Fixed wing eVTOL UAV: flight mechanics, dynamics, and simulation; flight control system architecture and nominal design with aerodynamic angle sensors integration; detailed CAD and prototyping

This thesis addresses several aspects concerning a fixed-wing electric Vertical Take-Off and Landing (eVTOL) aircraft developed at the Aerospace Systems and Control Laboratory of Politecnico di Milano. Flight tests conducted on the pre-existing prototype highlighted the need to modify the nominal voltage of the propulsion system. The selection of the new system was guided by the specific requirements of the aircraft. During testing, an accident caused significant damage to the prototype, making its reconstruction necessary, with efforts made to recover and reuse all functional components. This also provided an opportunity to redesign a large portion of the fuselage, with the aim of improving construction quality, tunability, and ease of maintenance. All components, designed through CAD modeling, were subsequently prototyped and assembled. Special attention was devoted to the development of a highly detailed CAD model, which minimized issues during prototyping and enabled not only the prediction but also the imposition of mass properties, such as the center of gravity location. Additionally, the aircraft was equipped with the capability to carry a small payload, and the mass properties for all expected configurations were determined. The work then focused on flight mechanics, including the computation of nominal wing and tail angles of incidence, the aerodynamic center (neutral point), static margin, and equilibrium conditions—employing both analytical methods and Vortex Lattice Method (VLM) models. The results were consistent with expected flight conditions. From a simulation standpoint, a new aerodynamic model was developed using VLM to compute stability and control derivatives. This model was built around a comprehensive flight envelope mapping, allowing the simulator to be used even far from nominal trim conditions. This development was part of a broader set of modifications made to the flight simulator to support pilot training. These modifications included, beyond the new aerodynamic model, real-time synchronization of the simulator, a dedicated graphical interface, and the ability to connect a transmitter. Based on the obtained mass properties and aeromechanical characteristics, a linearized model of the flight dynamics was constructed. Subsequently, the onboard sensor suite was expanded with the addition of vane-type sensors for the measurement of aerodynamic angles. The sensor development encompassed all stages: mathematical modeling, performance-based optimization, prototyping, wind tunnel validation, and integration of the validated model into the simulator. The final part of the work was devoted to defining the architecture of the automatic fixed-wing flight control system. A cascaded control architecture—comprising an attitude autopilot, a Control Augmentation System (CAS), and a Stability Augmentation System (SAS)—was implemented in the simulator. In addition, the TECS (Total Energy Control System) and THCS (Total Height Control System) modules, based on energy-based approaches, were added. The aerodynamic angle measurements, now available through the new sensors, were also integrated into the control system, with provisions for fault tolerance. The nominal control system design was carried out using the previously developed linear model and classical techniques such as eigenvalue assignment and loop shaping. The performance of the control system was validated using the flight simulator, which was made as realistic as possible. To this end, the simulator includes models for sensors, actuators, and wind. Particular attention was paid to implementation aspects such as anti-windup handling, state initialization, and the transition to discrete-time systems.

Questa tesi affronta diversi aspetti riguardanti un velivolo elettrico a decollo e atterraggio verticale (eVTOL) ad ala fissa, sviluppato presso l’Aerospace Systems and Control Laboratory del Politecnico di Milano. Le prove di volo condotte sul prototipo preesistente hanno evidenziato la necessità di modificare la tensione nominale del sistema propulsivo. La scelta del nuovo sistema è stata guidata dai requisiti specifici del velivolo. Durante le prove di volo, un incidente ha causato danni significativi al prototipo, rendendo necessaria la sua ricostruzione, con il recupero e il riutilizzo delle parti ancora funzionali. L’occasione è stata utile anche per riprogettare gran parte della fusoliera, con l’obiettivo di migliorarne la qualità costruttiva, la capacità di regolazione e la facilità di manutenzione. Tutti i componenti, progettati tramite modellazione CAD, sono stati poi prototipati e assemblati. Particolare attenzione è stata dedicata alla realizzazione di un modello CAD estremamente dettagliato, che ha permesso di minimizzare i problemi in fase di prototipazione e di non solo prevedere, ma imporre le proprietà di massa, come ad esempio la posizione del baricentro. È stata inoltre introdotta la possibilità di trasportare un piccolo carico pagante e, per tutte le configurazioni previste, sono state determinate le proprietà di massa corrispondenti. Successivamente, il lavoro si è concentrato sugli aspetti di meccanica del volo: sono state calcolate le incidenze nominali di ala e coda, il punto neutro, il margine statico e le condizioni di equilibrio, utilizzando sia metodi analitici che modelli VLM (Vortex Lattice Method). I risultati ottenuti sono risultati coerenti con le condizioni di volo previste. Dal punto di vista della simulazione, è stato sviluppato un nuovo modello aerodinamico basato su VLM, utilizzato per calcolare le derivate di stabilità e controllo, e costruito attorno a una mappatura completa dell’inviluppo di volo, per consentire l’uso del simulatore anche lontano dalle condizioni di equilibrio nominali. Questo lavoro si inserisce in una serie di modifiche apportate al simulatore di volo con lo scopo di supportare l’addestramento del pilota. Le modifiche includono, oltre al nuovo modello aerodinamico, la sincronizzazione in tempo reale del simulatore, un’interfaccia grafica dedicata e la possibilità di collegare una trasmittente. A partire dalle proprietà di massa e dalle caratteristiche aeromeccaniche ottenute, è stato costruito un modello linearizzato della dinamica del volo. In seguito, la sensoristica di bordo è stata ampliata con l’introduzione di sensori ad aletta per la misura degli angoli aerodinamici. Il progetto del sensore ha incluso tutte le fasi: formulazione del modello matematico, ottimizzazione in base ai requisiti, prototipazione, validazione in galleria del vento e infine integrazione del modello corretto all’interno del simulatore. L’ultima parte del lavoro è stata dedicata alla definizione dell’architettura del sistema automatico di controllo del volo in ala fissa. È stata implementata nel simulatore un’architettura in cascata composta da autopilota di assetto, CAS (Control Augmentation System) e SAS (Stability Augmentation System). A questa sono stati aggiunti i moduli TECS (Total Energy Control System) e THCS (Total Height Control System), basati su approcci energetici. Nel sistema di controllo sono stati integrati anche i dati degli angoli aerodinamici, ora disponibili grazie ai nuovi sensori, con previsione di tolleranza a eventuali guasti. Il design nominale del sistema è stato realizzato a partire dal modello linearizzato, utilizzando tecniche classiche come l’assegnazione degli autovalori e il loop shaping. Le prestazioni del sistema di controllo sono state validate attraverso il simulatore di volo, cercando di renderlo il più realistico possibile. A tale scopo, il simulatore include i modelli dei sensori, degli attuatori e del vento. Particolare attenzione è stata infine rivolta agli aspetti implementativi del sistema, come la gestione del windup, l’inizializzazione degli stati ed il passaggio a tempo discreto.