การออกแบบรูปทรง 3 มิติของอากาศยานไร้คนขับแบบขึ้นลงแนวดิ่งสำหรับการขนส่งพัสดุ

บทคัดย่อ

โครงงานนี้มุ่งเน้นการออกแบบรูปทรงและขึ้นรูปโมเดลสามมิติของอากาศยานไร้คนขับแบบขึ้น ลงแนวดิ่งสำหรับการขนส่งพัสดุ ในระบบการขนส่งแบบเชื่อมต่อระหว่างจุดศูนย์กลางการกระจาย สินค้า โดยการขนส่งจะเริ่มจากจุด กระจายสินค้าหนึ่งไปยังอีกจุดหนึ่ง เพื่อเพิ่มความรวดเร็วในการ ขนส่งและลดปัญหาจราจรติดขัด วัตถุประสงค์ของโครงงานคือการออกแบบรูปทรงของอากาศยาน และการขึ้นรูปโมเดลสามมิติที่เหมาะสมกับการใช้งานในระบบนี้ ในส่วนแรกของโครงงานจะใช้ โปรแกรม OpenVSP ในการออกแบบโมเดลสามมิ ติ ข องอากาศยาน และทำการวิ เ คราะห์ ประสิทธิภาพการทำงานเพื่อเลือกแบบที่เหมาะสมกับความต้องการที่กำหนด จากนั้นจะนำผลลัพธ์ไป ปรึกษากับทีมพัฒนาต้นแบบ ในส่วนที่สอง จะเป็นการติดตั้งระบบภายในอากาศยาน โดยการตั้งค่า Controller ผ่านโปรแกรม QGroundControl เพื่อควบคุมการบิน และการเดินสายไฟของเครื่อง เพื่อให้สามารถใช้งานได้ตามต้องการ อีกทั้งโครงงานนี้สามารถนำไปต่อยอดในการพัฒนาอากาศยาน ไร้คนขับสำหรับการขนส่งพัสดุในอนาคตเพื่อให้โมเดลต้นแบบนี้มีการทำงานที่มีประสิทธิภาพมากขึ้น

Abstract

This project focuses on the design and creation of a three-dimensional model for a vertical take-off and landing unmanned aerial vehicle (VTOL UAV) for parcel transportation in a hub-to-hub logistics system. The transportation process will start from one distribution point to another to increase the speed of delivery and reduce traffic congestion. The objective of this project is to design the shape of the UAV and develop a suitable 3D model for use in this system. In the first part of the project, OpenVSP software will be used to design the 3D model of the UAV and perform performance analysis to select the design that best meets the specified requirements. The results will then be consulted with the prototype development team. The second part involves installing the internal systems of the UAV by configuring the controller through QGroundControl software to manage flight operations and wire the aircraft to ensure it functions as required. This project can be further developed to advance UAVs for parcel transportation in the future. Keywords: VTOL UAV / Parcel transportation/ OpenVSP / QGroundControl / Parcel transportation ข กิตติกรรมประกาศ โครงงาน “การออกแบบรูปทรงและขึ้นรูปโมเดลสามมิติของอากาศยานไร้คนขับแบบขึ้นลง แนวดิ่งสำหรับการขนส่งพัสดุ” ซึ่งเป็นส่วนหนึ่งของการศึกษาระดับปริญญาตรีนี้ จะไม่อาจสำเร็จ ลุล่วงได้โดยสมบูรณ์หากปราศจากการสนับสนุนและความอนุเคราะห์จากหลายฝ่าย คณะผู้จัดทำขอแสดงความขอบพระคุณเป็นอย่างสูงต่อ ผศ.ดร.ภาคิน จำปาศักดิ์ อาจารย์ที่ ปรึกษาหลัก ที่ได้ให้คำแนะนำ ถ่ายทอดความรู้ และข้อคิดเห็นอันเป็นประโยชน์ต่อการดำเนิน โครงงาน รวมถึงข้อเสนอแนะที่สามารถนำไปประยุกต์ใช้ในอนาคต ขอขอบพระคุณ ผศ.ดร.ธีรวัจน์ แสงเพชร์ ที่ให้คำปรึกษาและแนวทางในการแก้ไขปัญหา เกี่ยวกับระบบภายในและตัวควบคุมของอากาศยาน ซึ่งมีส่วนสำคัญต่อความสมบูรณ์ของโครงงาน ขอขอบคุณ มหาวิทยาลัย เทคโนโลยีพระจอมเกล้าพระนครเหนือ ที่ให้การสนับสนุน ด้ าน งบประมาณเพื่อให้โครงงานวิจัยนี้สามารถดำเนินการจนสำเร็จ สุดท้ายนี้ คณะผู้จัดทำหวังเป็นอย่างยิ่งว่าโครงงานนี้จะเป็นประโยชน์ต่อผู้ที่สนใจ รวมถึง หน่วยงานที่เกี่ยวข้อง และสามารถเป็นแนวทางสำหรับการพัฒนาเทคโนโลยีในอนาคตต่อไป นาย รัชภูมิ เจริญราช นาย ฮัสซาน อัศววิริยะกุล นาย ชูวงศ์ กันทวีชัย นาย กันทรากร สุดกังวล ค สารบัญ บทคัดย่อ ........................................................................................................................................... ก Abstract ........................................................................................................................................... ข บทที่ 1 บทนำ ....................................................................................................................................1 1.1 ที่มาและความสำคัญ...........................................................................................................1 1.2 วัตถุประสงค์ .......................................................................................................................3 1.3 ขอบเขตของโครงงาน..........................................................................................................4 1.4 ประโยชน์ที่คาดว่าได้รับจากการออกแบบอากาศยานไร้คนขับนี้ .........................................4 1.5 แผนการดำเนินงาน .............................................................................................................5 1.6 อุปกรณ์และงบประมาณ .....................................................................................................8 บทที่ 2 ทฤษฎีที่เกี่ยวข้อง ...................................................................................................................9 2.1 อากาศยานไร้คนขับแบบขึ้นลงแนวดิ่ง (VTOL UAV) ..........................................................9 2.2 อากาศยานไร้คนขับแบบขึ้นลงแนวดิ่งที่น่าสนใจ .............................................................. 10 2.3 เปรียบเทียบอากาศยานที่มีการบินแบบ VTOL ................................................................ 11 2.4 ซอฟต์แวร์ OpenVSP (Open Vehicle Sketch Pad) .................................................... 12 2.5 แบบจำลองทางคณิตศาสตร์ของอากาศยานไร้คนขับแบบขึ้นลงแนวดิ่ง (Mathematical Model of VTOL UAV) ......................................................................................................... 14 2.5.1 สมการการเคลื่อนที่เชิงเส้น (Linear Motion Equations) .................................. 14 2.5.2 สมการการเคลื่อนที่เชิงมุม (Angular Motion Equations) ................................ 15 2.5.3 แรงและโมเมนต์ที่กระทำต่ออากาศยาน .............................................................. 15 2.6 ระบบควบคุมการบิน (Flight Control System) ............................................................ 16 2.6.1 ตัวควบคุมประเภทพีไอดี (PID Controller) ........................................................ 16 2.6.2 ระบบควบคุมการบินของ Pixhawk 6C mini ..................................................... 17 2.6.3 แหล่งจ่ายพลังงานและการกระจายพลังงานไปยังอุปกรณ์ควบคุมการบิน ............ 18 ก 2.6.4 วิทยุ RadioMaster TX16S Mark II ................................................................... 22 2.6.5 ซอฟต์แวร์ QGroundControl ............................................................................ 23 2.7 ระบบขับเคลื่อนอากาศยาน ............................................................................................. 24 2.7.1 การทำงานร่วมกันระหว่างใบพัดและมอเตอร์ ...................................................... 24 บทที่ 3 ขั้นตอนการออกแบบ .......................................................................................................... 27 3.1 การออกแบบอากาศยาน.................................................................................................. 27 3.1.1 ความต้องการและเงื่อนไขในการออกแบบ ........................................................... 27 3.1.2 ขั้นตอนการออกแบบ ........................................................................................... 28 3.1.3 การพัฒนาและการปรับแต่งอากาศยานไร้คนขับแบบขึ้นลงแนวดิ่ง (VTOL UAV) ..................................................................................................................................... 29 3.1.4 การออกแบบปีกและลำตัว................................................................................... 30 3.1.5 การออกแบบระบบควบคุมเสถียรภาพด้านท้ายอากาศยาน ................................. 32 3.1.6 การออกแบบระบบ Vertical Take-Off.............................................................. 34 3.1.7 การวัด Thrust เพื่อหากระแสไฟฟ้า .................................................................... 37 3.1.8 การวิเคราะห์สมรรถนะทางการบินของอากาศยานไร้คนขับ (Performance) ..... 39 3.3 การออกแบบแพนควบคุม (Control Surfaces) .............................................................. 43 3.4 กระบวนการทดสอบและการปรับแต่ง (Tuning PID) สำหรับอากาศยานไร้คนขับแบบขึ้นลง แนวดิ่ง (VTOL UAV) ............................................................................................................. 44 3.5 กระบวณการประกอบและติดตั้งต้นแบบอากาศยานไร้คนขับ .......................................... 47 3.5.1 การติดตั้งคอนโทรลเลอร์การบิน (Flight Controller)......................................... 47 3.5.2 การเชื่อมต่อเซอร์โวมอเตอร์และระบบควบคุมพื้นผิวบังคับทิศทาง ...................... 47 3.5.3 การติดตั้งมอเตอร์และใบพัดบนอากาศยานไร้คนขับแบบขึ้นลงแนวดิ่ง (VTOL UAV) ..................................................................................................................................... 48 3.5.4 การเดินสายไฟและระบบจ่ายพลังงาน ................................................................. 52 ข 3.5.5 การทดสอบและการปรับแต่ง Controller สำหรับการใช้งานจริงบน VTOL ........ 52 บทที่ 4 ผลการทดสอบเปรียบเทียบ และการวิเคราะห์ .................................................................... 54 4.1 เปรียบเทียบประสิทธิภาพ VTOL ต้นแบบก่อนทำการปรับปรุงหลังจากการสร้างจริง ...... 54 4.3 ตรวจสอบค่า CL และ CD ด้วย Ansys CFD ของโมเดลต้นแบบก่อนทำการปรับปรุง ...... 55 4.4 การวิเคราะห์ความคลาดเคลื่อนของโมเดลที่ทำการปรับปรุงที่สอดคล้องกับกระบวณการ สร้างแล้วที่อาจเกิดขึ้นได้ ........................................................................................................ 57 4.5 ขั้นตอนการทดสอบและประเมินสมรรถนะการบินของอากาศยานไร้คนขับแบบขึ้นลง แนวดิ่ง.................................................................................................................................... 58 4.5.1 การตรวจสอบระบบก่อนทำการบิน (Pre-flight Check)..................................... 58 4.5.2 การทดสอบการบินขึ้นและลงในแนวดิ่ง (Vertical Take-off and Landing Test ..................................................................................................................................... 59 4.5.3 การทดสอบการบินในโหมด Fixed-wing ............................................................ 59 4.5.4 การทดสอบระยะเวลาการบินและระยะทาง ........................................................ 59 4.6 ลำดับการทดสอบ Flight Test และปัญหาพบ ................................................................ 59 4.6.1 การทดสอบครั้งที่ 1 ............................................................................................. 59 4.6.2 การทดสอบครั้งที่ 2 ............................................................................................. 59 4.6.3 การทดสอบครั้งที่ 3 ............................................................................................. 60 4.6.4 การทดสอบครั้งที่ 4 ............................................................................................. 60 4.6.5 การทดสอบครั้งที่ 5 ............................................................................................. 60 4.6.6 การทดสอบครั้งที่ 6 ............................................................................................. 60 4.6.7 การทดสอบครั้งที่ 7 ............................................................................................. 60 บทที่ 5 สรุปผล และข้อเสนอแนะ ................................................................................................... 62 5.1 สรุปผล ............................................................................................................................ 62 5.2 ขอเสนอแนะ .................................................................................................................... 62 ค เอกสารอ้างอิง ................................................................................................................................. 64 ง สารบัญตาราง 1. Proposal..................................................................................................................................6 2. Progress 1 ...............................................................................................................................6 3. Progress 2 ...............................................................................................................................6 4. Final .........................................................................................................................................7 งบประมาณที่ใช้มีดังนี้ ........................................................................................................................8 Blended Wing Geometry ........................................................................................................... 31 การคำนวณ Balance C.G. ............................................................................................................. 32 Tail Geometry .............................................................................................................................. 33 ตาราง Weight Estimate ............................................................................................................... 35 ตารางเปรียบเทียสมรรถนะทางการบินของ VTOL .......................................................................... 55 ตารางเปรียบเทียบ CL และ CD ........................................................................................................ 56 จ สารบัญรูป รูปที่ 2.1 YANGDA Mapird Pro Long Endurance VTOL [3] ..................................................... 10 รูปที่ 2.2 YANGDA FW-250 [4] ..................................................................................................... 10 รูปที่ 2.3 YANGDA Sky Whale Heavy Lift [5] ............................................................................ 11 รูปที่ 2.4 DJI Agras T50 [7] ........................................................................................................... 11 รูปที่ 2.5 F-35 [1] ........................................................................................................................... 12 รูปที่ 2.6 ซอฟต์แวร์ OpenVSP ...................................................................................................... 13 รูปที่ 2.7 ภายในซอฟต์แวร์ OpenVSP ........................................................................................... 13 รูปที่ 2.8 ระบบพิกัดอ้างอิงสำหรับการสร้างแบบจำลองทางคณิตศาสตร์ ......................................... 15 รูปที่ 2.9 แผนผังการทำงานของระบบควบคุมประเภทพีไอดี [16]................................................... 16 รูปที่ 2.10 Pixhawk 6C mini ......................................................................................................... 17 รูปที่ 2.11 ระบบวงจรการทำงานของ Pixhawk 6C ........................................................................ 18 รูปที่ 2.12 Lithium-ion Polymer AC Battery ขนาด 22.2 V 40C ความจุ 5200 mAh.............. 18 รูปที่ 2.13 PM02 Power Module ................................................................................................ 19 รูปที่ 2.14 Power Distribution Board ......................................................................................... 19 รูปที่ 2.15 HOBBYWING XRotor 40A Brushless ESC ................................................................ 20 รูปที่ 2.16 DS125MG Digital Metal Gear Servo ........................................................................ 20 รูปที่ 2.17 Holybro V3 3DR Radio Telemetry 500mw 433MHZ ........................................... 21 รูปที่ 2.18 M10 GPS ...................................................................................................................... 22 รูปที่ 2.19 RadioMaster TX16S Mark II ...................................................................................... 23 รูปที่ 2.20 QGroundControl ........................................................................................................ 23 รูปที่ 2.21 ฟังก์ชันการควบคุมอากาศยานผ่าน QGroundControl ................................................. 24 รูปที่ 2.22 ใบพัด Tarot T-Series 1755 ......................................................................................... 24 รูปที่ 2.23 มอเตอร์ 5008 335KV Brushless ................................................................................. 25 รูปที่ 2.24 ประสิทธิภาพของมอเตอร์ 5008 335KV Brushless Motor ......................................... 25 ฉ รูปที่ 2.25 ใบพัด J.X.F. ขนาด 13x8 นิ้ว ........................................................................................ 26 รูปที่ 2.26 มอเตอร์ Surpass Hobby C5055-600KV .................................................................... 26 รูปที่ 3.1 แบบ VTOL ครั้งที่ 2 ........................................................................................................ 29 รูปที่ 3.2 แบบ VTOL ครั้งที่ 5 ........................................................................................................ 29 รูปที่ 3.3 แบบ VTOL ครั้งที่ 8 ........................................................................................................ 29 รูปที่ 3.4 Airfoil NACA 4415 ......................................................................................................... 30 รูปที่ 3.5 Cl/Cd vs Alpha NACA 4415 ........................................................................................ 30 รูปที่ 3.6 Model 4 ......................................................................................................................... 31 รูปที่ 3.7 Fuselage cross section design ................................................................................... 31 รูปที่ 3.8 หางด้านหน้า .................................................................................................................... 32 รูปที่ 3.9 CMy vs Alpha.................................................................................................................. 34 รูปที่ 3.10 CL vs Alpha.................................................................................................................. 34 รูปที่ 3.11 ข้อมูลมอเตอร์ TAROT 4114/320KV [15].................................................................... 36 รูปที่ 3.12 การติดตั้ง Multirotor .................................................................................................... 36 รูปที่ 3.13 กราฟ T-I ที่ความเร็ว 25 m/s........................................................................................ 37 รูปที่ 3.14 กราฟ T-I ที่ความเร็ว 30 m/s........................................................................................ 37 รูปที่ 3.15 กราฟ T-I ที่ความเร็ว 40 m/s........................................................................................ 38 รูปที่ 3.16 กราฟ T-I จากโปรแกรม Microsoft Excel ที่ความเร็ว 25 m/s .................................... 38 รูปที่ 3.17 กราฟ T-I จากโปรแกรม Microsoft Excel ที่ความเร็ว 30 m/s .................................... 39 รูปที่ 3.18 กราฟ T-I จากโปรแกรม Microsoft Excel ที่ความเร็ว 40 m/s .................................... 39 รูปที่ 3.19 CDtot vs Alpha ........................................................................................................... 41 รูปที่ 3.20 การประมาณค่ากระแสไฟฟ้าด้วยการ Interpolation ใน Microsoft Excel.................. 42 รูปที่ 3.21 ขนาด Aileron ............................................................................................................... 44 รูปที่ 3.23 วงจรการเชื่อมต่อ Pixhawk 6C ..................................................................................... 46 รูปที่ 3.24 Quadcopter................................................................................................................. 46 ช รูปที่ 3.25 อุปกรณ์สำหรับพร้อมบิน ................................................................................................ 47 รูปที่ 3.26 ตำแหน่งติดตั้งมอเตอร์เข้ากับใบพัดสำหรับการสร้างแรงยก (Lift) .................................. 49 รูปที่ 3.27 การติดตั้งมอเตอร์ 5008 335KV เข้ากับ Rods ของอากาศยาน ..................................... 49 รูปที่ 3.28 การติดตั้งใบพัด Tarot T-Series 1755.......................................................................... 49 รูปที่ 3.29 การตั้งค่าทิศทางการหมุนของใบพัดใน QGroundControl............................................ 50 รูปที่ 3.30 ตำแหน่งติดตั้งมอเตอร์เข้ากับใบพัดสำหรับการสร้างแรงขับ (Thrust) ............................ 51 รูปที่ 3.31 การติดตั้งมอเตอร์ Surpass Hobby C5055-600KV เข้ากับฐานยึดลำตัวเครื่อง ............ 51 รูปที่ 3.32 การติดตั้งใบพัด J.X.F. ขนาด 13x8 นิ้ว เข้ากับแกนของมอเตอร์ ................................... 51 รูปที่ 3.33 แผนผังการเดินสายไฟของ VTOL Fixed-Wing.............................................................. 52 รูปที่ 3.34 การติดตั้ง Pixhawk 6C mini ร่วมกับระบบของอากาศยาน .......................................... 53 รูปที่ 4.1 Model 1 ......................................................................................................................... 54 รูปที่ 4.3 Model 3 ......................................................................................................................... 54 รูปที่ 4.5 ผลการทดสอบแสดง Pressure ........................................................................................ 55 รูปที่ 4.6 ผลการทดสอบแสดง Drag ............................................................................................... 56 รูปที่ 4.7 ผลการทดสอบแสดง Lift.................................................................................................. 56 รูปที่ 5.1 Vertical Take-Off & Landing ทดสอบบินจริง .............................................................. 62 ซ บทที่ 1 บทนำ 1.1 ที่มาและความสำคัญ อากาศยานไร้คนขับที่สามารถขึ้นและลงจอดในแนวตั้งได้ (Vertical Take-Off and Landing) หรือ VTOL หมายถึง อากาศยานไร้คนขับที่สามารถขึ้นและลงจอดในแนวตั้งได้ โดยไม่ต้องใช้รันเวย์ สำหรับการบินขึ้น-ลง เช่นเดียวกับเฮลิคอปเตอร์ VTOL มักจะรวมคุณสมบัติของเครื่องบินแบบปีกตรึง (fixed-wing) ซึ่งมีประสิทธิภาพในการบินไกลและบินเร็วกับคุณสมบัติของการขึ้นลงในแนวตั้ง ซึ่งทำ ให้สามารถใช้งานได้ในพื้นที่จำกัดหรือพื้นที่ที่เข้าถึงยาก VTOL สามารถใช้ในหลายวัตถุประสงค์ สามารถแบ่งออกเป็น 4 ภารกิจ ได้ดังนี้ [1] การขนส่งโลจิสติกส์ VTOL สามารถใช้ในการขนส่งพัสดุหรือผู้โดยสารระยะสั้นในพื้นที่เมืองหรือ ระหว่างเมืองโดยไม่ต้องการสนามบินใหญ่จึงช่วยลดเวลาและค่าใช้จ่ายในการขนส่ง อีกทั้งยังสามารถ ขนส่งในภาวะฉุกเฉิน เช่น สามารถใช้ขนส่งเวชภัณฑ์หรือเจ้าหน้าที่ไปยังพื้นที่ประสบภัยพิบัติหรือ พื้นที่ที่ยากต่อการเข้าถึงได้อย่างรวดเร็ว การใช้งานทางการทหารและความมั่นคง VTOL มีบทบาทสำคัญในการเคลื่อนย้ายทหารหรือ อุปกรณ์ไปยังพื้นที่ที่ยากลำบากหรือเสี่ยงภัยสูง และด้วยความสามารถในการบินขึ้นและลงจอดใน แนวตั้ง VTOL สามารถใช้ในการลาดตระเวนหรือสอดแนมในพื้นที่ที่เข้าถึงยากโดยไม่ต้องใช้สนามบิน จึงเหมาะแก่การลาดตระเวนและสอดแนม การใช้งานด้านการเกษตร VTOL สามารถใช้งานในด้านการเกษตร เช่น การพ่นสารเคมีหรือการ สำรวจพื้นที่การเกษตร เพื่อเพิ่มประสิทธิภาพในการจัดการฟาร์ม การสำรวจและการวิจัย VTOL เหมาะสมสำหรับการสำรวจทางอากาศในพื้นที่ที่ยากต่อการเข้าถึง เช่น ป่าหรือพื้นที่ขั้วโลกและยังถูกใช้งานด้านการวิจัยทางวิทยาศาสตร์ เช่น การตรวจวัดสภาพอากาศ หรือการสำรวจทางธรณีวิทยาในพื้นที่ที่ยากลำบาก 1 การแบ่งประเภทของอากาศยานไร้คนขับที่สามารถขึ้นและลงจอดในแนวตั้งได้ VTOL โดย สากลทั่วไปแล้วมักนิยมจำแนกจากจำนวนใบพัด และตามการใช้พลังงาน ซึ่งจะสามารถแบ่งเป็น 3 ประเภทได้ดังนี้ อากาศยานประเภทนี้มีปีกแบบปีกตรึง (Fixed-Wing) ซึ่งหมายถึงปีกจะไม่เคลื่อนไหวและถูก ยึดติดกับลำตัวเครื่องบิน ปีกตรึงมีประสิทธิภาพสูงในการบินทางราบและสามารถบินได้ในระยะ ทางไกลและด้วยความเร็วสูง เหมาะกับการใช้งานในพื้นที่กว้างบรรทุกน้ำหนักได้มาก และใช้พลังงาน น้อย อากาศยานประเภทนี้ใช้ปีกหมุน (Rotary Wing) ซึ่งโดยทั่วไปคือโดรนที่มีโรเตอร์หลายตัว อากาศยานแบบ Rotary-Wing มีความสามารถในการลอยนิ่งในอากาศและเคลื่อนที่ในทิศทางต่าง ๆ ได้ยืดหยุ่น อากาศยานไร้คนขับชนิดปีกตรึงขึ้นลงแนวดิ่ง (Fixed Wing Hybrid) หมายถึงอากาศยานไร้ คนขับที่รวมเอาคุณสมบัติของอากาศยานแบบปีกตรึง (Fixed-Wing) และอากาศยานที่สามารถขึ้น และลงจอดในแนวตั้ง (VTOL) เข้าไว้ด้วยกัน ทำให้สามารถบินได้ในแนวระนาบเหมือนเครื่องบินทั่วไป (ปีกตรึง) และยังสามารถขึ้นและลงจอดในแนวตั้งได้เหมือนโดรน การขนส่งพัสดุได้รับความนิยมอย่างมากในยุคปัจจุบัน เนื่องจากการเติบโตของธุรกิจออนไลน์ และการซื้อขายสินค้าออนไลน์ที่เพิ่มขึ้นอย่างรวดเร็ว โดยเฉพาะการขนส่งทางอากาศ ทำให้การขนส่ง พัสดุกลายเป็นบริการที่ขาดไม่ได้ และกว้างขวางมากขึ้น แต่ในขณะเดียวกัน การขนส่งพัสดุ ทางบกก็ ได้ก่อให้เกิดปัญหาหลายประการเช่น สินค้าเสียหายและสูญหายจากการขนส่งที่หลายขั้นตอนผ่านจุด กระจายสินค้าหลายจุดตามแต่ละจังหวัด ซึ่งอาจจะเกิดจากการบริหารจัดการที่ไม่ดี รวมถึงพฤติกรรม ของพนักงานประจำสาขา อีกทั้งการขนส่งที่ล่าช้าอันเนื่องมาจากการจราจรที่ติดขัด เส้นทางจรารจร ที่มาทางลาดชันและทางโค้งมาก เส้นทางที่อยู่ในเขตชนบทที่ต้องขึ้นภูเขา เส้นทางที่ห่างไกลตัวเมือง ลักษณะถนนทีข่ รุขระเป็นหลุมบ่อจาการที่ไม่ได้รับการบำรุงรักษา ต้องใช้ทรัพยากรในการขนส่งที่มาก ตั้งแต่ รถยนต์ รถจักรยานยนต์ ไปจนถึงทรัพยากรบุคคลที่ต้องใช้ในการบริหาร การปฎิบัติการขนส่ง ซึ่งอากาศยานไร้คนขับ VTOL ของผู้จัดทำนี้จะมีบทบาทสำคัญเป็นอย่างมากในการแก้ปัญหา การขนส่งในปัจจุบันโดยจะมีผลกระทบกับบริษัทประเภท E-Commerce และ Marketplace รวมถึง บริษัทขนส่ง สถานประกอบการด้านสุขภาพ องค์กรหรือมูลนิธิที่ทำหน้าที่กู้ชีพและกู้ภัย ซึ่งจะมาช่วย 2 แก้ปัญหาข้างต้นโดยส่งผลให้บริษัทเหล่านี้สามารถทำการขนส่งได้อย่างรวดเร็วและมีประสิทธิภาพ มากขึ้นอีกทั้งยังช่วยลดการจราจรที่ติดขัดบนท้องถนน การออกแบบโครงสร้างและขึ้นรูปอากาศยานไร้คนขับขึ้นลงแนวดิ่งสำหรับ การขนส่งพัสดุนี้ ทำ ให้ ส ามารถแก้ไขปัญหาที ่กล่ าวมาข้ างต้ น ส่งผลให้การขนส่ง พัส ดุ ส ามารถทำได้ รวดเร็ว มากขึ้ น ปลอดภัยและไม่เสียหาย เข้าถึงพื้นที่ห่างไกลที่การขนส่งทางบกทำได้ยาก รวมถึงผู้ป่วยที่ต้องการยา รักษาฉุกเฉินได้ทันเวลาหรือเพิ่มโอกาสการรอดชีวิต โดยที่ จะเริ่มพัฒนาจากรูปทรงของอากาศยาน แบบขึ้นลงแนวดิ่งให้เหมาะสมกับการขนส่ง และสร้างชิ้นงานจริงในอนาคต จากข้อมูลข้างต้นผู้ออกจึงแบบเลือกออกแบบอากาศยานไร้คนขับชนิดปีกตรึงขึ้นลงแนวดิ่ง (Fixed Wing Hybrid) สำหรับการบินที่ระยะไกล (Long-Endurance) เนื่องจากสามารถขึ้นและลง จอดในแนวตั้งได้โดยไม่ต้องใช้รันเวย์สำหรับการบินขึ้น-ลง จากการขนส่งแบบปกติจะต้องใช้รถยนต์ใน การขนส่งต้องขนส่งไปตามถนน แต่ VTOL นั้นใช้พื้นที่น้อย เพียงแค่มีขนาดพื้นที่ใกล้เคียงกับขนาด ของอากาศยานก็ส ามารถขึ้นบิน ได้ ส่งผลให้ หาสถานที่ในการขึ้นบินของอากาศยานได้ง่าย เช่น ช่องว่างระหว่างอาคาร ฟุตบาท จากปัญหาการที่สินค้าเสียหายและสูญหายจากการขนส่ง VTOL นั้น จะสามารถส่งสินค้าตรงจากต้นทางถึงปลายทางโดยไม่มีจุด พัก ทำให้ไม่ต้องผ่านจุดกระจายสินค้า หลายจุดส่งผลให้ลดโอกาศที่สินค้าเสียหายและสูญหายได้ ในส่วนของปัญหาการขนส่งที่ล่าช้า ไม่ว่าจะ เกิดจากการจราจรติดขัด หรือว่าเส้นทางนั้น อยู่ในเขตชนบทที่มีทางโค้งมาก พื้นถนนเสียหาย VTOL สามารถทำเวลาในการขนส่งได้เร็ว เนื่องจากบินอยู่บนอากาศ ทำให้ไม่เจอการจราจรที่หนาแน่นและ พื้นถนนที่ชำรุด แต่ได้ระยะทางที่สั้นที่สุด อีกทั้ง VTOL นี้ออกแบบให้สามารถบินได้ในระยะทางไกล และด้วยความเร็วสูง สุดท้ายการขนส่งทั่วไปนั้น ใช้ทรัพยากรที่มาก ตั้งแต่ พนักงานที่ต้องบริห าร จัดการ พนักงานขนส่งทางจักรยานยนต์ รวมไปถึงยานพาหนะที่ต้องใช้ถึง 2 ประเภท คือ รถยนต์ และจักรยานยนต์ การขนส่งถึงหมู่บ้านเล็กๆ จึงทำให้ต้องใช้พลังงานเชื้อเพลิงทีม่ ากยิ่งขึ้น 1.2 วัตถุประสงค์ 1. ออกแบบรูปทรงและโมเดลสามมิติของอากาศยานไร้คนขับ แบบขึ้นลงแนวดิ่งสำหรับการ ขนส่งพัสดุ 2. ติดตั้งและตั้งค่าการใช้งานผ่านระบบควบคุมโดยใช้โปรแกรม QGroundControl เพื่อให้ สามารถนำไปใช้งานได้จริง ปลอดภัย และเสถียรภาพสูง 3 1.3 ขอบเขตของโครงงาน 1. ศึกษาการทำงาน ระบบ และรูปแบบอากาศยานที่เหมาะสมกับความต้องการ 2. ออกแบบรูปทรงสามมิติของของอากาศยานผ่านโปรแกรม OpenVSP 3. ทำการวิเคราะห์หลักอากาศพลศาสตร์ (Aerodynamics) 4. ทำการวิเคราะห์ความเสถียรภาพและการควบคุมของอากาศยาน 5. ออกแบบการจับยึดโครงสร้างและการติดตั้งระบบต่างๆของอากาศยาน (Detail Design) 6. ศึกษาและใช้งานระบบควบคุมอากาศยานไร้คนขับแบบขึ้นลงแนวดิ่ง ผ่านการใช้โปรแกรม QGroundControl 7. ประสานงานกับกลุ่มสร้างเพื่อให้ต้นแบบสามารถผลิตได้จริง แต่ไม่รวมถึงกระบวนการผลิต 1.4 ประโยชน์ที่คาดว่าได้รับจากการออกแบบอากาศยานไร้คนขับนี้ 1. ได้ต้นแบบของอากาศยานไร้คนขับที่สามารถนำไปใช้ในระบบขนส่งได้จริง 2. ลดระยะเวลาและเพิ่มความรวดเร็วในการขนส่งพัสดุระหว่างจุดศูนย์กลางการกระจายสินค้า 3. ลดภาระของระบบขนส่งทางบก และช่วยแก้ปัญหาการจราจรในเมืองใหญ่ 4. เป็นแนวทางในการพัฒนาเทคโนโลยีอากาศยานไร้คนขับสำหรับการขนส่งในอนาคต 5. พัฒนาทักษะด้านการออกแบบอากาศยาน ควบคุมการบิน และการทำงานร่วมกันเป็นทีม ของผู้พัฒนา 4 1.5 แผนการดำเนินงาน หน้าที่รับผิดชอบมีดังนี้ นาย กันทรากร สุดกังวล หัวหน้าใน Phase 1 (Proposal) รับผิดชอบในหัวข้อ ดังนี้ 1. ศึกษาข้อมูลงานวิจัยที่มีผลต่ออากาศยานที่เลือกออกแบบ 2. ศึกษาและใช้งานโปรแกรม OpenVSP เบื้องต้น 3. ศึกษาและวิเคราะห์ Performance ทางการบินสำหรับการเลือกใช้เพื่อขึ้นรูปโมเดล นาย ฮัสซาน อัศววิริยะกุล หัวหน้าใน Phase 2 (Progress I) รับผิดชอบในหัวข้อ ดังนี้ 1. ศึกษาประเภทของอากาศยานไร้คนขับเพื่อนำมาประยุกต์ใช้ออกแบบอากาศยานและ วิเคราะห์ Aerodynamics เบื้องต้นผ่านโปรแกรม OpenVSP 2. ประเมินอุปกรณ์ตัวเลือกเพื่อให้สอดคล้องกับอากาศยานที่ได้ออกแบบ 3. ประสานงานกับกลุ่มสร้าง เพื่อให้การสอดแบบสอดคล้องกับวิธีการสร้างจริง นาย ชูวงศ์ กันทวีชัย หัวหน้าใน Phase 3 (Progress II) รับผิดชอบในหัวข้อ ดังนี้ 1. ศึกษาอุปกรณ์ภายในที่เหมาะสมรวมถึงการเลือกใช้ 2. จัดทำแผนงบประมาณเบื้องต้น 3. ติดตั้งอุปกรณ์ภายในที่เหมาะสมกับอากาศยานที่ทำการขึ้นรูป นาย รัชภูมิ เจริญราช หัวหน้าใน Phase 4 (Defense) รับผิดชอบในหัวข้อ ดังนี้ 1. ศึกษาการใช้งานและทำการทดสอบ Controller ผ่านโปรแกรม QGroundControl 2. ศึกษาความสำคัญของการประยุกต์ใช้อากาศยานไร้คนขับแบบขึ้นลงแนวดิ่ง 3. ติดตั้งอุปกรณ์และ Controller ที่เหมาะสมกับอากาศยานที่ทำการขึ้นรูป 5 1. Proposal 2. Progress 1 3. Progress 2 6 4. Final 7 1.6 อุปกรณ์และงบประมาณ งบประมาณที่ใช้มีดังนี้ รายละเอียด Controller Pusher Motor + Propeller VTOL Motor + Propeller Airspeed Sensor จำนวน 1 1 4 1 งบประมาณ (บาท) 5,000 1,500 8,250 1,660 Battery 2 5,900 Servo Motor ESC (Electronic speed control) 4 5 รวม 4,000 3,000 29,310 บาท 8 บทที่ 2 ทฤษฎีที่เกี่ยวข้อง 2.1 อากาศยานไร้คนขับแบบขึ้นลงแนวดิ่ง (VTOL UAV) อากาศยานไร้คนขับขึ้นลงแบบแนวดิ่ง หรือ VTOL UAV (Vertical Take-Off and Landing Unmanned Aerial Vehicle) คือ อากาศยานที่สามารถบินขึ้นและลงในแนวดิ่งได้โดยไม่ต้องพึ่งพา รันเวย์ ทำให้สามารถปฏิบัติงานได้ในพื้นที่จำกัดหรือพื้นที่ที่มีสิ่งกีดขวางทางภูมิศาสตร์ เช่น พื้นที่ใน เขตเมือง พื้นที่ป่าเขา หรือบริเวณที่เกิดภัยพิบัติ โครงสร้างหลักของ VTOL UAV ประกอบด้วยใบพัดที่ ให้แรงยก มอเตอร์ไฟฟ้าที่ให้พลังงาน ระบบควบคุมการบิน ที่ทำหน้าที่รักษาสมดุลและควบคุมทิศ ทางการบิน รวมถึงเซนเซอร์ที่ช่วยในการตรวจจับตำแหน่งและสภาพแวดล้อม VTOL UAV มีประโยชน์ในหลายด้าน เนื่องจากสามารถบินขึ้นและลงในพื้นที่แคบได้ ทำให้ เหมาะสำหรับการขนส่งพัสดุในเขตเมืองที่มีการจราจรหนาแน่น หรือในพื้นที่ห่างไกลที่ไม่มีรันเวย์ นอกจากนี้ยังถูกนำมาใช้ในงานเกษตรแม่นยำ เพื่อตรวจสอบสภาพพืชและฉีดพ่นสารอาหาร อีกทั้งยัง มีบทบาทสำคัญในการสำรวจและตรวจสอบโครงสร้างพื้นฐาน เช่น เสาสัญญาณไฟฟ้า หรือสะพานใน พื้นที่ที่มนุษย์เข้าถึงยาก รวมถึงการค้นหาและกู้ภัยในพื้นที่ประสบภัยพิบัติที่ต้องการความรวดเร็วและ ความปลอดภัย การทำงานของ VTOL UAV สามารถแบ่งออกเป็นสามประเภทหลัก ได้แก่ 1. Multirotor VTOL เช่น Quadcopter หรือ Hexacopter ที่มีหลายใบพัดสำหรับการ ยกตัวและการควบคุมทิศทาง มีความคล่องตัวสูงแต่ระยะเวลาการบินค่อนข้างสั้น 2. Fixed-wing VTOL ที่มีปีกแบบเครื่องบินและสามารถบินขึ้นลงในแนวดิ่งได้ โดยใช้ พลังงานน้อยและบินได้ในระยะทางไกล 3. Tilt-rotor VTOL ที่สามารถหมุนใบพัดเพื่อเปลี่ยนจากการบินแนวดิ่งเป็นการบินใน แนวราบ ซึ่งเหมาะสำหรับการขนส่งที่ต้องการทั้งความเร็วและความเสถียร 9 2.2 อากาศยานไร้คนขับแบบขึ้นลงแนวดิ่งทีน่ ่าสนใจ YANGDA Mapird Pro Long Endurance VTOL จากรูปที่ 2.1 เหมาะสำหรับการทำแผนที่ การสำรวจพื้นที่และการเฝ้าระวัง มีลักษณะปีกตรงที่มีปลายเรียวไปด้านหลัง คล้ายกับ Elliptical Wing ส่งผลให้ปลายปีกได้ แรงต้านน้อยที่สุด ส่วนของหางเป็นแบบ T-tail มีน้ำหนักรวม 7.5 กิโลกรัม ขนาดไม่เกิน 2.1 เมตร บินด้วยความเร็วคงที่ 61.2 กิโลเมตรต่อชั่วโมง ที่น้ำหนักสัมภาระ 600 กรัม บินได้ 112 นาที รูปที่ 2.1 YANGDA Mapird Pro Long Endurance VTOL [3] YANGDA FW-250 จากรูปที่ 2.2 เหมาะสำหรับการตรวจสอบระยะไกล การสํารวจ ถ่ายภาพ ทางอากาศ การค้นหาและช่วยเหลือ มีลักษณะปีกแบบ Taper คือที่ปลายปีกจะมีพื้นที่หน้าตัดน้อย กว่าที่โคนปีก โดยที่ปลายปีกมีลักษณะเรียวไปด้านหลัง ในส่วนของหางจะเป็นเป็นส่วนที่ต่อมาจากปีก และเป็นทรงรูปตัวยูกลับหัว Boom-mounted Inverted V ขนาดไม่เกิน 2.5 เมตร มีน้ำหนักรวม 12 กิโลกรัม ขนาดไม่เกิน 2.5 เมตร บินด้วยความเร็วคงที่ 90 กิโลเมตรต่อชั่วโมง ที่น้ำหนักสัมภาระ 2 กิโลกรัม บินได้ 120 นาที รูปที่ 2.2 YANGDA FW-250 [4] 10 YANGDA Sky Whale Heavy Lift จากรูปที่ 2.3 เหมาะสำหรับการทําแผนที่ การจัดส่งสินค้า ทางไกล การขนส่งและการรักษาความปลอดภัย ลักษณะปีกนั้นจะมี Taper เล็กน้อย แต่ปลายปีกจะ มีพื้นที่หน้าตัดที่ลงลด และเรียวไปด้านหลัง ส่วนของหางจะเป็น V-Tail ขนาดไม่เกิน 2.5 เมตร มี น้ำหนักรวม 12 กิโลกรัม ขนาดไม่เกิน 3.914 เมตร บินด้วยความเร็วคงที่ 100 กิโลเมตรต่อชั่วโมง ที่ น้ำหนักสัมภาระ 2 กิโลกรัม บินได้ 210 นาที รูปที่ 2.3 YANGDA Sky Whale Heavy Lift [5] 2.3 เปรียบเทียบอากาศยานที่มีการบินแบบ VTOL DJI Agras T50 จากรูปที่ 2.4 เป็นแบบ Multirotor เป็นโดรนที่เหมาะสำหรับการใช้งานด้าน เกษตรกรรม มีระบบฉีดที่สามารถฉีดน้ำ ปุ๋ยในรูปของเหลว อีกทั้งยังสามารถสั่งการผ่าน GPS เพื่อ ทำงานตามเส้นทางที่กำหนดได้ จากการที่ต้องมีการใส่ของเหลว ส่วนผสมปุ๋ยจึงทำให้มีน้ำหนักที่มาก มีขนาดที่ใหญ่ทำให้มีข้อจำกัดในที่แคบ และใช้ใบพัดที่มากถึง 8 ใบ ต้องใช้พลังงานที่มากตามไปด้วย รูปที่ 2.4 DJI Agras T50 [7] F-35 หรือ F-35 Lightning II จากรูป 2.5 เป็นเครื่องบินขับไล่ที่มีความสามารถในการปฏิบัติ ภารกิจทางการทหารทั้งการโจมตีทางอากาศ การโจมตีภาคพื้นดิน และภารกิจลอบสังหาร โดย 11 เครื่องบินประเภทนี้ จากการออกแบบทำให้มีความสามาถในการบินสูง มี ความคล่องตัว ในการบิน และยังสามารถบินได้อย่างรวดเร็ว เหมาะสำหรับการบินแบบโฉบเฉี่ยว แต่เนื่องจากเครื่องบินลำนี้มี ส่วนประกอบทางด้านอิเล็กทรอนิกส์ค่อนข้างมากทำให้ต้องรับภาระด้านน้ำหนักมากเช่นกัน อีกทั้งมัก เกิดปัญหาทางด้านอิเล็กทรอนิกส์อันมีผลมาจากการใช้งาน รูปที่ 2.5 F-35 [1] การใช้อากาศยานรูปแบบ VTOL นั้นจะช่วยแก้ปัญหาในการใช้พลังงานที่ต้องยกน้ำหนักของ เครื่องผ่านใบพัดที่ต้องทำงานตลอดเวลา เป็นใช้แรงยกจากปีกที่ช่วยในการร่อน ยังสามารถขึ้นบิน-ลง จอดในพื้นที่แคบ และในการขนส่งสินค้าไม่จำเป็นต้องใช้ความเร็วที่มากถึงความเร็วเหนือเสียง จึง สามารถใช้โครงสร้างที่น้ำหนักน้อยได้ 2.4 ซอฟต์แวร์ OpenVSP (Open Vehicle Sketch Pad) OpenVSP เป็นซอฟต์แวร์ Open Source ที่พัฒนาโดย NASA ซึ่งถูกออกแบบมาเพื่อสร้าง โมเดลสามมิติของอากาศยานโดยเฉพาะ ช่วยให้นักออกแบบสามารถสร้างรูปทรงของอากาศยานได้ อย่างแม่นยำและรวดเร็ว รวมถึงสามารถคำนวณประสิทธิภาพการบินเบื้องต้นได้ ซึ่งจะเป็นประโยชน์ ในการศึกษาประสิทธิภาพของอากาศยานก่อนการพัฒนาต้นแบบจริง ประโยชน์ของ OpenVSP คือสามารถออกแบบโมเดลอากาศยานทุกประเภทได้อย่างยืดหยุ่น รวมถึงรองรับการเชื่อมต่อกับซอฟต์แวร์อื่น ๆ เช่น CFD (Computational Fluid Dynamics) และ FEM (Finite Element Method) เพื ่ อ ทำการวิ เ คราะห์ แ รงต้ า นอากาศและความแข็ ง แรงของ โครงสร้างได้อย่างแม่นยำ ซึ่งช่วยลดเวลาและต้นทุนในการออกแบบ อีกทั้งยังสามารถวิเคราะห์ ค่าพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์เพื่อใช้ในการคำนวณประสิทธิภาพทางการบินของอากาศยานที่ ได้ทำการออกแบบไว้ 12 อย่างไรก็ตาม OpenVSP ก็มีข้อจำกัดอยู่บ้าง โดยเฉพาะในเรื่องของการใช้งาน VLM (Vortex Lattice Method) ในการคำนวณประสิทธิภาพทางการบิน ซึ่งเป็นวิธีการที่คำนวณแรงยกและแรง ต้านของอากาศยานตามลักษณะของการไหลเวียนของอากาศ โดยวิธีนี้อาจไม่แม่นยำเท่ากับการใช้ CFD ที่สามารถจำลองการไหลของอากาศที่ซับซ้อนมากขึ้น แม้ว่าการใช้ VLM อาจไม่ได้สามารถ จำลองการไหลของอากาศในสถานการณ์ที่ซับซ้อนหรือในกรณีที่การเปลี่ยนแปลงทิศทางการบินมี ความเร็วสูงได้อย่างแม่นยำเท่าเทคนิค CFD แต่ก็ยังคงเป็นเครื่องมือที่มีประโยชน์ในงานออกแบบ อากาศยาน โดยเฉพาะในการคำนวณเบื้ อ งต้น เพื ่ อ ให้ ไ ด้ ข ้ อ มูล ที ่ เพี ยงพอในการเลื อ กแบบที่มี ประสิทธิภาพสูงสุด โดยเฉพาะในกรณีที่โครงสร้างของอากาศยานไม่ซับซ้อนมากเกินไป หรือเมื่อการ วิเคราะห์ในระดับพื้นฐานเพียงพอต่อการออกแบบเริ่มต้น ข้อดีของการใช้ VLM คือความรวดเร็วใน การคำนวณและลดค่าใช้จ่ายในขั้นตอนการออกแบบเมื่อเทียบกับ CFD ซึ่งมีความซับซ้อนและต้องใช้ เวลามากกว่าในการจำลองการไหลของอากาศในรูปแบบที่ละเอียด รูปที่ 2.6 ซอฟต์แวร์ OpenVSP รูปที่ 2.7 ภายในซอฟต์แวร์ OpenVSP 13 2.5 แบบจำลองทางคณิตศาสตร์ของอากาศยานไร้คนขับแบบขึ้นลงแนวดิ่ง (Mathematical Model of VTOL UAV) แบบจำลองการเคลื่อนที่ของอากาศยานไร้คนขับแบบขึ้นลงแนวดิ่ง (VTOL UAV) สามารถ อธิบายได้โดยใช้ Newton-Euler equations ซึ่งเกี่ยวข้องกับระบบพิกัดอ้างอิงที่สำคัญ ได้แก่ 1. Inertial Frame (NED Frame) ระบบพิกัดคงที่ที่ใช้เป็นจุดอ้างอิง 2. Body-Fixed Frame (BFF) ระบบพิกัดที่ผูกติดกับอากาศยาน การแปลงพิ ก ั ด ระหว่ า ง NED Frame และ BFF อาศั ย เมทริ ก ซ์ ก ารแปลงพิ ก ั ด โดยใช้ มุม ออยเลอร์ (Euler Angles) ได้แก่ มุมก้มเงย (θ), มุมเอียง (φ), และมุมทิศทาง (ψ) ซึ่งมีผลต่อการ คำนวณตำแหน่งและทิศทางของอากาศยาน 2.5.1 สมการการเคลื่อนที่เชิงเส้น (Linear Motion Equations) ใช้หลักการของ Newton’s Second Law และโมเมนตัมของศูนย์กลางมวลเพื่อคำนวณการ เปลี่ยนแปลงของความเร็วในแกน X, Y และ Z ของอากาศยาน โดยที่ 𝑈, 𝑉, 𝑊 คือ เวกเตอร์ความเร็วของอากาศยาน 𝐹𝑥 , 𝐹𝑦 , 𝐹𝑧 คือ แรงลัพธ์ในแต่ละแกน 𝐵𝑏𝑔 คือ เมทริกซ์การแปลงพิกัดที่เชื่อมโยงระหว่าง BFF และ NED Frame 𝑄 คือ เวกเตอร์อัตราการหมุน 𝑔 คือ ค่าความเร่งเนื่องจากแรงโน้มถ่วง 14 รูปที่ 2.8 ระบบพิกัดอ้างอิงสำหรับการสร้างแบบจำลองทางคณิตศาสตร์ 2.5.2 สมการการเคลื่อนที่เชิงมุม (Angular Motion Equations) ใช้ Euler’s Rotational Equations เพื่ออธิบายโมเมนต์ที่กระทำกับอากาศยาน โดยคำนวณ จากเมทริกซ์โมเมนต์ของแรงที่กระทำ โดยที่ 𝑃, 𝑄, 𝑅 คือ อัตราการหมุนรอบแกน X, Y, Z 𝐼 คือ เมทริกซ์ความเฉื่อยของอากาศยาน 𝐿, 𝑀, 𝑁 คือ โมเมนต์รอบแต่ละแกน 𝑀𝐶𝐿 , 𝑀𝐶𝑀 , 𝑀𝐶𝑁 คือ โมเมนต์ที่เกิดจากระบบใบพัด 2.5.3 แรงและโมเมนต์ที่กระทำต่ออากาศยาน โดยแรงที่กระทำต่ออากาศยาน VTOL UAV สามารถแบ่งออกเป็น 1. แรงยก (Lift) และแรงขับ (Thrust) ซึ่งเกิดจากใบพัดหลักและใบพัดช่วย 2. แรงฉุด (Drag Force) คำนวณจาก 𝐷 = 𝑞𝑠𝐶𝐷 โดยขึ้นกับ 𝐶𝐷 ซึ่งเป็นสัมประสิทธิ์ แรงต้านอากาศ 3. แรงยกข้าง (Side Force) คำนวณจาก 𝑌 = 𝑞𝑠𝐶𝑌 ซึ่งเกี่ยวข้องกับการเคลื่อนที่ ด้านข้าง 15 𝐶𝐷 𝐷 [ 𝐿 ] = 𝑞𝑠 [ 𝐶𝐿 ] 𝐶𝑌 𝑌 2.6 ระบบควบคุมการบิน (Flight Control System) 2.6.1 ตัวควบคุมประเภทพีไอดี (PID Controller) ตั ว ควบคุ ม ประเภทพี ไ อดี (PID, Proportional-Integral-Derivative) เช น ตั ว ควบคุ ม พี (P Controller) ตัวควบคุมพีไอ (PI Controller) ตัวควบคุมพีดี (PD Controller) และตัวควบคุมพีไอ ดี (PID Controller) เปนตัวควบคุมแบบสัญญาณควบคุมมีค่าต่อเนื่อง ซึ่งมีข อดีหลัก ประกอบด้วย ผลตอบสนองของการควบคุมจะมีความราบเรียบกวา สามารถทําโดยได้ง่ายและใหความแม่นยําใน การควบคุมที่สูงกวาตัวควบคุมแบบอื่น Input ของตัวควบคุม คือ คาผลต่าง e(t) ระหว่างสัญญาณอางอิงและสัญญาณ Output คือ e(t) = r(t) − y(t) ซึ่งเปนผลลัพธของตัวเปรียบเทียบ และสวน Output ของตัวควบคุม คือ สัญญาณ ควบคุม u(t) ซึ่งเปน Input ของระบบที่เราทําการควบคุม ตัวควบคุมนั้นประกอบไปดวยตัวควบคุมพี (P Controller) ตัว ควบคุมไอ (I Controller) และตัว ควบคุมดี (D Controller) รวมกันอยู่ โดยมี อัตราขยายพี (kp) อัตราขยายไอ (ki) และอัตราขยายดี (kd) เปนตัวแปรของตัวควบคุม และเนื่องจากมี จำนวนตัวแปรแค 3 ตัว ทําใหการสุ่มปรับหาคาสามารถทำได้โดยง่ายสำหรับระบบที่ไม่มีความซับซอน มากเกินไป รูปที่ 2.9 แผนผังการทำงานของระบบควบคุมประเภทพีไอดี [16] 16 2.6.2 ระบบควบคุมการบินของ Pixhawk 6C mini Pixhawk 6C mini เป็น Controller การบินขนาดกะทัดรั ด ที่พัฒ นาโดย Holybro ซึ่ง ถู ก ออกแบบมาสำหรั บ การควบคุ ม อากาศยานไร้ ค นขั บ (UAV) และยานพาหนะอั ต โนมั ต ิ รองรั บ ระบบปฏิบัติการการบินอัตโนมัติ เช่น PX4 และ ArduPilot โดยสามารถเชื่อมต่อกับเซ็นเซอร์ต่างๆ เช่น GPS, LiDAR, IMU (Inertial Measurement Unit) และบารอมิเตอร์ เพื่อใช้ในการระบุตำแหน่ง ทิศทาง และความสูงของอากาศยานที่ทำการบิน Pixhawk 6C mini มี พ อร์ ต การเชื ่ อ มต่ อ ที ่ ห ลากหลาย เช่ น CAN, I²C, UART, PWM และ SBUS เพื่อรองรับ การทำงานร่ว มกับ อุ ปกรณ์เสริม เช่น รีโ มทคอนโทรล (RC Receiver), ระบบ Telemetry สำหรับการสื่อสารกับสถานีภาคพื้นดิน และ Servo Motor สำหรับการควบคุมกลไก ต่างๆ ระบบนี้ทำหน้าที่ประมวลผลข้อมูลจากเซ็นเซอร์แบบเรียลไทม์ และส่งคำสั่งไปยังอุปกรณ์ ขับเคลื่อน เช่น Motor และ Servo เพื่อให้โดรนสามารถบินได้อย่างเสถียรและแม่นยำ เนื่องจากเป็นรุ่น Mini ขนาดของบอร์ดจึงเล็กกว่ารุ่น Pixhawk 6C แต่ยังคงคุณสมบัติหลั ก ครบถ้วน มีระบบวงจรการต่อเหมือนกับ Pixhawk 6C โดยสามารถรองรับการจ่ายไฟผ่าน Power Module และแบตเตอรี่ เพื่อให้แน่ใจว่าระบบยังคงทำงานได้ในกรณีที่เกิดความผิดพลาดทางไฟฟ้า รองรับการบันทึกข้อมูลการบินผ่าน Micro SD Card สำหรับวิเคราะห์เส้นทางการบินและการแก้ไข ปัญหา สามารถตั้งโปรแกรมและปรับแต่งพฤติกรรมของอากาศยานผ่านซอฟต์แวร์ควบคุมการบิน เช่น Mission Planner และ QGroundControl โดยPixhawk 6C Mini เหมาะสำหรับ UAV ที่ต้องการ ระบบควบคุมขนาดเล็กและเบา เช่น โดรนสำรวจ โดรนเพื่อการเกษตร หรือ UAV สำหรับภารกิจ พิเศษที่ต้องการลดน้ำหนักอุปกรณ์เพื่อเพิ่มประสิทธิภาพการบิน รูปที่ 2.10 Pixhawk 6C mini 17 รูปที่ 2.11 ระบบวงจรการทำงานของ Pixhawk 6C 2.6.3 แหล่งจ่ายพลังงานและการกระจายพลังงานไปยังอุปกรณ์ควบคุมการบิน เพื่อให้ระบบขับเคลื่อนของอากาศยานไร้คนขับแบบขึ้นลงแนวดิ่ง (VTOL UAV) ทำงานได้อย่าง มีประสิทธิภาพและเสถียรภาพ จากรูปที่ 2.10 พลังงานไฟฟ้าจะถูกจ่ายจากแบตเตอรี่ Lithium-ion Polymer AC (Li-Po) ผ่าน PM02 Power Module ซึ่งทำหน้าที่ควบคุมแรงดันไฟฟ้าและกระแสไฟ พร้อมทั้งป้องกันกระแสไฟเกินหรือแรงดันไฟตก เพื่อป้องกันความเสียหายที่อาจเกิดขึ้นกับอุปกรณ์ อิเล็กทรอนิกส์ภายในระบบ รูปที่ 2.12 Lithium-ion Polymer AC Battery ขนาด 22.2 V 40C ความจุ 5200 mAh 18 รูป 2.13 PM02 Power Module รูปที่ 2.14 Power Distribution Board โดยจากรู ป ที ่ 2.12 กระแสไฟฟ้ า จาก PM02 Power Module จะถู ก ส่ ง ต่ อ ไปยั ง Power Distribution Board (PDB) ดังรูปที่ 2.13 ซึ่งทำหน้าที่กระจายพลังงานไฟฟ้าไปยังอุปกรณ์ต่าง ๆ ได้แก่ 2.6.3.1. HOBBYWING XRotor 40A Brushless ESC HOBBYWING XRotor 40A Brushless ESC เป็ น อุปกรณ์ ตัว ควบคุมความเร็ว อิเล็กทรอนิกส์สำหรับมอเตอร์แบบ Brushless ที่ได้รับการออกแบบมาเพื่อใช้งานในระบบขับเคลื่อน ของอากาศยานไร้คนขับ (UAV) และโดรนประเภทต่าง ๆ รองรับกระแสไฟฟ้าสูงสุดที่ 40 แอมป์ ทำ ให้สามารถใช้งานร่วมกับมอเตอร์ที่ต้องการกำลังสูงได้อย่างมีประสิทธิภาพ นอกจากนี้ยังรองรับ สัญญาณ PWM ที่มีช่วงกว้างตั้งแต่ 50Hz ถึง 432Hz ทำให้สามารถปรับความเร็วของมอเตอร์ได้อย่าง แม่นยำและราบรื่น ข้อดีของ ESC รุ่นนี้คือมีระบบป้องกันกระแสเกินและความร้อนสูง ทำให้มั่นใจได้ ถึงความปลอดภัยในการใช้งาน อีกทั้งมีขนาดเล็กและน้ำหนักเบา ช่วยลดภาระของ UAV ได้เป็นอย่าง 19 ดี อย่างไรก็ตาม ข้อเสียของ ESC รุ่นนี้คืออาจมีราคาสูงกว่า ESC ทั่วไปในท้องตลาด และต้องมีการตั้ง ค่าที่เหมาะสมผ่านซอฟต์แวร์เพื่อให้ทำงานได้อย่างเต็มประสิทธิภาพ รูปที่ 2.15 HOBBYWING XRotor 40A Brushless ESC 2.6.3.2. DS125MG Digital Metal Gear Servo 10mm 7Kgf.cm 0.12sec DS125MG Digital Metal Gear Servo 10mm 7Kgf.cm 0.12sec เป็นเซอร์โว มอเตอร์ดิจิทัลที่ใช้ชุดเฟืองแบบโลหะ (Metal Gear) ซึ่งให้ความทนทานสูงและสามารถรองรับแรงบิด ได้ดี โดยมีขนาดกะทัดรัดเพียง 10 มิลลิเมตร เหมาะสำหรับการใช้งานที่ต้องการพื้นที่ติดตั้งจำกัด เซอร์โวตัวนี้สามารถให้แรงบิดสูงสุดถึง 7 กิโลกรัม-เซนติเมตร และมีความเร็วในการตอบสนอง 0.12 วินาทีต่อการหมุน 60 องศาที่แรงดันไฟฟ้า 6.0 โวลต์ ข้อดีของเซอร์โวรุ่นนี้คือความทนทานและอายุ การใช้งานที่ยาวนาน เนื่องจากใช้ชุดเฟืองโลหะที่ลดการสึกหรอ อีกทั้งการเป็นเซอร์โวแบบดิจิทัลยัง ช่วยให้สามารถตอบสนองต่อคำสั่งได้อย่างแม่นยำและเสถียรกว่าเซอร์โวแบบอะนาล็อก อย่างไรก็ตาม ข้อเสียของเซอร์โวรุ่ นนี้คืออาจใช้พลังงานมากกว่าเซอร์โวแบบอะนาล็อกทั่วไป และมีราคาแพงกว่า เซอร์โวที่ใช้เฟืองพลาสติก รูปที่ 2.16 DS125MG Digital Metal Gear Servo 20 2.6.3.3. Holybro V3 3DR Radio Telemetry 500mw 433MHZ Holybro V3 3DR Radio Telemetry 500mW 433MHz เป็ น ระบบสื ่ อ สาร Telemetry ที่ออกแบบมาเพื่อใช้ส่งข้อมูลระหว่าง Pixhawk กับสถานีควบคุมภาคพื้นดิน รองรับ ความถี่ 433MHz และมีกำลังส่งสูงสุดถึง 500mW ทำให้สามารถส่งสัญญาณได้ในระยะไกลกว่ารุ่นที่มี กำลังส่งต่ำ รองรับการใช้งานร่วมกับ MAVLink Protocol ซึ่งเป็นโปรโตคอลมาตรฐานสำหรับการ สื่อสารของอากาศยานไร้คนขับ ทำให้สามารถเชื่อมต่อกับซอฟต์แวร์ควบคุม เช่น Mission Planner หรือ QGroundControl ได้อย่างง่ายดาย ข้อดีของอุปกรณ์นี้คือให้สัญญาณที่เสถียรและสามารถส่ง ข้อมูลได้ระยะไกล อีกทั้งยังรองรับการตั้งค่าผ่านซอฟต์แวร์เพื่อเพิ่มความสามารถในการปรับแต่งให้ เหมาะสมกับภารกิจ อย่างไรก็ตาม ข้อเสียคือมีขนาดใหญ่กว่ารุ่นที่มีกำลังส่งต่ำ และอาจใช้พลังงาน มากขึ้น ซึ่งต้องคำนึงถึงการจัดสรรพลังงานของ UAV รูปที่ 2.17 Holybro V3 3DR Radio Telemetry 500mw 433MHZ 2.6.3.4. M10 GPS M10 GPS เป็นโมดูลระบุตำแหน่งที่รองรับระบบดาวเทียมหลายประเภท ได้แก่ GPS, GLONASS, Galileo และ BeiDou ทำให้ส ามารถระบุตำแหน่ง ได้ อย่ างแม่นยำกว่าระบบที่ รองรับเฉพาะ GPS เท่านั้น นอกจากนี้ยังมีระบบ RTK (Real-Time Kinematic) ที่ช่วยเพิ่มความ แม่นยำของตำแหน่งให้ถึงระดับเซนติเมตร ซึ่งเป็นประโยชน์สำหรับภารกิจที่ต้องการความแม่นยำสูง เช่น การทำแผนที่หรือการบินอัตโนมัติ โมดูลนี้ยังมีเข็มทิศดิจิทัล (Magnetometer) ในตัว ซึ่งช่วยให้ UAV สามารถระบุตำแหน่งและทิศทางได้อย่างแม่นยำ ข้อดีของ M10 GPS คือการรองรับระบบ ดาวเทียมหลายประเภทและความสามารถในการใช้งานร่วมกับ Pixhawk ได้อย่างสมบูรณ์ อย่างไรก็ ตาม ข้อเสียคือหากต้องการใช้ RTK อาจต้องมีการติดตั้งสถานีฐานเพิ่มเติมเพื่อรับสัญญาณ RTK Corrections ซึ่งอาจเพิ่มต้นทุนในการใช้งาน 21 รูปที่ 2.18 M10 GPS 2.6.4 วิทยุ RadioMaster TX16S Mark II RadioMaster TX16S Mark II เป็ น รี โ มทควบคุ ม ที ่ อ อกแบบมาสำหรั บ การใช้ ง านร่ ว มกั บ อากาศยานไร้คนขับ (UAV) และโดรน โดยมีจุดเด่นที่รองรับโปรโตคอลการสื่อสารที่หลากหลาย ทำให้ สามารถใช้งานร่วมกับเครื่องรับสัญญาณได้หลายประเภทโดยไม่ต้องเปลี่ยนรีโมทใหม่ ตัววิทยุใช้ ระบบปฏิบัติการ EdgeTX ซึ่งเป็น Firmware แบบ Opensource ที่ให้ความยืดหยุ่นในการปรับแต่ง ค่าต่าง ๆ ตามความต้องการของผู้ใช้ หน้าจอแสดงผลเป็นแบบสัมผัสสีขนาด 4.3 นิ้ว ซึ่งช่วยให้การตั้ง ค่าทำได้ง่ายขึ้นและลดความยุ่งยากในการใช้งาน นอกจากนี้ยังมาพร้อมกับ Hall Sensor Gimbals ซึ่งให้การควบคุมที่แม่นยำและลดการสึกหรอของกลไกภายในเมื่อเทียบกับ Gimbals แบบดั้งเดิม ระบบ Multi-Protocol Module ที่ติดตั้งมาช่ว ยให้รองรับโปรโตคอลสื่ อสารหลายรูป แบบ เช่น FrSky, FlySky, Futaba และอื่น ๆ โดยสามารถขยายความสามารถเพิ่มเติมได้ผ่านช่อง External Module Bay ที่รองรับโมดูลเสริม เช่น Crossfire หรือ ExpressLRS เพื่อเพิ่มระยะทางควบคุมให้ไกล ขึ้น พลังงานที่ใช้มาจากแบตเตอรี่ Li-Ion 18650 จำนวน 2 ก้อน หรือแบตเตอรี่ Li-Po 2S ที่ให้ ระยะเวลาการใช้งานที่ยาวนาน แต่ถึงแม้จะมีฟังก์ชันที่ครบครัน ขนาดของตัวรีโมทค่อนข้างใหญ่และ หนักกว่าวิทยุควบคุมบางรุ่น ซึ่งอาจไม่เหมาะสำหรับผู้ที่ต้องการอุปกรณ์ที่พกพาสะดวก นอกจากนี้ การตั้งค่าต่าง ๆ อาจมีความซับซ้อนสำหรับผู้ใช้มือใหม่ เนื่องจากมีตัวเลือกการปรับแต่งที่หลากหลาย และต้องอัปเดตเฟิร์มแวร์เป็นระยะเพื่อให้ได้รับฟีเจอร์ใหม่และการปรับปรุงประสิทธิภาพ อย่าง ไรก็ ตาม ด้ว ยความสามารถในการรองรับอุปกรณ์ได้ห ลายประเภทและการควบคุมที่แม่นยำ ทำให้ RadioMaster TX16S Mark II เป็นตัวเลือกที่เหมาะสำหรับผู้ใช้งานระดับกลางไปจนถึงระดับสูงที่ ต้องการความยืดหยุ่นและประสิทธิภาพสูงในการควบคุม UAV และอากาศยานบังคับ 22 รูปที่ 2.19 RadioMaster TX16S Mark II 2.6.5 ซอฟต์แวร์ QGroundControl QGroundControl เป็นซอฟต์แวร์หลักในการบริหารจัดการระบบควบคุมการบินของอากาศ ยานไร้คนขับแบบขึ้นลงแนวดิ่ง (VTOL UAV) โดยรองรับ PX4 Autopilot ซึ่งช่วยให้สามารถกำหนด พารามิเตอร์การบิน ตรวจสอบสถานะมอเตอร์และเซ็นเซอร์ รวมถึงวางแผนเส้นทางบิน (Mission Planning) ได้อย่างแม่นยำ ระบบยังรองรับการปรับแต่งค่าการทรงตัวและแรงยกให้เหมาะสมกับชุด มอเตอร์และใบพัด เช่น มอเตอร์ Surpass Hobby C5055-600KV กับ ใบพัด JXF 13x8 นิ้ว สำหรับ สร้ า งแรงขั บ (Thrust) และ มอเตอร์ 5008 335KV Brushless กั บ ใบพั ด Tarot T-Series 1755 สำหรับสร้างแรงยก (Lift) ซึ่งช่วยเพิ่มประสิทธิภาพการบินและลดการใช้พลังงาน นอกจากนี้ การ ควบคุม UAV ทำได้ผ่าน RadioMaster TX16S Mark II ซึ่งรองรับโปรโตคอลสื่ อสารที่หลากหลาย และสามารถใช้งานร่วมกับ QGroundControl ได้อย่างมีประสิทธิภาพ ทำให้ UAV ตอบสนองต่อ คำสั่งได้อย่างรวดเร็วและแม่นยำ เหมาะสำหรับระบบขนส่งพัส ดุแบบ Hub-to-Hub ที่ต้องการ ความเร็วและความแม่นยำในเส้นทางบิน รูปที่ 2.20 QGroundControl 23 รูปที่ 2.21 ฟังก์ชันการควบคุมอากาศยานผ่าน QGroundControl 2.7 ระบบขับเคลื่อนอากาศยาน 2.7.1 การทำงานร่วมกันระหว่างใบพัดและมอเตอร์ การเลื อ กใช้ ใ บพั ด และมอเตอร์ ท ี ่ ม ี ค วามเหมาะสมกั น สามารถนำมาใช้ ใ นการประมาณ สมรรถนะของอากาศยาน (Performance) ได้ โดยสามารถแบ่งได้ 2 ส่วน ดังนี้ 1. ใบพัดและมอเตอร์สำหรับการสร้างแรงยก (Lift) ใบพัด Tarot T-Series 1755 เป็นใบพัด Carbon Fiber ที่มีน้ำหนักเบาและ ความแข็งแรงสูง ซึ่งช่วยลดแรงต้านอากาศและเพิ่มประสิทธิภาพในการสร้างแรงยก (Lift) ได้ดีเยี่ยม เมื่อนำมาทำงานร่วมกับมอเตอร์ 5008 335KV Brushless ซึ่งเป็นมอเตอร์ที่ให้แรงบิดสูงและสามารถ ทำงานได้อย่างเสถียรที่แรงดันไฟฟ้า 24 โวลต์ จะช่วยให้ระบบขับเคลื่อนสามารถสร้างแรงยกได้อย่าง มีประสิทธิภาพ การเลือกจับคู่ระหว่างมอเตอร์และใบพัดที่เหมาะสมนี้ช่วยเพิ่มประสิทธิภาพในการบิน ลดการใช้พลังงาน และเพิ่มระยะเวลาในการบิน รูปที่ 2.22 ใบพัด Tarot T-Series 1755 24 รูปที่ 2.23 มอเตอร์ 5008 335KV Brushless รูปที่ 2.24 ประสิทธิภาพของมอเตอร์ 5008 335KV Brushless Motor 2. ใบพัดและมอเตอร์สำหรับการสร้างแรงขับ (Thrust) ใบพัด J.X.F. ขนาด 13x8 นิ้ว มีคุณสมบัติที่เหมาะสมในการสร้างแรงขับสูงและมี ประสิทธิภาพในการต้านทานแรงต้านต่ำ ใบพัดนี้เมื่อนำมาจับคู่กับมอเตอร์ไฟฟ้ารุ่น Surpass Hobby C5055-600KV ซึ่งเป็นมอเตอร์แบบ Brushless ที่มีความเร็วรอบต่อนาทีต่อแรงดันไฟฟ้าอยู่ที่ 600 รอบต่อโวลต์ เมื่อนำมาทำงานร่วมกัน มอเตอร์และใบพัดนี้ช่วยเพิ่มแรงขับในขณะที่ยังคงประหยัด พลังงานและลดการสั่นสะเทือนของอากาศยาน 25 รูปที่ 2.25 ใบพัด J.X.F. ขนาด 13x8 นิ้ว รูปที่ 2.26 มอเตอร์ Surpass Hobby C5055-600KV 26 บทที่ 3 ขั้นตอนการออกแบบ ในการออกแบบรูปทรงและขึ้นรูป โมเดลสามมิติของอากาศยานไร้คนขับ แบบขึ้นลงแนวดิ่ง สำหรับการขนส่งพัสดุนี้ ในขั้นต้นมีการใช้โปรแกรม OpenVSP มาใช้ในการวิเคราะห์ข้อจำกัดต่าง ๆ และสมรรถนะทางการบิน ให้สอดคล้องกับ Requirement ของอากาศยานที่ได้กำหนดไว้ ซึ่งการ ออกแบบอากาศยานมีรายละเอียด ดังนี้ 3.1 การออกแบบอากาศยาน 3.1.1 ความต้องการและเงื่อนไขในการออกแบบ ในการออกแบบอากาศยานสิ่งสำคัญอย่างแรกคือการกำหนดข้อกำหนดของการออกแบบ อากาศยาน ซึ่ง ในอากาศยานไร้คนขับแบบขึ้นลงแนวดิ่ง ที่ผ ู้จัดทำได้ ประมาณข้อกำหนดในการ ออกแบบไว้ มีดังนี้ 1. น้ำหนัก Payload กำหนดให้บรรทุกได้ 2 กิโลกรัม 2. ความเร็ว Cruise Speed ไม่ต่ำกว่า 100 กิโลเมตรต่อชั่วโมง 3. ความสูงจากระดับน้ำทะเล 90 เมตร 4. สามารถ Take-Off และ Landing ได้ในแนวดิ่ง 5. Range (ระยะทางบิน) กำหนดให้มรี ะยะมากกว่า 60 กิโลเมตร 6. Endurance (ระยะเวลาในการบิน) กำหนดให้มีระยะเวลาประมาณ 30 นาที 6. สามารถควบคุมและบังคับได้ผ่านรีโมทคอนโทรล 27 3.1.2 ขั้นตอนการออกแบบ 1. การออกแบบโมเดล ออกแบบปีกและหาง รวมถึงตรวจสอบ Stability ผ่านโปรแกรม OpenVSP คํานวณ Performance และเปรียบเทียบ Balance C.G. CFD เปรียบเทียบ CD,CL เลือกโมเดลและประมาณ % ความคลาดเคลื่อน การออกแบบจะเน้นที่ส่วนของปีก, หาง, และลำตัวเป็นหลัก โดยใช้โปรแกรม OpenVSP ในการวิเคราะห์ค่าทางอากาศพลศาสตร์ (Aerodynamics) ต่าง ๆ ซึ่งข้อมูลที่ได้จากการวิเคราะห์จะ ถูกนำไปใช้ในการคำนวณสมรรถนะทางการบิน (Performance) เพื่อให้ได้โครงสร้างที่เหมาะสมและ สามารถทำงานได้อย่างมีประสิทธิภาพ เมื่อทำการออกแบบเสร็จสิ้นและนำไปสร้างจริง จะมีบางขั้นตอนของการออกแบบที่ไม่ สามารถสร้างได้โ ดยง่าย ทำให้ต้องมีการปรับปรุงโครงสร้างการออกแบบเพื่ อให้ส อดคล้ อ งกั บ กระบวนการสร้าง โดยอาจมีการปรับรายละเอียดบางส่วนให้สามารถผลิตได้จริงและมีความสมดุล ระหว่างการออกแบบและขั้นตอนการผลิตที่เหมาะสม 28 3.1.3 การพัฒนาและการปรับแต่งอากาศยานไร้คนขับแบบขึ้นลงแนวดิ่ง (VTOL UAV) การออกแบบครั้งที่ 2 มีมุม incident ช่วยเพิ่มเสถียรภาพแกน Roll และ Yaw รูปที่ 3.1 แบบ VTOL ครั้งที่ 2 การออกแบบครั้งที่ 5 ปรับรวมลำตัวและปีก ลดจุดต่อระหว่างลำตัวกับปีก และได้ ประสิทฺธิ ภาพการไหลของอากาศเพิ่มขึ้นเล็กน้อย รูปที่ 3.2 แบบ VTOL ครั้งที่ 5 การออกแบบครั้งที่ 8 ปรับรูปทรงลดน้ำหนักหลังปีกและหาง เพื่อลดการถ่วงไปหลัง รูปที่ 3.3 แบบ VTOL ครั้งที่ 8 29 3.1.4 การออกแบบปีกและลำตัว จากข้ อ กำหนดเบื ้ อ งต้ น ผู ้ จ ั ด ทำได้ เ ลื อ กใช้ ร ู ป แบบปี ก แบบ Conventional สำหรั บ การ ออกแบบ เนื่องจากปีกประเภทนี้สามารถสร้างแรงยกได้เพียงพอต่อการบิน อีกทั้งยังเป็นรูปแบบที่ใช้ งานอย่างแพร่หลายมายาวนาน มีงานวิจัยรองรับมากมาย และสามารถรักษาเสถียรภาพทางการบินได้ ดี นอกจากนี้ ได้มีการออกแบบให้ปีกและลำตัวรวมเป็นโครงสร้างเดียวกัน (Blended Wing) เพื่อเพิ่ม ประสิทธิภาพการบินและลดแรงต้านอากาศ การออกแบบเริ่มต้นจากการกำหนดค่า AR (Aspect Ratio) ให้สูงเพื่อเพิ่มแรงยก โดยกำหนด ขนาด Chord ให้สัมพันธ์กับ Span = 2 m ส่งผลให้ค่า AR ของปีกเพียงอย่างเดียวอยู่ที่ 12 แต่เมื่อ รวมโครงสร้างลำตัวกับปีก ค่า AR จะลดลงมาอยู่ที่ 9.257 เนื่องจากผลของการกระจายน้ำหนักและ แรงยก นอกจากนี้ ยังได้กำหนดค่า Incident Angle ของปีกให้ใกล้เคียงค่าที่ทำให้ได้ (L/D)max เพื่อ เพิ่มประสิทธิภาพแรงยก (Lift) สูงสุด พร้อมทั้งออกแบบ Wingtip เพื่อลดการสูญเสียพลังงานจาก Vortex ที่ปลายปีก ซึ่งช่วยเพิ่มประสิทธิภาพการไหลของอากาศและประสิทธิภาพการบินโดยรวม รูป 3.4 Airfoil NACA 4415 รูป 3.5 Cl/Cd vs Alpha NACA 4415 30 รูป 3.6 Model 4 Blended Wing Geometry Span Chord Wing Area AR Incident Airfoil Fuselage Height Fuselage Length ระยะปีกวัดจากด้านหน้าลำตัวอยู่ที่ 0.38 เมตร 2.1 m 0.15 m 0.476 m2 9.257 0 degree NACA 4415 0.18 m 0.65 m รูปที่ 3.7 Fuselage cross section design 31 โดยมีการออกแบบ Fuselage ให้ถ่วงน้ำหนักไปข้างหน้า C.G. มากที่สุด โดยมีตำแหน่งของ แบตเตอรี่ 1.45 kg และ Payload 2 kg ดังนี้ การคำนวณ Balance C.G. ให้ C.G. อยู่ที่ 0.47 วัดจากด้านหน้าลำตัว Mass (m) Distance (x) Battery + Payload 2+1.45 0.21 Wing 0.867 0.317 Boom 1.6 0.575 Tail 0.092 1.05 Sum 6.059 C.G. x-axis ∑ mx จากตาราง สามารถประมาณ C.G. ได้ = ∑ m = 2.0161 = 0.333 m 6.059 m*x 0.7245 0.275 0.92 0.0966 2.0161 0.333 จากการประมาณการพบว่า ค่าศูนย์ถ่วงมวล (C.G.) ที่คำนวณได้อยู่ในช่วงที่ไม่เกินค่าที่กำหนด ไว้ในตอนต้น ซึ่งตั้งไว้ที่ 0.47 อันเป็นค่าที่เหมาะสม ส่งผลให้อากาศยานสามารถรักษาสมดุลและมี เสถียรภาพที่ดีขณะปฏิบัติการบิน 3.1.5 การออกแบบระบบควบคุมเสถียรภาพด้านท้ายอากาศยาน ได้ทำการออกแบบให้ส่วนประกอบต่างๆ อยู่ใกล้กับ C.G. (Center of Gravity) มากที่สุด เพื่อ ลดน้ำหนักที่ต้องถ่วงบริเวณด้านหลัง โดยใช้แนวทางการรวม Vertical Stabilizer และ Horizontal Stabilizer เข้าด้วยกันเป็นโครงสร้างเดียว ซึ่งช่วยลดน้ำหนักรวมของเครื่องบิน อย่างไรก็ตาม ข้อเสีย ของการออกแบบนี้คือ ต้องเพิ่มความซับซ้อนในกระบวนการจัดการระบบควบคุม เพื่อให้รองรับการ ทำงานของโครงสร้างที่ผสานกันนี้ได้อย่างมีประสิทธิภาพ รูปที่ 3.8 หางด้านหน้า 32 Tail Geometry Half Span Chord Wing Area AR Airfoil Incline (ทำมุมกับแนวระดับ) ระยะหางวัดจากด้านหน้าลำตัวอยู่ที่ 1.1 เมตร 0.46 m 0.1 m 0.092 m2 9.2 NACA 0012 25 degree ในการออกแบบโดยใช้โปรแกรม OpenVSP ได้กำหนดให้มีการออกแบบปีกและหางรวมกัน เพื่อประเมินค่าความเสถียรภาพทางยาว (Longitudinal Stability) ของเครื่องบิน โดยตั้งค่าตำแหน่ง C.G. (Center of Gravity) ไว้ที่ 25% ของความยาว Chord ซึ่งประมาณ 0.483 เมตรจากจุดเริ่มต้นที่ หัวลำตัว จากผลการวิเคราะห์ในกราฟด้านล่าง แสดงให้เห็นว่าเครื่องบินมีความเสถียรและสามารถ Trim ได้ที่มุมปะทะ (Angle of Attack) เท่ากับ 0 องศา ดังนั้น ในการคำนวณสมรรถนะทางการบิน จึงเลือกใช้ค่าพารามิเตอร์จ ากกราฟใน VSPAERO ซึ่งแสดงความสัมพันธ์ระหว่างมุมปะทะและ พารามิเตอร์ที่เกี่ยวข้อง โดยพิจารณาค่าที่มุมปะทะเท่ากับ 0 องศาเช่นกัน ทั้งนี้ ค่า Neutral Point (N.P.) ของเครื่องบินถูกคำนวณได้ที่ 0.522 เมตร จากจุดเริ่มต้นที่หัวลำตัว Static Margin เท่ากับ 13.49% 33 รูปที่ 3.9 CMy vs Alpha รูปที่ 3.10 CL vs Alpha ดังนั้น จากรูป CL vs Alpha ที่มุมปะทะ = 0 องศา จะได้ค่า CL = 0.3798 สามารถใช้ CL ไป คำนวณหา Cruise Speed ได้ดังนี้ จาก L = W 1 2 ρv Sref CL = mg 2 v=√ v=√ 2mg Sref ρCL 2(10.069)(9.81) (0.476)(1.225)(0.3798) vcruise = 29.87 m/s vcruise = 107.52 km/h 3.1.6 การออกแบบระบบ Vertical Take-Off ออกแบบมาจากการประมาณน้ำหนักของตัวเครื่อง โดยที่ปีกประมาณมาจากการอัตราส่วนของ น้ำหนักต่อพื้นที่ของวัสดุปีกคาร์บอนไฟเบอร์จริง น้ำหนัก/พื้นที่ = 0.3 kg / 0.15945 m2 = 1.88 kg/m2 34 จะได้น้ำหนักปีกประมาณ = 1.88 x 0.4375 (พน.ปีกจาก OpenVSP ในโมเดลแรก) = 0.8225 kg ตาราง Weight Estimate Battery 2 ก้อน 0.725x2 kg (ก้อนละ 5,200 mAh) Controller and wires 0.635 kg Motor multirotor 4 ชุด 0.225x4 = 1 kg Motor 1 ชุด 0.34 kg Propeller 16 inch 5 ชุด 0.28x5 = 1.4 kg Wing 0.8225 kg Tail and Fuselage 0.8225 kg Payload 2 kg Total 8.47 kg เพื่อให้สามารถทำการบินขึ้นแนวดิ่งได้อย่างมีประสิทธิภาพ จำเป็นต้องเลือกมอเตอร์และใบพัด ที่สามารถสร้างแรงยกได้มากกว่าน้ำหนักรวมของอากาศยานเล็กน้อย เพื่อให้มีแรงยกเพียงพอสำหรับ การทรงตัวและควบคุมทิศทางในระหว่างการบินขึ้น ในการออกแบบนี้ อากาศยานมีน้ำหนักรวมประมาณ 10,069 กรัม ดังนั้นจึงต้องเลือกมอเตอร์ และใบพัดที่ให้แรงยกมากกว่าค่านี้เล็กน้อย เมื่อทำการทดสอบ มอเตอร์ 5008 335KV Brushless ทำงานร่วมกับใบพัด Tarot T-Series 1755 (ใบพัด 17 นิ้ว ระยะ Pitch 5.5 นิ้ว) ที่ Throttle 90% ให้แรงยก 3,050 กรัมต่อมอเตอร์ เมื่อใช้มอเตอร์ 4 ตัว จะให้แรงยกสุทธิประมาณ 12,200 กรัม ซึ่ง มากกว่าน้ำหนักของอากาศยานและเพียงพอต่อการบินขึ้นแนวดิ่งได้อย่างปลอดภัย ดังนั้น การเลือกมอเตอร์ 5008 335KV Brushless และใบพัด Tarot T-Series 1755 เป็นชุด ขับเคลื่อนสำหรับการบินขึ้นแนวดิ่ง (Vertical Take-Off) ถือว่าเหมาะสมกับน้ำหนักของอากาศยาน และสามารถให้แรงยกได้อย่างมีประสิทธิภาพ 35 รูปที่ 3.11 ข้อมูลมอเตอร์ TAROT 4114/320KV [15] การติดตั้งมอเตอร์และใบพัดของระบบ Multirotor ถูกกำหนดโดยให้จุดศูนย์ถ่วง (C.G.) อยู่ กึ่งกลางของใบพัด เพื่อให้การกระจายน้ำหนักและแรงยกมีความสมดุล โดยมอเตอร์ถูกติดตั้งใน รูปแบบสมมาตรสี่เหลี่ยมจัตุรัสเพื่อให้ทั้ง 4 มอเตอร์ใช้พลังงานใกล้เคียงกัน ระยะห่างระหว่างท่อคร์ บอนไฟเบอร์ถูกกำหนดเป็น 0.8 เมตร และระยะจาก C.G. ถึงมอเตอร์แต่ละตัวเท่ากับ 0.4 เมตร ซึ่ง ช่วยให้การควบคุมอากาศยานมีเสถียรภาพและเพิ่มประสิทธิภาพในการบินขึ้นลงในแนวดิ่ง รูปที่ 3.12 การติดตั้ง Multirotor 36 3.1.7 การวัด Thrust เพื่อหากระแสไฟฟ้า การทดสอบแรงขับ (Thrust) เพื่อใช้หาค่ากระแสไฟฟ้าได้นำข้อมูลจากปริญญานิพนธ์เรื่อง "การวิเคราะห์ออกแบบและขึ้นรูปอากาศยานต่อสู้ไร้คนขับ" ของนักศึกษาชั้นปีที่ 4 ปีการศึกษา 2566 มาใช้เป็นข้อมูลอ้างอิง โดยใช้ผลการทดสอบ Electric Engine and Propeller ของใบพัด J.X.F. ขนาด 13x8 นิ้ว ที่ ทำงานร่วมกับมอเตอร์ไฟฟ้า Surpass Hobby C5055-600KV เพื่อตรวจสอบความสัมพันธ์ระหว่าง แรงขับ (Thrust) และกระแสไฟฟ้าที่ใช้ โดยทำการพล็อตกราฟด้วย MATLAB ที่ความเร็ว 25 m/s, 30 m/s และ 40 m/s ซึ่งช่วยให้สามารถวิเคราะห์และคำนวณการใช้พลังงานของระบบขับเคลื่อนได้ อย่างแม่นยำ รูปที่ 3.13 กราฟ T-I ที่ความเร็ว 25 m/s รูปที่ 3.14 กราฟ T-I ที่ความเร็ว 30 m/s 37 รูปที่ 3.15 กราฟ T-I ที่ความเร็ว 40 m/s เมื่อได้ข้อมูลกราฟจากการพล็อตด้วยโปรแกรม MATLAB แล้ว สามารถนำค่าที่ได้ไปสร้างกราฟ ใน Microsoft Excel เพื่อหาแนวโน้มของความสัมพันธ์ระหว่างแรงขับ (Thrust) และกระแสไฟฟ้าที่ ใช้ โดยสามารถใช้ฟังก์ชัน Trendline ใน Excel เพื่อสร้างสมการกราฟที่สามารถนำไปใช้คำนวณค่า กระแสไฟฟ้าที่ต้องการสำหรับการขับเคลื่อนที่แรงขับต่าง ๆ ได้ดังนี้ I-T Graph at 25 m/s 20 T = 0.6124I - 0.991 Thrust (N) 15 10 5 0 -5 0 5 10 15 20 25 30 -5 -10 I (A) รูปที่ 3.16 กราฟ T-I จากโปรแกรม Microsoft Excel ที่ความเร็ว 25 m/s 38 35 I-T Graph at 30 m/s 15 T = 0.5787I - 1.9028 Thrust (N) 10 5 0 -10 -5 0 5 10 15 20 25 30 -5 -10 I (A) รูปที่ 3.17 กราฟ T-I จากโปรแกรม Microsoft Excel ที่ความเร็ว 30 m/s I-T Graph at 40 m/s 4 2 0 Thrust (N) -20 -15 -10 -5 -2 0 -4 5 10 15 T = 0.5166I - 3.5428 -6 -8 -10 -12 -14 I (A) รูปที่ 3.18 กราฟ T-I จากโปรแกรม Microsoft Excel ที่ความเร็ว 40 m/s 3.1.8 การวิเคราะห์สมรรถนะทางการบินของอากาศยานไร้คนขับ (Performance) จากการออกแบบอากาศยานไร้คนขับ โดยใช้โ ปรแกรม OpenVSP ทำให้ส ามารถคำนวณ สมรรถนะทางการบินได้เป็น Endurance และ Range โดยจะแบ่งช่วงการคำนวณสมรรถนะการบิน ออกเป็น 3 ช่วงของการบิน ได้แก่ Vertical Take-Off, Vertical Landing และ Cruise ตามลำดับ 1. Vertical Take-Off จากสมการ ∑ F = ma L − W = ma 39 n(Thrust)g − mg = ma 4(3.050)(9.81) − 10.069(9.81) = 10.069a a = 2.079 m/s2 (ทิศขึ้น) 1 จากสมการ S = ut + 2 at 2 1 90 = 0(t) + (2.079)t 2 2 t = 9.311 s t = 0.003 hour การใช้งานแบตเตอรี่ : Battery = 1000nIt ; n = จำนวนใบพัดที่ใช้สร้าง Lift Battery = 1000(4)(22.2)(0.003) Battery = 229.675 mAh ดังนั้น จากการคำนวณการใช้พลังงานในช่วงนี้พบว่าแบตเตอรี่ถูกใช้ไป 229.675 mAh จากแบตเตอรี่ทั้งหมด 10,400 mAh (แบตเตอรี่ขนาด 5,200 mAh จำนวน 2 ก้อน ที่เชื่อมต่อกัน) ส่งผลให้แบตเตอรี่ที่เหลืออยู่หลังจากการบินในช่วงนี้เท่ากับ 10,170.325 mAh 2. Vertical Landing จากสมการ ∑ F = ma L − W = ma L − 10.069(9.81) = 10.069(−2.076) L = 77.872 N L = 7.938 kg ; สำหรับ 4 Propellers ∴ L = 1.985 kg ; สำหรับ 1 Propeller แรงยกที่สร้างได้จาก 4 ใบพัด เท่ากับ 10.42 กิโลกรัม ซึ่งมากกว่าน้ำหนักของอากาศยานที่ 10.069 กิโลกรัมอยู่เล็กน้อย แสดงว่าระบบขับเคลื่อนสามารถสร้างแรงยกได้เพียงพอสำหรับการ Landing อย่างปลอดภัย โดยเมื่อปรับคันเร่งไปที่ 70% จะสามารถควบคุมอัตราการลดระดับของ อากาศยานให้มีความนุ่มนวล ลดแรงกระแทกขณะลงจอด และช่วยรักษาเสถียรภาพของอากาศยาน ในระหว่างการเปลี่ยนจากโหมดบินไปสู่โหมดลงจอด นอกจากนี้ จากการทดสอบพบว่าระบบใช้ กระแสไฟฟ้าประมาณ 12.5 A ทำให้สามารถคำนวณพลังงานแบตเตอรี่ที่ใช้ได้ดังนี้ 40 การใช้งานแบตเตอรี่ : Battery = 1000nIt ; n = จำนวน Propeller ที่ใช้ Battery = 1000(4)(12.5)(0.003) Battery = 129.321 mAh ดังนั้น ปริมาณพลังงานแบตเตอรี่ที่ใช้ในช่วงนี้เท่ากับ 129.321 mAh โดยจากการใช้งาน แบตเตอรี่ในช่วง Vertical Take-Off พบว่ามีแบตเตอรี่คงเหลืออยู่ที่ 10,170.025 mAh ส่งผลให้ หลังจากการใช้งานแบตเตอรี่ในช่วงนี้ จะเหลือพลังงานแบตเตอรี่สำหรับการบินอยู่ที่ 10 ,041.004 mAh 3. Cruise จากเมนู VSPAERO ในโปรแกรม OpenVSP สามารถพล็ อ ตกราฟเพื ่ อ หา CD ได้ โดยใช้ ความสัมพันธ์ระหว่างมุมปะทะ (Alpha) และค่าสัมประสิทธิ์แรงต้านทั้งหมด (CDtot) โดยสามารถ พล็อตกราฟได้ ดังนี้ รูป 3.19 CDtot vs Alpha โดยจะเห็นได้ว่าที่ Alpha = 0 องศา จะได้ CDtot = 0.0255 จากสมการ ∑ F = ma T−D=0 T=D T= 1 2 ρv S C 2 cruise ref Dtot 41 T= 1 (1.225)(29.872 )(0.476)(0.0255) 2 T = 6.632 N จาก T = 6.632 N พบว่า สามารถหากระแสได้โดยกราฟความสัมพันธ์ระหว่างกระแสไฟฟ้า และแรงขับ (Thrust) ด้วยวิธีการ Interpolation ดังนี้ รูปที่ 3.20 การประมาณค่ากระแสไฟฟ้าด้วยการ Interpolation ใน Microsoft Excel จาก Cruise Speed ของโมเดลที่ออกแบบเท่ากับ 29.86 m/s ทำให้สามารถ Interpolate ค่า ความเร็วระหว่าง 25 และ 30 m/s ได้ โดยพบว่าจะได้ค่ากระแสที่ใช้ในช่วง Cruise เท่ากับ 14.69 A ทำให้สามารถคำรวณพลังงานแบตเตอรี่ที่ใช้ในช่วงการบินนี้ได้ ดังนี้ การใช้งานแบตเตอรี่ : Total Battery = 1000nIt ; n = จำนวนใบพัดที่ใช้สร้าง Thrust 10,041.004 = 1000(1)(14.69)(t) t = 0.684 h t = 41.02 min ดังนั้น ระยะเวลาในการบินในช่วง Cruise เท่ากับ 41.02 นาที 42 จากการคำนวณสมรรถนะทางการบิ น ของอากาศยานไร้ ค นขั บ พบว่ า สามารถคำนวณ Endurance และ Range ได้ดังนี้ จากสมการ Endurance = t TO + t Landing + t Cruise Endurance = 0.003 + 0.003 + 0.684 Endurance = 0.691 hour = 41.33 min และ Range = vCruise t Cruise Range = (29.87)(41.33x60)/1000 Range = 73.51 km ดังนั้น จากการคำนวณสมรรถนะทางการบินของอากาศยานไร้คนขับ พบว่า สามารถคำนวณ ได้ Endurance เท่ากับ 41.33 นาที และ Range เท่ากับ 73.51 กิโลเมตร 3.3 การออกแบบแพนควบคุม (Control Surfaces) โดยทั่วไป Control Surfaces ที่สำคัญจะมี Aileron Elevator Rudder จากการที่หางเราได้ ออกแบบให้เป็น Inverted V-Tail จึงทำให้ Elevator รวมกับ Rudder เป็นอันเดียวกัน การออกแบบ ขนาดจะอ้างอิงตามค่าสถิติที่ได้ออกแบบโดรนขนาดใกล้เคียงกัน เริ่มจากส่วนของ Aileron โดยที่จะให้ขนาด Chord อยู่ที่ 35% ของขนาดปีก และขนาด Span เริ่มตั้งแต่ 70% ไปถึง 90% 43 ส่วน Inverted V-Tail นั้นจะให้ขนาด Chord 45% และขนาด Span เริ่มตั้งแต่ 10% ไปถึง 90% รูป 3.21 ขนาด Aileron รูป 3.22 ขนาด Rudder 3.4 กระบวนการทดสอบและการปรับแต่ง (Tuning PID) สำหรับอากาศยานไร้คนขับแบบขึ้นลง แนวดิ่ง (VTOL UAV) ก่อนการนำไปติดตั้งในอากาศยานไร้คนขับแบบขึ้นลงแนวดิ่ง (VTOL UAV) หลังจากการสร้าง จริง ระบบควบคุมการบิน (Flight Controller) ต้องผ่านการทดสอบและปรับแต่งบนโดรน 4 ใบพัด (Quadcopter) เพื่อให้แน่ใจว่าค่าพารามิเตอร์ของระบบควบคุม โดยเฉพาะ PID (ProportionalIntegral-Derivative) ถูกตั้งค่าอย่างเหมาะสมและสามารถนำไปใช้ในโหมดการบินของอากาศยานไร้ คนขับแบบขึ้นลงแนวดิ่ง (VTOL UAV) ที่ได้ทำการสร้างจากต้นแบบที่ได้ทำการออกแบบไว้ ได้อย่างมี ประสิทธิภาพ โดยมีกระบวณการทดสอบและปรับแต่ง ดังนี้ OpenVSP ติดตั้งระบบควบคุมและอุ ปกรณ์ทั้งหมดเข้าด้วยกัน เชื่อมต่อ Controller Pixhawk 6C กับคอมพิวเตอร์ผ่าน USB พร้อมตั้งค่าพื้นฐานในโปรแกรม QGroundControl QGroundControl 44 Calibrate เซนเซอร์ เช่น Gyroscope Accelerometer เชื่อมต่อ Pixhawk 6C กับรีโมตควบคุม ทดสอบมอเตอร์ นำไปบินทดสอบแบบ Manual เพื่อทดสอบ การควบคุมแบบพื้นฐาน นำไปบินทดสอบแบบ Auto Mission Test โดยอัปโหลด แผนการบินที่สร้างไปยัง Pixhawk 6C ตรวจสอบข้อมูลหลังการบิน และสรุปผล ในการปฏิบัติการบินผ่านโปรแกรม QGroundControl จำเป็นต้องมีองค์ประกอบหลักสาม ส่วน ได้แก่ อากาศยานไร้คนขับ (UAV) รีโมทควบคุมที่เชื่อมต่อกับตัวอากาศยาน และคอมพิวเตอร์ที่ ทำหน้าที่เป็นสถานีภาคพื้นดิน (Ground Station) สำหรับการส่งคำสั่งและตรวจสอบสถานะการบิน ทั้งนี้ ได้ดำเนิน การปรับ แต่งค่าตัว ควบคุม (Controller) โดยใช้ห ลักการควบคุมแบบ PID (Proportional-Integral-Derivative) หลายครั้ง เพื่อเพิ่มเสถียรภาพของระบบและให้พฤติกรรมการ บินสอดคล้องกับลักษณะของอากาศยานที่ใช้งาน นอกจากนี้ ระบบยังสามารถบันทึกและเรียกดูข้อมูล การบิน ย้อนหลัง (Flight Logs) เพื่อใช้ว ิเคราะห์การสั่นสะเทื อนและพฤติ กรรมการบิ น ซึ่งเป็ น ประโยชน์ในการปรับปรุงประสิทธิภาพของอากาศยานให้เหมาะสมยิ่งขึ้น 45 รูปที่ 3.23 วงจรการเชื่อมต่อ Pixhawk 6C รูปที่ 3.24 Quadcopter 46 รูปที่ 3.25 อุปกรณ์สำหรับพร้อมบิน 3.5 กระบวณการประกอบและติดตั้งต้นแบบอากาศยานไร้คนขับ กระบวนการประกอบและติดตั้งต้นแบบอากาศยานไร้คนขับแบบขึ้นลงแนวดิ่ง (VTOL UAV) ในโครงการนี้มุ่งเน้นไปที่การติดตั้งระบบภายในและอุปกรณ์อิเล็กทรอนิกส์ที่ใช้ในการควบคุมการบิน โดยกระบวนการประกอบและติดตั้ง จะดำเนินการดังนี้ 3.5.1 การติดตั้งคอนโทรลเลอร์การบิน (Flight Controller) หลังจากที่ทดสอบการใช้งาน Pixhawk 6C mini ใน Quadcopter เสร็จสิ้น ขั้นตอนถัดไปคือ นำมาติดตั้งในอากาศยานไร้คนขับแบบขึ้นลงแนวดิ่งที่ได้ทำการสร้างจริง โดยทำการยึด Pixhawk 6C mini เข้ากับโครงสร้างของอากาศยานในตำแหน่งที่เหมาะสมเพื่อป้องกันแรงสั่นสะเทือน พร้อมทั้ง เชื่อมต่อสายสัญญาณและอุปกรณ์ที่เกี่ยวข้อง 3.5.2 การเชื่อมต่อเซอร์โวมอเตอร์และระบบควบคุมพื้นผิวบังคับทิศทาง ในการควบคุมทิศทางของอากาศยานไร้คนขับแบบขึ้นลงแนวดิ่ง (VTOL UAV) ได้มีการติดตั้ง เซอร์โวมอเตอร์เพื่อขับเคลื่อนพื้นผิวควบคุมการบินที่สำคัญ ได้แก่ Aileron และ A-Tail Rudder เชื่อมต่อเซอร์โวมอเตอร์เข้ากับ Aileron ผ่านลิงก์กลไก Pushrod และ Horn เพื่อให้สามารถขยับ พื้นผิวได้อย่างราบรื่น เซอร์โวมอเตอร์แต่ละตัวทำงานแยกกันที่ปีกซ้ายและขวา โดยสามารถทำงาน พร้อมกันหรือสวนทางกันเพื่อควบคุมการเคลื่อนที่ 47 การติดตั้งเซอร์โวมอเตอร์สำหรับ A-Tail ติดตั้งเซอร์โวมอเตอร์ภายในโครงสร้างส่วนหางของ อากาศยาน โดยให้ตำแหน่งอยู่ใกล้กับจุดหมุนของพื้นผิว A-Tail เนื่องจาก A-Tail ทำหน้าที่ควบคุมทั้ง การก้ม-เงย (Pitch) และการหมุนรอบแกนแนวดิ่ง (Yaw) จึงต้องตั้งค่าการทำงานของเซอร์โวมอเตอร์ ให้ทำงานสัมพันธ์กัน โดยเซอร์โวมอเตอร์ทั้งหมดจะถูกเชื่อมต่อเข้ากับระบบควบคุมการบินผ่านตัวควบคุม Pixhawk 6C mini และสามารถตั ้ ง ค่ า ผ่ า นซอฟต์ แ วร์ QGroundControl เพื ่ อ ปรั บ แต่ ง การตอบสนองให้ เหมาะสมกับลักษณะการบินของอากาศยาน หลังจากติดตั้งเซอร์โวมอเตอร์เรียบร้อยแล้ว จะต้องมีการปรับแต่งเพื่อให้เซอร์โวทำงานได้อย่าง แม่ น ยำและสั ม พั น ธ์ ก ั บ ระบบควบคุ ม การบิ น โดยทำการตั ้ ง ค่ า ผ่ า น QGroundControl ซึ่ ง ประกอบด้วย การปรับแต่งมุมการเคลื่อนที่ของเซอร์โว ให้สัมพันธ์กับพื้นผิวบังคับทิศทาง การตั้งค่า ความเร็วและอัตราการตอบสนองของเซอร์โว 3.5.3 การติดตั้งมอเตอร์และใบพัดบนอากาศยานไร้คนขับแบบขึ้นลงแนวดิ่ง (VTOL UAV) 1. มอเตอร์สำหรับการสร้างแรงยก (Lift) มอเตอร์ 5008 335KV Brushless และใบพัด Tarot T-Series 1755 ทำหน้าที่ส ร้าง แรงยกในโหมด Multirotor โดยติดตั้งในตำแหน่งปลายแขนของโครงสร้าง VTOL UAV ทั้ง 4 ด้าน เพื่อให้สามารถสร้างแรงยกที่สมดุลและควบคุมเสถียรภาพของอากาศยานได้อย่างมีประสิทธิภาพ ขั้นตอนการติดตั้งมีดังนี้ 48 รูปที่ 3.26 ตำแหน่งติดตั้งมอเตอร์เข้ากับใบพัดสำหรับการสร้างแรงยก (Lift) 1.1 การยึดมอเตอร์ ติดตั้งมอเตอร์ 5008 335KV ลงบนปลายแขนของอากาศยาน (Rods) โดยใช้ตัว ยึดที่เหมาะสม พร้อมทั้งตรวจสอบให้แน่ใจว่ามอเตอร์ยึดแน่นและอยู่ในแนวระนาบ รูปที่ 3.27 การติดตั้งมอเตอร์ 5008 335KV เข้ากับ Rods ของอากาศยาน 1.2 การติดตั้งใบพัด ติดตั้งใบพัด Tarot T-Series 1755 เข้ากับแกนของมอเตอร์ โดยให้แน่ใจว่ า ทิศทางของใบพัดสอดคล้องกับการออกแบบการหมุนของแต่ละมอเตอร์ ตามทิศทาง ดังรูปที่ ... ที่ได้ กำหนดไว้ใน QGroundControl ในหัวข้อ 3.5.3 นี้ ข้อย่อยที่ 1.4 รูปที่ 3.28 การติดตั้งใบพัด Tarot T-Series 1755 49 1.3 การเชื่อมต่อสายไฟ เชื่อมต่อสายไฟของมอเตอร์เข้ากับ ESC และตรวจสอบการจ่ายพลังงานเพื่อให้ แน่ใจว่ามอเตอร์หมุนในทิศทางที่ถูกต้อง 1.4 การทดสอบการทำงาน ทำการทดสอบมอเตอร์และใบพัดโดยใช้ซอฟต์แวร์ควบคุม QGroundControl เพื่อตรวจสอบว่าการหมุนของมอเตอร์สอดคล้องกับการควบคุมการบิน รูปที่ 3.29 การตั้งค่าทิศทางการหมุนของใบพัดใน QGroundControl 2. มอเตอร์สำหรับการสร้างแรงขับไปด้านหน้า (Pusher) มอเตอร์ Surpass Hobby C5055-600KV และใบพัด J.X.F. ขนาด 13x8 นิ้ว ทำหน้าที่ สร้างแรงขับให้กับอากาศยานในโหมด Fixed-Wing โดยติดตั้งที่ส่วนท้ายของโครงสร้างอากาศยาน เพื่อให้สามารถผลักดันเครื่องบินไปข้างหน้าได้อย่างมีประสิทธิภาพ ขั้นตอนการติดตั้งมีดังนี้ 50 รูปที่ 3.30 ตำแหน่งติดตั้งมอเตอร์เข้ากับใบพัดสำหรับการสร้างแรงขับ (Thrust) 2.1 การยึดมอเตอร์ ติ ด ตั ้ ง มอเตอร์ Surpass Hobby C5055-600KV บนโครงสร้ า งส่ ว นท้ า ยของ อากาศยาน โดยใช้ตัวยึดที่มั่นคงเพื่อป้องกันการสั่นสะเทือนที่อาจส่งผลต่อประสิทธิภาพการทำงาน รูปที่ 3.31 การติดตั้งมอเตอร์ Surpass Hobby C5055-600KV เข้ากับฐานยึดลำตัวเครื่อง 2.2 การติดตั้งใบพัด ติดตั้งใบพัด J.X.F. ขนาด 13x8 นิ้ว เข้ากับแกนของมอเตอร์ โดยตรวจสอบให้ แน่ใจว่าทิศทางของใบพัดเหมาะสมกับการสร้างแรงขับไปข้างหน้า รูปที่ 3.32 การติดตั้งใบพัด J.X.F. ขนาด 13x8 นิ้ว เข้ากับแกนของมอเตอร์ 2.3 การเชื่อมต่อสายไฟ เดินสายไฟจากมอเตอร์ไปยัง ESC และเชื่อมต่อกับระบบจ่ายพลังงาน โดยต้อง มั่นใจว่าการเดินสายไฟเป็นระเบียบและปลอดภัย 51 2.4 การทดสอบการทำงาน ตรวจสอบการหมุนของมอเตอร์และใบพัดในซอฟต์แวร์ควบคุม เพื่อให้แน่ใจว่า แรงขับที่เกิดขึ้นมีทิศทางที่ถูกต้องและสามารถเพิ่มความเร็วได้ตามที่กำหนด 3.5.4 การเดินสายไฟและระบบจ่ายพลังงาน ในการออกแบบและติดตั้งระบบอิเล็กทรอนิกส์ของอากาศยาน VTOL Fixed-Wing ได้มีการ เดินสายไฟตามแผนผังในรูปที่ 3.33 ซึ่งกำหนดตำแหน่งการเชื่อมต่อของอุปกรณ์ต่างๆ ให้เป็นไปตาม มาตรฐานและรองรับการทำงานของอากาศยานได้อย่างมีประสิทธิภาพ การเดินสายไฟนี้ครอบคลุม ระบบพลังงาน ระบบควบคุมการบิน ระบบขับเคลื่อน ระบบนำ ทาง และระบบสื่อสาร โดยเชื่อมต่ออุปกรณ์ทั้งหมดเข้ากับ Pixhawk 6C mini ซึ่งเป็นตัวควบคุมการ บินหลัก ข้อมูลการเดินสายไฟนี้ถูกออกแบบให้รองรับทั้งโหมด Multi-Rotor สำหรับการขึ้นลงแนวดิ่ง (Vertical Take-Off and Landing) และโหมด Fixed-Wing สำหรับการบินไปข้างหน้า (Cruise) รูปที่ 3.33 แผนผังการเดินสายไฟของ VTOL Fixed-Wing 3.5.5 การทดสอบและการปรับแต่ง Controller สำหรับการใช้งานจริงบน VTOL หลังจากติดตั้งอุปกรณ์ทั้งหมดแล้ว มีการตรวจสอบและทดสอบระบบเบื้องต้น เช่น การ ตรวจสอบการทำงานของเซอร์โว การหมุนของมอเตอร์ และการสื่อสารระหว่างตัวควบคุมการบินกับ 52 สถานีภาคพื้นดิน (Ground Station) ผ่าน QGroundControl ดังหัวข้อที่ 3.4.2 นอกจากนี้ยังมีการ ปรับแต่งค่าการควบคุม (Tuning PID) เพื่อให้แน่ใจว่าระบบทำงานได้อย่างเสถียรก่อนนำไปบินจริง ทั้งนี้ กระบวนการประกอบและติดตั้งในโครงการนี้ ไม่ได้เน้นเฉพาะด้านโครงสร้างลำตัว ปีก หรือองค์ประกอบทางกายภาพอื่นๆ ของอากาศยาน ซึ่งเป็นส่วนที่พัฒนาแยกจากการติดตั้งระบบ ภายใน รูปที่ 3.34 การติดตั้ง Pixhawk 6C mini ร่วมกับระบบของอากาศยาน 53 บทที่ 4 ผลการทดสอบเปรียบเทียบ และการวิเคราะห์ 4.1 เปรียบเทียบประสิทธิภาพ VTOL ต้นแบบก่อนทำการปรับปรุงหลังจากการสร้างจริง เปรียบเทียบ Performance ของ VTOL ทั้ง 4 แบบ โดยจะแบ่งออกเป็น 2 Airfoil และ 2 รูปแบบหาง โดยให้โมเดลที่ 1 และ 3 ใช้ Airfoil NACA 63215 และโมเดลที่ 2 และ 4 ใช้ Airfoil NACA 4415 รูปที่ 4.1 Model 1 รูปที่ 4.2 Model 2 รูปที่ 4.3 Model 3 รูปที่ 4.4 Model 4 54 ตารางเปรียบเทียสมรรถนะทางการบินของ VTOL Model 1 Model 2 Model 3 Model 4 Airfoil NACA 63215 NACA 4415 NACA 63215 NACA 4415 Incident 5 degree 3 degree 5 degree 3 degree Tail Inverted-U A-Tail Inverted-U A-Tail Total Area 1.463 1.468 1.423 1.408 Cruise Speed (km/h) 103.85 99.38 104.51 99.48 Endurance (min) 29.07 30.34 29.14 42.14 Range (km) 52.32 52.28 52.77 72.30 จากตารางเปรียบเทียบสมรรถนะทางการบิน ของ VTOL พบว่า Model 4 ให้ค่า Endurance (ระยะเวลาบิน) และ Range (ระยะทางบิน) ที่มากที่สุดเมื่อเทียบกับโมเดลอื่น ๆ จึงเลือก Model 4 เป็นต้นแบบสำหรับการใช้งาน เนื่องจากมีประสิทธิภาพที่สูงสุดและเหมาะสมกับวัตถุประสงค์การ ออกแบบ 4.3 ตรวจสอบค่า CL และ CD ด้วย Ansys CFD ของโมเดลต้นแบบก่อนทำการปรับปรุง การทำ CFD (Computational Fluid Dynamics) เพื ่ อ ตรวจสอบค่ า CL และ CDtot ใน OpenVSP ที่คำนวณจาก Vortex Lattice Method (VLM) มีความสำคัญเนื่องจาก VLM เป็นการ ประมาณที่ไม่รวมผลของความหนาของปีก (Airfoil Thickness) การไหลปั่นป่วน (Turbulence) และ การแยกตัวของกระแสอากาศ (Flow Separation) ซึ่งมีผลต่อค่าพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ใน สภาพการบินจริง การใช้ CFD ช่วยให้ได้ค่าที่แม่นยำขึ้นโดยรวมปัจจัยทางฟิสิกส์ที่ซับซ้อนมากขึ้น ทำ ให้สามารถปรับปรุงการออกแบบ UAV ให้มีสมรรถนะที่ใกล้เคียงกับการบินจริงมากขึ้น ลดความคลาด เคลื่อน และเพิ่มประสิทธิภาพของอากาศยานในการใช้งานจริง รูปที่ 4.5 ผลการทดสอบแสดง Pressure 55 รูปที่ 4.6 ผลการทดสอบแสดง Drag รูปที่ 4.7 ผลการทดสอบแสดง Lift จาก Ansys จะได้ Lift = 91.091 N ได้ CL = 0.35846 Drag = 6.5072 N ได้ CD = 0.02560 ตารางเปรียบเทียบ CL และ CD OpenVSP Ansys CL 0.3535 0.35846 CD 0.0318 0.02560 หลังจากการวิเคราะห์ เมื่อนำค่าพารามิเตอร์ CL และ CD จากทั้งสองโปรแกรม (OpenVSP และ Ansys) มาเปรียบเทียบกัน พบว่าค่า CD ที่ได้มีความแตกต่างกัน ถึง 24.22% ซึ่งอาจเกิดจาก ข้อจำกัดของโปรแกรม OpenVSP ในการคำนวณและการประมาณค่าในบางส่วน อย่างไรก็ตาม ค่า CL และ CD ที่ได้ยังอยู่ในเกณฑ์ที่สามารถใช้งานได้จริงและครอบคลุมขนาดต้นแบบ VTOL ในการ 56 นำไปใช้งานบิน ในอากาศ แต่ควรคำนึงถึงความคลาดเคลื่อนที่ อาจเกิดขึ้น และทำการปรั บ ปรุ ง แบบจำลองตามความเหมาะสมเพื่อเพิ่มความแม่นยำต่อไป 4.4 การวิเคราะห์ความคลาดเคลื่อนของโมเดลที่ทำการปรับปรุงที่สอดคล้องกับกระบวณการสร้าง แล้วทีอ่ าจเกิดขึ้นได้ จากการคำนวณพารามิเตอร์ทางการบินที่ได้จาก VSPAERO ในโปรแกรม OpenVSP สามารถ ประมาณค่า Performance จากโมเดลที่ทำการปรับปรุงได้ดังนี้ โดยที่จะเป็นการใช้น้ำหนักที่ชั่งจริง ของชิ้นงานมาคำนวณให้ตรงกับความเป็นจริงมากที่สุด CL CDtot 0.3798 0.0255 Endurance (min) 41.33 Range (km) 73.51 เมื่อได้ Performance จากการคำนวณ ทำให้ต้อ งคำนึ ง ถึ ง ความคลาดเคลื่ อ นจากการใช้ OpenVSP ดังนั้น จึงจำเป็นต้องประมาณจากความคลาดเคลื่อนของพารามิเตอร์ ±10% ได้ดังนี้ 1. ความคลาดเลื่อนจากการคำนวณ VLM (Vortex Lattice Method) CL ±10% 2. ความคลาดเลื่อนจาก OpenVSP ในการคำนวณอ้างอิงค่าสถิติ CDtot ±10% m CL CDtot Case 1 10.069 0.34182 Case 2 10.069 0.34182 Case 3 10.069 0.41778 Case 4 10.069 0.41778 Case 5 10.069 0.34182 Case 6 10.069 0.34182 Case 7 10.069 0.41778 Case 8 10.069 0.41778 จากการวิเคราะห์สามารถสรุปได้ ดังนี้ 0.02805 0.02295 0.02805 0.02295 0.02295 0.02805 0.02295 0.02805 57 Endurance (min) 33.94 39.57 43.58 50.97 39.57 33.94 50.97 43.58 Range (km) 63.53 74.17 73.94 86.56 74.17 63.53 86.56 73.94 จากการเปรี ย บเที ย บ Performance ของแต่ ล ะกรณี พบว่ า Case 4 และ Case 8 ให้ ประสิทธิภาพดีที่สุด โดยมี Endurance สูงสุด 50.97 นาที และ Range ไกลสุด 86.56 กม. เนื่องจาก ค่า CL สูง (0.41778) และ CDtot ต่ำ (0.02295) ทำให้ใช้พลังงานอย่างมีประสิทธิภาพ ขณะที่ Case 1 และ Case 6 ให้ผลลัพธ์แย่ที่สุด โดยมี Endurance ต่ำสุด 33.94 นาที และ Range ต่ำสุด 63.53 กม. เนื่องจาก CD สูงขึ้น (0.02805) ส่งผลให้แรงต้านมากขึ้น และเปลื องพลัง งาน ดังนั้น การเลื อ ก พารามิเตอร์ที่เหมาะสม เช่น การเพิ่ม CL และลด CD เป็นสิ่งสำคัญในการเพิ่มประสิทธิภาพการบิน โดยเฉพาะในภารกิจที่ต้องใช้ระยะเวลาหรือระยะทางบินที่ยาวนาน เพื่อให้ UAV ทำงานได้อย่างมี ประสิทธิภาพสูงสุด แม้ ว ่ า การประมาณด้ ว ย Vortex Lattice Method (VLM) ใน OpenVSP อาจมี ค วาม คลาดเคลื่อนจากสภาพการบินจริง เนื่องจากเป็นการคำนวณแบบอ้างอิงสมการทางคณิตศาสตร์และ ไม่รวมปัจจัยเชิงพลศาสตร์ของไหลที่ซับซ้อน เช่น ผลกระทบจากการไหลปั่นป่วน (Turbulence) การ เปลี่ยนแปลงของมุมปะทะขณะบินจริง และสภาพแวดล้อมทางอากาศ อย่างไรก็ตาม วิธีนี้ยังคงให้ แนวโน้มที่แม่นยำและเพียงพอสำหรับการออกแบบและปรับปรุงประสิทธิภาพการบินของ UAV โดย สามารถใช้เป็นพื้นฐานในการวิเคราะห์สมรรถนะเบื้องต้น และช่วยให้สามารถปรับปรุงพารามิเตอร์ การออกแบบเพื่อให้สอดคล้องกับการทดสอบบินจริงต่อไป 4.5 ขัน้ ตอนการทดสอบและประเมินสมรรถนะการบินของอากาศยานไร้คนขับแบบขึ้นลงแนวดิ่ง การทดสอบการบินของอากาศยานไร้คนขับแบบขึ้นลงแนวดิ่ง (VTOL UAV) เป็นขั้นตอนสำคัญ ในการประเมินประสิทธิภาพและความเสถียรของระบบที่พัฒนา โดยการทดสอบแบ่งออกเป็นหลาย ขั้นตอน ดังนี้ 4.5.1 การตรวจสอบระบบก่อนทำการบิน (Pre-flight Check) ตรวจสอบความสมบูรณ์ของโครงสร้างอากาศยาน ทดสอบระบบอิเล็กทรอนิกส์ ทิศ การหมุนของมอเตอร์และใบพัด รวมถึงระบบควบคุมการบิน แพนปีกและหาง Airspeed เซ็นเซอร์ ตรวจสอบสถานะแบตเตอรี่และระบบพลังงาน นอกจากนี่ยังมีการตรวจสอบการตั้งค่าในโปรแกรม Qgroundcontrol 58 4.5.2 การทดสอบการบินขึ้นและลงในแนวดิ่ง (Vertical Take-off and Landing Test) ประเมินความสามารถในการลอยตัวและรักษาตำแหน่งในอากาศ ตรวจสอบระบบ ควบคุมทิศทางให้สามารถลอยได้อย่างสมดุลและควบคุมได้อย่างปลอดภัยก่อนที่จะเปลี่ยนโหมด 4.5.3 การทดสอบการบินในโหมด Fixed-wing เมื่อสามารถบิน โหมด Multirotor ได้อย่างสมบูรณ์แล้ว และได้ทดสอบรัศมีของการ รีโมตคอนโทร ตั้งค่า Failsafe เรียบร้อย สามารถดำเนินการตรวจสอบการเปลี่ยนผ่าน (Transition Mode) ระหว่างโหมด VTOL และโหมด Fixed-wing และทดสอบการทรงตัวและการตอบสนองของ อากาศยานในระหว่างการเปลี่ยนโหมด 4.5.4 การทดสอบระยะเวลาการบินและระยะทาง บินในโหลด Mission เพื่อวัดระยะเวลาการทำงานของแบตเตอรี่ในโหมด VTOL และ Fixed-wing ตรวจสอบความสามารถในการรั ก ษาเส้ น ทางการบิ น และการใช้ พ ลั ง งานอย่ า งมี ประสิทธิภาพ 4.6 ลำดับการทดสอบ Flight Test และปัญหาพบ 4.6.1 การทดสอบครั้งที่ 1 ดำเนินการทดสอบขึ้นบินแนวดิ่งด้วยโหมด Position เกิดเหตุการณ์โดรนหมุนทวนเข็มและ ตามเข็มตามลำดับ โดยที่ไม่ลอยขึ้น มอเตอร์หมุนไม่เท่ากัน ลื่นไถล่ไปบนพื้นสนามหญ้า รีโมทสามารถ ควบคุมได้เพียงแค่ Throttle สมมุติฐานที่ 1 มาจากการวางตำแหน่ง C.G ทีไ่ ม่ตรงทีอ่ อกแบบไว้ สมมุติฐานที่ 2 Power Distribution board กระจายไฟได้ไม่ทั่วถึงหรือจ่ายไฟไม่เท่ากัน ดำเนินการแก้ไขปัญหาด้วยการตรวจสอบตำแหน่ง C.G และดัดแปลง Power Disturbution board ให้มสี ายไฟขาเข้าที่ใหญ่ และสายไฟขาออกให้มีขนาดที่เล็กลง เพื่อให้กระจายไฟได้ทั่วถึง และ ยังมีการเพิ่มขั้นตอนการปรับจูน ESC เพิ่มเข้ามา 4.6.2 การทดสอบครั้งที่ 2 ดำเนินการทดสอบหมุนมอเตอร์ทั้งหมด 5 ตัว พบว่ามี Hover motor 1 ตัวที่ไม่ทำงาน และ Pusher motor ทำงานเป็นจังหวะ ไม่ราบเรียบ พบว่า ESC ชำรุด คือขาของ Capacitor หัก ออกจากบอร์ดอิเล็กทรอนิกส์คาดเดาว่าเกิดจาก แรงกดทับตอนถอดประกอบชิ้นส่วน หลังจากนั้นได้ดำเนินการสั่งซื้อ ESC ตัวใหม่ 59 4.6.3 การทดสอบครั้งที่ 3 ดำเนินการทดสอบขึ้นบินแนวดิ่งด้วยโหมด Stabilize โดรนมีความสมดุล แต่ไม่ลอยขึ้น จาก พื้นได้ เมื่อตรวจสอบชั่งน้ำหนักของโดรนชิ้นงานจริง และการคำนวณความเร่งสำหรับขึ้นลงแนวดิ่ง พบว่ามีน้ำหนักที่ไม่รวม Payload เท่ากับ 8.97 กิโลกรัมซึ่งมากกว่าที่ได้ประมาณไว้ 2 กิโลกรัม และ แรงยกที่สามารถทำได้จากมอเตอร์ใกล้เคียงกับน้ำหนักมากจนทำให้ความเร่งมีค่าน้อยมาก 0.033 𝑚/𝑠 2 ดังนั้นจึงต้องลดน้ำหนักในส่วนของตัวโดรนให้น้อยลง และเปลี่ยนใบพัดและมอเตอร์ให้มากกว่า น้ำหนักของชิ้นงานโดรนจริง กลุ่มของผู้จัดทำจึงดำเนินการสั่งซือ้ ใบพัดและมอเตอร์ตวั ใหม่ 4.6.4 การทดสอบครั้งที่ 4 เมื่อเปลี่ยนใบพัดจาก 15 นิ้ว เป็น 17 นิ้ว แต่ใช้มอเตอร์เดิม ดำเนินการทดสอบขึ้นบินแนวดิ่ง ด้วยโหมด Position พบว่าสามารถบินขึ้นเหนือจากพื้นดินได้ แต่โดรนเกิดการหมุนในทิศ Yaw โดยที่ ไม่สามารถควบคุมได้ พยายามตั้งค่าระบบควบคุมในโปรแกรม Qgroundcontrol แต่ยังไม่เป็นผล 4.6.5 การทดสอบครั้งที่ 5 เมื่อเปลี่ยนใบพัดจาก 15 นิ้ว เป็น 17 นิ้ว และใช้มอเตอร์ที่มีกำลังมากกว่าเดิม ดำเนินการ ทดสอบขึ้นบินแนวดิ่ง โดรนเกิดการหมุนเป็นเลข 8 โดยที่ไม่สามารถควบคุมได้ ค้นพบว่าเกิดจากการ จูน ESC ที่ไม่ครบกระบวนการ แต่ในส่วนของการ Yaw นั้น คาดเดาว่าอาจเกิดจากการยึดปีกไม่ได้ แข็งพอ เกิดการบิดที่ไม่เท่ากัน ร่วมด้วยกับระบบคอนโทร อีกทั้งข้อต่อหางที่ทำจาก 3D print PLA เกิดการแตกหัก ดังนั้นกลุม่ ที่ดำเนินการขึ้นรูปจึงทำการขึ้นรูปปีกชิ้นใหม่ที่แข็งแรงและจับยึดได้แน่นกว่าเดิม แล ละยังต้องออกแบบข้อต่อ 3D print ใหม่ ในขณะเดียวกันนั้นก็ดำเนินการตั้งค่าระบบควบคุมใน โปรแกรม Qgroundcontrol ใหม่อีกครั้ง 4.6.6 การทดสอบครั้งที่ 6 เมื่อได้ประกอบชิ้นส่วนใหม่ที่มกี ารยึดจับแน่นและแข็งแรงมากกว่าเดิมจึงทำการทดสอบการบิน ขึ้นลงแนวดิ่งอีกครั้ง พบว่าสามารถขึ้นบินได้ และยังหมุน Yaw ค้นพบว่าเกิดข้อผิดพลาดที่ระบบ ควบคุมแน่นอน พยายามตั้งค่าระบบควบคุมโดยการหาข้อมูลปัญหาที่เจอเหมือนกันแต่ยังไม่เป็นผล 4.6.7 การทดสอบครั้งที่ 7 หลังจากทดสอบโหมด Multirotor อยู่หลายครั้ง จึงอยากทดสอบโหมด Fixed wing พร้อมกับ การแก้ไขระบบควบคุมร่วมด้วยจึงทำการนำไปทดสอบในพื้นที่สนามบินเล็กในพื้นที่ห่างไกล พบว่าขึ้น แจ้งเตือน Yaw Estimate Error ทำให้รู้ว่าเกิดปัญหาเกี่ยวกับ Gyroscope และ Magnetometer 60 อาจเกิดปัญหากับ GPS ร่วมด้วย และยังมีปัญหาของแบตเตอร์รี่ที่ลดถึงเกือบศูนย์อย่างรวดเร็วในการ ขึ้นบินเพียง 2 ครั้ง ดังนั้นจึงต้องเน้นแก้ไขไปที่การตั้งค่าระบบควบคุมที่เกี่ยวข้องกับ Gyroscope และ ศักย์ไฟฟ้า ของแบตเตอร์รี่ ได้ทำการหาทางแก้ไขจาก PX4 Manual และเว็บไวต์ที่พูดคุยถึงปัญหา แต่ยังไม่ สามารถแก้ไขได้สมบูรณ์ 61 บทที่ 5 สรุปผล และข้อเสนอแนะ 5.1 สรุปผล การออกแบบอากาศยานไร้คนขับแบบขึ้นลงแนวดิ่ง (VTOL UAV) ที่พัฒนาขึ้นในโครงการนี้มี ขนาดปีกกว้าง 2.3 เมตร ความยาวลำตัว 1.25 เมตร ความสูง 0.4 เมตร และมีน้ำหนักสุทธิ 8.084 กิโลกรัม เมื่อรวมพัสดุที่ออกแบบไว้ น้ำหนักรวมอยู่ที่ 10.072 กิโลกรัม จากการออกแบบ อากาศยานสามารถทำความเร็วในการบินเดินทาง (Cruise Speed) ได้ที่ 107.5 กิโลเมตรต่อชั่วโมง และมีพิสัยการบิน (Range) มากกว่า 73 กิโลเมตร โดยใช้แบตเตอรี่ความจุ 10,400 mAh ซึ่งให้ระยะเวลาการบินสูงสุดประมาณ 41 นาที อย่างไรก็ตาม ในการทดสอบการบิน จริงพบข้อจำกัดบางประการ ได้แก่ ความไม่เสถียรของคอนโทรลเลอร์ในแกน Yaw ขณะอยู่ในโหมด Multicopter การจ่ายกระแสไฟของแบตเตอรี่ที่ต่ำกว่าค่าที่คำนวณไว้ และข้อจำกัดของสถานที่ ทดสอบที่อาจมีผลต่อสมรรถนะการบิน รูปที่ 5.1 การทดสอบบินจริง 5.2 ขอเสนอแนะ จากการดำเนิ น งานข้ า งต้ น การพั ฒ นาเพิ ่ ม เติ ม ในอนาคตสามารถมุ ่ ง เน้ น ไปที ่ ก ารเพิ่ ม ประสิทธิภาพของระบบควบคุม การปรับปรุงโครงสร้างเพื่อลดน้ำหนัก และการเพิ่มความสามารถของ ระบบพลังงานเพื่อรองรับภารกิจที่ซับซ้อนยิ่งขึ้น 62 5.2.1 การประมาณน้ำหนัก ควรมีการคำนวณน้ำหนักโดยละเอียดมากขึ้น หรือกำหนดค่าความคลาดเคลื่อนให้ ครอบคลุมปัจจัยแวดล้อมที่อาจมีผลต่อสมรรถนะการบิน เช่น การเปลี่ยนแปลงของมวลแบตเตอรี่ หรืออุปกรณ์อิเล็กทรอนิกส์ 5.2.2 การวิเคราะห์ค่าพารามิเตอร์ด้านสมรรถนะ (Performance) ควรใช้ ซ อฟต์ แ วร์ Computational Fluid Dynamics (CFD) ในการตรวจสอบ ค่าพารามิเตอร์ด้านอากาศพลศาสตร์สำหรับทุกแบบจำลองต้นแบบ เนื่องจาก OpenVSP ใช้ Vortex Lattice Method (VLM) ซึ่งอาจมีข้อจำกัดในการคำนวณแรงยก (CL) และแรงต้านอากาศ (CD) โดยเฉพาะในกรณีที่มีการไหลเวียนของอากาศที่ซับซ้อน 5.2.3 การออกแบบโครงสร้างลำตัว ควรคำนึงถึงการติดตั้งระบบขาลงจอดที่มีประสิทธิภาพและเหมาะสมกับ รูปทรงของ ลำตัวตั้งแต่แรกเพื่อให้ได้การจับยึดที่แข็งแรงและคงทนมากขึ้น 5.2.4 การพัฒนาและต่อยอดฟังก์ชันการใช้งาน อาจมีการเพิ่มฟังก์ชันเสริมเพื่อให้ UAV สอดคล้องกับการใช้งานในสภาพแวดล้อมจริง มากขึ้น เช่น ติดตั้งกล้องเพื่อระบุจุดหมายปลายทาง ระบบตรวจจับสิ่งกีดขวางเพื่อป้องกันการชน หรือระบบการลำเรียงพัสดุเพื่อให้เปลี่ยนถ่ายพัสดุได้รวดเร็วมากยิ่งขึ้น 5.2.5 การออกแบบปีกให้เหมาะสมกับการบินร่อน สามารถเพิ่มความยาว Chord ของปีก เพื่อให้เกิดแรงยกที่สูงขึ้นและเพิ่มประสิทธิภาพ ในการบินร่อน ซึ่งจะช่วยลดการใช้พลังงานจากแบตเตอรี่และเพิ่มระยะเวลาการบินให้ยาวนานขึ้น 63 เอกสารอ้างอิง [1] Thai PBS Sci & Tech, รู้จัก Vertical Take-off and Landing เทคโนโลยีการบินขึ้นลงแนวดิ่ง [Online], Available: https://www.thaipbs.or.th/now/content/1444 [1 สิงหาคม 2567]. [2] Pixhawk 6C [Online], Available: https://holybro.com/products/pixhawk 6c?variant=43005243785405 [Augusts 9, 2024]. [3] YANGDA Mapird Pro Long Endurance VTOL Drone For Mapping And Surveillance [Online], Available: https://www.yangdaonline.com/yangda-mapird-pro-longendurance-vtol-drone-for-mapping-and-surveillance/ [Augusts 12, 2024]. [4] YANGDA FW-250 Fixed Wing VTOL Plane [Online], Available: https://www.yangdaonline.com/yangda-fw-250-fixed-wing-vtol-plane/ [Augusts 12, 2024]. [5] YANGDA Sky Whale Heavy Lift Long Endurance Electric VTOL Drone [Online], Available: https://www.yangdaonline.com/yangda-sky-whale-heavy-lift-longendurance-electric-vtol-drone/ [Augusts 12, 2024]. [6] AircraftDesign_9_EmpennageGeneralDesign [Online], Available: https://www.fzt .haw hamburg.de/pers/Scholz/HOOU/AircraftDesign_9_EmpennageGeneralDesign.pdf [Augusts 14, 2024]. [7] DJI AGRAS T50 [Online], Available: https://ag.dji.com/t50?site=ag&from=nav [Augusts 14, 2024]. [8] Rodrigo Palharini, Design & Implementation of an Electric Fixed-wing Hybrid VTOL UAV for Asset Monitoring [Online], Available: https://www.scielo.br/j/jatm/a/M7pKrSRj7nv6H8FhYqt6 QKm/?format=pdf&lang=en [Augusts 15, 2024]. [9] Ananth Sridharan, Conceptual Sizing of Vertical Lift Package Delivery Platforms [Online], Available: https://www.researchgate.net/publication/344445833_Conceptual_Sizing_of_Ve rtical_Lift_Package_Delivery_Platforms [Augusts 15, 2024]. [10] Michael Becker, Designing a high speed, stealthy, and payload-focused VTOL UAV [Electronic], 2016, pp. 177-179, Available: Ieeexplore [Augusts 15, 2024]. 64 [11] TERRADRONE, Apa itu Drone VTOL [Online], Available: https://terradrone.co.id/apa-itu-drone-vtol/ [Augusts 15, 2024]. [12] Jeremy Johnson, Project Katzalcoatl: VTOL Delivery Drone [Online], Available: https://aerospace.sdsu.edu/design-day/files/2024/vtol_poster.pdf [Augusts 15, 2024]. [13] รายงานการออกแบบอากาศยานไรคนขับควบคุมผ่านอินเทอรเน็ตสำหรับอุปกรณ์การแพทย์ ฉุกเฉิน [Online], Available: [14] รายงานการวิเคราะห์ออกแบบและขึ้นรูปอากาศยานต่อสู้ไร้คนขับ [Online], Available: [15] TAROT 4114/320KV : aliexpress [Online], Available: https://th.aliexpress.com/item/1005004632325478.html [October 30, 2024]. [16] สุวัฒน์ กุลธนปรีดา. (2566). วิศวกรรมการควบคุมอัตโนมัติ (ฉบับปรับปรุงครั้งที่ 1). ศูนย์ผลิต ตำราเรียน มจพ. [17] SALVATORE MATTEO MENNEA, Design and Implementation of Enhanced Model Reference Adaptive Controllers (EMRAC) for Quadcopters Trajectory Tracking via HIL on Pixhawk 6x [Online], Available: https://webthesis.biblio.polito.it/31035/1/tesi.pdf [January 24, 2025]. 65

อ้างอิงผลงานนี้ / Cite this

รหัสโปรเจค

AE-2567-004

ชื่อเรื่อง

การออกแบบรูปทรง 3 มิติของอากาศยานไร้คนขับแบบขึ้นลงแนวดิ่งสำหรับการขนส่งพัสดุ / Shape design and 3D Modeling of a Vertical Take-Off and Landing Unmanned Aerial Vehicle (VTOL UAV) for packages delivery

ผู้จัดทำ

ฮัสซาน อัศววิริยะกุล, กันทรากร สุดกังวล, ชูวงศ์ กันทวีชัย, รัชภูมิ เจริญราช

อาจารย์ที่ปรึกษา

ผศ.ดร.ภาคิน จำปาศักดิ์

ปีการศึกษา

2567 (C.E. 2024)

หน่วยงาน

ภาควิชาวิศวกรรมเครื่องกลและการบิน-อวกาศ (MAE) มจพ.

URL

https://maeconnect.eng.kmutnb.ac.th/projects/cmoi2nknl002e0gyrzf43chcn