Разработка учебного стенда для исследования сети Интернета вещей на основе технологии LoRa/LoRaWAN (868 МГц)


Тип работы:  Дипломная работа
Бесплатно:  Антиплагиат
Объем: 52 страниц
В избранное:   

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»

Студент:

гр. РЭТ-1502 У. М. Калбаева

«» 2019 г.

(подпись)

Студент:: Научный руководитель:
гр.РЭТ-1502У. М. Калбаева«» 2019г.:

Профессор, к. т. н., академик

Международной Академии связи

А. З. Айтмагамбетов

«» 2019 г.

(подпись):

(подпись)

Студент:: Рецензент:
гр.РЭТ-1502У. М. Калбаева«» 2019г.:

к. ф-м. н., доцент

И. Н. Федулина

«» 2019 г.

(подпись):

(подпись)

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

Раздел
Консультант
Подпись, дата
Задание выдал
Задание принял
Раздел: Экономическое обоснование ДП
Консультант:

Ассоц. профессор, к. э. н.,

Бердыкулова Г. М.

Подпись, дата:
Раздел: ОТ и ПЭ
Консультант:

Сениор-лектор, к. б. н.,

Малгаждарова М. К.

Подпись, дата:
Раздел: Нормоконтроль
Консультант: Ассистент -профессор, к. т. н. Ордабекова А. Ж.
Подпись, дата:

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)

Наименование этапов дипломного проекта (работы)
Срок выполнения этапов проекта (работы)
Примечание
№: 1.
Наименование этапов дипломного проекта (работы): Составление графика написания дипломной работы. Представление на кафедру
Срок выполнения этапов проекта (работы):

Ноябрь

Примечание:
№: 2.
Наименование этапов дипломного проекта (работы): Сбор, изучение, обработка, анализ и обобщение данных
Срок выполнения этапов проекта (работы):

Ноябрь-Декабрь

Примечание:
№: 3.
Наименование этапов дипломного проекта (работы):

Составление и представление научному руководителю.

Введение

Глава 1

Глава 2

Глава 3

Глава 4

Глава 5

Заключение

Срок выполнения этапов проекта (работы):

Январь-Февраль

Примечание:
№: 4.
Наименование этапов дипломного проекта (работы): Доработка дипломной работы с учетом замечаний консультанта
Срок выполнения этапов проекта (работы):

Март-Апрель

Примечание:
№: 5.
Наименование этапов дипломного проекта (работы): Подача заполненного дипломного проекта руководителю ДП
Срок выполнения этапов проекта (работы):

15 Апреля

Примечание:
№: 6.
Наименование этапов дипломного проекта (работы): Отчетность по дипломной работе на семинарах кафедры
Срок выполнения этапов проекта (работы):

21-25 Января

26 Февраль - 2 Март

2-6 Aпрель

Примечание:
№: 7.
Наименование этапов дипломного проекта (работы): Предзащита
Срок выполнения этапов проекта (работы): 16-20 Aпрель
Примечание:
№: 8.
Наименование этапов дипломного проекта (работы): Предоставление ДП на утверждение рецензента
Срок выполнения этапов проекта (работы): 26 Aпрель 24 Май
Примечание:
№: 9.
Наименование этапов дипломного проекта (работы): Составление доклада для ГАК
Срок выполнения этапов проекта (работы): 10-14Май
Примечание:
№: 10.
Наименование этапов дипломного проекта (работы): Презентация ДП для ГАК
Срок выполнения этапов проекта (работы): 15-31 Мая
Примечание:

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

t, °С
-30
-20
-10
0
+10
+20
+30
t, °С: Q, г/м 3
-30: 0, 5
-20: 1, 0
-10: 2, 5
0: 5, 0
+10: 9, 5
+20: 17, 0
+30: 30, 1

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

Λ
0, 5
1, 0
1, 5
2, 0
3, 0
Λ: , рад
0, 5: 0, 9*0, 8
1, 0: 1, 6*1, 57
1, 5: 2, 1*2, 35
2, 0: 2, 6*3, 14
3, 0: 3, 2*

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

Вы можете абсолютно на бесплатной основе полностью просмотреть эту работу через наше приложение.
Похожие работы
Разработка учебного лабораторного стенда для курса Интернет вещей на основе LoRaWAN: методика, сравнительный анализ LPWAN и технико-экономическое обоснование
Анализ стандарта LoRaWAN для Интернета вещей: архитектура, приложения, безопасность и сравнительная оценка с учётом требований Казахстана
Разработка электронного учебного пособия для дошкольников на основе мультимедийных и интерактивных информационных технологий
Проектирование сети беспроводного доступа на основе технологии LTE для г. Каскелен
Разработка электронного учебника по дисциплине Компьютерные сети для системы дистанционного обучения на основе технологии Flash: методическое, техническое и технико-экономическое обоснование
Беспроводные технологии для реализации умного города в Казахстане: анализ 4G/5G и расчет параметров сети на примере микрорайона Алматы
Микропроцессоры Intel Quark: архитектура, характеристики и применение в устройствах Интернета вещей
Дипломный проект: разработка цифрового стенда для подготовки веб-дизайнеров с интеграцией QR-кодов и мультимедийных технологий
Проектирование мультисервисной сети NGN на основе IP для города Атырау
Компьютерные сети: понятия, виды, топологии, технологии и история развития Интернета
Дисциплины



Реферат Курсовая работа Дипломная работа Материал Диссертация Практика - - - 1‑10 стр. 11‑20 стр. 21‑30 стр. 31‑60 стр. 61+ стр. Основное Кол‑во стр. Доп. Поиск Ничего не найдено :( Недавно просмотренные работы Просмотренные работы не найдены Заказ Антиплагиат Просмотренные работы ru ru/