통계적 기법을 이용한 260 lb급 UAV 헬리콥터 개념설계

소개글

통계적 기법을 이용한 260 lb급 UAV 헬리콥터 개념설계에 대한 보고서 자료입니다.

목차

1. 과제 개요

2. 과제 진행

3. 설계 요구 조건 분석

4. 유사 기종 탐색 및 분석

5. 통계적 방법을 이용한 로터 추정

5.1 메인로터 형상 추정

5.2 테일로터 형상 추정

6. 필요 동력 및 회전면 하중 계산

7. 동체 형상, 중량 추정 및 유용하중 계산

8. 성능 해석 (고도별 필요동력 변화, 상승률)

9. 과제 고찰

본문내용

'ro');
hold off
%% Required Power for Altitude
% Altitude = 0:500:5000; % (m)
% rho_a= [1.225 1.1677 1.112 1.0583 1.0067 0.957 0.9092 0.8633 0.8191 0.7768];
Altitude = [0 1000 2000];
rho= [1.225 1.112 1.0067];
for i=1:3
for j=1:length(DL)
PL_a(i,j) = 1055 / sqrt(DL(j))* sqrt(rho(i)) * FM;
end
end
figure(2)
plot(DL,PL_a(1,:), 'b',DL,PL_a(2,:),'g+-',DL,PL_a(3,:),'k--');
title('Hovering Required Power for Altitude');
xlabel('Disk Loading [N/m^2]'); ylabel('Power Loading [N/hp]');
legend(['altitude=', num2str(Altitude(1))],['altitude=', num2str(Altitude(2))],...
['altitude=', num2str(Altitude(3))]);
axis([10 180 40 200]);
grid;
hold on
plot(DL_temp, PL_temp, 'ro');
hold off
%% 제자리 비행 필요 동력 요소 (고도에 따른 필요 동력)
Altitude = 0:500:4500; % (m)
rho= [1.225 1.1677 1.112 1.0583 1.0067 0.957 0.9092 0.8633 0.8191 0.7768];
%% 제자리 비행 유도 동력 (Main Rotor)
W0=120;
T = W0 * g; % Thrust for Hovering
for i=1:length(rho)
P_i(i) = T^(3/2) / (746 * sqrt(2*rho(i)*pi* Rm^2));
CT = T / (rho(i) * (omega_m * Rm)^2 * pi * Rm^2 );
B = 1 - sqrt(2*CT) / b;
P_i(i) = P_i(i) / B;
end
%% 제자리 비행 형상 동력(Main Rotor)
Cd0 = 0.01; % Cd0 From NACA 23015
sigma = b * Cm * Rm / (pi * Rm^2);
CQ0 = Cd0 / 8 * sigma;
P_pr = rho * pi * Rm^2 *(omega_m * Rm)^3 /746 * CQ0;
%% 필요 동력 (Tail Rotor)
for i=1:length(rho)
CT_tr = T_tr_req / (rho(i) * (omega_t * Rt)^2 * pi * Rt^2);
B_tr= 1 - sqrt(2 * CT_tr)/ bt ;
P_tr(i) = (T_tr_req^(3/2)) / (746 * B_tr * sqrt(2 * rho(i) * pi * Rt^2)) + (rho(i) * pi * Rt^2 * (omega_t * Rt)^3)/746 * CQ0_tr;
end
%%
P = P_i + P_pr +P_tr;
% Plot
figure(3)
plot(Altitude, P, Altitude, P_i,'-^',Altitude, P_pr,'-o', Altitude, P_tr,'-*');
title('Element of Hovering Required Power');
xlabel('Altitude[m]'); ylabel('Required Power[hp]');
legend ('Total P', 'Main Rotor induced P', 'Main Rotor profile P', 'Tail Rotor P');
grid;
%% 제자리 비행 유도 동력 (Main Rotor) 중량 변화에 따른 필요동력 그래프 용
W0=60:20:120;
T = W0 * g; % Thrust for Hovering
for i=1:length(W0)
for j=1:length(rho)
P_i(i,j) = T(i)^(3/2) / (746 * sqrt(2*rho(j)*pi* Rm^2));
CT = T(i) / (rho(j) * (omega_m * Rm)^2 * pi * Rm^2 );
B = 1 - sqrt(2*CT) / b;
P_i(i,j) = P_i(i,j) / B;
end
end
%% 제자리 비행 형상 동력(Main Rotor)
Cd0 = 0.01; % Cd0 From NACA 23015
sigma = b * Cm * Rm / (pi * Rm^2);
CQ0 = Cd0 / 8 * sigma;
for i=1:length(W0)
for j=1:length(rho)
P_pr(i,j) = rho(j) * pi * Rm^2 *(omega_m * Rm)^3 /746 * CQ0;
end
end
% 필요 동력 (Tail Rotor)
for i=1:length(W0)
for j=1:length(rho)
CT_tr(j) = T_tr_req(j) / (rho(j) * (omega_t * Rt)^2 * pi * Rt^2);
B_tr= 1 - sqrt(2 * CT_tr(j))/ bt ;
P_tr(i,j) = (T_tr_req(i)^(3/2)) / (746 * B_tr * sqrt(2 * rho(i) * pi * Rt^2)) + (rho(i) * pi * Rt^2 * (omega_t * Rt)^3)/746 * CQ0_tr;
end
end
P = P_i + P_pr +P_tr;
figure(3)
plot(Altitude, P(1,:), Altitude, P(2,:),'-^',Altitude, P(3,:),'-o', Altitude, P(4,:),'-*');
title('Hovering Required Power for Altitude');
xlabel('Altitude[m]'); ylabel('Required Power[hp]');
legend (['W0=',num2str(W0(1)),'kg'],['W0=',num2str(W0(2)),'kg'],['W0=',num2str(W0(3)),'kg'],['W0=',num2str(W0(4)),'kg']);
grid;

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헬리콥터 개념설계,   UAV 헬리콥터 설계,   개념설계,   무인 헬리콥터,   무인 헬기