-to-date developments in the state-of-the-art LQR and Batz-Kleinman controller techniques to stabilize the aircraft on its intended longitudinal attitude upon any small atmospheric disturbances inflicted. It was designed for the experimental UAV prototype Olharapo equipped with the VSMW, so it can automatically adjust the VSMW overall wingspan in accordance with the flight speed and stabilize the aircraft in the desired attitude, although, its modular concept allows it to be used for different configurations of the aircraft or even for a different aircraft. The development, simulation and testing of the algorithm were done using the MATLAB® software and the aircraft’s stability and control derivatives previously obtained using the XFLR5® software. Minor adaptations of the flight dynamics equations were performed to allow the compatibilization with the VSMW. The required implementation of imposed flight qualities was also performed to ensure proper scaling the controller weight matrix for optimal values. Finally, the algorithm was tested using three different methods: Classic Disturbances Simulation, Sinusoidal Pitch Variation Test Response and Random Pitch Variation Test Response.O presente trabalho consiste na projeção, programação e teste de um controlador de voo longitudinal destinado a uma aeronave não-tripulada equipada com um sistema de variação dissimétrica da envergadura das asas (conhecido como VSMW, asa dissimétrica ou asa telescópica). Este trabalho tem como principal objetivo desenvolver um controlador capaz de assegurar a estabilidade longitudinal da aeronave em voo nivelado a velocidade de cruzeiro, contudo, este foi também projetado para providenciar essa mesma estabilidade noutras fases de voo tais como a aterragem ou a descolagem. O algoritmo de estabilização baseia-se nas mais sofisticadas técnicas de controlo de voo atualmente disponíveis, mais concretamente LQR e Batz-Kleinman, para estabilizar a aeronave na atitude pretendida aquando da ocorrência de quaisquer pequenas perturbações atmosféricas que afetem a aeronave durante o voo. A aeronave a que se destina trata-se de um protótipo designado de Olharapo equipado com uma asa telescópica que permite ajustar a envergadura total das asas de acordo com a velocidade de voo. No entanto, o conceito modular da estrutura do programa permite que o controlador possa ser utilizado para diferentes configurações da mesma aeronave, ou até mesmo com uma aeronave totalmente diferente. Tanto o desenvolvimento como as simulações e testes do algoritmo foram efetuados com recurso ao software MATLAB® , tendo as necessárias derivadas de estabilidade e controlo iniciais sido providenciadas pelo software XFLR5® . As equações de voo foram devidamente adaptadas para permitirem uma compatibilização com o sistema da asa telescópica e a sua integração nos métodos de controlo LQR e Batz-Kleinman. As qualidades de voo da aeronave foram devidamente definidas e impostas ao controlador para garantir a afinação da matriz de ponderação para valores ótimos. Por fim, o algoritmo foi sujeito a três tipos de testes e simulações: Simulação Clássica por meio de Imposição de Perturbações Atmosféricas, Teste de Resposta a uma Variação Sinusoidal do Ângulo de Arfagem, e Teste de Reposta a uma Variação Aleatória do Ângulo de Arfagem

Airframe assembly, systems integration and flight testing of a long endurance electric UAV

The need to adopt new techniques and practices in the Aerospace Industry branch is a consequence of technological development. The present work aims to study the use of solar power as a main energy source in the aviation, in this case for a flight of long endurance of an unmanned air vehicle. This master thesis follows on previous works of the LEEUAV, where it was done the design and construction of a long endurance unmanned aerial system. Thus, the main objective of this work is the systems integration, flight testing and concepts validation. LEEUAV, a prototype of 4.5 meters’ wingspan and ultralight structure partially covered by solar cells was designed to fulfil a continuous flight mission of at least 8 hours on the equinox. The 5.42Kg remotely piloted aircraft was successfully tested showing the agreement with theoretical calculations already made. The longest flight achieved lasted more than 8.5 hours’ resulting in a total distance travelled of more than 75 km. In order to validate the airworthiness concept of the LEEUAV several flight tests were performed and their respective data (static and total pressure, air temperature, ground speed and pitch angle) was collected for further analysis, using a flight controller with multiple sensors on board. The results obtained allowed to study the general performance of the aircraft, the main defects, agreement with the theoretical results as well as determine the real values of aerodynamic coefficients (????, ????), through a reading and processing flight data algorithm in Software MATLAB. Finally, some future expectations for upcoming work are suggested in order to make the LEEUAV an Unmanned Aerial Vehicle of reference.A necessidade de adoção de novas técnicas e práticas no ramo da Indústria Aeronáutica é uma consequência do desenvolvimento tecnológico. O presente trabalho aborda o uso de energia solar como principal fonte de energia na aviação, com enfoque num voo de grande autonomia de uma aeronave não tripulada. Esta tese de mestrado surge na sequência de trabalhos anteriores relativos ao LEEUAV, nos quais se efetuou o projeto e construção de uma aeronave não tripulada de grande autonomia. Assim, o principal objetivo deste trabalho é a integração de sistemas, testes de voo e validação de conceitos. O UAV Solar LEEUAV é um protótipo de 4.5 metros de envergadura e de estrutura ultraleve parcialmente coberto de células fotovoltaicas sendo projetado para cumprir uma missão de voo contínuo de pelo menos 8h no equinócio. O avião de 5.42kg foi testado com sucesso mostrando a concordância com os cálculos teóricos já elaborados. O voo mais longo conseguido foi de 3.13 horas correspondendo a uma distância total percorrida de 96.265 km. De modo a validar o conceito de aeronavegabilidade do LEEUAV foram efetuados vários voos de teste e recolhidos dados de voo (pressão estática e dinâmica, temperatura do ar, velocidade no solo e ângulo de arfagem) para posterior análise, utilizando um controlador de voo com múltiplos sensores a bordo. A análise dos resultados obtidos permitiu precisar o desempenho geral da aeronave, os principais defeitos, concordância com os resultados teóricos assim como determinar os valores reais dos coeficientes aerodinâmicos (???? , ????) através de um algoritmo de leitura e processamento de dados de voo, em Software MATLAB. Por fim, são referidas algumas sugestões para o desenvolvimento de novos trabalhos com o objetivo de tornar O LEEUAV num veículo aéreo não tripulado de referência