ChSTU repository
ChSTU repository preserves and enables easy and open access to all types of digital content including text, images, moving images, mpegs and data sets
Learn More
Please use this identifier to cite or link to this item:
https://er.chdtu.edu.ua/handle/ChSTU/6300| Title: | Системи керування польотом безпілотних літальних апаратів |
| Authors: | Рудаков, Костянтин Сергійович Мушта, Максим Олександрович |
| Issue Date: | Jun-2024 |
| Abstract: | В даній кваліфікаційній роботі бакалавра було розроблено інтелектуальну систему управління безпілотним транспортним засобом, а також удосконалення бездротової системи управління польотом безпілотного літального апарату. Було зроблено огляд існуючих аналогів з урахуванням виду руху та режимів польоту, заданого в ТЗ, була отримана лінійна математична модель руху безпілотного транспортного засобу. За допомогою пакету МАТLАВ був проведений аналіз управління транспортним. Була розроблена схема складання яка відповідає за маршрут збору приладу. Проведено удосконалення пристрою вимірювання малих висот польоту ЛА над землею шляхом виконання передавальної і приймаючої антен у вигляді коротких горизонтальних симетричних вібраторів. |
| URI: | https://er.chdtu.edu.ua/handle/ChSTU/6300 |
| Appears in Collections: | 174 Автоматизація, комп'ютерно-інтегровані технології та робототехніка (Автоматизація та комп'ютерно-інтегровані системи та компоненти) |
Files in This Item:
| File | Description | Size | Format | |
|---|---|---|---|---|
| Б_151_2024_Мушта.pdf Restricted Access | 1.28 MB | Adobe PDF | View/Open Request a copy |
Items in DSpace are protected by copyright, with all rights reserved, unless otherwise indicated.
Extracted text
МІНІСТЕРСТВО ОСВІТИ І НАУКИ УКРАЇНИ ЧЕРКАСЬКИЙ ДЕРЖАВНИЙ ТЕХНОЛОГІЧНИЙ УНІВЕРСИТЕТ ФАКУЛЬТЕТ ІНФОРМАЦІЙНИХ ТЕХНОЛОГІЙ І СИСТЕМ КАФЕДРА РОБОТОТЕХНІКИ ТА СПЕЦІАЛІЗОВАНИХ КОМП’ЮТЕРНИХ СИСТЕМ Пояснювальна записка до кваліфікаційної роботи освітнього ступеня «бакалавр» на тему: СИСТЕМИ КЕРУВАННЯ ПОЛЬОТОМ БЕЗПІЛОТНИХ ЛІТАЛЬНИХ АПАРАТІВ Виконав: здобувач вищої освіти 2 курсу, групи АКІТС-2299 спеціальності 151 Автоматизація та комп’ютерно-інтегровані технології Максим МУШТА (ім'я та ПРІЗВИЩЕ) Керівник Костянтин РУДАКОВ (ім'я та ПРІЗВИЩЕ) Рецензент Людмила ПОНОМАР (ім'я та ПРІЗВИЩЕ) Черкаси 2024 року Список позначень і скорочень Y - висота польоту, м; g - прискорення вільного падіння, м / с; р - масова щільність повітря, кг/м3; V - швидкість польоту, м / с; ω - проекція кутової швидкості на вісь z пов'язаної системи координат; S - площа крил, м2; δрв - кут відхилення керма висоти, радий; m - маса ЛА, кг; Ха - сила лобового опору, Н; Yа - підйомна сила, Н; Р - сила тяги двигуна, Н; Су - коефіцієнт підйомної сили; Сх - коефіцієнт лобового опору; Iz - момент інерції по осі О2, кг * м2; mz - коефіцієнт моменту аеродинамічної сили по осі ОZ; Мz - момент по осі ОZ, кг * м / с; γа-кут нахилу траєкторії; mг - витрата пального; А, В, С, D - матриці стану, управління, спостереження відповідних розмірностей; Х-вектор стану; СУ - система управління; ЛА - літальний апарат; Р - сила тяги двигуна, Н; Су - коефіцієнт підйомної сили; Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 5 Сх - коефіцієнт лобового опору; Iz - момент інерції по осі О2, кг * м2; ТЗ - технічне завдання; ВУ - обчислювальний пристрій; РВ - кермо висоти; СП - сервопривід; ММ - математична модель; ЕНП - екстраполятор нульового порядку; САУ - система автоматичного управління; ЗУ - задає пристрій; У - підсилювач; ДУС - датчик кутової швидкості; МГВ - малогабаритна гіровертікаль; СК - система координат; ТП - технологічний процес. Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис 6 Дата ВСТУП В даний час проектування систем автоматичного управління літальними апаратами займає одне з найважливіших місць в задачі літакобудування. Досягнення кінцевої мети і ефективність її реалізації неможливо без застосування високотехнологічних систем автоматичного управління. Сучасний етап розвитку САУ характеризується широким впровадженням принципів адаптації, застосуванням бортових цифрових пристроїв для формування алгоритмів управління та контролю, застосуванням систем вбудованого контролю стану техніки в польоті, підвищенням надійності засобів отримання та переробки інформації та виконання команд керування. При використанні синтезу і технічної реалізації системи управління польотом враховуються вимоги надійності та експлуатаційної придатності. При синтезі СУ враховуються також динамічні властивості ЛА, описувані їх математичними моделями , близькі до реальних. Для аналізу і синтезу систем використовуються різні методи (метод наближення передавальних функцій, частотні методи, інтегральні критерії і т.д.). Виходячи з того, що ЛА є складним об'єктом управління і при цьому він повинен володіти такими якостями як надійність, стійкість, нечутливість до впливів зов середовища, швидкодією, саме тому, при проектуванні необхідно застосування передових технологій, а також цифрових САУ З усіх режимів польоту літальних апаратів (ЛА) найбільш складним і напруженим є режим заходу на посадку і безпосередньо посадки. Пов'язано це, в першу чергу, з великим ступенем аварійності ЛА на цьому режимі, внаслідок швидкоплинності процесу посадки і дуже високим нервово- психологічним навантаженням екіпажу. Даний режим має досить високу швидкоплинність і вимагає від екіпажу впевнених, злагоджених дій, швидкої Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 7 реакції на зміни. Період заходу на посадку і посадку займає не більше 1-2% всього часу польоту, проте на цей режим припадає більше 50% всіх авіаційних подій. За останні 40 років на цей режим припало близько 55% всіх витрат. Труднощі управління особливо зростають в умовах поганої видимості (туман, темрява), коли зорове орієнтування ускладнене або неможливе. Реалізація автоматичної посадки ЛА, що досить актуально для безпілотних літальних апаратів (БЛА), представляє ще більш складне завдання. У цьому випадку, замість льотчика бортова система управління повинна вирішувати завдання планування дій, оцінки поточного стану і управління виконавчими органами. При цьому система управління (СУ) повинна забезпечувати стійкість, малий час відпрацювання великих відхилень, адаптивність до впливу збурень магнiтного поля і точність виходу в задану точку приземлення. Апаратура, розташована на землі формує світловий промінь (радіопромінь), а датчики, встановлені на БЛА, виробляють сигнали пропорційні відхиленню центру мас апарату від сформованого променя. Бортовий обчислювач системи посадки передає цю інформацію обчислювачеві САУ для формування відповідних відхилень рульових поверхонь апарату. Прикладом такої системи посадки може служити застосовувана на більшості аеродромів ILS (Instrumental Landing System) або система посадки "Максант", призначена для посадки ЛА по II-ІІІа категоріям. Вона заснована на високоточному визначенні трьох поточних координат БЛА (курсу, дальності і висоти). Для цього навколо ЗПС встановлюється не менше 4 радіомаяків, випромінювальних кодовані радіосигнали. Один з маяків - ведучий, решта - перенаправлюються, які після прийому сигналу від провідного маяка випромінюють свої власні кодовані сигнали. Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 8 На борту БЛА встановлюється апаратура прийому всіх цих сигналів та їх обробки. Вона виконана в двох варіантах: • З пеленгатором, що забезпечує привід БЛА в зону посадки, коли після виконання завдання БЛА не може вийти в зону посадки за допомогою широко використовуються в даний час систем GPS / ГЛОНАСС (наприклад, коли ці системи пригнічені засобами радіолокаційного протидії); • Без пеленгатора, тобто коли привід БЛА в зону посадки здійснюється, наприклад, за допомогою систем GPS / ГЛОНАСС. o Для здійснення посадки в бортової апаратури вимірюються різниці часів приходу сигналів радіомаяків на БЛА. За результатами вимірювання і відомим координатам наземних маяків у бортовому процесорі БЛА обчислюються координати БЛА щодо точки посадки. У процесор перед польотом закладається бажана траєкторія зниження. Обчислювані на борту координати БЛА щодо точки посадки дозволяють визначити відхилення БЛА від бажаної глісади в кожен момент часу і на підставі цього відхилення виробити команди управління БЛА для виведення його на задану глісаду. Тим самим витримується задана траєкторія зниження. Точність системи посадки досягається за рахунок оптимального розташування радіомаяків, знайденого ансамблю кодованих сигналів радіомаяків, що мають наднизькі бічні пелюстки авто-і кросскорреляціонной функцій, оптимальних алгоритмів обробки результатів вимірювань в бортовому процесорі. Метою кваліфікаційної роботи бакалавра є розробленя інтелектуальної системи управління безпілотним транспортним засобом та удосконалення бездротової системи управління польотом безпілотного літального апарату; провести огляд існуючих аналогів з урахуванням виду руху та режимів польоту. Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 9 1 ОГЛЯД ІСНУЮЧИХ АНАЛОГІВ СИСТЕМ БЛА БЛА - це безпілотний літальний апарат. Простіше кажучи, літаючий робот, керований з пульта або літаючий самостійно. Англомовна назва БЛА - UAV (Unmanned Aerial Vehicle). Також називають безпілотник, дрон, айрдрон. Існуючі БПЛА за даними сайту Wikipedia поділяються на 4 категорії: 1) "Мікро" - масою до 10 кілограмів, часом польоту близько 1 години і висотою до 1 кілометра. 2) "Міні" - масою до 50 кілограмів, часом польоту кілька годин і висотою до 3 - 5 кілометрів. 3) "Середні" - до 1 000 кілограмів, часом 10-12 годин і висотою до 9-10 кілометрів. 4) "Важкі" - понад 1 000 кілограмів, з висотами польоту до 20 кілометрів і часом польоту 24 години і більше. Оскільки "Середні" і "Важкі" БПЛА дорогі і насилу можуть бути використані в поєднанні з модулями і системами моніторингу забруднення повітряного басейну, ми будемо розглядати тільки "Мікро" та "Міні" БЛА. При аналізі ринку БЛА були обрані кілька моделей: • БЛА "Чібіс" літакового типу • БЛА "AIR 170x" з вертикальним злетом • БЛА "ZALA 421-21" • БЛА "ArDrone 2.0" з вертикальним злетом • БЛА "Колібрі" Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 10 Рисунок 1.2 – БЛА Чібіс БПЛА "Чібіс" призначений для виконання наступних завдань: • проведення розвідки та контролю місцевості, просторово-розподілених об'єктів, зон надзвичайних ситуацій на видаленнях до 15 км з передачею в режимі реального масштабу часу відеоінформації на наземну станцію управління (НСУ), як у денний, так і в нічний час доби; • пошук і виявлення і розпізнавання наземних об'єктів, стеження за нерухомими і рухомими цілями, визначення та видача координат спостережуваних об'єктів; • залишення фотопланів місцевості і геокодування для створення цифрових карт місцевості; • можливість запису відеозображення та інформації про політ на жорсткому диску НСУ; • планування польотного завдання для виконання відео, тепловізійної і фотографічної аерозйомки; • автономний політ по запрограмованому маршруту, навіть поза радіусом дії НСУ. Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 11 Технічні характеристики. Максимальна дальність радіоканалу управління БЛА - до 10 км Максимальна дальність передачі відеоінформації - до 10 км. Швидкість польоту - 70 ... 120 км / год Максимальна висота польоту - до 3000 м Максимальний час польоту - до 60 хв Діапазон робочих температур навколишнього середовища - 25 °. +50 ° С Відносна вологість - 0 ... 95% Маса БЛА в залежності від модифікації - до 2,5 кг Маса корисного навантаження - до 0,3 кг Майданчик для зльоту і посадки - не більше 50 × 50 метрів Зліт - c резино-джгутової катапульти Посадка - на парашуті Силова установка - 1 електродвигун Енергоживлення – Акумулятори Таблиця 1.1 - Переваги та недоліки БЛА "Чібіс" Переваги Недоліки Висока швидкість польоту Мала маса корисного навантаження Мала маса корисного Незручний спосіб зльоту і посадки навантаження Велика висота польоту наявність великої злітної площадки Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 12 Рисунок 1.3 – БЛА AIR 170x Безпілотний літальний апарат вентиляторного типу. Безпілотник нового покоління. Вертикальний зліт / посадка. Технічні характеристики. Вага - 3,5 кг. Вантажопідйомність (залежно від налаштувань і модифікації): 3-4 кг. 5-6 кг. Час польоту (в залежності від налаштувань вантажопідйомності): 30-40 хв 20-30 хв Оптична гиростабілізована фото-відео система з оглядом 270 градусів. Застосування з обмежених площадок і транспортних засобів. Не потрібно додаткових пристроїв для зльоту і посадки. Застосування всередині будівель, лісових масивів, гірських ущелин і печер. Посадка в зоні патрулювання і застосування зі стаціонарних точок спостереження, Захищеність вентилятора корпусом робить експлуатацію безпечною. Всі опції системи управління: Стабілізація. GPS - навігація. Політ по маршруту. Повернення додому і т.д. Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 13 Таблиця 1.2 - Переваги та недоліки БЛА "AIR 170x" Переваги Недоліки висока вантажопідйомність Малий час польоту без підзарядки автоматична стабілізація Габаритами Можливість вертикального зльоту Швидкий знос сервоприводів і посадки управління Рисунок 1.4 – БЛА ZALA Легкий безпілотний апарат з режимом зависання дозволяє передавати відео в режимі реального часу і отримувати високоякісні аерофотознімки. Cистема підвісу фотокамери дозволяє дистанційно керувати лінією візування фотоапарата. Апарат побудований за шестироторною схемою - шість підйомних гвинтів розміщені по кутах літаючої платформи. Обертають гвинти електромотори, які отримують живлення від бортових акумуляторів. Використання: зйомка місць НС, контроль сільськогосподарських угідь (полів) і оперативне картографування. Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 14 Технічні характеристики: Радіус дії радіоканалу - 1,5-2 км Тривалість польоту - до 40 хвилин Габарити - 0,6 м Діаметр основного ротора - 0,22 м Висота польоту - 1000 м Зліт / посадка - Вертикальний Тип двигуна - Електричний Швидкість - 0-40 км / год Злітна вага - 1,5 кг Вага корисного навантаження - 0,3 кг Навігація - GPS / Glonass Відео / Фото / ІК - Pal/12мп/640х480 Таблиця 1.3 - Переваги та недоліки БЛА "ZALA 421-21" Переваги Недоліки Хороша оптична система Малий час польоту без підзарядки автоматична стабілізація незахищеність повітряного гвинта Можливість вертикального зльоту Мала вага корисного навантаження і посадки Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 15 Рисунок 1.5 – БЛА ArDrone Квадрокоптер AR. Drone 2.0 з'явився в 2012 році і дуже швидко завоював популярність по всьому світу, в тому числі в Росії. AR. Drone 2.0 - це 4х- гвинтовий вертоліт, неймовірно стабільний, оснащений камерою реального часу, керований за допомогою пристроїв на зразок планшетів, телефонів з сенсорними екранами або комп'ютерами. Технічні характеристики AR. Drone Відео можливості: HD Відеокамера реального часу: 720p 30fps Ширококутова лінза: 92 градуси H264 формат кодування відео Відео передається і записується на пристрій управління або на usb- накопичувач Захоплення і збереження зображень в JPEG (720p) Технічні характеристики: 3х секційна літій-полімерна (LiPo) батарея 1,000 mAH Пропелери спеціальної форми для швидкого маневрування 4 безщіточних мотора, 14.5 Ватт і швидкістю обертання 28,500 в хвилину Малошумні шестерні Nylatron Автоматична зупинка всіх гвинтів при контакті з перешкодою Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис 16 Дата Повне програмне керування моторами Стійкий до потрапляння води контролер мотора Вага: 380г з корпусом для польотів на вулиці, 420г - з корпусом для польоту в приміщенні Частини вертольота зроблені з зносостійкого і ударостійкого пластику Електроніка і датчики Процесор 16Hz 32 bit ARM Cortex A8 з 800MHz video DSP TMS320DMC64x Пам'ять 16bit DDR2 RAM на 200MHz Контролери моторів: 8 MIPS AVR CPU Wi-Fi b / g / n 3х осьовий акселлерометр 3х осьовий гіроскоп з кутом обертання 2000 градусів / сек Барометричний датчик з точністю + / - 10 Па (80см над рівнем моря) 60 fps вертикальна QVGA камера для вимірювання горизонтальної швидкості 3х осьовий магнітометр з точністю до 6 градусів Ультрозвукові датчики для вимірювання висоти польоту Операційна система Linux 2.6.32 Таблиця 1.4 Переваги та недоліки БЛА "ArDrone 2.0" Переваги Недоліки відеокамера 720p Малий час польоту без підзарядки Можливість управління через Можливість перехоплення легкодоступні пристрої управління можливість перепрограмування Мала вага корисного навантаження Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 17 Рисунок 1.6 – БЛА колібрі Комплекс повітряного моніторингу "Колібрі" на основі міні - БЛА призначений для вирішення широкого кола завдань: • в інтересах візуального моніторингу об'єктів, • охорони протяжних рубежів; • моніторингу екологічних систем, обстеження прибережної захисної смуги водоймищ, русел і заплав малих річок на предмет виявлення порушень природоохоронного законодавства, будівництва та земляних робіт, наявності вирубок лісу і звалищ побутового сміття. • проведення аварійно-рятувальних робіт, • інспекції трубопроводів, великих будівельних майданчиків; • забезпечення безпеки та громадського порядку; • моніторингу вогнищ пожеж. Технічні характеристики: • Максимальна швидкість набору висоти: 7 м / c • Максимальна швидкість зниження: 4 м / c • Максимальна кутова швидкість розвороту: 90 ° / с • Максимальна швидкість польоту: 50 км / год • Максимальна висота (над рівнем моря): не менше 300 м Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 18 • Максимальний час польоту: не менше 30 хвилин • Рівень шуму на відстані в 3 м: 60dB Діапазон робочих температур навколишнього середовища: - 25 °. +50 ° C Відносна вологість: 0% to 90% неконденсірующаяся Маса БЛА (залежно від модифікації): 1,5-2 кг Вантажопідйомність: до 0,8 кг. Цільова навантаження: тепловізор; відеокамера; фотоапарат і т.п. Таблиця 1.5. - Переваги та недоліки БЛА "Колібрі" Переваги недоліки маневреність аппарата незахищеність повітряних гвинтів Пристосування для кріплення - цільового навантаження Габарітами - Вертольоти поміж усих безпілотних літальних апаратів займають свою функціональну нішу, кордони якої часто не завжди коректно визначені. Безпілотний вертоліт можна розглядати як тактичний засіб з досить широкими кордонами застосування, що має одну важливу перевагу - зліт і посадку без додаткового обладнання. У статті розглядаються проекти БЛА вертолітного типу масою до 200 кг. Використання безпілотних літальних апаратів з кожним роком стає все більш поширеним. В даний час пропонується безліч різних схем і компоновок БЛА. Малюнок 1 дозволяє порівняти характеристики деяких безпілотних систем літакового і вертолітного типу. Відмінною особливістю безпілотних літаків злітною масою більше 10 кг, є те, що зліт і посадку вони здійснюють або із залученням допоміжних систем, Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис 19 Дата або користуються заздалегідь підготовленими злітно-посадковими смугами. Перші зазвичай мають високий запас міцності для забезпечення їх багаторазового використання під впливом значних перевантажень при зльоті і неминучих ударних навантаженнях при приземленні. Це призводить до зниження ваговій ефективності (під ваговій ефективністю тут розуміється відношення маси корисного навантаження до повної масі БЛА) літакової конструкції, роблячи вертолітні показники для малих швидкостей польоту більш кращими. Апарати, що використовують для зльоту і приземлення підготовлені злітно-посадочні смуги, повинні мати велику дальність польоту для забезпечення долетить до досліджуваної області, що сильно урізує їх переваги з корисного навантаження внаслідок споживання великого обсягу палива. Вертольоти серед усих безпілотних літальних апаратів займають свою функціональну нішу, кордони якої часто не завжди коректно визначені. Безпілотний вертоліт можна розглядати як тактичний засіб з досить широкими кордонами застосування, що має одну важливу перевагу - зліт і посадку без додаткового обладнання. З точки зору конструкції найбільш цікаво розглянути зразки масою до 200 кг, так як БЛА більшої маси найчастіше проектуються з використанням методик і підходів, застосовуваних при створенні пілотованих апаратів, а то й зовсім є дообладнати пілотованими апаратами. Показники БЛА літаків і вертольотів представлені на рисунку 1.7. Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 20 Рисунок 1.7 – Показники БЛА літаків і вертольотів Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 21 Основною особливістю вертольотів, і безпілотних в тому числі, є здатність вертикально злітати і приземлятися на практично непідготовлені майданчики, а також можливість зниження швидкості руху майже до нуля під час польоту. З діаграми на мал. 3 видно, що головною перевагою при застосуванні вертольотів є політ зі швидкістю менше 50 км / год, включаючи режим висіння. Можна сформулювати два типових завдання, в яких доцільне застосування БЛА вертолітного типу. Перше завдання - це моніторинг подій поблизу місця старту, коли політ із значними горизонтальними швидкостями не потрібно. Апарат або виконує політ з малою горизонтальною швидкістю, або здійснює висіння. Тут можливі різні підзадачі. Перша полягає в моніторингу з невеликої відстані до спостережуваних об'єктів. Треба визнати, що якщо відстань до об'єкта зовсім мале - 10-15 метрів, то виконання польоту здійсненно тільки за допомогою досвідченого оператора, що знаходиться на невеликій відстані від БЛА. Використання великих ЛА при таких відстанях до об'єкта стає небезпечним для спостережуваних об'єктів. Від апаратів, що використовуються для цих робіт, потрібна хороша маневреність і максимальна вагова віддача для можливості нести максимум обладнання. Високий ступінь стабілізації апарату зазвичай забезпечується використанням гвинтів з системою стрижнів і лопаток Белла-Хіллера. Сформульований сценарій відповідає застосуванню БЛА для проведення відеозйомки. Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 22 Рисунок 1.8 – Можливі швидкості горизонтального польоту Інша підзадача - спостереження за обстановкою в деякому квадраті з відстані не ближче 50-70 метрів з необхідністю малої рухливості носія для відстеження розвитку ситуації. Вона може вирішуватися як апаратами, керованими бортовим комплексом, так і, зі значними припущеннями, апаратами, керованими знаходиться неподалік оператором (до 100 м). Однак такий політ без приладів позиціонування здійснювати дуже складно - треба критично оцінювати можливість контролю оператором координат висіння на великій висоті. Тому використання вертольотів з ручним керуванням у якості носіїв апаратури аерофотозйомки малоефективно, особливо враховуючи рівень вібрацій, властивий вертольотам і вартість льотної години. Слід пам'ятати, що застосування вертольота (не тільки з ручним керуванням) для цієї мети треба обгрунтовувати, порівнюючи можливості вертольота і літака. Такий характер польоту ЛА використовується для загоризонтного цілевказівки, ретрансляції і т.д. Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 23 Друге завдання - це моніторинг обстановки або об'єктів, що знаходяться на віддаленні від місця зльоту. Стрімка мініатюризація бортових систем навігації, за заявою представників компаній-розробників, вже дозволяє вирішувати завдання автономного польоту дальністю 10 км і більше БЛА злітною масою близько 100 кг. У пресі періодично з'являються повідомлення про вдалі експериментах з виконання деяких польотних завдань подібного роду. Вимоги до конструкції безпілотних вертольотів, призначених для польоту поблизу місця старту, невибагливі до форми фюзеляжу і не настільки критичні до наявності додаткових обертових елементів. Несучі гвинти можуть мати помірні окружні швидкості, що дозволяє мати більш ефективний гвинт, і наявність допоміжних елементів не призводить до значного зростання профільної потужності. Однак маса трансмісії і самого гвинта при низьких значеннях окружних швидкостей стають великими. Великі значення енергоозброєності цих апаратів не повинні підживлювати ілюзії щодо їх висотності, більшість з них обладнані звичайними атмосферними двигунами, які з ростом висоти польоту різко втрачають свої характеристики. Надлишок потужності на цих БЛА призначений для реалізації високої маневреності і здатності протидіяти вітровим навантаженням в зоні польоту. Фюзеляжі таких апаратів в більшості випадків виконані або у вигляді ферм з облицовками або захисними екранами, які покривають частини конструкції в основному в місцях встановлення обладнання. Часто безпілотні вертольоти з балочними фюзеляжами на несучих обшивках застосовуються з конструктивних, технологічних або експлуатаційних міркувань, але не для аеродинамічної досконалості. Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 24 Виняток становлять апарати з фюзеляжами, симетричними відносно вертикальної осі, такі як CL229 і Ка-137 (Рисунок 1.9). Це машини з системами без допоміжних стрижнів. Високі швидкості горизонтального польоту, заявляються розробниками для цих апаратів, свідчать не стіл1ьки про доцільність польоту на великі відстані, скільки про здатність, як говорилося вище, протистояти вітровим навантаженням, зростаючим із збільшенням висоти польоту. Відсутність в конструкції гвинтів зайвих стрижнів і лопаток компенсується бортовими обчислювальними комплексами і дозволяє економити паливо, збільшуючи тривалість польоту. Рисунок 1.9 – БЛА Ка 137 Конструкція вертольотів, призначених для тривалого горизонтального польоту, по-перше, формує несучу систему за іншими вимогами, а по-друге, повинна реалізувати всі способи мінімізувати потребную для польоту потужність в цілях економії палива в цьому режимі для забезпечення максимального польотного часу. Тут потребни більш високі окружні швидкості несучого гвинта, хоча це і знижує його ефективність, часто призводить до зменшення його маси і маси трансмісії. Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 25 Необхідно мати і закритий, цілком обтичний фюзеляж, і позбавлений від зайвих елементів несучий гвинт, нахилений вперед щодо фюзеляжу на оптимальний кут. Прикладом такого ЛА може служити Camcopter S100. Що стосується вузлів Белла-Хіллера, то використання стає сумнівним на апаратах від 100 кг і вище, зважаючи згаданого вище підвищення автономності БЛА. Думається, бортове обладнання цієї техніки здатне стабілізувати роботу і аеродинамічне удосконалення систем. Одну з істотних проблем, притаманну БЛА вертолітного типу, являє вібрація. Проблему високих вібрацій на борту вертольота можна розділити на коливання від силової установки, несучого гвинта і трансмісії. На більшості безпілотних вертольотів встановлені поршневі двотактні двигуни, що створює значні складнощі для бортового обладнання. Наприклад, основною причиною встановлення на своєму вертольоті HUSKY силової установки, що складається з двох ВМД, розробники КБ «ІНДЕЛА» назвали саме бажання знизити рівень коливань. Відомо, що найбільша амплітуда відчутних на фюзеляжі коливань, що генеруються несучим гвинтом, має частоту гармоніки, відповідну кількості лопатей, а амплітуди гармонік з збільшенням їх номери значно зменшуються. При розгляді вертолітного парку БЛА, стає очевидним, що більшість з них мають двухлопастні гвинти з допоміжними елементами. Розробка малорозмірних вертольотів почалася з злітних мас близько 5 кг, а в цьому типорозмірі вертоліт є, напевно, самої нестійкою літаючої конструкцією. Внаслідок відсутності підходящих електронних систем стабілізації, стали застосовувати схему з стабілізуючими стрижнями Белла, а потім схему Хіллера. Амплітуди коливань від трилопатевого, а тим більше Чотирьохлопатевий гвинта, значно менші, ніж від двухлопастного. Використання таких гвинтів виправдано також через зниження шарнірних моментів у системі управління внаслідок зменшення хорди лопатей. Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 26 Тому збільшення кількості лопатей несучого гвинта - природний напрям вдосконалення безпілотних вертольотів. Прикладом роботи в цьому напрямку є вертольоти T21, СL229. По всій видимості, компанія TAG збирається піти саме цим шляхом. Це наочно ілюструє зображення несучого гвинта, наведене на сайті фірми. У той же час необхідно визнати, що збільшення кількості лопатей знижує вагову ефективність конструкції і кілька здорожує її. Найбільше прикладне значення має проектування вертольота для польоту на малих швидкостях. Проектувальними параметрами, що впливають на ефективність несучої системи і швидкість польоту, є: окружна швидкість кінців лопатей, навантаження на площу, ометаемую лопатями несучого гвинта і енергоозброєність апарату, обумовлена ставленням потужності двигуна в режимі висіння до ваги апарату. На потрібну потужність силової установки вертольота впливають схвалена питома навантаження на гвинт, а також необхідна максимальна горизонтальна швидкість польоту і найбільша скоропідйомність. Найчастіше, надлишок потужності, необхідний для досягнення невиправдано високих льотних характеристик, призводить до вибору більш потужного і, отже, більш важкого двигуна. Це, у свою чергу, веде до зниження маси корисного навантаження і перевитрати палива. У цих умовах переразмеренним двигуни з великим запасом потужності доречні лише для апаратів, які потребують високої маневреності. Надлишок енергоозброєності є достатньою умовою для забезпечення хороших льотних характеристик і високої маневреності. Апарати, що мають надлишок енергоозброєності, мають більш високу вертикальну скоропідйомність і забезпечені необхідним надлишком потужності для досягнення високих горизонтальних швидкостей. Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 27 Можна помітити, що з ростом злітної маси вагова ефективність вертольотів падає .Винятком є все той же S100, фюзеляж якого виконаний як дуже легкий монокок з композиційних матеріалів, аналогічний корпусам болідів «Формули-1». Пояснення криється в тому, що на малорозмірних БЛА, по-перше, вузли навантажені силами і моментами, які здатні витримати деталі з армованих термопластичних пластиків, а по-друге, вони проектуються з малими значеннями ресурсів, зважаючи польотів поблизу землі і, як наслідок, з високим ризиком контакту з перешкодами. У міру зростання злітної маси все більше число деталей стають металевими. При збільшенні необхідного ресурсу доводиться закладати великі запаси міцності, по-іншому організовувати пристрій підшипникових вузлів, забезпечувати захист або екранування обладнання відповідальних агрегатів і т.д. Зростаючі вимоги по ресурсу і надійності великих апаратів обумовлені і вартістю обладнання, що встановлюється на них. Підводячи підсумок, можна сказати, що створення безпілотних вертольотів вже переросло початковий етап. Представляються на виставках і в публікаціях матеріали свідчать про значне накопиченому досвіді і достатньої економічної спроможності розробників, а головне, про ситуацію, розумінні областей застосування цієї техніки. Тепер справа за створенням новаторською, оригінальної техніки, проектованої не по подобою, на дотик, а із застосуванням наукової оптимізації при виборі характеристик для вирішення поставлених завдань. Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 28 2 СТАН ПРОБЛЕМИ ТА ПОСТАНОВКА ЗАДАЧ ПРОЕКТУВАННЯ 2.1 Дослідження предметної області При керуванні літаком будемо виходити з положення, що літак це технічний засіб, що виконує деяку льотну операцію. Льотна операція являє собою сукупність упорядкованих дій, які включають в себе певні операції. Метою управління літаком є забезпечення успішного виконання операції в цілому, а отже, і всіх її етапів окремо. Тобто повинні виконуватися: -зліт; -набір висоти з розворотом; -крейсерський політ (по заданому маршруту); -зміна висоти крейсерського польоту збереженням швидкості ; -рознос або гальмування на постійній висоті; -зниження з гальмуванням; -захід на посадку; -політ по глісаді посадки і приземлення. Управління літаком на етапі зниження і посадки являє собою найбільш складну задачу. Складність її пов'язана з тим, що на цьому етапі політ відбувається поблизу землі і стають більш жорсткими вимоги до точності стабілізації кутових і лінійних параметрів. Для забезпечення управління літаком при посадці застосовуються різні системи заходу на посадку, що полегшують орієнтування і дозволяють утримувати літак на глісаді посадки. На посадочних режимах при обмеженому часі льотчику доводиться користуватися показаннями великої кількості приладів, що ускладнює переробку знятих показань і вироблення керуючих сигналів. Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис 29 Дата Керування літаком при посадці має здійснюватися з високою точністю: відхилення центру мас від глісади не повинно перевищувати у вертикальній площині ± 0,5 м і в горизонтальній площині ± 5м, при приземленні відповідно ± 0,5 і ± 5м; швидкість літака повинна бути на 20 -30% більше критичної швидкості, для цієї мети використовуються автомати швидкості. Одним з основних вимог до автоматичної системи посадки є її надійність. Ймовірність появи відмови системи, що приводить до катастрофи, не повинна перевищувати 10 ". Необхідна надійність досягається шляхом резервування. Безпілотний літальний апарат має нормальну аеродинамічну схему – наявність яскраво виражених горизонтального і вертикального елементів оперення - стабілізаторів і кіля, розташованих у хвостовій частині фюзеляжу за центром мас літака; - Розташування аеродинамічних органів управління (рулів напряму і висоти) в хвостовій частині фюзеляжу за центром мас літака; - Відсутність будь-яких аеродинамічних площин або органів управління перед центром мас; - Крило, як правило, порівняно великого подовження розташоване в районі центру мас літака. Фюзеляж двопалубній схеми розбитий на ряд герметичних відсіків спеціалізованого призначення - вантажну кабіну (якщо є необхідність в ній). Відсік де розташована система автоматичного управління. Основні льотно- технічні характеристики: -максимальна злітна маса-175 кг; -швидкість-750 ... 850 км / год; -висота польоту-100 .... 11000м; -максимальна дальність польоту-1.5-3км; -швидкість заходу на посадку-230-260 км / год; Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 30 -розмах крила-2.7м; -довжина літака-4.05м; -висота літака-1.05м; -стреловидность крила по передній кромці-90град. У даній роботі розглянемо систему управління. Параметрами в режимі посадці має дуже велике значення, так як будь-які їх відхилення від заданих (необхідних) значень можуть призвести до катастрофи. Кут γ вимірюється за допомогою малогабаритної гіровертикалі. Кутова швидкість вимірюється за допомогою датчика кутової швидкості (ДУС). Розраховані обчислювачем управляючі дії відпрацьовуються кермом висоти за допомогою сервоприводу. 2.2 Аналіз технічного завдання Слідуючи технічним завданням - метою даної роботи буде проектування інтелектуальною системи управління безпілотним транспортним засобом, яка буде використовуватися в реальних умовах. У даній роботі отримаємо електричну принципову схему цифрового обчислювача, розробимо його технологічний процес складання, доведемо його економічну вигідність при виготовленні та аналіз шкідливих і небезпечних факторів, які можуть вплинути на роботу механізмів і життєдіяльність людей, які обслуговують даний пристрій. Початкова математична модель і зовнішні впливи будуть розраховані після отримання статичних і динамічних характеристик системи. 2.3 Огляд літературних джерел В результаті огляду літературних джерел, які наведені в списку використаної літератури, можна зробити припущення, що дана проблема виникає дуже часто і існує багато різних способів її вирішення. Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 31 Ця робота присвячена проектуванню і розробці інтелектуальної системи управління безпілотним транспортним засобом. Дуже багато літературних джерел присвячені розробці систем. Відомий радіолокаційний частотний спосіб вимірювання дальності наприклад: висоти польоту ЛА над землею. Відповідно до цього способу бортовий передавальної антеною випромінюють з борту ЛА вниз безперервний періодичний частотно-модульований сигнал з законом симетричною трикутної форми зміни частоти, приймаючої бортовий антеною і приймачем приймають на борту відбитий від сигнал прямої хвилі передавача, виділяют різницеву частоту прямого і відбитого від землі сигналу з допомогою змішувача приймача і вимірюють різницеву частоту і знаходять по ній висоту. Недоліком цього способу є те що бортовий приймач повинен мати широкий спектр пропускання, тому що частотно-модульований сигнал має широкий спектр. У широкий спектр пропускання приймача потрапляють радіоперешкоди, які можуть зірвати процес вимірювання висоти. Найбільш підходящим до запропонованого є радіолокаційний фазовий спосіб вимірювання дальності, наприклад: висоти польоту ЛА над землею. Він полягає в тому що випромінюють з борту ЛА вниз безперервний сигнал високої несучої частоти f, який модульований по амплітуді низькою частотою F, приймають приймальні антеною і приймачем відбитої від землі сигнал, виділяють амплітудним детектором приймача з прийнятого сигналу напруга низької частоти F, фазовим вимірником вимірюють зсув фаз ψ вихідної напруги приймача низької частоти F щодо напруги генератора передавача і обчислюють висоту польоту ЛА над землею з цього зрушенню фаз. Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 32 Відома бортова вимірювальна система, яка має бортовий передавач безперервного сигналу несучої частоти f, який модулює по амплітуді низької частоти F, і передавальну антену, приймач і з приймальною антеною, в якому виділяють амплітудним детектором приймача з прийнятого сигналу напруга низької частоти F, фазовим вимірником вимірюють зсув фаз ψ вихідної напруги приймача низької частоти щодо напруги генератора передавача і визначають висоту польоту ЛА над землею з цього зрушенню фаз. Недоліком даного способу і пристрою є те, що вони не можуть використовуватися в діапазоні коротких і середніх радіохвиль у зв'язку зі складністю забезпечення високої розв'язки між передавальної і приймаючої антенами. В основу винаходу поставлена задача удосконалення фазового способу вимірювання малих висот польоту ЛА над землею, в якому за рахунок випромінювання з борту безперервного синусоїдального сигналу постійної амплітуди на частоті короткохвильового або середньохвильового діапазону, прийому на борт відбитого від землі сигналу і прямого сигналу передавача і вимір зсуву фаз прийнятого сумарного сигналу на високій частоті щодо зондувати сигналу передавача забезпечується обчислення висоти польоту з цього зрушенню фаз. В основу винаходу також поставлено завдання удосконалення пристрою вимірювання малих висот польоту ЛА над землею шляхом виконання передавальної і приймаючої антен у вигляді коротких горизонтальних симетричних вібраторів. Вони розташовані на одній лінії вздовж фюзеляжу ЛА, передавача у вигляді генератора безперервних синусоїдальних коливань постійної амплітуди на частоті короткохвильового або середньохвильового діапазону, приймача прямого посилення у вигляді підсилювача високої частоти, фазового вимірника зсуву фаз вихідної напруги приймача і передавача на високій частоті, обчислювача висота польоту ЛА. Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 33 Поставлена задача вирішується тим що для вимірювання малих висот польоту над землею випромінюється безперервний сигнал зондування за допомогою бортової передавальної антени, приймається відбитий від землі сигнал за допомогою приймаючої антени і вимірюється за допомогою приймаючої антени а також зрушення фаз, згідно винаходу випромінюють безперервний синусоїдальний сигнал постійної амплітуди на частоті короткохвильового або середньохвильового діапазону, беруть також прямий сигнал передавальної антени за допомогою бортової приймаючої антени, вимірюють зсув фаз сумарного сигналу прямий і відбитої від землі хвилі на високій частоті, з виходу приймача щодо сигналу передавача, додатково вимірюють відношення амплітуди вихідної напруги приймача і передавача на високій частоті, а висоти польоту ЛА над землею знаходять по результату цих вимірів шляхом вирішення за допомогою бортового обчислювача. Запропонований спосіб забезпечує можливість вимірювання малих висот польоту в рамках від поверхні землі до половини довжини хвилі передавача в діапазоні середніх або коротких радіохвиль. Сигнал зондування є безперервним синусоїдальним сигналом постійної амплітуди з дуже вузьким спектром тому можна використовувати приймач з дуже вузькою смугою пропускання, що істотно покращує захист вимірювальної системи від радіоперешкод. 2.4 Розробка моделі групових дій БЛА Тепер необхідно вирішити завдання розподілу об'єктів між кількома БЛА. Для простоти розглянемо випадок розподілу об'єктів між двома БЛА. Для цього призначимо кожному БЛА область відповідальності, як показано на Рисунку 2.1. Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 34 K 1 K 2 Рисунок 2.1 – Розбиття області завдань на частини. К1, К2 - кінцеві пункти маршруту першого і другого БЛА відповідно Після цього проаналізуємо, які з об'єктів перетнуть лінію розділу областей за заданий проміжок часу tК і розділимо всі об'єкти на три групи: 1) об'єкти, що належать області відповідальності першого БЛА; 2) об'єкти, що належать області відповідальності другого БЛА; 3) Спірні об'єкти, які за час tК перетнули лінію розділу областей відповідальності, відведених кожному БЛА. Далі приймемо, що початкові і кінцеві пункти маршруту кожного БЛА розташовані згідно з малюнком 8 (точні значення відстаней і кутів можуть змінюватися відповідно до поточної навігаційної обстановкою, але вони повинні бути точно відомі на момент початку роботи алгоритму). Таким чином, об'єкти, що належать області кожного БЛА, будуть закріплені за цим БЛА, а спірні об'єкти будуть розподілені між ними таким чином, щоб мінімізувати час обльоту всіх об'єктів групою БЛА. Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис 35 Дата Объекты, закрепленные за первым БЛА 1 3 4 6 5 9 10 2 7 8 Спорные объекты Объекты, закрепленные за вторым БЛА Рисунок 2.2 Приклад розподілу спірних об'єктів Для оптимального розподілу об'єктів між БЛА, об'єкти, які належать кожному БЛА, занесемо у відповідний список, а зі спірних об'єктів складемо всі можливі комбінації розподілу між БЛА. Далі, будемо приєднувати списки з варіантами розподілу спірних об'єктів до існуючими списками для кожного БЛА і застосовувати до них алгоритм пошуку оптимального шляху, описаний в пункті 1.2. Після аналізу всіх складених комбінацій, вибираємо з них ту, якій відповідає найкраще значення критерію оптимальності. Отримана комбінація і є шуканий варіант розподілу об'єктів між БЛА. Загальна схема роботи системи представлена на рисунку 2.3. Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 36 Блок анализа движения объектов Спорные Объекты, объекты закрепленные за БЛА Блок генерации Первый БЛА вариантов распределения Второй БЛА Блок нахождения объектов оптимального маршрута Блок выбора и Оптимальные запоминания маршруты оптимального Параметры объектов маршрута для Блок нахождения двух БЛА Параметры БЛА Блок определения оптимального маршрута R Маршрут Маршрут минимального MIN первого второго Скорость радиуса разворота БЛА БЛА горизонтального ветра Рисунок 2.3 Загальна схема роботи системи Для реалізації алгоритмів була обрана середу МАТLAB з наступних причин: 1) Дана середу володіє потужним пакетом вбудованих функцій, який дозволяє швидко робити більшість математичних операцій будь-якої складності. Таким чином, немає необхідності затрачати значний час на реалізацію цих функцій; 2) Можливість використання обчислювальних мереж, що також дозволяє істотно скоротити час досліджень. Серед недоліків використання даного середовища можна виділити лише одину - висока вартість комерційної ліцензії. Моделювання роботи модуля «Пошук оптимального маршруту одного БЛА» Промоделюємо роботу даного модуля для випадку пошуку оптимального маршруту обльоту п'яти об'єктів і проаналізуємо результати. Вихідні дані і результати проілюстровані на малюнку 2.4 і в таблиці 1.6. Слід також зазначити, що координати по осях X і Y відраховуються від деякої початкової точки з координатами (0,0). Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 37 600 500 5 400 1 3 300 200 100 2 K1 0 4 -100 -200 -300 -200 0 200 400 600 800 1000 1200 1400 1600 Рисунок 2.4 – Результат виконання модуля «Пошук оптимального маршруту для одного БЛА» Таблиця 1.6 - Вихідні дані для експерименту X, м Y, м V, м/с Курс, град. БЛА -50 50 40 90 Перший об'єкт 689 374 15 72 Другий об'єкт 83 114 15 238 Ттретій об'єкт 152 412 15 103 Четвертий об'єкт 996 39 15 69 П'ятий об'єкт 106 480 15 271 Кінцева точка руху 1050 50 - - Аналізуючи роботу даного модуля, можна сказати, що він виконується коректно і маршрут, який був сформований, є оптимальним. Для доказу побудуємо графік залежності часу обльоту всіх об'єктів від номера вершини дерева, за допомогою якого здійснюється перебір варіантів обльоту (Рисунок 2.5). Зображення дерева занадто велике, тому воно не наводиться для даного прикладу. Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 38 120 100 80 60 40 31,3 20 0 0 20 40 60 80 100 114 120 Рисунок 2.5 – Графік залежності часу обльоту від номера вершини дерева Таким чином, номер вершини дерева обльоту, що відповідає мінімальному часу обльоту всіх об'єктів - 114. Даної гілки відповідає маршрут 2, 5, 3, 1, 4, що відповідає ілюстрації на малюнку 1.5 Час роботи даного модуля становить 57,3648 секунди. Як і очікувалося, час роботи даного модуля не дозволяє включити його до складу програмного забезпечення БЦВМ, тому заміна його на нейронну мережу виявилася виправданою. Моделювання роботи модуля «Пошук оптимального маршруту кількох БЛА» Тепер, після того, як ми переконалися, що алгоритм вибору оптимального маршруту для одного БЛА працює коректно, перевіримо роботу всієї системи в цілому (на прикладі двох БЛА), а потім проаналізуємо роботу кожного з модулів, щоб з'ясувати можливість застосування даної системи в складі комплексу бортового програмного забезпечення. Вихідні дані для експерименту наведені в таблиці 1.7 Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 39 Продовження таблиці 1.7 Таблиця 1.7 - Вихідні дані для експерименту X, м Y, м V, м/с Курс, град. перший БЛА -225 -57 40 90 другий БЛА -225 317 40 90 перший об'єкт 105 42 10 133 другий об'єкт 573 15 14 172 третій об'єкт 737 19 14 246 четвертий об'єкт 984 257 13 94 п'ятий об'єкт 177 119 10 281 шостий об'єкт 939 90 11 29 Сьомий об'єкт 467 194 10 213 Кінцевий пункт маршруту 1502 -57 - - першого БЛА Кінцевий пункт маршруту 1502 -317 - - другого БЛА Швидкість вітру задамо рівною 3 м / с Нижче наведені результати однієї ітерації роботи системи. Модуль аналізу руху об'єктів Результатом роботи модуля з'явилося таке розподіл об'єктів: • Перший БЛА: 5-й і 6-й об'єкти; • Другий БЛА: 4-й і 7-й об'єкти; • Спірні об'єкти: 1-й, 2-й і 3-й об'єкти. Час роботи модуля склало 0,005 секунди. Модуль генерації варіантів розподілу об'єктів Для вибраної ітерації було призначено наступне розподіл об'єктів: • Перший БЛА: 1-й, 5-й, 3-й і 6-й об'єкти; • Другий БЛА: 2-й, 4-й і 7-й об'єкти. Час роботи модуля склало 0,0131 секунди. Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис 40 Дата Модуль знаходження оптимального маршруту для одного БЛА Для вибраної ітерації були складені наступні оптимальні маршрути: • Перший БЛА: 1-й і 5-й - 3-й - 6-й об'єкти; • Другий БЛА: 7-й - 2-й - 4-й об'єкти. Слід зауважити, що при прольоті над п'ятим об'єктом в полі видимості камери потрапив перший об'єкт, тому був оброблений разом з п'ятим. Час роботи модуля склало 31,7279 секунди. Модуль визначення мінімального радіуса розвороту. Для поточних значень швидкості БЛА і швидкості вітру був розрахований мінімальний радіус розвороту Rmin = 70 м. Час роботи модуля склало 0.000004 секунди. Модуль запам'ятовування оптимального маршруту Маршрут, переглянутий на поточному ітерації, збережений для подальшої обробки. Час роботи модуля склало 0,0008 секунди. Результати роботи системи У результаті роботи системи було вибрано оптимальний розподіл об'єктів і складені оптимальні маршрути їх обльоту двома БЛА. Зображені вибрані маршрути, а також показані початкові пункти руху БЛА (вони зображені у вигляді літаків), кінцеві пункти руху першого і другого БЛА - К1 і К2 відповідно, початкові положення і напрямок руху об'єктів (вони зображені у вигляді чорних кіл), а також точки «обслуговування» об'єктів (вони зображені синіми крапками). Червоні безперервні лінії показують траєкторії руху БЛА за оптимальними маршрутами. Час роботи всієї системи склало 172.4834 секунди. Таким чином, результати моделювання показують, що розроблена програма є працездатною і маршрути, що розраховуються за допомогою неї, є оптимальними. Приклад дерева, за яким знаходиться мінімальний маршрут. Поряд з кожною вершиною виводиться час, необхідний для зустрічі з даним об'єктом, якщо БЛА буде слідувати за маршрутом, відповідному Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 41 досліджуваної гілки дерева. Червон0им кольором вказана гілку дерева, 500 400 K1 300 4 4 200 77 55 100 6 6 1 1 3 22 3 0 K2 -100 -200 -200 0 200 400 600 800 1000 1200 1400 Рисунок 2.6 – мінімальний маршрут 4 0 3.5 3 4 3 2 1 2.5 2 3 2 1 4 2 1 3 4 1 3 2 4 1.5 1 2 1 3 1 2 3 2 1 4 1 2 4 4 1 3 1 4 3 2 4 3 4 2 3 0.5 0 1 2 1 3 3 2 1 2 1 4 4 2 1 4 1 3 3 4 4 2 4 3 3 2 -0.5 -1 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 -15 -10 -5 0 5 10 15 Рисунок 2.7 – Дерево перебору всіх варіантів обльоту для першого БЛА (відповідність значень, зазначених на вершині номерами об'єктів: «1» - 5-й об'єкт, «2» - 6-й об'єкт, «3» - 1-й об'єкт, «4 »- 3-й об'єкт) Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 42 107.8698 71.0644 39.5943 20.5933 60.6398 52.7149 27.2269 86.0327 52.7958 38.593 22.6863 13.3774 85.9429 68.2146 48.219 93.1602 73.5912 52.7059 27.0202 68.3456 59.2249 39.0373 81.6108 48.5971 22.958 13.5811 61.8048 53.7763 27.4023 83.8357 50.9445 40.761 22.5476 6.9081 83.4401 57.2265 48.407 80.0911 52.5961 30.4604 11.4126 39.1553 32.0851 19.7216 0 82.8462 50.0582 39.947 36.6608 86.5555 59.7412 50.0504 99.4976 64.0896 44.652 38.7192 21.4809 87.926 70.2575 48.8722 84.9084 67.1891 56.136 47.1647 121.0267 86.1106 67.001 65.9925 41.1156 22.7776 6.2657 30.5023 23.1567 13.7183 66.7195 42.3897 38.4038 22.7776 6.2657 66.67 48.0089 41.1156 60.8308 39.1028 23.1567 13.7183 47.3764 40.2315 21.1635 3 КОНСТРУКТОРСЬКА ЧАСТИНА Метою даної кваліфікаційної роботи є проектування системи управління безпілотним транспортним засобом у режимі посадки. Мікроконтролерний блок являє собою мікропроцесор з програмою роботи, яка реалізує отримання даних з датчиків системи, їх обробку та передачу на комп'ютер. Рисунок 3.1 – Функціональна схема системи управління ЗУ - запаятовувальний пристрій ВУ - обчислювальний пристрій; У - підсилювач; СП - сервопривід; РВ - кермо висоти; УС - пристрій узгодження; МГВ - малогабаритна гіровертікаль; ДУС - датчик кутової швидкості. 3.1 Розробка принципу функціонування мікропроцесорного блоку На рис. 3.2 представлена спрощена схема системи управління Рисунок 3.2 – Схема системи управління Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 43 Прийняті на рисунку 3.2 скорочення: ПЕОМ - персональна електронно-обчислювальна машина; КОНТРОЛЛЕР - пристрій обробляє інформацію; ІМ - виконавчий механізм; ТАУ - об'єкт автоматичного управління; LPT, COM - Канали зв'язку контролера і ПЕОМ; UДУС - напруга на виході ДУС, В; UДУ - напруга на виході ДУ, В; Розроблена система має 2 послідовно розташованих контуру управління: на керуючий обчислювач (контролер) приходить 2 сигналу (з ДУС і з ДУ), у свою чергу контролер повинен формувати один сигнал управління на обидва контури. Висновок: контролер повинен мати 4 входи для прийому і обробки сигналу інформації, діючих значень керованих параметрів контуру і один вихід для передачі сигналу керування на контури управління. 3.2 Розробка функціональної схеми керуючого обчислювача с ДУ и ДУС ПОРТ ПОРТ на ІМ МП АЦП Р ЦАП Р БУП 0 1 ПЭВМ ПОРТ Перетворювач Р рівня сигналу 2 COM TTL-RS-232 BA КР reset reset reset LPT Рисунок 3.3 – Розробка функціональної схеми керуючого обчислювача На рисунку 3.3 використані такі умовні позначення: МП - мультиплексор; АЦП - аналогово-цифровий перетворювач; БП - блок живлення; КР - кварцовий резонатор; Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис 44 Дата Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 45 Reset - блок (сигнал) скидання програми в контролері; ВА - внутрішня архітектура ПЕОМ; ЦАП - цифро-аналоговий перетворювач; ІМ - виконавчий механізм. Рисунок 3.4 – Схема системи управління ЛА с ПН H-висота V-швидкість польоту 3.2.1 Джерело тактового сигналу Кварцовий резонатор є джерело тактового сигналу, який служить для подачі тактових імпульсів МП для його синхронізації. створеного на основі КР з частотою 14.745 МГц, підключеного за схемою з середньою точкою. Рисунок 3.5 – Джерело тактового сигналу. КР, підключений до зовнішніх виходів МП Х1 і Х2, управляє роботою внутрішнього генератора, який формує внутрішні сигнали синхронізації. На основі цих сигналів пристрій управління МП формує машинний цикл фіксованої тривалості. Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 46 Виберемо КР типу НС49 / S з частотою 16 МГц, еквівалентним сопротівленіем25 Ом і робочим діапазоном температур від -10 до +60 С. 3.2.2 Мікропроцесор Для спроектованого керуючого обчислювача виберемо мікропроцесор АТmega8. На Рисунок 3.6 представлено графічне позначення вибраного МП Рисунок 3.6 – Графічне представлення МП ATmega8 Призначення висновків: RESET - скидання мікропроцесора; РB1-РB7 - висновки порту РB; РC1 - РC7 - висновки порту РC; РD1 - РD7 - висновки порту РD; RXD / TXD - вхід і вихід UART; INT0, INT1 - входи зовнішніх переривань; Т0, Т1 - входи таймерів; ХTAL1/ХTAL2 - висновки для підключення джерела тактового сигналу; GND - заземлення; VCC - харчування; AGND - аналогове заземлення; AVCC - аналогове харчування; AREF - виведення живлення АЦП. Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 47 Вибір даного МП обумовлений наступним: наявність 8 Кб ПЗП програм з можливістю перепрограмування; можливість роботи на низьких тактових частот, що дуже важливо в системах реального часу; Мікропроцесор має такі характеристики: узгодження з пристроями сімейства MCS-51; 100000 циклів стирання / запису; напруга живлення 5 +20% В; три рівні блокування пам'яті програм; 32 програмування лінії введення / виводу; два 16-розрядних таймера / лічильника; шість джерел сигналів переривання; програмований послідовний канал UART; промисловий діапазон температур-40С ... 85С. Мікропроцесор випускається в корпусі типу PDIP, що дозволяє встановлювати мікросхему як на контактну майданчик. 3.2.3 ЦАП Вибираємо 12-розрядний ЦАП AD7845. Даний АЦП вибрали виходячи з точності вимірювання датчика температури (20%), загального діапазону вимірюваних напруг (1 ... 5 В) і діапазону напруг вимірюваних в процесі даної роботи (1,6 ... 2,9 В). На рис. 4.5 представлено графічне позначення ЦАП AD7845 Рисунок 3.7 – ЦАП AD7845 Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 48 Технічні характеристики даного цифро-аналогового перетворювача представлені в табл. 1.9 Таблиця 1.9 - Характеристики ЦАП число розрядів 12 Напруга живлення, В ±15 Діапазон вихідних напруг, В ±UОП Час встановлення, мкс 20 Нелінійність, ОМР 0.5…1 Опорна напруги, В ±UОП Тип і число розрядів Пар. 12р. ЦАП випускається в DIP корпусі, що дозволяє як встановлювати його на контактну площадку, також впаивать його в схему. 3.2.4 Пристрій узгодження рівнів Цей функціональний елемент необхідний у разі потреби передачі даних з МП на ПЕОМ. Для коректної передачі даних необхідно погоджувати рівні сигналів МП і СОМ порту. З цією метою скористаємося пристроєм узгодження, створеним на базі перетворювача RS-232 в TTL, фірми MAXIM. Рисунок 3.8 – Пристрій узгодження рівнів MAX232 Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 49 3.2.5 Блок управління полярністю +Up 2k PWM0 2k 1k 1k DA1 TL072 GND -Up I SWM O PWM0- S KR590KN2 Рисунок 3.9 – Схема електрична принципова 3.2.6 СОМ-порт Використання цього порту необхідно через розробки каналу передачі даних на ПЕОМ, через який можлива передача даних згідно з протоколом RS- 232. 3.2.7 LPT-порт LPT-порт - це паралельний 25-піновий порт ПЕОМ. Використання цього порту необхідно при налаштуваннях каналу програматора. Канал програматора здійснює прошивку резидентної пам'яті програм. 3.2.8 Створення принципової електричної схеми керуючого обчислювача Принципова схема являє собою поєднання функціональних блоків згідно схеми з урахуванням всіх правил з'єднання. 3.3 Розробка програмного забезпечення У сучасному світі загальної комп'ютеризації та інформації вимоги, пропоновані до програмного забезпечення (ПО) і взагалі до програмних продуктів (ПП) вельми високі. У зв'язку з цим забезпечення задовольняють користувача споживчих якостей програми, таких як надійність, швидкодія, відповідність заявленим можливостям, повнота документації, можливості Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 50 розширення, розвитку без суворого дотримання певної технології практично неможливо. Аналіз вимог та визначення специфікацій • Один з найбільш відповідальних етапів створення програмного продукту - етап постановки завдання. На цьому етапі приймаються важливі рішення щодо функцій створюваного ПЗ, експлуатаційних обмежень, накладених на нього. Проводиться вибір архітектури, середовища розробки ПЗ, інтерфейсу користувача і т.д. Від цього вибору залежатиме якість і вартість кінцевого програмного продукту. • Існує два види вимог, розглянутих на даному етапі: • Функціональні вимоги описують сервіси, що надаються програмною системою, її поведінку в певних ситуаціях, реакцію на ті чи інші вхідні дані і дії, які система дозволить виконувати користувачам. При написанні функціональних вимог необхідно враховувати, що чим вони будуть детальніше, тим більш точна оцінка робіт за термінами і вартості буде проведена перед розробкою технічного завдання на створення програмного забезпечення. Функціональні вимоги документуються в специфікації вимог до програмного забезпечення, де описується як можна більш повно очікуване поведінка системи. • Експлуатаційні вимоги визначають характеристики розроблюваного програмного забезпечення, притаманні в процесі його використання. До таких характеристик відносять: • правильність - функціонування відповідно до технічного завдання. Ця вимога є обов'язковою для всякого програмного продукту, але оскільки ніяке тестування не дає гарантії 100%-ної правильності, мова може йти про певну ймовірність наявності помилок. Ймовірність збою системи управління космічними польотами повинна бути близька до нуля; • універсальність - забезпечення правильної роботи при будь-яких допустимих даних і захисту від неправильних даних. Так само як у Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 51 попередньому випадку, довести універсальність програми неможливо, тому має сенс говорити про ступінь її універсальності; • надійність (перешкодозахищеність) - забезпечення повної повторюваності результатів, тобто забезпечення їх правильності за наявності різного роду збоїв. Джерелами перешкод можуть бути технічні і програмні засоби, а також люди, що працюють з цими засобами. В даний час існує достатня кількість способів уникнути втрат інформації при збоях. Наприклад, прийом «створення контрольних точок», при якому зберігаються проміжні результати, що дозволяє після програми продовжити роботу з даними, записаними в останній контрольній точці. Можливо також зменшити кількість помилок, використовуючи дублювання систем або введення надлишкової інформації; • проверяемость - можливість перевірки отриманих результатів. Для цього необхідно документально фіксувати вихідні дані, встановлені режими та іншу інформацію, яка впливає на отримувані результати. Особливо це позначається, коли сигнали надходять безпосередньо від датчиків; • точність результатів - забезпечення похибки результатів не вище заданої. Величина похибки залежить від точності вихідних даних, ступеня адекватності використовуваної моделі, точності обраного методу і похибки виконання операцій у комп'ютері. Жорсткі вимоги до точності пред'являють системи навігації (наприклад, система стикування космічних апаратів) та системи управління технологічними процесами; • захищеність - забезпечення конфіденційності інформації. Найбільш жорсткі вимоги пред'являються до систем, в яких зберігається інформація, пов'язана з державною та комерційною таємницею. Для забезпечення захисту інформації використовують програмні, криптографічні, правові та інші методи; Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 52 • програмна сумісність - можливість спільного функціонування з іншим програмним забезпеченням. Найчастіше в даному випадку мова йде про функціонування програми під управлінням заданої операційної системи. Однак може знадобитися обмін даними з деякою іншою програмою. У цьому випадку точно обмовляється формат переданих даних; апаратна сумісність - можливість спільного функціонування з деяким обладнанням. Ця вимога формулюють у вигляді мінімально можливої конфігурації обладнання, на якому буде працювати дане програмне забезпечення. Якщо передбачається використання нестандартного обладнання, то для нього повинні бути описані інтерфейси; • ефективність - використання мінімально можливої кількості ресурсів технічних засобів (наприклад, часу мікропроцесора, обсягу оперативної пам'яті, обсягу зовнішньої пам'яті, кількості зовнішніх пристроїв та ін.) Ефективність оцінюється по кожному ресурсу окремо, тому вимоги ефективності часто суперечать один одному. Наприклад, щоб зменшити час виконання програми, необхідно збільшити обсяг оперативної пам'яті; • адаптованість - можливість швидкої модифікації з метою пристосування до мінливих умов функціонування. Оцінити цю характеристику кількісно практично неможливо. Можна тільки констатувати, що при розробці даного ПЗ використовувалися прийоми, що полегшують його модернізацію; • повторна входимость - можливість повторного виконання без перезавантаження з диска. Дана вимога зазвичай пред'являється до програмного забезпечення, резидентно завантаженому в оперативну пам'ять (наприклад, драйвери); • реєнтерабельним - можливість «паралельного» використання декількома процесами. Щоб задовольнити цій вимозі, необхідно створювати копію даних, змінюваних програмою, для кожного процесу. Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 53 • Чітко сформулювати специфікації вимог до розробляється ПЗ, щоб потім занести їх у технічне завдання, - досить складна і відповідальна задача, яка вимагає проведення передпроектних досліджень. Тестування та налагодження програмних продуктів При тестуванні програмних продуктів застосовуються два основні методи тестування - тестування «чорного» і «білого» скриньки. Розглянемо кожен з них детальніше. Тестування «чорного ящика» Відомі: функції програми. Досліджується: робота кожної функції на всій області визначення. Тести «чорного» скриньки демонструють: • як виконуються функції програм; • як приймаються вихідні дані; • як виробляються результати; • як зберігається цілісність зовнішньої інформації. При тестуванні «чорного ящика» розглядаються системні характеристики програм, ігнорується їх внутрішня логічна структура. Повне тестування, як правило, неможливо. Наприклад, якщо в програмі 10 вхідних величин і кожна приймає по 10 значень, то буде потрібно 1010 тестових варіантів. Відзначимо також, що тестування «чорного ящика» не реагує на багато особливості програмних помилок. Тестування «білого ящика» Відома: внутрішня структура програми. Досліджуються: внутрішні елементи програми і зв'язки між ними. Об'єктом тестування тут є не зовнішнє, а внутрішнє поведінка програми. Перевіряється коректність побудови всіх елементів програми і правильність їх взаємодії один з одним. Зазвичай аналізуються керуючі зв'язку елементів, рідше - інформаційні зв'язки. Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 54 Тестування за принципом "білого ящика" характеризується ступенем, в якій тести виконують або покривають логіку (вихідний текст) програми. Повне тестування також скрутно. На Рисунок 2.8 наведено алгоритм роботи МП блоку з отримання, перетворенню і передачі даних. Алгоритм наведений у вигляді блок-схеми. Рисунок 2.8 – Алгоритм роботи МП блоку Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 55 4 Розробка технологічної схеми складання За базову деталь виберемо плату поз.1. У першу чергу на плату встановлюються резистори поз.16, діод поз.3, кварц поз.10 згідно п.1, 2,10. Далі встановлюються конденсатори поз.2, мікросхеми поз. 2, 4-9. Потім встановлюються роз'єми поз.11-15 і проводиться контроль якості збірки. Після проводиться пайка (згідно з рекомендаціями конструктора № 2), промивання, сушіння та контроль якості пайки. Потім плату поз.1 покриваємо лаком (згідно з вимогами конструктора № 3), сушка контроль якості після лакування і остаточний контроль. Таблиця 2.1 - Розрахунок кількості Найменування покупних виробів Кількість Мікросхеми Atmel АТmega8 1 MAX232A 1 LM78L05ACZ 1 TL072 1 KR590KN2 1 AD7845 1 Конденсатори 0.1мкФ-35В 7 4.7мкФ-35В 1 100мкФ-35В 1 470мкФ-35В 1 Резистори МЛТ-0.125 1к 10 МЛТ-0.125 1.5к 1 діод КД522А 1 Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 56 Продовження таблиці 2.1 Кварц 1 Роз'єми RS-232 1 2хПТ 1 4хПТ, 5хПТ 2 8хПТ 1 Провід 8 Плата 1 Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 57 ВИСНОВКИ В даній кваліфікаційній роботі бакалавра було розроблено інтелектуальну систему управління безпілотним транспортним засобом, а також проведено удосконалення бездротової системи управління польотом безпілотного літального апарату. Було зроблено огляд існуючих аналогів з урахуванням виду руху та режимів польоту, заданого в ТЗ, була отримана лінійна математична модель руху безпілотного транспортного засобу. За допомогою пакету МАТLАВ був проведений аналіз управління транспортним. Була розроблена схема складання яка відповідає за маршрут збору приладу. Проведено удосконалення пристрою вимірювання малих висот польоту ЛА над землею шляхом виконання передавальної і приймаючої антен у вигляді коротких горизонтальних симетричних вібраторів. беспилотный аппарат управление автопилот Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 58 СПИСОК ВИКОРИСТАНИХ ДЖЕРЕЛ ТА ЛІТЕРАТУРИ 1. Остапчук М.В., Рибак А.І. Система технологій (за видами діяльності): 2. Лавріщева К.М. ПРОГРАМНА ІНЖЕНЕРІЯ.–Київ.– 2017.–319 с. 3. Правила улаштування електроустановок (ПУЕ-2009). -Х:Ви-во «Форт», 2019.-708с. 4. МВС України "Інструкція із застосування військовослужбовцями Національної гвардії України технічних приладів і технічних засобів, що мають функції фото- і кінозйомки, відеозапису, засобів фото- і кінозйомки, відеозапису" від 13.01.2021.М. К. Філяшкін канд. техн. наук, проф., А. А. 5. Закордонець. Алгоритм роботи адаптивної системи керування бічним рухом безпілотних літальних апаратів на етапі виходу на задану лінію шляху. Архів оригіналу за 1 грудня 2012. Процитовано 15 листопада 2010. 6. Lassa, Todd (January 2013). The Beginning of the End of Driving. Motor Trend. 7. European Roadmap Smart Systems for Automated Driving [Архівовано 12 лютого 2015 у Wayback Machine.], European Technology Platform on Smart Systems Integration (EPoSS), 2015. 8. Zhu, Wentao; Miao, Jun; Hu, Jiangbi; Qing, Laiyun (27 березня 2014). Vehicle detection in driving simulation using extreme learning machine. Neurocomputing. 128: 160–165. doi:10.1016/j.neucom.2013.05.052. 9. Перший безпілотний КрАЗ - перший «розумний» український автомобіль. 06 жовтня, 2016. https://www.autokraz.com.ua/index.php/uk/novini-ta- media/news/item/2839-pershyi-bezpilotnyi-kraz-pershyi-rozumnyi- ukrainskyi-avtomobil Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 59 10. SmartBird. Політ птахів розшифрований. https://www.festo.com/ua/uk/e/pro-festo/doslidzhiennia-ta- rozvitok/bionichna-navchal-na-mieriezha/oghliad-produktiv-2010- 2012/smartbird-id_33686/ Арк. ЧДТУ 242264.001 ПЗ т Зм. Арк . № докум Підпис Дата 60