Разработкаучебного стенда для исследования сети Интернета вещей

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РЕСПУБЛИКИ КАЗАХСТАН

АО «МЕЖДУНАРОДНЫЙ УНИВЕРСИТЕТ ИНФОРМАЦИОННЫХ ТЕХНОЛОГИЙ»

ФАКУЛЬТЕТ ИНФОРМАЦИОННЫХ ТЕХНОЛОГИЙ

Калбаева У. М.

Разработкаучебного стенда для исследования сети Интернета вещей.

ДИПЛОМНЫЙ ПРОЕКТ

Специальность 5B071900 - «Радиотехника, электроника и телекоммуникации»

Алматы 2019

• МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РЕСПУБЛИКИ КАЗАХСТАН

АО «МЕЖДУНАРОДНЫЙ УНИВЕРСИТЕТ ИНФОРМАЦИОННЫХ ТЕХНОЛОГИЙ»

КАФЕДРА «РАДИОТЕХНИКА, ЭЛЕКТРОНИКА И ТЕЛЕКОММУНИКАЦИИ»

Допущен к защите

Заведующий кафедрой

PhD, ассоц. профессор

«» 2019 г.

.

ДИПЛОМНЫЙ ПРОЕКТ

Разработкаучебного стенда для исследования сети Интернета вещей.

по специальности 5B071900 -«Радиотехника, электроника и телекоммуникации»

Алматы 2019

АО «Международный Университет Информационных Технологий»

Факультет Информационных Технологий

Кафедра «Радиотехника, электроника и телекоммуникации»

Специальность 5B071900 - «Радиотехника, электроника и

телекоммуникации»

Задание на дипломный проект

Калбаева Улдаулет Мураткызы

Тема проекта:«Разработкаучебного стенда для исследования сети Интернета вещей»

Утверждено приказом №___МУИТ от 2019г.

Срок сдачи студентом законченного проекта: мая 2019 г.

Исходные данные к проекту:Диапазон радиочастот - 868 МГц (нелицензируемый) ; виды модуляции - LoRa; скорость передачи-от 0. 3 до 50 кбит/с; сетевая технология - LoRaWAN.

Содержание расчетно - пояснительной записки перечень подлежащих разработке вопросoв:

1 Аналитический обзор сети интернет вещей

2 Исследования стандартаLoRaWaN

3 Разработка учебного стенда дляИнтернет вещей

4 Расчет экономической эффективности для внедрения сети Интернет вещей

5 Охрана труда и промышленная экология

Лазерный CDдиск с текстом дипломного проекта и приложениями:

1. Пояснительная записка к дипломному проектированию.

2. Презентация.

Консультанты по проекту, с указанием относящихся к ним разделов проекта

Дата выдачи задания .

РуководительА. З. Айтмагамбетов

(подпись)

Задание принял к исполнениюУ. М. Калбаева

(подпись)

Календарный план выполнения дипломного проекта

Студент Калбаева У. М. группа РЭТ-1502К курс 4

Международный Университет Информационных Технологий

(Ф. И. О)

Тема:

(тема дипломного проекта)

РуководительА. З. Айтмагамбетов

(подпись)

Задание принял к исполнению У. М. Калбаева

(подпись)

Дата выдачи задания «__» 20___

АҢДАТПА

Дипломдық жоба пилотсыз ұшатын аспапқа арналған. Ара қашықтықтан басқарылатын гексакоптер макеті құрастырылған. Жобада шатын аспаптың микроконтроллер, басқару блогыны, координат жүйесі қарастырылған.

АННОТАЦИЯ

В дипломный проект посвящен беспилотному летающему аппарату. Разработан макетдистанционно - . Рассматривается принцип работы микроконтроллера, блока управления, системы координат летательных аппаратов.

SUMMARY

In the degree project it is devoted to the pilotless flying device. The model remotely - the operated flying geksakopter is developed. The principle of operation of the microcontroller, control unit, system of coordinates of aircraft is considered.

ВВЕДЕНИЕ

В настоящее время происходит непрерывный процесс совершенствования авиационного оборудования летательных аппаратов в соответствии с постоянно усложняющимися задачами, решаемыми современными авиационными комплексами. Приборное оборудование является важной составной частью бортового авиационного оборудования летательного аппарата. Оно выполняет задачу получения информации о параметрах, характеризующих пространственное положение и движение летательного аппарата в воздушной среде, работу авиационных двигателей и других систем. Эта информация используется для ручного или автоматического управления полетом, для контроля режимов работы силовых установок (СУ), для выполнения задач полета и обеспечения его безопасности.

В понятие «авиационные приборы» включают различные группы приборов, важнейшими из которых являются пилотажно-навигационные, а также приборы контроля работы силовой установки и других систем самолета. Пилотажно-навигационные приборы, в свою очередь, включают в себя аэрометрические приборы, пилотажные гироскопические приборы, навигационные устройства и системы. В процессе своего развития и совершенствования курсовые и навигационные системы выделились в отдельный класс авиационных приборов и измерительных систем. Показания аэрометрических, пилотажных гироскопических приборов, приборов контроля работы силовых установок непосредственно влияют на безопасность полетов. К ним предъявляются особые требования по надежности выдачи информации в аварийных условиях. Поэтому при создании и совершенствовании этой группы приборов стремятся сделать так, чтобы они сохранили свою самостоятельность и автономность, т. е. чтобы работа каждого из этих приборов не зависела от работы других приборов и систем или чтобы эта зависимость, по крайней мере, была минимальной.

Некоторые авиационные приборы входят в измерительные системы и комплексы, и эта тенденция комплексирования усиливается.

Успешное решение задач, связанных с управлением сложными техническими системами и разработкой новых технологий, во многом определяется уровнем развития информационно-измерительной техники. Сроки внедрения научно-технических достижений в различных отраслях деятельности человека также непосредственно связаны с качеством получаемой и анализируемой информации на этапах разработки и доводки изделий. Качество этой информации приобретает особое значение в авиационной технике, где каждый эксперимент в ходе разработки изделий связан с большими временными и экономическими затратами, а получение полной и достоверной информации об объекте исследований позволяет сократить число испытаний и тем самым сроки внедрения образцов новой техники.

1 ГИПОТЕЗЫ И ЗАКОНЫ АЭРОДИНАМИКИ

1. 1 Строение атмосферы

Атмосфера является средой полета различных летательных аппаратов. Она имеет сложное строение, однако условно ее делят на слои с указанием их особенностей. Наиболее характерными и интересными для авиастроителей имеют слои тропосфера, стратосфера, ионосфера и экзосфера [12 - 15, 19 - 20] .

Тропосфера - часть атмосферы, граничащая с Землей (H = 10 - 17 км), где заметно тепловое излучение земной поверхности, где температура заметно уменьшается с удалением от Земли. В тропосфере образуются облака, дуют ветры, тут находится вся испаренная влага, меняется влажность, температура, направление ветра.

На верхней границе тропосферы температура остается постоянной. Далее по высоте располагается стратосфера. В стратосфере температура почти постоянна (~ до 30 км) . Ветры там имеют постоянные направления и направлены против вращения Земли (происходит расслоение нижних и верхних слоев воздуха вследствие малого сцепления частиц воздуха) .

Ионосфера характеризуется наличием свободных ионов и электронов и непрерывным повышением температуры. Границы ионосферы непостоянны (H ≈ до 200 км) .

Экзосфера не имеет вообще границ. Это переходная зона от земной атмосферы к межпланетному пространству (H = от ~ 500 до 1000 км) . Известно что:

50 % массы атмосферы расположено на высотах 0 - 5, 5 км;

75 % массы атмосферы расположено на высотах 0 - 10 км;

94 % массы атмосферы расположено на высотах 0 - 20 км над уровнем моря.

Масса атмосферы составляет 1/1 массы Земли.

Свойства земной атмосферы и происходящие в ней явления изучает наука, называемая метеорологией. Свойства атмосферы используются нами для измерения высоты и скорости полета. От них зависят условия работы пилотов самолетов, тяга двигателя, подъемная сила самолета. Для устранения усложнений в полете (а то и катастроф) необходимо изучение аномальных явлений в атмосфере.

К аномальным явлениям относятся грозы, горизонтальные и вертикальные порывы ветра, турбулентные движения воздуха. Струйные течения воздуха могут быть со скоростью от 100 до 700 км/ч.

Воздух атмосферы является смесью газов: 78 % азота (N ₂ ), 21 % кислорода (O ₂ ), 0, 94 % аргона (A ₂ ), 0, 03 углекислого газа (CO ₂ ), 0, 01 % водорода (H ₂ ) 0, 01 % неона (Ne ₂ ) 0, 01 % гелия (He ₂ ), 1, 2 % пара. На высотах 30 - 50 км имеется озон (O ₃ ) . Максимальное его количество находится на высоте ~ 35 км и составляет 0, 00075 %, тогда как у Земли его только 0, 1 %. Фактически воздух состоит из отдельных молекул газов и не является сплошной средой (особенно на больших высотах) .

Для практических целей авиационные науки нуждаются в установлении закона изменения с высотой основных параметров: как плотность, давление, температура воздуха, скорость звука, вязкость. Но эти параметры зависят еще и от времени года и суток, от случайных явлений в природе. При испытаниях приборов, систем и самолетов требуется проводить сравнение результатов в одинаковых условиях. Так возникла необходимость создания условной стандартной атмосферы (СА), являющейся схемой действительной атмосферы, в которой отсутствуют колебания, вызванные метеорологическими или астрономическими факторами.

На параметры стандартной атмосферы действуют государственные стандарты: ГОСТ 4401-81 (Атмосфера стандартная. Параметры), ГОСТ 3295-73 (Таблицы гипсометрические для геопотенциальных высот до 5 м. Параметры), ГОСТ 5212-74 (Таблица аэродинамическая. Динамические давления и температуры торможения воздуха для скорости полета от 10 до 4000 км/ч. Параметры) и др. [31 - 33] . В отличие от стандартной атмосферы существуют атмосферы справочные, учитывающие широту местности и время года.

В стандартной атмосфере принимаются стандартными исходные параметры: ускорение свободного падения g _с = 9, 80665 м/с ² ; скорость звука a _с = 340, 294 м/с; средняя длина свободного пробега частиц воздуха l _с = 66, 328∙10 ^-9 м; давление P _с = 101325, 0 Па (760 мм рт. ст. ), температура Кельвина T _с = 288, 15 К; кинематическая вязкость ν _с = 14, 607∙10 ^-6 м ² /с; динамическая вязкость μ _с = 17, 894∙10 ^-6 Па∙с; плотность весовая γ _с = 1, 2250 кг/м ³ ; плотность массовая .

Закон изменения температуры воздуха на высотах от нуля до 11000 метров над уровнем моря следующий:

, (1. 1)

где T _н - абсолютная температура воздуха на высоте Н;

а - температурный градиент, равный 0, 0065 °С/м;

Н - высота над уровнем моря;

Т ₀ = 288 °К. Для Н > 11000 м T _н = 216, 5 °К = const. Изменение барометрического давления для высот Н < 11000 м:

, (1. 2)

где P _н - давление на высоте Н;

P _о = 760 мм рт. ст. ;

ν _о - весовая плотность (1, 2255 кг/м ³ ) ;

а - температурный градиент (0, 0065 °С/м) .

Важнейшей характеристикой воздуха является его влажность. Относительная влажность может быть определена по формуле

, (1. 3)

где R - относительная влажность;

q - абсолютная влажность - количество пара в граммах, содержащееся в 1 м ³ ;

Q - количество насыщающих паров при данной температуре в г/м ³ .

Предел насыщения воздуха водяными парами в зависимости от температуры приведен в таблице 2. 1.

Таблица 2. 1-Зависимости от температуры

Важно обратить внимание на то, что при понижении температуры воздуха наступает перенасыщение, пар превращается в капли воды [13] . Самолетостроители и разработчики приборов и систем должны это учитывать в своей практике. В связи с этим явлением внутри самолета накапливается большое количество воды, которая пагубно влияет на работоспособность техники.

1. 5 Подъемная сила. Теорема Николая Егоровича Жуковского

На рисунке 1. 5 представлено крыло в потоке воздуха, расположенное к оси потока под углом атаки α. Здесь Y - подъемная сила, Q - лобовое сопротивление, которое в 20 - 25 раз меньше подъемной силы Y.

Рисунок 1. 5. Крыло в потоке воздуха

В 1906 году Н. Е. Жуковский для крыла бесконечного размаха доказал теорему о том, что на такое тело (при наличии циркуляции Г вокруг него) действует подъемная сила Y. Закон основан на применении закона количества движения к массам жидкости, обтекающего крыло.

Рисунок 1. 6. Геометрические характеристики крыла: b _корн - корневая хорда; b _конц - концевая хорда; b _САХ - средняя аэродинамическая хорда

Н. Е. Жуковский рассматривал крыло бесконечного размаха, у которого отношения корневой хорды (b _корн ) к концевой хорде (b _конц ) равно бесконечности, то есть при b _конц ≈ 0 или: b _корн / b _конц ≈ ∞ [17, 18, 20, 21] .

Теорема Жуковского формулируется следующим образом: если поток, имеющий в бесконечности скорость v _∞ и плотность ρ _∞ , обтекает цилиндрическое тело (крыло) и циркуляция скорости вокруг этого тела равна Г, то на тело со стороны жидкости будет действовать сила Y, перпендикулярная направлению скорости v _∞ и равная произведению циркуляции на плотность и скорость потока в бесконечности [17] .

Математически теорема Жуковского может быть записана формулой:

, (1. 15)

где l - длина части крыла бесконечного размаха, подъемную силу которой хотят определить.

Рисунок 1. 7. Геометрические параметры профиля крыла: 1 - средняя линия; 2 - хорда; 3 - кривизна абсолютная

Величина циркуляции была предложена Жуковским в виде

, (1. 16)

где b - хорда профиля крыла,

α - угол атаки крыла в радианах,

- относительная кривизна профиля крыла (т. е. отношение кривизны к хорде) .

Подставив последнее выражение (1. 16) в предыдущее (1. 15) получим:

, (1. 17)

Положив bl = S (площадь крыла), в радианах, с учетом того, что суммарный угол обычно не превышает 15˚ ≈ 0, 26 радиана, будем иметь:

, (1. 18)

Как показала дальнейшая практика определения подъемной силы, выведенная теоретическая зависимость не полностью отражает действительность. Связано это с тем, что при выводе не был учтен пограничный слой вокруг крыла. В начале зарождения теории полета практика обгоняла теорию.

Как уже было сказано, для продувок аэродинамических тел в авиации служат аэродинамические трубы, в которых определяются реальные характеристики, в том числе и подъемные силы и силы лобового сопротивления конкретных тел.

Рисуноу 1. 8. График зависимости безразмерного коэффициента подъемной силы С _у от угла атаки α: 1 - несимметричное тело; 2 - симметричное тело

На рисунке 1. 8 приведена зависимость коэффициента подъемной силы С _у от угла атаки. Практически подъемная сила определяется по формуле

. (1. 19)

Коэффициент и зависит от многих конструктивных параметров обтекаемого тела (крыла) :

, (1. 20)

где λ - удлинение крыла,

λ = l ² /S; l - длина крыла;

S - площадь крыла;

η - сужение крыла,

η = b _корн / b _конц , b _корн - корневая хорда,

b _конц - концевая хорда крыла;

χ - стреловидность крыла;

М - число Маха;

- относительная кривизна крыла.

Для крыла с большим удлинением (λ>2) и сужением (крыло бесконечного удлинения) все перечисленные параметры имеют существенное влияние на величину коэффициента . Однако для крыла с малым удлинением коэффициент в основном зависит от удлинения. При этом малым удлинением считается величина .

У крыльев бесконечного размаха по опытным данным коэффициент 1/град ≈ 5, 7 1/радиан. Для крыльев конечного размаха этот коэффициент меньше. Зная значение можно теоретически определить значение коэффициента подъемной силы для любого удлинения:

, (1. 21

)

где τ - поправочный коэффициент, равный τ ≈ 0, 18.

Для точного определения значения всех коэффициентов крыло продувается в аэродинамической трубе.

Для крыла малого удлинения типа флюгарки коэффициент имеет следующую зависимость при М < 1:

. (1. 22)

В таблице 1. 3 со звездочкой приведены практические значения , а без звездочки по формуле (1. 22) .

Таблица 1. 3-Практические значения

Формула пересчета (1. 21) мало пригодна для крыльев с малым удлинением, но хорошо приемлема для крыльев с большим удлинением (λ > 2) . У крыльев с малым удлинением коэффициент значительно меньше коэффициента крыла с большим удлинением.

Рисунок 1. 9. Сравнение кривых С _у (α) пластин больших и малых удлинений: 1 - λ > 2; 2 - λ < 2

Теорема Жуковского явилась основой теории полета и аэродинамики крыла. Она отвечает на вопрос: "Почему самолет летает?" Теорема Жуковского вместе с гипотезой о неразрывности движения потока объясняет принцип образования подъемной силы крыла самолета, особенности восприятия статического давления в ПВД и др.

На рисунке 1. 10 показано крыло в потоке воздуха. Показано, что под крылом давление больше по сравнению с давлением над профилем крыла. Струи воздуха чтобы соединится в одной точке (разрыв не допустим) после прохождения крыла должны двигаться с разными скоростями, так как их пути следования разные. Верхний слой движется с большей скоростью, а значит давление над крылом меньше давления под крылом. Разность давления, умноженная на площадь крыла, создает подъемную силу.

Рисунок 1. 10. Характер обтекания крыла в потоке воздуха, установленного под углом атаки α к потоку: - - - давление над крылом; + + + + - давление под крылом

Рисунок 1. 11. Гофрированное тело в потоке воздуха

Рисунок 1. 12. Распределение избыточного давления по поверхности гофрированного тела в потоке воздуха

На переднем участке, на гладком цилиндре используется принцип Пито, когда в лобовом отверстии воспринимается полное давление Р _п , а на гладких параллельных потоку стенках прибора с отверстиями воспринимается статическое давление Р _ст .

Эффект ребристой поверхности используется в авиаприборостроении для компенсации погрешностей восприятия статического давления при помощи ПВД.

Например, если в месте установления ПВД на самолете погрешность имеет плюсовой знак, то для компенсации ее нужно взять статическое давление от камеры А с отрицательной погрешностью.

Это же явление используется для повышения чувствительности измерителя приборной скорости. И в этом случае статическое давление нужно взять в камере А. Тогда динамическое давление сформируется следующим образом:

(1. 23)

Рис. 2. 13. График динамического давления в зависимости от скорости:

1 - кривая до компенсации; 2 - кривая после компенсации с помощью гофрированного тела

На графике 1. 13 видно, что новая кривая 2 круче стандартной кривой 1.

Идеально шар в потоке не имеет подъемной силы, если он не вращается. Стоит его закрутить, как появляется подъемная сила.

Рисунок 1. 14. Шар в потоке воздуха

При вращении ω шар будет иметь подъемную силу, так как Р ₁ > Р ₂ . Это объясняется тем, что в верхней точке движение потока ускоряется, а в нижней точке замедляется.

... продолжение

Архитектура и Технологические Особенности 5G NB IoT для Массового Развертывания Интернета Вещей: Оптимизация Радиосвязи и Управление Трафиком в Сетях Новего Поколения

Применение рекламных технологий в индустрии туризма: эффективные инструменты для привлечения внимания и формирования имиджа компаний

АНАЛИЗ ОРГАНИЗАЦИИ ВЫСТАВОЧНОЙ ДЕЯТЕЛЬНОСТИ ТУРИСТСКОЙ ФИРМЫ ТОО ОТАН ТРЕВЕЛ-ШЫМКЕНТ

Безопасность при работе с электрическими устройствами и измерительными приборами: правила и рекомендации для монтажа, ремонта и эксплуатации

Инновационные решения в гидроэнергетике: разработка и испытание новых типов гидротурбин для малых ГЭС и городских канализационных очистных сооружений

Биологический музей Казахского Национального университета имени аль-Фараби

Учебный стенд НТЦ 31.100: Микроконтроллеры AVR и Среда Разработки IAR Embedded Workbench

Определение категории эксплуатационного состояния и корректировка нормы пробега и трудоемкости подвижного состава автомобилей

Организация рекламной деятельности

Принципы и приёмы эффективной рекламы и маркетинга в библиотечном деле: от сетевого этикета до печатных изданий

• Информатика
• Банковское дело
• Оценка бизнеса
• Бухгалтерское дело
• Валеология
• География
• Геология, Геофизика, Геодезия
• Религия
• Общая история
• Журналистика
• Таможенное дело
• История Казахстана
• Финансы
• Законодательство и Право, Криминалистика
• Маркетинг
• Культурология
• Медицина
• Менеджмент
• Нефть, Газ
• Искуство, музыка
• Педагогика
• Психология
• Страхование
• Налоги
• Политология
• Сертификация, стандартизация
• Социология, Демография
• Статистика
• Туризм
• Физика
• Философия
• Химия
• Делопроизводсто
• Экология, Охрана природы, Природопользование
• Экономика
• Литература
• Биология
• Мясо, молочно, вино-водочные продукты
• Земельный кадастр, Недвижимость
• Математика, Геометрия
• Государственное управление
• Архивное дело
• Полиграфия
• Горное дело
• Языковедение, Филология
• Исторические личности
• Автоматизация, Техника
• Экономическая география
• Международные отношения
• ОБЖ (Основы безопасности жизнедеятельности), Защита труда