Nghiên cứu đặc tính khí động của máy bay không người lái khi có dao động nhỏ

TRƯỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA HÀ NỘI LUẬN VĂN THẠC SĨ Tính tốn thiết kế thí nghiệm cho máy bay trực thăng không người lái NGUYỄN HỒNG QUÂN quan.nh153030@sis.hust.edu.vn Ngành Kỹ thuật khí động lực Giảng viên hướng dẫn: PGS TS Hoàng Thị Kim Dung PGS TS Nguyễn Phú Khánh Viện: Cơ khí Động lực HÀ NỘI, 1/2022 CỘNG HÒA XÃ HỘI CHỦ NGHĨA VIỆT NAM Độc lập – Tự – Hạnh phúc BẢN XÁC NHẬN CHỈNH SỬA LUẬN VĂN THẠC SĨ Họ tên tác giả luận văn: Nguyễn Hồng Quân Đề tài luận văn: Tính tốn thiết kế thí nghiệm cho máy bay trực thăng không người lái Chuyên ngành: Kỹ thuật hàng không Mã số HV: 20202822M Tác giả, Người hướng dẫn khoa học Hội đồng chấm luận văn xác nhận tác giả sửa chữa, bổ sung luận văn theo biên họp Hội đồng ngày 30 tháng 12 năm 2021 với nội dung sau: 1) Bổ sung thêm đặc tính thí nghiệm: Các phận để thiết kế nên thí nghiệm mục 3.1 chương Các vẽ để xây dựng đế thân thí nghiệm phụ lục 2) Trình bày rõ tính tốn lý thuyết lực nâng cánh, đưa ví dụ cụ thể cho tường hợp tốc độ quay 650 vịng/phút, góc độ mục 3.3 chương 3) Về trình hình thức trình bày: Bỏ chương thay mục kết luận, sửa hình ảnh sai, lỗi tả Đánh dấu tài liệu tham khảo chi tiết vào luận văn Giáo viên hướng dẫn Ngày 19 tháng 01 năm 2022 Tác giả luận văn Hoàng Thị Kim Dung Nguyễn Hồng Quân CHỦ TỊCH HỘI ĐỒNG ĐỀ TÀI LUẬN VĂN Họ tên học viên: Nguyễn Hồng Quân SHHV: 20202822M Chuyên ngành: Kỹ thuật hàng không Lớp: 20BKTHK Người hướng dẫn 1: PGS.TS Hoàng Thị Kim Dung, Bộ môn Kỹ thuật Hàng không Vũ trụ - Viện Cơ khí Động lực - Trường Đại học Bách khoa Hà Nội Hướng dẫn 2: PGS.TS Nguyễn Phú Khánh, Khoa Kỹ thuật ô tô Năng lượng, Trường Đại học Phenikaa Tên đề tài (tiếng Việt): Tính tốn thiết kế thí nghiệm cho máy bay trực thăng không người lái Tên đề tài (tiếng Anh): Calculation and Design of Experimental Set for Unmanned Helicopters Cơ sở khoa học thực tiễn đề tài: Hiện nay, máy bay trực thăng không người lái (HUAV) nghiên cứu ứng dụng rộng rãi Việt Nam giới Song song với u cầu vấn đề tính tốn thực nghiệm để đảm bảo tối ưu hóa khả làm việc thiết bị Trong đó, việc nghiên cứu chế tạo thí nghiệm máy bay trực thăng vấn đề quan trọng đảm bảo tính an tồn xác q trình nghiên cứu Đã có đồ gá đưa vào sử dụng trình thực nghiệm với máy bay trực thăng Tuy nhiên, việc tính tốn cịn hạn chế, điều gây sai số trình thực nghiệm, nghiêm tai nạn gây tổn thất mặt tài người Nhận thấy tầm quan trọng vấn đề, luận văn tập trung vào phương pháp số nhằm tính tốn chế tạo thí nghiệm cho máy bay trực thăng khơng người lái Đề tài đóng góp vào quy trình nghiên cứu máy bay trực thăng thực hiện, đồng thời đưa sở thực tiễn đưa vào chế tạo sản phẩm phục vụ nghiên cứu chế tạo sau Mục đích đề tài: Mục đích đề tài tính tốn mơ đưa thiết kế thí nghiệm phù hợp với đối tượng mơ hình máy bay trực thăng Đánh giá ảnh hưởng thí nghiệm đến sai số thí nghiệm Đánh giá ảnh hưởng lực khí động lên độ bền thí nghiệm Đánh giá sai số thực nghiệm mô Nội dung đề tài, vấn đề cần giải quyết: • Sự cần thiết xu hướng thiết kế thí nghiệm cho máy bay trực thăng • Tính tốn lý thuyết lực nâng cánh mơ hình máy bay trực thăng • Mơ khí động tìm lực khí động mà cánh máy trực thăng tạo • Mơ kiểm bền kết cấu tồn mơ hình 10 Dự kiến kế hoạch thực : • Tháng thứ 1: Hồn thành tìm hiểu cần thiết xu hướng thiết kế thí nghiệm cho máy bay trực thăng • Tháng thứ 2: Hồn thành xây dựng mơ hình, tính tốn lý thuyết lực nâng cánh mơ hình máy bay trực thăng • Tháng thứ 3: Hồn thành mơ khí động tìm lực khí động mà cánh máy trực thăng tạo ra, đánh giá lực • Tháng thứ & 5: Hồn thành mơ kiểm bền kết cấu tồn mơ hình, so sánh với thực nghiệm, đưa đề xuất cải tiến • Tháng thứ 6: Hồn thành báo cáo Hà Nội, ngày 23 tháng 11 năm 2020 Người hướng dẫn PGS.TS Hoàng Thị Kim Dung LỜI CẢM ƠN Trong trình học tập, nghiên cứu hồn thiện luận văn, tơi may mắn nhận động viên, khuyến khích tạo điều kiện giúp đỡ nhiệt tình thầy cơ, anh chị em, đồng nghiệp gia đình Đầu tiên, tơi xin gửi lời cảm ơn đến PGS TS Hoàng Thị Kim Dung PGS TS Nguyễn Phú Khánh người hướng dẫn trực tiếp Thầy có định hướng đắn giải đáp thắc mắc suốt trình học tập nghiên cứu Cảm ơn thành viên nhóm CAE tập thể lớp PFIEV K60 tơi trao đổi để hồn thiện thêm kiến thức Cảm ơn Ban giám hiệu trường Đại học Bách Khoa Hà Nội, phòng đào tạo sau đại học, Viện Cơ khí Động lực Bộ Mơn Kỹ thuật Hàng không Vũ trụ tạo điều kiện thuận lợi giúp tơi hồn thiện luận văn Tơi xin cảm ơn công ty Akselos tạo điều kiện cho phép vừa học vừa làm Cảm ơn anh chị em đồng nghiệp công ty cho nhiều kiến thức bổ ích đặc biệt kiến thức phương pháp phần tử hữu hạn, giúp có nhận định sâu sắc đề tài nghiên cứu Cuối cùng, xin gửi lời cảm ơn sâu sắc đến gia đình, người thân bạn bè động viên, khích lệ tơi để hồn thiện luận văn HỌC VIÊN Ký ghi rõ họ tên Nguyễn Hồng Quân TÓM TẮT NỘI DUNG LUẬN VĂN Máy bay trực thăng không người lái thiết bị bay khơng cịn xa lạ sống nay, cho phép người tiếp cận vùng đất mà người không tiếp cận được, giải cơng việc nặng nhọc, độc hại Để tối ưu hóa hoạt động khí cụ bay này, thí nghiệm, nghiên cứu thực nghiệm diễn ngày nhiều Tuy nhiên, việc sử dụng thí nghiệm khơng đảm bảo dẫn đến kết sai số lớn, làm tính xác nghiên cứu Các dụng cụ thí nghiệm chất gây tổn thất đáng tiếc mặt kinh tế ảnh hướng đến thân người thí nghiệm Vì vậy, thiết kế nghiên cứu thí nghiệm khâu vơ quan trọng tiến trình nghiên cứu cho đối tượng khí cụ bay nói chung đối tượng máy bay trực thăng khơng người lái nói riêng Bài nghiên cứu sử dụng phương pháp tính tốn lý thuyết kết hợp với mô kiểm bền đưa mẫu thiết phù hợp cho mơ hình, đưa ảnh hưởng đặc tính khí động mà thí nghiệm gây mơ hình, đưa dải hoạt động phù hợp cho mơ hình khảo sát để đảm bảo tính khả thi tính khả phi cho mơ hình nghiên cứu Đây tiền đề tính tốn phục vụ cho q trình nghiên cứu chế tạo mơ hình máy bay trực thăng khơng người lái phục vụ cho nơng nghiệp nhóm CAE Bộ môn Kỹ thuật Hàng không Vũ Trụ, Trường Đại học Bách khoa Hà Nội MỤC LỤC DANH MỤC VIẾT TẮT DANH MỤC HÌNH VẼ DANH MỤC BẢNG BIỂU DANH MỤC ĐỒ THỊ CHƯƠNG GIỚI THIỆU VỀ BỘ THÍ NGHIỆM MÁY BAY TRỰC THĂNG KHÔNG NGƯỜI LÁI 1.1 1.2 1.3 Máy bay trực thăng không người lái 1.1.1 Định nghĩa máy bay trực thăng không người lái 1.1.2 Cấu tạo 1.1.3 Nguyên lý hoạt động Lý thuyết tính tốn cánh 10 1.2.1 Các đặc điểm chung 10 1.2.2 Đường kính hình dạng cánh chong chóng mang 10 1.2.3 Profil cánh 11 1.2.4 Góc đặt phân tố cánh 12 1.2.5 Độ xoắn hình học cánh 12 1.2.6 Độ cứng 13 1.2.7 Diện tích quét CCM 13 1.2.8 Phụ tải riêng diện tích quét 13 1.2.9 Hệ số điền đầy 14 1.2.10 Tính tốn lực nâng cánh 14 Xu hướng thiết kế thí nghiệm 15 1.3.1 Bộ thí nghiệm trục khơng kèm thân 15 1.3.2 Bộ thí nghiệm trục kèm thân 16 1.3.3 Bộ thí nghiệm trục linh hoạt 16 1.3.4 Bộ thí nghiệm hai trục 17 1.3.5 Bộ thí nghiệm ba trục 17 CHƯƠNG XÁC ĐỊNH ĐỐI TƯỢNG VÀ PHƯƠNG PHÁP NGHIÊN CỨU 18 2.1 Bộ thí nghiệm máy bay trực thăng không người lái 18 2.2 Mục đích nghiên cứu quy trình nghiên cứu 19 2.3 Phương pháp mô hình hóa 20 2.4 Phương pháp tính tốn tương tác lỏng rắn 20 i 2.4.1 Hiện tượng đàn hồi khí động 20 2.4.2 Mơ hình mơ lưu chất 23 2.4.3 Mô hình mơ động học kết cấu 25 2.4.4 Tổng quan toán FSI ANSYS 25 CHƯƠNG THIẾT KẾ VÀ KIỂM TRA ĐẶC TÍNH KHÍ ĐỘNG CỦA MƠ HÌNH 27 3.1 Các phận thí nghiệm 27 3.1.1 Động 27 3.1.2 Thân máy bay 28 3.1.3 Trục quay, đĩa quay cùm 28 3.1.4 Đo lực nâng máy bay trực thăng 29 3.1.5 Đo tốc độ main rotor 31 3.1.6 Bộ điều khiển servo điều chỉnh góc đặt cánh 32 3.1.7 Chong chóng mang mơ hình 33 3.1.8 Khung bảo vệ gá 33 3.2 Thiết kế mơ hình mơ 34 3.3 Tính tốn lý thuyết lực nâng 35 3.4 Thiết lập mô 36 3.5 3.4.1 Mơ hình hình học 36 3.4.2 Khảo sát lưới 37 3.4.3 Cài đặt điều kiện biên cho mơ hình 38 Kết đánh giá 39 3.5.1 Kết khảo sát lưới 39 3.5.2 Kết khí động mơ hình hai cánh toàn thân 42 CHƯƠNG KIỂM TRA ĐẶC TÍNH BỀN CỦA MƠ HÌNH 47 4.1 Thông số vật liệu 47 4.2 Chia lưới 48 4.3 Các điều kiện biên 48 4.4 Kết 51 4.4.1 Chuyển vị 51 4.4.2 Ứng suất biến dạng 53 KẾT LUẬN 59 TÀI LIỆU THAM KHẢO 60 PHỤ LỤC 61 ii DANH MỤC VIẾT TẮT Chữ viết tắt Cụm từ đầy đủ Ý nghĩa UAV Unmanned Aerial Vehicle Khí cụ bay khơng người lái CFD Computational Fluid Dynamics Tính tốn động lực học chất lỏng CSD Computational Structural Dynamics Tính tốn động lực học kết cấu FSI Fluid Structure Interaction MBTT Máy bay trực thăng CCM Chong chóng mang ĐHKĐ Đàn hồi khí động DANH MỤC HÌNH VẼ Hình 1.1 UAV vận chuyển thuốc Hình 1.2 MBTT khơng người lái phục vụ nơng nghiệp Hình 1.3 Các phận MBTT Hình 1.4 Nguyên lý hoạt động MBTT Hình 1.5 CCM có cánh lắp lề 10 Hình 1.6 Các kích thước hình học cánh 10 Hình 1.7 Ba dạng cánh trực thăng 11 Hình 1.8 Các thơng số profil 11 Hình 1.9 Góc đặt cánh 12 Hình 1.10: Xác định bước phân tố cánh 12 Hình 1.11 Độ xoắn hình học cánh 13 Hình 1.12 Hệ số lực nâng theo góc đặt cánh 14 Hình 1.13 Hệ số mơ men theo góc đặt cánh 15 Hình 1.14 Bộ thí nghiệm có trục 15 Hình 1.15 Bộ thí nghiệm trục kèm thân [2] 16 Hình 1.16 Bộ thí nghiệm trục linh hoạt [3] 16 Hình 1.17 Bộ thí nghiệm hai trục [3] 17 Hình 1.18 Bộ thí nghiệm ba trục 17 Hình 2.1 Thân đế thí nghiệm 18 Hình 2.2 Sơ đồ quy trình nghiên cứu 19 Hình 2.3 Phương pháp mơ hình hóa 20 Hình 2.4 Tam giác đàn hồi khí động Collar 21 Hình 2.5 Sơ đồ thiết lập mơ tốn FSI chiều 25 Hình 3.1 Động khơng chổi than 2450KV 27 Hình 3.2 Cặp bánh ăn khớp 28 Hình 3.3 Thân máy bay cacbon 28 Hình 3.4 Trục quay, đĩa quay cùm Tarot 28 Hình 3.5 Load cell 10kg 29 Hình 3.6 Sơ đồ mạch đo lực nâng hình hiển thị 30 Hình 3.7 Sơ đồ nối dây load cell với chuyển đổi adruino 30 Hình 3.8 Một số hình ảnh thực tế đo lực nâng 30 Hình 3.9 Bộ điều khiển tốc độ 31 Hình 3.10 Bộ cảm biến module H206 đo tốc độ động 31 Hình 3.11 Cảm biến hồng ngoại H206 nhựa gắn vào mơ hình 32 Hình 3.12 Điều khiển góc lệch cánh servo thơng qua mạch arduino 33 Hình 3.13 Cánh CCM mơ hình 33 Vì đặc tính khác biệt vậy, việc xây dựng lớp composite hướng vô quan trọng Đối với mơ hình này, ứng suất kéo nén lớn theo phương Y, sở cho xếp composite cho phù hợp với mơ hình 4.2 Chia lưới Cũng giống yêu cầu lưới khí động, lưới kết cấu đòi hỏi độ lệch chuẩn trực giao phù hợp Điểm khác biệt lớn lưới khí động lưới kết cấu chênh lệch giữ kích thước lưới lớn kích thước lưới nhỏ Đối với tốn khí động cho phép chia lưới mịn vùng có đặc điểm khí động nhảy cảm, điều làm cho kích thước lưới vùng có chênh lệch lớn Tuy nhiên, việc chia lưới lệch nhiều toán kết cấu gây sai số lớn Các số Jacobian áp dụng để kiểm sốt độ lệch lưới Hình 4.1 Lưới cánh Hình 4.2 Lưới tồn mơ hình Đối với cụm cánh có cấu tạo đơn giản, lưới vng sử dụng, cịn cụm thân giá đỡ có kết cấu phức tạp, lưới tam giác sử dụng Kết lưới thu có chất lượng Orthogonal skewness nằm vùng cho phép 4.3 Các điều kiện biên Giống toán FSI chiều thơng thường, áp suất khí động sử dụng để đưa vào tính tốn cho tốn kết cấu Bên cạnh cài đặt khác áp dụng để khép kín điều kiện biên cho tốn mơ hình 48 Hình 4.3 Các điều kiện biên Standard Earth Gravity: Gia tốc trọng trường cài đặt hướng theo chiều Y với độ lớn -9806.6 mm/s2 Rotational Velocity: Vận tốc quay cánh thiết lập cho cụm cánh gốc cánh Vận tốc vận tốc quay cánh trường hợp mơ khí động có điểm đặt gốc tọa độ Fixed support: Sử dụng ngàm đế để cố định mơ hình Remote Displacement: Cho phép cố định gốc cánh quay Hình 4.4 Vị trí sử dụng Remote Displacement Displacement: Giữa kết nối với gốc cánh kết nối với đinh giữ Các định giữ sử dụng Displacement cho phép thanh nhôm dọc cánh gốc cánh cố định tương Hình 4.5 Vị trí sử dụng Displacement 49 Remote Force: Khi CCM quay để tạo lực nâng, lực nâng phân bố dọc bề mặt cánh có tính chất đối xứng hai bên Lực tổng hợp thành lực độ lớn tổng độ lớn lực nâng cánh phương nằm tâm quay Lực thông qua trục quay kéo thân thiết bị khác máy bay Để mơ hình hóa lực lực điều khiển từ xa (Remote Force) mơ hình hóa để tác dụng lên toàn cụm thân đế hình Hình 4.6 Vị trí Remote Force Import load: Kết áp suất khí động tồn mơ hình truyền sang tốn kết cấu a) b) Hình 4.7 So sánh phân bố áp suất mặt cánh (a.Khí động, b.Kết cấu) 50 a) b) Hình 4.8 So sánh phân bố áp suất mặt cánh (a.Khí động, b.Kết cấu) a) b) Hình 4.9 So sánh phân bố áp suất thân đế (a.Khí động, b.Kết cấu) Dễ dàng nhận thấy rằng, phân bố giá trị tốn khí động kết cấu hồn tồn giống Điều nói lên độ tin cậy toán Trong trường phân bố áp suất mặt cánh, áp suất cao xuất phía mặt cánh, áp suất thấp xuất phần phía mặt cánh Điều phù hợp với nguyên lý tạo lực nâng dòng qua cánh Áp suất thân phân bố không đồng Áp suất cao phần đầu mút cánh, áp suất tác dụng trực tiếp lên gá 4.4 Kết 4.4.1 Chuyển vị Nhìn cách tổng quan, chuyển vị lớn diễn đầu mút cánh Các vùng gốc cánh thân MBTT chuyển vị vùng đế gần khơng chuyển vị 51 Hình 4.10 Chuyển vị tồn mơ hình MBTT Nguyên nhân chuyển vị xuất phát từ lực khí động tác động lên cánh tồn thân mơ hình Vì thế, đặc tính chuyển vị mơ hình có xu hướng thay đổi theo đặc tính biến đổi khí động thay đổi góc đặt cánh tốc độ vòng quay 50 Chuyển vị lớn (N) 40 30 20 10 10 11 12 650 700 750 800 850 Tốc độ quay CCM (vòng/phút) Đồ thị 4.1 Chuyển vị lớn cụm cánh Khi tăng dần góc đặt cánh tốc độ vịng quay, chuyển vị tăng dần Điều hoàn toàn với lý thuyết đặt Để thấy rõ chuyển vị nhỏ cụm chi tiết, trường hợp 10 độ, 750 vịng/phút phân tích kỹ: 52 Hình 4.11 Chuyển vị cánh Hình 4.12 Chuyển vị thân Chuyển vị cánh có xu hướng tăng dần từ gốc cánh đến đầu mút cánh, chuyển vị thân có xu hướng lớn vùng phía đầu xấp xỉ không phần đế 4.4.2 Ứng suất biến dạng Mơ hình khơng sử dụng loại vật liệu nhất, vật liệu khác có giới hạn độ bền khác đòi hỏi việc nghiên cứu độ bề phải theo vùng vật liệu Hệ số an toán sử dụng cho nghiên cứu 1.3 a) Đối với vùng vật liệu gỗ 53 70 60 Ứng suất lớn (N) 50 40 30 10 20 11 12 10 Ứng suất tới hạn 650 700 750 800 850 Tốc độ quay CCM (vòng/phút) Đồ thị 4.2 Ứng suất lớn cho vùng vật liệu gỗ Khi tăng góc đặt cánh tăng tốc độ vòng quay CCM làm cho ứng suất lớn trường hợp tăng lên Tất giá trị ứng suất lớn vùng vật liệu gỗ nhỏ ứng suất tới hạn vật liệu gỗ cho thấy tính bền vùng vật liệu Hình 4.13 Vùng tập trung ứng suất lớn gỗ Đối với vùng vật liệu gỗ ứng suất lớn tập trung vùng nối ngang nhôm dọc Nguyên nhân việc tạo ứng suất lớn lực khí động tạo bề mặt cánh làm cho cánh bị uốn cong Các ngang bị uốn tì vào nhôm chạy dọc cánh gây tượng b) Đối với vùng vật liệu nhôm 54 480 420 Ứng suất lớn (N) 360 300 240 180 10 11 120 12 60 Ứng suất tới hạn 650 700 750 800 850 Tốc độ quay CCM (vòng/phút) Đồ thị 4.3 Ứng suất lớn cho vùng vật liệu nhôm Giống biến đổi ứng suất vùng vật liệu gỗ, ứng suất tăng dần theo góc đặt cánh tốc độ vòng quay cánh Dựa vào đồ thị 4.3 ta thấy, góc đặt cánh độ, tất trường hợp thỏa mãn ứng suất tới hạn vật liệu Các góc đặt cánh khác địi hỏi giới hạn tốc độ vòng quay Cụ thể, 10 độ tốc độ vòng quay nhỏ 800 vòng/phút, 11 độ tốc độ vòng quay nhỏ 750 vòng/phút, 12 độ tốc độ vòng quay nhỏ 720 vòng/phút Đây giới hạn quy trình khảo sát mơ hình MBTT Hình 4.14 Vùng tập trung ứng suất lớn nhôm Kết phân bố ứng suất góc đặt cánh 10 độ, 750 vịng/phút cho thấy vị trí có ứng suất lớn vùng vật liệu nhơm Đây vị trí tiếp giáp với đinh 55 thép ngàm với gốc cánh Nguyên nhân tập trung ứng suất lớn cánh bị bẻ cong, nhơm tì lực lớn vào đinh thép c) Đối với vùng vật liệu thép 500 Ứng suất lớn (N) 400 300 10 11 12 200 Ứng suất tới hạn 100 650 700 750 Tốc độ quay CCM (vòng/phút) 800 850 Đồ thị 4.4 Ứng suất lớn cho vùng vật liệu thép Ứng suất lớn tạo vừng vật liệu thép có xu hướng vùng vật liệu khác Tuy nhiên, với độ cứng lớn, ứng suất tới hạn lớn nên bế đổi không đáng kể so với ứng suất tới hạn vật liệu Điều thể tính vững chân đế cho mơ hình Ứng suất lớn vùng tập trung vùng tiếp giáp chân đế vùng kết nối với thân Hình 4.15 Vùng tập trung ứng suất lớn thép d) Đối với vùng vật liệu composite 56 Vật liệu composite vật liệu bất đẳng hướng theo phương Sự xếp lớp loại vật liệu ảnh hưởng đến tính bền vật liệu theo phương Đối với mơ hình này, nhận thấy ứng suất lớn tạo theo chiều y lực nâng cánh tạo Vì thế, composite lát theo phương pháp mà ứng suất tạo lớn diễn theo phương y Khi đó, ta thu ứng suất cánh vô nhỏ so với ứng suất giới hạn cho phép 1800 1600 Ứng suất lớn (N) 1400 1200 1000 800 600 10 11 400 12 Ứng suất tới hạn 200 650 700 750 800 850 Tốc độ quay CCM (vòng/phút) Đồ thị 4.5 Ứng suất lớn cho vùng vật liệu composite Tuy nhiên, ứng suất giới hạn yêu cầu, vật liệu composite bị giới hạn biến dạng tới hạn Đó chuyển vị mơ hình so với kích thước tồn mơ hình 0.003 0.0025 Ứng suất lớn (N) 0.002 10 11 0.0015 12 Biến dạng tới hạn 0.001 0.0005 650 700 750 800 Tốc độ quay CCM (vòng/phút) Đồ thị 4.6 Ứng suất lớn cho vùng vật liệu composite 57 850 Biến dạng lớn xuất vùng có ứng suất lớn Biến dạng tất trường hợp đạt điều kiện giới hạn vật liệu composite đặt ban đầu Hình 4.16 Vùng tập trung ứng suất lớn composite Ứng suất biến dạng lớn vùng vật liệu composite vùng tiếp xúc nối thân với đế mơ hình MBTT Từ việc khảo sát khí động khảo sát vật liệu, ta thu dải hoạt động cho mơ hình MBTT : Bảng 4.3 Dải hoạt động mơ hình MBTT Góc đặt cánh Tốc độ vịng quay (vịng/phút) 730-850 10 680-800 11 660-750 12 650-720 Trong dải hoạt động đảm bảo tính khả phi độ bền kết cấu cho mơ hình khảo sát Đây tiền đề quan trọng thực nghiệm, giúp giảm thời gian thực nghiệm mà đạt mục đích khảo sát mong muốn Hơn điều kiện bền đảm bảo an toàn cho thực nghiệm 58 KẾT LUẬN Việc nghiên cứu thí nghiệm có yếu tố quan trọng, tiền đề cho nghiên cứu chu trình thiết kế chế tạo cho MBTT Bài nghiên cứu thu kết sau: - Khi CCM mang quay hút dòng khí từ khu vực phía qua vùng quay đẩy xuống phía làm chênh lệch áp suất hai khu vực tọa nên lực nâng cho MBTT; - Sự chênh lệch áp suất đầu mút cánh thay đổi nhiều ảnh hưởng xoáy đầu mút cánh, vốn đặc trưng hình thành cánh CCM quay Chính điều tạo lực lớn đầu mút cánh gây tượng đàn hồi khí động - Khi tăng dần góc đặt cánh tăng tốc độ vòng quay cánh Lực nâng tăng lên, kèm với ứng suất tồn thân cánh máy bay tăng lên; - Chuyển vị lớn xuất đầu mút cánh giảm dần vào gốc cánh Các khu vực thân máy bay, đế có chuyển vị khơng đáng kể; - Ứng suất tới hạn vùng vật liệu khác khác nhau, vùng vật liệu có ứng suất lớn nằm ứng suất tới hạn Duy có vùng vật liệu nhơm cịn số trường hợp nằm vùng giới hạn Đây điều kiện cho tính bền mơ hình này; - Dựa vào tính khả phi tính bền vật liệu, dải hoạt động mẫu thiết kế sau: + độ: 730-850 vòng/phút; + 10 độ: 680-800 vòng/phút; + 11 độ: 660-750 vòng/phút; + 12 độ: 650-720 vòng/phút Với kết trên, hướng phát triển tương lai đồ án là: - Nghiên cứu tượng FSI chiều chế độ bay khác nhau; - Nghiên cứu tượng hiệu ứng mặt đất thí nghiệm; - Nghiên cứu sâu tượng đàn hồi khí động, cụ thể tượng FSI hai chiều mô hình tại; - Thực nghiệm mơ hình 59 TÀI LIỆU THAM KHẢO [1] N T Mịch, “Giáo trình máy bay trực thăng”, NXB Đại học Bách khoa Hà Nội, 2010 [2] Fabrizio De Gregorio, Kurt Pengel, Kolja Kindler, “Industrial measurement campaign on a fully equipped helicopter model”, Laser Techniques to Fluid Mechanics, July 05 – 08, 2010 [3] Thomas H Maier, “An experimental evaluation of wind tunnel wall correction methods for helicopter performance”, American Helicopter Society 52nd Annual Forum, June 4-6, 1996 [4] M Dietz, W Khier, B Knutzen, S Wagner, E Krämer, “Numerical simulation of a full helicopter configuration using weak fluid–structure coupling”, 46th AIAA Aerospace Science Meeting, Reno, NV, AIAA-2008-01-07, 2008 [5] E H Dowell, “A modern course in Aeroelasticity”, Springer International Publishing Switzerland, 2015 [6] R S Raja, "Coupled fluid structure interaction analysis on a cylinder exposed to ocean wave loading”, Department of Applied Mechanics, Division of Fluid mechanics, Chalmers University of Technology, Göteborg, Sweden, 2012 [7] NASA, "Navier Stokes Equations," National Aeronautics and Space Administration, 05 May 2015 [8] Aswinth Raj, Speed, Distance and Angle Measurement for Mobile Robots using Arduino and LM393 Sensor (H206), 2019 60 PHỤ LỤC Bản thiết kế gá thí nghiệm: 61 Bản thiết thân thí nghiệm: 62 ... NGHIỆM MÁY BAY TRỰC THĂNG KHÔNG NGƯỜI LÁI 1.1 Máy bay trực thăng không người lái 1.1.1 Định nghĩa máy bay trực thăng không người lái Phương tiện bay không người lái hay máy bay không người lái, ... THIỆU VỀ BỘ THÍ NGHIỆM MÁY BAY TRỰC THĂNG KHÔNG NGƯỜI LÁI 1.1 1.2 1.3 Máy bay trực thăng không người lái 1.1.1 Định nghĩa máy bay trực thăng không người lái 1.1.2 Cấu tạo ... Chiếc máy bay cất cánh thành công hoạt động hiệu độ cao 3-4 m Tuy nhiên, chế độ bay máy bay cịn hạn chế Với mục đích nghiên cứu thực nghiệm máy bay trực thăng không người lái, tác giả với nhóm nghiên