Drift Angle Modelling using Differential Pressure

Automation are marching to the future replacing human tasks such as monitoring and surveillance as human species improve its functions and performances. Autonomous flight capability is not only critical for Unmanned Aerial Vehicles (UAV) military operations, but it is also anticipated to have a significant impact on the future development of passenger carrying autonomous aircraft. Minimizing the human factor in aircraft flight has always been a primary safety priority, and it also has the potential to cut operational costs. As a result, perfecting UAV has always been about making the aircraft self-interpretable of its own data in every situation. Data from pressure measurement is utilised for a variety of indications that can be obtained through total pressure measurement and static pressure measurement using pitot-static port and probe systems. Inertial Measurement Units (IMU), like pitot static systems, are placed in UAVs to detect changes in in rotational attributes using combination of gyroscope and accelerometer. IMU also allows the aircraft to maintain its stability and control. However, because UAVs lack the ability to measure drift angle, they tend to travel laterally with the wind in the face ofsevere gusts and crosswinds. The UAV can correct its drift and return to its original scheduled position by computing the drift angle. Hence, the goal of this study is to model drift angle with differential pressure. Tasks undertaken to fulfil the purpose of this project is to identify static pressure port, where pressure are measured. Static port are identified as highest pressure point during the flow simulation of 0°of angle of attack (AOA) and angle of sideslip (AOS). This project used Finite Element Method (FEM) technique to perform Finite Element Analysis (FEA). Differential pressure is defined and measured at -10°, -20°, -30°, 0°, 10°, 20° and 30° of drift angle, tapped at the static pressure 1 and 2 that are identified earlier. Ideally, differential pressure reading at each port are zero. However, there had been error of the reading, defined as 1.09% and 1.02% at AOA and AOS respectively. These errors are to be taken into consideration during the installation of means to measure drift angle to avoid installation-relate issues.

Automasi mempelopori era teknologi masa hadapan menggantikan tenaga manusia terutamanya dalam bidang pemantauan dan pemerhatian seiring dengan peningkatan fungsi dan prestasinya. Kemampuan pesawat udara tanpa pemandu (UAV) bukan sahaja kritikal kepada kemajuan operasi ketenteraan malahan mampu memberi impak kepada perkembangan penerbangan secara autonomi bagi penerbangan awam di masa hadapan. Justeru, meminimakan penglibatan manusia dalam penerbangan dapat meningkatkan keselamatan penerbangan selain berpotensi mengurangkan kos operasi. Untuk itu, matlamat menyempurnakan UAV adalah dengan menjadikan sesuatu pesawat itu berkemampuan untuk menterjemah maklumat yang diterima sewaktu penerbangan dalam apa jua keadaan. Maklumat daripada bacaan tekanan yang diperoleh melalui bacaan tekanan total dan tekanan statik menggunakan liang pitot- statik dan sistem prob/penderia menjadi rujukan sebagai indikasi tertentu. Unit pengukur inersia (IMU) berfungsi seperti pitot-statik bagi UAV, bertujuan untuk mengesan perubahan atribut putaran menggunakan gyroskop dan akselerometer. IMU turut membantu mengekalkan kestabilan dan mengawal UAV. Walau bagaimanapun, ketidakbolehan UAV untuk mengukur sudut sasar penerbangan menyebabkan pesawat cenderung untuk bergerak seiring dengan arah angin ketika menghadapi angin yang kuat dan angin lintang. Dengan kebolehan mengukur sudut sasar penerbangan, UAV akan berupaya untuk mengatasi arus dan kembali kepada kedudukan asal. Oleh itu, matlamat kajian ini adalah untuk memodalkan sudut sasar penerbangan menggunakan perbezaan tekanan. Aktiviti bagi memenuhi matlamat projek adalah mengenalpasti liang tekanan statik yang digunakan bagi mendapatkan bacaan tekanan. Liang statik dikenalpasti sebagai tempat dimana bacaan tekanan tertinggi diperoleh semasa sudut sasar adalah 0°. Projek ini menggunakan teknik Kaedah Unsur Terhingga (FEM) bagi tujuan Analisi Unsur Terhingga (FEA). Perbezaan tekanan direkod pada liang tekanan statik 1 dan 2 ketika sudut sasar sebanyak-10°, -20°, -30°, 0°, 10°, 20° and 30°. Secara idealnya, bacaan tekanan pada seetiap liang bagi setiap sudut sasar bemilai kosong. Namun begitu, hasil simulasi menunjukkan ralat pada bacaan perbezaan tekanan iaitu sebanyak 1.09% bagi sudut serangan (AOA) dan 1.02% bagi sudut slip sisi (AOS). Oleh kerana itu, pemasangan alat bagi mengukur sudut sasar penerbangan kelak pada lokasi yang telah dikenalpati, haruslah mengambil kira ralat bagi memastikan ketepatan bacaan dari sudut sasar penerbangan.