Tính toán thiết kế tối ưu cánh máy bay làm từ vật liệu composite có tính đến tính dị hướng

Journal of Science and Technology 54 (5A) (2016) 217-226 TÍNH TOÁN THIẾT KẾ TỐI ƯU CÁNH MÁY BAY LÀM TỪ VẬT LIỆU COMPOSITE CĨ TÍNH ĐẾN TÍNH DỊ HƯỚNG Nguyễn Hồng Phong1, Phạm Chung2, Nguyễn Hải Nam2 Viện Độ bền nhiệt đới, Trung tâm Nhiệt đới Việt – Nga, Đường Nguyễn Văn Huyên, Cầu Giấy, Hà Nội Khoa Hàng không Vũ trụ, Học viện Kỹ thuật Quân sự, 236 Hoàng Quốc Việt, Hà Nội * Email: pchunghk2002@gmail.com Đến Tịa soạn: 15/6/2016; Chấp nhận đăng: 6/12/2016 TĨM TẮT Nghiên cứu khả giảm tải trọng tính tốn lên cánh cách sử dụng tính dị hướng vật liệu composite vỏ cánh thiết bị bay không người lái cánh thẳng dạng “Predator” Nghiên cứu phương án tổ hợp hướng sợi khác tìm tổ hợp hướng sợi tối ưu Thực tối ưu hóa khối lượng kết cấu với việc áp dụng tiêu chuẩn phá hủy vật liệu composite so sánh tiêu chuẩn Từ khóa: cánh máy bay, vật liệu composite, tính dị hướng, thiết bị bay khơng người lái MỞ ĐẦU Hiện thiết bị bay không người lái UAV ngày sử dụng rộng rãi nhiều lĩnh vực khác nhau, cho mục đích quân dân UAVs dùng để theo dõi, tuần tiễu, trinh sát, dập lửa v.v [1] Đặc trưng chung loại thiết bị bay vận tốc nhỏ thời gian bay không dài, tính ngày Bởi vậy, việc giảm tải trọng kết cấu thiết bị bay đòi hỏi cấp thiết Một phương pháp giảm khối lượng kết cấu sử dụng vật liệu composite Loại vật liệu khác với vật liệu truyền thống hợp kim nhôm khối lượng riêng nhỏ hẳn Vật liệu composite có tính chất dị hướng tùy thuộc vào tổ hợp hướng sợi khác Tính chất dị hướng kết cấu từ vật liệu composite sử dụng thiết kế máy bay có cánh mũi tên ngược Tính chất cho phép gắn biến dạng uốn với biến dạng xoắn cánh qua tác động đến tải trọng UAVs thường có cánh thẳng độ dãn dài lớn, hiệu ứng giảm tải từ đuôi cánh không xảy giống trường hợp cánh mũi tên ngược, giảm mơ men uốn tính tốn Việc sử dụng hệ thống tự động để giảm tải trọng thiết bị bay khó khăn thiếu phận điều khiển cần thiết Có phương án sử dụng tính dị hướng vật liệu composite vỏ cánh thẳng thiết bị bay không người lái, cho phép lựa chọn hướng sợi tối ưu lớp đơn vật liệu composite đa lớp, nhằm giảm góc mặt cắt cánh nhờ kết hợp biến dạng uốn với biến dạng Nguyễn Hồng Phong, Phạm Chung, Nguyễn Hải Nam xoắn Khả sử dụng hệ thống gián tiếp gần miễn phí để giảm tải trọng tính tốn Trong báo thực nghiên cứu ảnh hưởng tính dị hướng đến giảm góc vặn cánh thẳng theo sải cánh tìm tổ hợp hướng sợi tối ưu vật liệu composite đa lớp Chỉ rằng, mô men uốn khối lượng kết cấu cánh giảm sử dụng tính dị hướng ĐẶT BÀI TỐN 2.1 Cơ sở lí thuyết Như biết, hệ số lực nâng tính theo cơng thức: C y = C αy (α + Δα ) đó, α (1) Δα góc số gia góc Trong trường hợp cánh mũi tên, số gia góc mặt cắt cánh tính theo cơng thức [2]: Δα = θ Cos χ − w′Sin χ (2) χ - góc mũi tên, θ - góc xoắn mặt cắt theo dịng cánh, w′ - độ uốn cánh mặt cắt Số hạng thứ công thức (2) tương ứng với biến dạng xoắn, số hạng thứ hai – biến dạng uốn cánh máy bay Chính số hạng thứ hai mà góc mặt cắt cánh bị giảm Tuy nhiên tường hợp cánh thẳng χ = , hiệu ứng giảm góc mặt cắt từ số hạng thứ hai khơng cịn, dẫn tới bị biến dạng, tải trọng lên cánh không bị giảm Trong báo đưa phương án giải vấn đề giảm tải trọng lên cánh cách sử dụng tính dị hướng vật liệu composite vỏ cánh 2.2 Mô kết cấu cánh UAV Đối tượng nghiên cứu UAV kiểu “Predator” loại UAV có cánh thẳng, độ giãn dài lớn Sải cánh 16,18 m, khối lượng cất cánh tấn, diện tích cánh 12,46 m2 (Hình 1) Việc mơ tính tốn thực tổ hợp chương trình phần tử hữu hạn MSC.Patran/Nastran [3] Để đơn giản hóa, nghiên cứu hộp cánh, hộp cánh phận chịu lực quan trọng cánh máy bay Kết cấu chịu lực hộp cánh mô chi tiết để đảm bảo đánh giá xác góc xoắn kết cấu Vỏ hộp cánh mô vật liệu composite T300/N5208 (Sợi carbon/ epoxy) [4] Các phận chịu lực khác stringers, nẹp ngang, đai xà dọc, thành xà dọc mô hợp kim nhôm Sơ đồ đặt lực lên hộp cánh mơ tả Hình Vật liệu composite có cấu tạo 11 lớp, phân bố đối xứng qua lớp Tổ hợp hướng sợi tổ hợp hướng đặc trưng thường sử dụng ngành chế tạo máy bay: 00/450/00/-450/00/900/00/-450/00/450/00 Phân bố tải trọng khí động q (z) theo sải cánh xác định thông qua đại lượng lưu số vận tốc Г (z) , đại lượng tỷ lệ thuật với cung cánh b(z): q( z ) = nfG nfG b( z ) nfG Γ( z ) = × = b( z ) L L btb S n, f, btb tải, hệ số an tồn cung trung bình cánh 218 (3) Tính tốn thiết kế tối ưu cánh máy bay làm từ vật liệu composite có tính đến tính dị hướng Hình Mơ hình UAV "Predator" hộp cánh Hình Sơ đồ đặt lực hộp cánh (màu đỏ tải trọng phân bố, hướng từ lên trên) Các liệu tính tốn tải trọng: - Sải cánh: l = 16,18 m; - Vận tốc bay: V = 300 km/h = 83,33 m/s; - Mật độ không khí: ρ = 1, 225 kg/m3; - Hệ số lực nâng theo góc tấn: C αy = 0,11 ; - Diện tích hộp cánh: Sh = 5,84 m2; - Diện tích cánh: Sc= 12,46 m2; - Khối lượng cất cánh: G = 1000 kg; - Quá tải: n = - Hệ số an tồn: f = 1,3 Với mơ hình kết cấu hộp cánh đề xuất, chịu tải trọng trạng thái biến dạng kết cấu có dạng đặc trưng mơ tả Hình 219 Nguyễn Hồng Phong, Phạm Chung, Nguyễn Hải Nam Hình Trạng thái biến dạng hộp cánh thay đổi hướng sợi -200 (phương án a) áp dụng tiêu chuẩn Hill 2.3 Phương án tính tốn Từ tổ hợp hướng sợi ban đầu, khảo sát hai phương án cách thay đổi tổ hợp hướng sợi (cộng thêm) 10o, 20o, 30o, 40o, 0o, -10o, -20o, -30o, -40o cho phương án Tổng cộng 18 lần tính cho phương án với bước thay đổi 5o Để tìm tổ hợp hướng sợi tối ưu vật liệu composite mà cánh máy bay xoắn lớn theo hướng giảm góc tấn, xem xét hai phương án: a Từ tổ hợp hướng sợi ban đầu, thay đổi hướng lớp composite có hướng sợi 00 khoảng từ -400 đến 400 quanh trục OZ với bước thay đổi 100 Ở lần thay đổi tiến hành tối ưu hóa khối lượng kết cấu cách cho phép độ dày lớp thay đổi b Thay đổi tổ hợp hướng sợi ban đầu sang góc lệch 100 khoảng từ 400 đến 400 lần xoay tiến hành tối ưu hóa khối lượng kết cấu Ở trục OZ trùng với xà dọc trước cánh Góc hướng sợi coi dương sợi hướng hộp cánh Điều kiện biên q trình tối ưu hóa khối lượng lớp composite phải thỏa mãn tiêu chuẩn độ bền Hill, Ứng xuất tối đa, Tsai-Wu [5] KẾT QUẢ VÀ THẢO LUẬN Dưới tác dụng tải trọng khí động công thức (3), hộp cánh không bị biến dạng uốn mà bị biến dạng xoắn theo hướng tăng giảm góc tùy thuộc vào hướng sợi composite vỏ cánh Tính tốn rằng, phương án a, áp dụng tiêu chuẩn, việc thay đổi hướng sợi góc -200 đưa đến xoắn lớn cánh theo hướng giảm góc Nghĩa trường hợp phương án a, tổ hợp hướng sợi tối ưu vật liệu composite là: -200/450/-200/450/-200/900/-200/450/-200/-450/-200 Còn trường hợp phương án b, tổ hợp hướng tối ưu vật liệu composite -300/-750/-300/150/-300/600/-300/150/-300/-750/-300, nghĩa phải thay đổi tổ hợp hướng ban đầu thêm giá trị -300 Nhận thấy góc xoắn kết cấu theo sải cánh trường hợp phương án a lớn gần gấp đôi trường hợp phương án b (Hình 4) 220 Tính tốn thiết kế tối ưu cánh máy bay làm từ vật liệu composite có tính đến tính dị hướng Hình Góc xoắn mặt cắt theo sải cánh Cũng cần lưu ý rằng, áp dụng ba tiêu chuẩn phá hủy vật liệu composite, giá trị góc xoắn cánh khác khơng nhiều Mặc dù vậy, phương án a, áp dụng tiêu chuẩn Ứng suất tối đa cánh máy bay xoắn nhiều nhất, phương án b – áp dụng tiêu chuẩn Hill Kết tối ưu hóa khối lượng kết cấu trình bày Hình Ở thấy rằng, việc áp dụng ba tiêu chuẩn khác đưa đến kết không khác nhiều khối lượng tối ưu hai phương án a b Hình Khối lượng tối ưu kết cấu hộp cánh sử dụng ba tiêu chuẩn phá hủy composite Để so sánh giá trị lực cắt Q(z) mô men uốn M(z) theo sải cánh, giả sử ban đầu cánh hồn tồn cứng Khi góc tất mặt cắt α , đại lượng tính theo cơng thức sau [4]: Q0 = nfG = α 0C αy ρV 2 S (4) 221 Nguyễn Hồng Phong, Phạm Chung, Nguyễn Hải Nam Từ suy α0 = 2nfG = 8.9° α ρV C y S Khi bị biến dạng, cánh bị xoắn theo hướng giảm góc giá trị α упр ( z ) Khi phân bố lực cắt mơ men uốn theo sải cánh có tính đến biến dạng đàn hồi tính theo cơng thức [5]: z Q ( z ) = ∫ C αy ⎡⎣α + α упр ( z ) ⎤⎦ρV 2b ( z ) dz L /2 z M ( z ) = ∫ Q ( z )dz (5) (6) L /2 Tính tốn thực phương pháp hình thang, sử dụng chương trình Mathematica 7.0 Kết trình bày Hình 6: Hình Phân bố lực cắt mơ men uốn theo sải cánh Trong đường số biểu diễn giá trị lực cắt mô men uốn trường hợp cánh hoàn toàn cứng, đường màu đỏ tương ứng với phương án sử dụng tiêu chuẩn Hill, đường màu xanh – tiêu chuẩn Ứng suất tối đa, đường màu xanh nước biển – tiêu chuẩn Tsai-Wu Trên hình thấy rằng, giá trị mơ men uốn có tính đến đàn hồi trường hợp phương án a giảm trung bình 50%, cịn phương án b – 30 % so với cánh cứng ba trường hợp sử dụng ba tiêu chuẩn khác Tải trọng khí động phân bố có tính đến độ đàn hồi là: q1 ( z ) = C αy [α + α упр ( z )] ρV 2 b( z ) (7) Khi đặt tải trọng lên cánh tiến hành tính tốn tối ưu hóa khối lượng, thu kết Bảng 222 Tính tốn thiết kế tối ưu cánh máy bay làm từ vật liệu composite có tính đến tính dị hướng Bảng Độ giảm khối lượng tối ưu kết cấu đặt tải trọng khác Tiêu chuẩn Khối lượng Phương án a Hill Phương án b Ứng suất tối đa Tsai-Wu Hill Ứng suất tối đa TsaiWu m3 , kg 25.42 25.82 25.96 24.47 24.64 24.54 m , kg 23.08 23.04 23.18 23.50 23.30 23.68 ( m − m3 ) / m -9.2% -10.7% -10.7% -3.8% -5.4% -3.5% Trong m3 m7 khối lượng tối ưu kết cấu hộp cánh đặt tải trọng cơng thức (3) (7) lên cánh Có thể thấy phương án a khối lượng tối ưu kết cấu giảm nhiều so với phương án b Bởi máy bay phải bảo đảm tải trọng theo thiết kế Q0 , mà thực tế biến dạng, tổng tải trọng lên cánh bị giảm cánh bị xoắn, cần nâng cánh lên góc α1 , mà giá trị tính tốn từ công thức: Q0 = ∫ C αy ⎡⎣α1 + α упр ( z ) ⎤⎦ρV 2bw ( z ) dz 2L (8) Khi cánh nâng lên góc α1 , tải trọng lên cánh có tính đến biến dạng đàn hồi là: q2 ( z ) = C αy [α1 + α упр ( z )] ρV 2 b( z ) (9) Giá trị lực cắt theo sải cánh trườn hợp khác lúc thay đổi, kết tính tốn biểu diễn Hình 7: Hình Lực cắt theo sải cánh trường hợp khác 223 Nguyễn Hồng Phong, Phạm Chung, Nguyễn Hải Nam Giá trị mơ men uốn có tính đến bảo tồn tải trọng trường hợp phương án a giảm xuống 15 %, phương án b khoảng 10 % so với trường hợp khơng tính đến biến dạng đàn hồi Giá trị mô men uốn theo sải cánh lúc thay đổi, kết tính tốn biểu diễn Hình 8: Hình Mơ men uốn theo sải cánh trường hợp khác Khi đặt tải trọng công thức (9) lên cánh tiến hành tính tốn tối ưu hóa khối lượng, thu kết Bảng 2: Bảng Độ giảm khối lượng tối ưu kết cấu đặt tải trọng khác Tiêu chuẩn Phương án a Phương án b Hill Ứng suất tối đa Tsai-Wu Hill Ứng suất tối đa TsaiWu m3 , kg 25.42 25.82 25.96 24.47 24.64 24.54 m , kg 24.45 24.72 24.89 24.38 24.51 24.36 ( m − m3 ) / m -3.82% -4.26% -4.12% +0.16% -1.06% -0.73% Khối lượng Từ bảng thấy rằng, việc sử dụng tiêu chuẩn Ứng suất tối đa cho kết giảm khối lượng tối ưu nhiều so với tiêu chuẩn lại Khi tính tốn phương án tổ hợp hướng sợi gốc cho thấy cánh bị vặn theo hướng tăng góc tấn, làm tăng tải trọng mơ men uốn Dưới đưa so sánh trường hợp phương án a so với tổ hợp hướng sợi ban đầu (Bảng 3) 224 Tính tốn thiết kế tối ưu cánh máy bay làm từ vật liệu composite có tính đến tính dị hướng Bảng Độ giảm khối lượng tối ưu kết cấu phương án a so với tổ hợp góc đặt ban đầu Tiêu chuẩn Hill Ứng suất tối đa Tsai-Wu 25.42 25.82 25.96 23.08 23.04 23.18 -9.2% -10.7% -10.7% 26.15 26.31 26.43 -11.74% -12.43% -12.30% Khối lượng m3, kg m7, kg (m − m3 ) / m m0, kg (m7-m0)/m0 KẾT LUẬN Nghiên cứu rằng, thiết bị bay không người lái có cánh thẳng độ giãn dài lớn, việc sử dụng tính dị hướng vật liệu composite vỏ cánh làm cho cánh bị biến dạng xoắn theo hướng giảm tải trọng Đây đường gián tiếp để giảm khối lượng kết cấu Đối với cụ thể hộp cánh vừa nghiên cứu, tổ hợp hướng sợi -200/-450/-200/450/-200/900/20 /450/-200/-450/-200 vật liệu composite vỏ cánh làm cho cánh bị xoắn theo hướng giảm góc lớn nhất, điều dẫn đến giảm đáng kể giá trị mô men uốn, gián tiếp làm giảm khối lượng kết cấu cánh Việc sử dụng ba tiêu chuẩn phá hủy composite đưa đến kết không khác nhiều khối lượng tối ưu Mặc dù để thực nghiên cứu thực nghiệm mẫu kết cấu để nghiên cứu sâu vấn đề TÀI LIỆU THAM KHẢO Vasilin N.Y A - “Bezpilotnye letatelnye apparati, Minsk, POPURRI, 2003 Dmitriev V G., Chizov V M - Osnovi prochnosti i proektirovanie silovoy koncnruksii letatelnukh apparatov, SAGI, 2005 Rubnikov E K., Volodin C B., Sobolev R U - Inzinernye raccheti mekhanicheskix konctruksii v systeme MSC.Patran – Nastran Chat' I Uchebnoe pocobie, MIIT, 2003 Tsai S W - Composite Designs, 4th ed, Think Composites Dayton, OH, 1988 Ochoa O O and Reddy J N - Finite Element Analysis of Composite Laminates, Kluwer Academic Publishers SMIA ISBN 0-7923-1125-6 225 Nguyễn Hồng Phong, Phạm Chung, Nguyễn Hải Nam ABSTRACT OPTIMAL DESIGN OF A COMPOSITE WING FOR AN AIRPLANE WITH TAKING INTO ACCOUNT THE ANISOTROPIC CHARACTERISTICS Nguyen Hong Phong1, Pham Chung2, Nguyen Hai Nam2 Tropical Science and Technology, Nguyen Van Huyen street, Ha Noi, Viet Nam Faculty of aerospace, Military Technical Academy, Hoang Quoc Viet street, Ha Noi, Viet Nam Email: pchunghk2002@gmail.com This study considered the possibility of reducing design loads on straight wing of UAV like “Predator” using composite material in wing skins Research on different variants of anisotropy was taken and optimal distributions of orientation angles of composite material were obtained The optimization of structural weight was conducted using different failure criteria of composite materials and optimal variants were compared Keywords: UAV, composite material, anisotropy, optimization, failure criteria 226 ... cung trung bình cánh 218 (3) Tính tốn thiết kế tối ưu cánh máy bay làm từ vật liệu composite có tính đến tính dị hướng Hình Mơ hình UAV "Predator" hộp cánh Hình Sơ đồ đặt lực hộp cánh (màu đỏ tải... ưu cánh máy bay làm từ vật liệu composite có tính đến tính dị hướng Bảng Độ giảm khối lượng tối ưu kết cấu đặt tải trọng khác Tiêu chuẩn Khối lượng Phương án a Hill Phương án b Ứng suất tối đa... tìm tổ hợp hướng sợi tối ưu vật liệu composite mà cánh máy bay xoắn lớn theo hướng giảm góc tấn, xem xét hai phương án: a Từ tổ hợp hướng sợi ban đầu, thay đổi hướng lớp composite có hướng sợi