Nghiên ứu ảnh hưởng phối trí cánh quạt tới lực đẩy trên máy bay nhiều chong chóng mang

Trang 1 VŨ THỊ TRANGBỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠOTRƢỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA HÀ NỘIVŨ THỊ TRANGKỸ THUẬT CƠ KHÍ ĐỘNG LỰCNGHIÊN CỨU ẢNH HƢỞNG PHỐI TRÍ CÁNH QUẠT TỚI LỰC ĐẨY TRÊN MÁY BAY NHIỀU CHONG

GIỚ I THI U CHUNG 3 Ệ

T ng quan v ổ ề máy bay không ngườ i lái (UAV)

Máy bay không người lái (UAV) là phương tiện bay không có phi công, được điều khiển từ xa hoặc tự động theo chương trình đã định sẵn.

Trong ngành hàng không hiện đại, UAV đã ra đời và đạt được thành công vượt trội so với máy bay có phi công Chiếc UAV gắn động cơ đầu tiên thành công là Aerodrome No.5, được cất cánh vào ngày 6 tháng 5 năm 1896 tại Virginia, do Samuel Pierpont Langley, một nhà phát minh người Mỹ, chế tạo.

Mẫu UAV phản lực XQ 2, được sản xuất vào năm 1951 bởi Cty Teledyne Ryan Aeronautical tại San Diego, là tiền thân của các UAV hiện đại và được phát triển theo yêu cầu của Bộ Quốc phòng Mỹ.

Hiện nay, UAV đang tiến triển nhanh chóng, với máy bay nhiều chong chóng mang đối xứng (Multicopter) trở thành một trong những loại phổ biến nhất.

Việt Nam đã bắt đầu nghiên cứu và phát triển UAV trong những năm gần đây, đạt được nhiều kết quả đáng khích lệ với các sản phẩm như M-400 UAV, KATA, và Titan, cho thấy tiềm năng phát triển mạnh mẽ Các nhà chế tạo UAV trong nước đã ứng dụng công nghệ hiện đại, bao gồm vật liệu và điện tử, để cải tiến sản phẩm đáp ứng nhu cầu sử dụng và phát triển Tuy nhiên, những thành tựu này chỉ là bước khởi đầu trong hành trình nghiên cứu và phát triển đầy thách thức Do đó, cần thiết có những đầu tư nghiên cứu cơ bản và định hướng chuyên sâu để xây dựng nền tảng vững chắc cho ngành công nghiệp UAV tại Việt Nam.

Vào đầu thế kỷ 20, UAV đã trở thành một phương tiện chiến tranh thế hệ mới với nhiều ưu điểm vượt trội so với các phương tiện truyền thống Sự đầu tư vào nghiên cứu và phát triển UAV đang thu hút sự quan tâm của nhiều quốc gia trên toàn thế giới Kết quả là hàng loạt UAV với đa dạng chủng loại, tính năng và ứng dụng đã được ra đời.

Trong lĩnh vực quân sự, UAV đã trở thành một công cụ thiết yếu, không chỉ trong tác chiến trên không mà còn trong mọi hoạt động diễn ra trên chiến trường Chúng thực hiện nhiều nhiệm vụ quan trọng, góp phần nâng cao hiệu quả chiến đấu.

5 thám, trinh sát đối phương, giám sát chiến trường, chuyển tiếp thông tin, trinh sát điện tử, thậm chí là phương tiện tấn công trực tiếp.

Northrop Grumman RQ-4 Global Hawk sở hữu khả năng trinh thám và giám sát hiệu quả nhờ vào radar khẩu độ tổng hợp (SAR) có độ phân giải cao và cảm biến điện quang/hồng ngoại (EO/IR) tầm xa Thiết bị này cho phép thực hiện các nhiệm vụ do thám kéo dài, giúp theo dõi các khu vực mục tiêu một cách hệ thống và chi tiết hơn.

UAV ngày càng được ứng dụng rộng rãi trong các lĩnh vực dân sự như giám sát bờ biển và biên giới, chống buôn lậu và xâm nhập trái phép, phát hiện cháy rừng, bảo vệ rừng, nghiên cứu môi trường và hỗ trợ cứu hộ cứu nạn Những ứng dụng này không chỉ mang lại hiệu quả tích cực mà còn góp phần nâng cao an ninh và bảo vệ môi trường.

Hình 4: Máy bay không người lái sử dụng trong cứu trợ người bị nạn trên biển

Hiện nay, UAV được xem là một trong những loại vũ khí phát triển nhanh nhất, với hơn 30 quốc gia đang nghiên cứu và chế tạo khoảng 150 mẫu UAV Trong số đó, 80 mẫu đang được triển khai trong quân đội của 55 quốc gia trên toàn thế giới Việc phân loại UAV hiện nay dựa trên nhiều tiêu chí khác nhau, tùy thuộc vào quan điểm thiết kế, chế tạo và mục đích sử dụng.

Theo lĩnh vực sử dụng, UAV đƣợc chia thành UAV quân sự và dân dụng

Hình 5: UAV sử dụng trong dẫn đường cho tên lửa

Hình 6: UAV sử dụng phun thuốc trừ sâu trong nông nghiệp

Theo phạm vi khối lượng, chúng được chia thành UAV vi hình (MAV) – dưới 5kg, UAV tiểu hình – dưới 200kg, UAV lớn – trên 1000kg và siêu lớn –trên 20000kg.

UAV được phân loại theo thời gian bay thành các mức 1, 6, 12, 24 giờ hoặc hơn 24 giờ Ngoài ra, theo độ cao hoạt động, UAV được chia thành các loại: độ cao cực nhỏ dưới 1km, độ cao nhỏ dưới 3km, độ cao trung bình dưới 12km, độ cao lớn trên 12km và độ cao cực lớn trên 20km.

UAV được phân loại theo phương thức điều khiển thành hai loại chính: phương tiện bay tự hoạt (drones hay UAV) và phương tiện bay điều khiển từ xa (RPV) UAV tự hoạt được điều khiển bởi máy tính trên phương tiện bay với chương trình đã được lập trình sẵn, trong khi RPV được điều khiển thông qua kết nối dữ liệu vô tuyến.

Theo quan điểm thiết kế, người ta phân loại UAV theo sự sắp xếp của động cơ:

 Y4- Copter: Sử dụng 4 động cơ, 2 động cơ đƣợc lắp độc lập trên 2 cánh tay đòn, 2 động cơ còn lại lắp trên cánh tay đòn còn lại

H-Quad là một thiết kế với phần thân kéo dài về hai phía, trong đó cánh tay đòn được lắp đặt song song ở cuối thân Động cơ được bố trí ở hai bên cánh tay đòn, tạo nên sự cân bằng và hiệu suất cao cho thiết bị.

 V-Tail Quad: Giống H Quad nhưng cánh tay đòn phía trước được làm dài ra và - phía sau ngắn lại nghiêng 1 góc so với phương dọc trục

 Y6- Copter: Sử dụng 6 động cơ giống Hexacopter nhƣng cấu hình lại giống Tricopter vì sắp xếp các cặp động cơ lắp đồng trục và theo hướng lênxuống

 X8- Copter: Sử dụng 4 cánh tay đòn với 2 động cơ lắp đồng trục lên xuống.-

 H8- Copter: Cấu hình như 2 đường ray lắp song song và 4 động cơ được lắp trên 1 đường ray

Hình 7: Một số loại máy bay nhiều chong chóng mang: a) quad rotor ; b) Y4 copter; c) Y6 copter; d) X6 copter; e) Hexa rotor; f) X8 copter

Dựa trên các chương trình phát triển, dự đoán rằng đến năm 2018, UAV sẽ được sử dụng tại hơn 60 quốc gia, chiếm tới 90% số máy bay trinh sát và ít nhất 30% máy bay cường kích.

Máy bay không ngườ i lái d ng nhi u chong chóng mang (Multicopter) 8 ạ ề

1.2 Máy bay không người lái dạng nhiều chong chóng mang (Multicopter)

1.2.1 C u t o và nguyên lý hoấ ạ ạt động

Multicopter là một thiết bị bay không người lái có nhiều motor gắn với cánh quạt Cánh quạt quay tạo lực đẩy để nâng máy bay lên

Hình 8:Mô hình cấu tạo cơ bản của Quadcoper

Cánh chính của multicopers nằm ở phía trước và được chế tạo từ nhựa hoặc sợi carbon Động cơ là yếu tố quan trọng trong việc vận hành multicopers, quyết định tốc độ và hiệu suất Để đảm bảo hiệu quả, động cơ cần phải linh hoạt, đáng tin cậy và dễ dàng kiểm soát.

Càng đáp: làm nhiệm vụ cất hạ cánh 1 số loại càng đáp hiện nay có cơ cấu thu / thả càng

Bộ điều khiển bay gồm hai phần: một phần lắp trên máy bay và phần còn lại đặt dưới mặt đất Bộ thu phát có nhiệm vụ truyền tải và nhận dữ liệu, trong khi cảm biến giúp nhận diện các tín hiệu radio và GPS, đồng thời thu thập thông tin về vị trí cũng như các cập nhật thời tiết.

Module GPS là công nghệ định vị mạnh mẽ, đặc biệt quan trọng trong máy bay không người lái, giúp cung cấp thông tin chính xác về vĩ độ, kinh độ và độ cao.

Pin: cung cấp năng lƣợng cho sự vận hành của multicopter

Sự di chuyển của Multicopter phụ thuộc vào việc điều chỉnh tốc độ quay của từng động cơ và cách sắp xếp chiều cánh quạt Quá trình quay cánh quạt tạo ra sự chênh lệch áp suất giữa các dòng khí ở mặt trên và mặt dưới cánh quạt, từ đó tạo lực nâng cho máy bay hoạt động đồng thời triệt tiêu momen do chúng gây ra trong quá trình bay Điều khiển chuyển động của Multicopter được thực hiện thông qua sóng radio bằng cách thay đổi tốc độ quay giữa các cánh quạt, cho phép máy bay di chuyển linh hoạt và chính xác.

Hình 9 Mô hình momen quay của Quadcoper

Quadrotor được thiết kế theo dạng dấu cộng với các chuyển động như điều chỉnh độ cao, góc liệng, góc chúc và góc hướng thông qua việc thay đổi lực đẩy của từng động cơ Trong trạng thái bay treo, lực đẩy của bốn động cơ là tương đương nhau Để điều chỉnh góc hướng, hai động cơ quay cùng chiều sẽ hoạt động nhanh hơn hai động cơ còn lại Đối với góc liệng, các động cơ được chia thành hai nhóm ở hai bên trục xoay, với lực đẩy trong mỗi nhóm bằng nhau nhưng khác nhau giữa các nhóm để thực hiện bay liệng Nguyên lý điều khiển góc chúc tương tự như góc liệng, chỉ khác ở trục xoay.

Hình 10: Nguyên lý hoạt động của Quadrorotor

Để di chuyển về phía trước, động cơ phía trước cần giảm tốc độ so với động cơ phía sau; ngược lại, để di chuyển về phía sau, động cơ phía sau phải giảm tốc độ so với động cơ phía trước.

Để di chuyển sang trái, động cơ bên trái cần giảm tốc độ so với động cơ bên phải, và ngược lại, để đi về phía phải, động cơ bên phải phải giảm tốc độ so với động cơ bên trái.

 Lên – xuống: tăng tốc hay giảm tốc đồng thời 4 motor đồng thời sẽ tương ứng làm tăng lực nâng và giảm lực nâng để bay lên hoặc xuống

Để điều khiển máy bay nhiều cánh quạt xoay, cần lưu ý đến chiều quay của cặp motor Khi muốn xoay cùng chiều kim đồng hồ, cặp motor quay cùng chiều kim đồng hồ (ví dụ trước sau) sẽ quay chậm hơn cặp motor quay ngược chiều (ví dụ trái phải) và ngược lại trong trường hợp quay ngược chiều kim đồng hồ.

1.2.2.1 Phân loại theo s ố lượng cánh qu t ạ

1.2.2.1a Quadcoper là lo i multicoper có 4 cánh quạ ạt

Quadcopter hoạt động dựa trên sự cân bằng của các cánh quạt, với cặp cánh trước và sau quay ngược chiều kim đồng hồ, trong khi cặp cánh bên phải và trái quay thuận chiều kim đồng hồ Điều này giúp tạo ra một lực đẩy bằng nhau khi cất cánh và hạ cánh, đồng thời cho phép điều khiển góc xoay, góc xoắn và góc lệch thông qua việc thay đổi tốc độ của các cánh quạt Ưu điểm của Quadcopter bao gồm giá cả phải chăng, dễ dàng sửa chữa, tính cơ động cao, dễ dàng di chuyển và có thể thêm phụ kiện tùy thích Tuy nhiên, khi một động cơ bị hỏng, toàn bộ hệ thống sẽ mất ổn định và có thể gây rơi, ngoài ra lực đẩy của Quadcopter cũng ít hơn và ít chính xác hơn so với các loại máy bay nhiều cánh quạt khác.

Hình 11 X4 flyer Mark : và chuyển động cơ bản của Quadcoper

1.2.2.1b H aex coper là lo i multicoper có 6 cánh qu ạ ạt.

Hình 12: Hexacopter, máy bay 6 chong chóng mang

Hexacopter, với sáu động cơ và cánh quạt, là phiên bản nâng cấp từ quadcopter, mang lại nhiều lợi ích tương tự và vượt trội hơn Những ưu điểm nổi bật của hexacopter bao gồm khả năng bay ổn định hơn, tải trọng lớn hơn và thời gian bay lâu hơn, làm cho nó trở thành sự lựa chọn lý tưởng cho các ứng dụng chuyên nghiệp và giải trí.

- Công suất: tốc độ và công suất cao hơn do thêm 2 động cơ

- Xử lý tốt trong điều kiện có gió

- An toàn: 6 động cơ cách nhau 120 độ, an toàn và có thể đáp kể cả khi có 1 hoặc vài động cơ bị hỏng

Mặc dù hexacopter có nhiều ưu điểm, nhưng giá thành của nó cao hơn so với quadcopter Nó yêu cầu bảo trì nhiều hơn, kém cơ động hơn và thời gian bay cũng ngắn hơn Hơn nữa, với 6 động cơ được bố trí cách nhau 120 độ, kích thước của hexacopter khá cồng kềnh.

1.2.2.1c Octocoper là loại multicoper có 8 cánh quạt

Hình13: Octocopter, máy bay 8 chong chóng mang Đây là dạng hiết kế tối ƣu, gồm 8 động cơ và cánh quạt, cung cấp lợi ích lớn t hơn nhiều hexacoper

- Tốc độ: Nhanh hơn rất nhiều so với các dạng multicoper khác

- Lực đẩy lớn, tải trọng lớn hơn hexacoper

- Kiểm soát: Kiểm soát tuyệt vời mà không bị điều kiện gió cản trở.

- An toàn: có thể vận hành an toàn và ổn định ngay cả khi có 1 hay vài động cơ hỏng.

Octocoper yêu cầu một hệ thống điều khiển phức tạp vì nó có đến 8 động cơ và cánh quạt được bố trí trên cùng một mặt phẳng, dẫn đến kích thước của nó trở nên cực kỳ cồng kềnh.

1.2.3 Các cách ph i trí cánh qu t trên multicopter ố ạ Đối với multicoper có số lƣợng cánh quạt nhiều, có 2 cách phối trí cánh quạt:

Hình 14 : Octocoper với phối trí cánh đơn

Multicopter với nhiều cánh mang lại hiệu quả và độ ổn định cao, nhưng kích thước của chúng thường cồng kềnh do số lượng cánh lớn phân bố đều trên một mặt phẳng.

1.2.3.2 Phối trí cánh kép đồng tr c ụ

Hình 15 : Octocoper với phối trí cánh kép đồng trục

Cách phối trí này tạo ra một bố cục gọn nhẹ, tiết kiệm không gian hơn Về mặt hiệu suất và độ tin cậy của chuyến bay, cách phối trí này vượt trội hơn so với phối trí cánh đơn, mặc dù thời gian bay có thể ngắn hơn.

- Hiệu suất bay và ổn định tốt nhất trong các loại multicopers

- Động cơ dự phòng tốt hơn ( kể cả khi 1 động cơ gặp sự cố cũng không có bất kỳ dao động đáng chú ý nào)

- Nhẹ hơn và nhỏ hơn

Nhƣợc điểm: thời gian bay ngắn hơn so với multicoper phối trí cánh đơn có cùng số lƣợng cánh

1.3 N i dung nghiên cộ ứu của luận văn

Sự phát triển nhanh chóng của công nghệ đã giúp máy bay không người lái (UAV) thực hiện nhiều nhiệm vụ đa dạng, chứng tỏ sự ưu việt trong thực tế Ngoài vai trò quan trọng trong quân sự, UAV ngày càng phổ biến trong các hoạt động dân sự và nghiên cứu khoa học, như phát hiện cháy rừng, bảo trì đường bộ, chăm sóc mùa màng, tìm kiếm nạn nhân trong thiên tai, vận chuyển thuốc men và đồ cứu trợ, giám sát mỏ và đường ống dẫn dầu, theo dõi sự cố hạt nhân, di cư động vật, và hỗ trợ giải cứu tàu thuyền Với những ứng dụng to lớn này, luận văn này góp phần nghiên cứu và phát triển UAV, cụ thể là “Nghiên cứu ảnh hưởng phối trí cánh quạt tới lực đẩy trên máy bay nhiều chong chóng mang”, nhằm tìm hiểu các yếu tố ảnh hưởng đến hiệu suất lực đẩy và tiêu hao năng lượng, từ đó chế tạo UAV với khả năng mang tải cao mà vẫn tối ưu về kích thước và khối lượng.

LÝ THUYẾT ĐỘ NG L C H C MÁY BAY NHI U CHONG Ự Ọ Ề CHÓNG MANG

Cơ sở lý thuy ết khí độ ng

2.2.1 Mô hình khí động trên một cánh đơn

Hình 19: Mô hình khí động của một cánh quạt.

 T: là lực đẩy của cánh quạt hướng lên trên

 v  và v  : là các vận tốc cận trên và cận dưới

 v 2 và v 1 : là các vận tốc phía trên và phía dưới của cánh quạt.

 p  và p  : là các áp suất cận trên và cận dưới

 p 1 và p 2 : là các áp suất phía trên và dưới của cánh quạt.

 v 0 : là vận tốc dòng đi vào cánh quạt.

Không khí ở tầng trên cung cấp năng lượng trở lại cho tầng không khí phía dưới Để thuận tiện cho việc tính toán, chúng ta sẽ đưa ra một số giả thiết.

+ Lượng khí tương tác (như Hình 3.1) được coi như một ống thông lượng không có sự tương tác với bên ngoài.

+ Cánh quạt khi quay coi nhƣ một đĩa kín (khi tốc độ quay lớn thì sẽ có vô số cánh quạt).

+ Cánh quạt có độ dày vô cùng nhỏ.

+ Vận tốc theo phương đứng của dòng không khí qua cánh quạt như trên hình vẽ là liên tục.Không khí ở đây là khí lý tưởng, không nén.

T S p S p   ( 2  p 1 ) (1) Trong đó : S là diện tích của đĩa tròn do cánh quạt tạo nên

Nhƣng nếu xét theo độ thay đổi của khối lƣợng không khí đi qua cánh quạt thì ta có :

Do đó từ (1) và (2) ta có :

 (3) Với  : Là mật độ không khí.

Vì ta giả thiết dòng không khí qua cánh quạt nhƣ trên hình vẽ là liên tục cho nên ta có

1 v 2 v  Xét 2 phần trên và dưới của cánh quạt Áp dụng định luật Bernoulli cho hai phần này ta có :

Kết hợp (4) và (5) và có v 1 v 2 và xem như trong điều kiện không khí bình thường thì p   p  Ta có:

2 v  v   p p (6)Kết hợp (3) với (6) ta đƣợc:

Do đó từ (7) và (8) ta đƣợc :

Thay (9) (3) và (2) vào (1) ta đƣợc :

T  2  S v 1 0 v (10) Trong trường hợp v  0thì từ (8) và (10) ta sẽ có :

T  2  S v 2 0 (11) 2.2.2 Mô hình khí động trên cánh kép đồng trục

Hình 20: Mô hình dòng chảy qua hệ thống cánh kẹp đồng trục

Trong quá trình hoạt động, không khí từ cánh trên di chuyển cùng chiều với cánh trên và ngược lại với cánh dưới, gây cản trở cho sự quay của cánh dưới Cánh trên bù chênh áp cho cánh dưới, dẫn đến việc lực nâng từ cánh dưới bị giảm.

V i công thớ ức tính lực đẩy nhƣ sau:

: khối lƣợng riêng của không khí (Kg/ )

: tốc độ quay roto (vòng/s)

R: bán kính cánh quạt (mm)

2.2.3 Phương pháp tính lực trường hợp cánh kép gá đồng tr c ụ

Hình 21: Phân bố lực cánh kép đồng trục

Cảm biến lực Loadcell hoạt động dựa trên nguyên tắc thanh cảm biến bị biến dạng sẽ phản hồi cho ta giá trị lực tác dụng lên nó.

Gọi M 1 và M2là tổng giá trị lực tác dụng lên Loadcell trên và dưới tương ứng.

Gọi P1, T1 và P2, T2 là giá trị trọng lƣợng của động cơ và lực đẩy(N) do nó tạo ra tương ứng với động cơ trên và dưới

Độ ng l c h ự ọ c máy bay không ngườ i lái

Giá trị lực đẩy động cơ phía trên sẽ đƣợc tính:

Lực tác dụng lên Loadcell phía dưới là tổng giá trị của hai tầng cánh trên và dưới, do đó, giá trị lực do động cơ phía dưới tạo ra được tính toán dựa trên tổng lực này.

2.3 ng lĐộ ực học máy bay không người lái

Mô hình máy bay UAV dạng Quadrotor được lựa chọn làm đối tượng nghiên cứu do tính cơ bản, khả năng hoạt động linh hoạt và sự phổ biến của nó trong lĩnh vực công nghệ.

Trước khi phân tích các chuyển động vật lý của quadrotor, cần làm rõ sự khác biệt giữa động lực học quadrotor trong hệ quy chiếu quán tính và hệ quy chiếu Q gắn với thân máy bay Trong hệ quy chiếu quán tính, chúng ta có những đặc điểm riêng biệt cần được xem xét.

Véc tơ vị trí của Quadrotor:

Véc tơ vận tốc của Quadrotor:

Tương tự, véc tơ góc xoay cho các chuyển động nghiêng (roll), chúc ngóc (pitch), hướng (yaw) được xác định như sau:

Với đạo hàm góc tương ứng:

Cần phân biệt rõ giữa véc tơ vận tốc góc trong hệ quy chiếu gắn với thân và đạo hàm góc, vì chúng không giống nhau Vận tốc góc là véc tơ có phương dọc

Tương tự, việc chuyển đổi véc tơ trong hệ quy chiếu quán tính sang hệ quy chiếu gắn với thân máy bay ta sử dụng ma trận xoay: c c c s s c s c c s s s c c s c s c c s s s c s s s c s c

2.3.2 Motor Động cơ 3 pha không chổi than đƣợc sử dụng cho hầu hết các ứng dụng quadrotor vì có tốc độ quay lớn, công suất cao Mô men xoắn sinh ra từ động cơ đƣợc tính theo công thức:

- mô men xoắn sinh ra từ động cơ

- I cường độ dòng điện đầu vào

I0 - cường độ dòng khi motor chạy không tải

Kt - là hằng số tỷ lệ. Điện áp đặt lên động cơ: m v

Trong đó: Rm - điện trở của động cơ

 - vận tốc góc của động cơ

Do đó công suất tiêu thụ của động cơ đƣợc tính theo công thức:

  (2.10) Để đơn giản hóa ta có thể coi thành phần điện trở của động cơ là vô cùng nhỏ và bỏ qua chúng:

Để đơn giản hóa, chúng ta giả định rằng K t I 0 < τ, với I 0 là dòng không tải rất nhỏ Kết quả là, chúng ta có công thức đơn giản cho công suất động cơ.

Công suất động cơ của Quadrotor được xác định dựa trên nguyên lý bảo toàn năng lượng, trong đó năng lượng sinh ra từ động cơ trong một khoảng thời gian tương ứng với tích của lực đẩy từ cánh quạt và độ dịch chuyển của không khí Cụ thể, công suất động cơ có thể được tính bằng tích của lực đẩy và vận tốc dòng khí.

Do tốc độ của Quadrotor nhỏ, ta giả định rằng vận tốc không khí khi bay treo là v h, trong khi vận tốc dòng tự do tại môi trường xung quanh là v ∞ = 0 Theo lý thuyết động lực học, ta có mối quan hệ h 2 v T.

Trong đó:  (0,1249kg/m3) - trọng lƣợng riêng không khí

A- di n tích quét c a cánh qu t ệ ủ ạ

Từ công thức xác định công suất ta có thể viết lại nhƣ sau:

Tổng hợp lực từ 4 động cơ cho ta tổng lực đẩy sinh ra (trong hệ quy chiếu gắn với thân máy bay) nhƣ sau :

Mô hình không chỉ chịu lực đẩy mà còn bị tác động bởi các lực ma sát, được giả định là các lực cản tuyến tính theo từng chiều Mặc dù hệ số lực cản theo hai phương x và y khác với phương z, để đơn giản hóa bài toán, chúng ta có thể coi ba hệ số lực cản này là giống nhau, ký hiệu là k d.

Sau khi tính toán các thành phần lực, chúng ta sẽ tiến hành tính toán các mô men tác dụng lên mô hình Quadrotor Mỗi động cơ tạo ra một thành phần mô men theo trục z trong hệ quy chiếu của máy bay, giúp cánh quạt quay và sinh ra lực đẩy Thành phần mô men này cũng tạo ra gia tốc góc tức thời và triệt tiêu các thành phần lực cản Theo lý thuyết khí động học, công thức tính lực cản được trình bày như sau:

Trong đó :  - khối lƣợng riêng không khí

A - diện tích tiết diện cánh (phân biệt với diện tích quét của cán

C D - hệ số lực cản v - vận tốc dài.

Từ đó có thể xác định mô men sinh ra bởi thành phần lực cản nhƣ sau :

Vận tốc góc của cánh quạt được ký hiệu là , bán kính cánh quạt là R, và b là hằng số Trong công thức này, giả thiết rằng tất cả các lực tác động tại đầu mút cánh không hoàn toàn chính xác do tiết diện cánh thay đổi theo từng phân tố Tuy nhiên, để đơn giản hóa bài toán, có thể coi mô men cản sinh ra tỷ lệ với bình phương vận tốc góc Do đó, tổng mô men tác động lên mô hình Quadrotor theo trục z được xác định như sau.

Trong quá trình hoạt động của Quadrotor, mô men quán tính theo trục z (I M), gia tốc góc (ω) và hệ số mô men cản (b) là những yếu tố quan trọng Ở trạng thái ổn định, chẳng hạn như khi bay treo, gia tốc góc gần như bằng 0, cho phép bỏ qua thành phần này Do đó, công thức tính tổng mô men được đơn giản hóa, giúp dễ dàng hơn trong việc tính toán và điều khiển Quadrotor.

Các cánh quạt được đánh số theo thứ tự, trong đó cánh quạt quay theo chiều kim đồng hồ tạo ra mô men dương, trong khi cánh quạt quay ngược chiều kim đồng hồ tạo ra mô men âm Tổng mô men tác động lên trục z được xác định như sau:

Thành phần mô men theo 2 trục còn lại tương ứng với 2 chuyển động nghiêng và chúc ngóc được xác định theo công thức xác định mô men thông thường ( F L )

Ta có mô men theo trục x (chuyển động nghiêng) và mô men theo trục y (chuyển động chúc ngóc):

Trong đó L là khoảng cách từ trọng tâm máy bay tới trục động cơ

Từ các kết quả trên ta thu đƣợc tổng mô men tác dụng lên quadrotor có dạng:

Mô hình này đã được đơn giản hóa bằng cách bỏ qua các ảnh hưởng của mô hình động học phi tuyến, coi như mô hình là tuyến tính và cứng tuyệt đối Đồng thời, chúng ta cũng loại bỏ ảnh hưởng của hiện tượng đàn hồi khí động trong quá trình cánh quạt hoạt động và các tác động của dòng không khí bên ngoài Dựa trên các giả thiết này, chúng ta đã xác định được những thành phần cần thiết để xây dựng mô hình động học Quadrotor tuyến tính.

Trong hệ quy chiếu quán tính, gia tốc của Quadrotor phụ thuộc vào lực đẩy, trọng lượng và các lực cản tuyến tính Véc tơ lực đẩy trong hệ quy chiếu quán tính có thể được xác định từ véc tơ lực đẩy trong hệ quy chiếu của thân máy bay thông qua ma trận xoay R Theo định luật II Newton, ta có thể tính toán gia tốc của Quadrotor dựa trên các yếu tố này.

NGHIÊN CỨ U ẢNH HƯỞ NG C A PH I TRÍ CÁNH QU T T I Ủ Ố Ạ Ớ

Ph i trí cánh qu ố ạt đơn

Board mạch Arduino đƣợc k t n i v i c m bi n HX711 và c m bi n lế ố ớ ả ế ả ế ực Loadcell theo sơ đồ sau:

Hình 37:Sơ đồ mắc nối mạch cảm biến Loadcell

Hình 38: Thiết kế board mạch Arduino

3.2 Phối trí cánh quạt đơn

3.2.1 Hai cánh GF8045 gá đồng phẳng

Kết quả của mỗi trường hợp được xuất ra bảng Excel sau đó được tiến hành vẽ đồ thị với mỗi trường hợp:

B ng 7ả : Kết quả đo vậ ốc và lực đẩy n t hai cánh GF 8045 gá đồng ph ng ẳ

Lực đẩy 2 cánh gá đồng phẳng (g)

Lực đẩy 2 cánh gá đồng phẳng (g)

Hình 39 : Đồ thị lực đẩy 2 cánh GF8045 gá đồng phẳng phụ thuộc vào vận tốc 3.2.2 Hai cánh GF1045 gá đồng phẳng

Kết quả của mỗi trường hợp được xuất ra bảng Excel sau đó được tiến hành vẽ đồ thị với mỗi trường hợp:

B ng 8ả : Kết quả đo vậ ốc và lực đẩy n t hai cánh GF 1045 gá đồng ph ng ẳ

Lực đẩy 2 cánh gá đồng phẳng (g)

Lực đẩy 2 cánh gá đồng phẳng (g)

Hình 40: Đồ thị lực đẩy 2 cánh GF1045 gá đồng phẳng phụ thuộc vào vận tốc

3.2.3 So sánh k t qu lế ả ực đẩy ph thu c vào v n t c c a 2 ụ ộ ậ ố ủ loạ ánh đơn khác i c nhau

Dựa vào bảng kết quả thí nghiệm đo lực đẩy phụ thuộc vào vận tốc cho hai trường hợp cánh đơn GF8045 và GF1045, chúng tôi đã sử dụng phương pháp nội suy để thu được bảng số liệu chi tiết.

B ng 9ả : Kết quả đo vậ ốn t c và lực đẩy của 2 loại cánh đường kính khác nhau

2 cánh GF8045 gá đồng phẳng 2 cánh GF1045 gá đồng phẳng

Vận tốc (v/p) Lực đẩy (g) Lực đẩy (g)

Hình 41: Đồ thị so sánh lực đẩy phụ thuộc vào vận tốc với 2 loại cánh đường kính khác nhau

Theo bảng số liệu so sánh, vận tốc cánh quạt tỷ lệ thuận với lực đẩy ở các loại cánh khác nhau với đường kính GF8045 và GF1045 Khi giữ tốc độ quay không đổi, cánh quạt có đường kính lớn hơn sẽ tạo ra lực đẩy mạnh hơn so với cánh có đường kính nhỏ.

3.3 Phối trí cánh kép đồng tr c ụ

3.3.1 Hai cánh GF8045 gá đồng tr c ụ

Kết quả của mỗi trường hợp được xuất ra bảng Excel sau đó được tiến hành vẽ đồ thị với mỗi trường hợp:

B ng 10: Kả ết quả đo ậ ố v n t c và lực đẩy hai cánh GF 8045 gá đồng tr c ụ

% Mức ga Cánh dưới Cánh trên 2 cánh GF8045 gá đồng trục

Hình 42: Đồ thị so sánh lực đẩy phụ thuộc vào vận tốc giữa hai cánh GF8045 được gá đồng trục 3.3.2 Hai cánh GF1045 gá đồng tr c ụ

Kết quả của mỗi trường hợp được xuất ra bảng Excel sau đó được tiến hành vẽ đồ thị với mỗi trường hợp:

B ng 11: Kả ết quả đo vậ ốc và lực đẩn t y hai cánh GF 1045 gá đồng tr c ụ

Cánh trên Cánh dưới 2 cánh GF1045 gá đồng trục

Hình 43: Đồ thị lực đẩy2 cánh đơn GF1045 tự do phụ thuộc vào vận tốc

3.3.3 So sánh k t qu lế ả ực đẩy ph thu c vào v n t c c a 2 loụ ộ ậ ố ủ ại cánh đơn GF8045 gá đồng tr c và ụ GF1045 gá đồng tr c ụ

Từ bảng kết quả thí nghiệm đo lực đẩy phụ thuộc vào vận tốc trong hai trường hợp cánh đơn GF8045 và GF1045 gá đồng trục, chúng ta có thể thu được bảng số liệu quan trọng.

B ng 12: Kả ết quả đo vậ ốc và lực đẩy củn t a 2 loại cánh đơn GF8045 gá đồng trục và

% Mức ga 2 cánh GF8045 gá đồng trục 2 cánh GF1045 gá đồng trục

Hình 44: Đồ thị so sánh lực đẩy với 2loại cánh đường kính khác nhau gá đồng trục với cùng giá trị % Mức ga 3.3.4 K t lu n ế ậ

Trường hợp cánh kép được gá đồng trục nhận thấy:

 Khi tăng vận tốc cánh quạt thì lực đẩy cánh kép đồng trục cũng tăng theo.

 Vận tốc và lực đẩy cánh phía trên luôn ổn định và lớn hơn cánh phía dưới

3.4 So sánh lực đẩy cánh kép đồng trục với đồng phẳng

Dựa vào bảng kết quả thí nghiệm về lực đẩy phụ thuộc vào vận tốc trong hai trường hợp cánh GF8045 được gá đồng phẳng và gá đồng trục, chúng ta có thể thu được bảng số liệu chi tiết.

B ng 13: Lả ực đẩy của cánh GF8045 gá đồng trục và đồng phẳng

% Mức ga Cánh GF8045 gá đồng trục (g) Cánh GF8045 gá đồng phẳng (g)

Hình 45: Đồ thị so sánh lực đẩy với cánh GF8045 gá đồng trục và đồng phẳng với cùng giá trị % Mức ga

Từ bảng kết quả thí nghiệm, chúng tôi đã đo lực đẩy phụ thuộc vào vận tốc trong hai trường hợp cánh GF1045, bao gồm gá đồng phẳng và gá đồng trục Dữ liệu thu được cho thấy sự khác biệt rõ rệt trong lực đẩy giữa hai phương pháp gá này, giúp chúng ta hiểu rõ hơn về ảnh hưởng của cấu trúc gá đến hiệu suất hoạt động của cánh.

B ng 14: Lả ực đẩy của cánh GF1045 gá đồng trục và đồng phẳng

% Mức ga Cánh GF1045 gá đồng trục (g) Cánh GF1045 gá đồng phẳng (g)

Hình 46: Đồ thị so sánh lực đẩy với cánh GF1045 gá đồng trục và đồng phẳng với cùng giá trị % Mức ga

Trong thí nghiệm, chúng tôi đã đo lực đẩy của hai loại cánh quạt GF8045 và GF1045 sử dụng động cơ A2212 cùng một bộ thu tín hiệu, đảm bảo việc nhận tín hiệu cho cả hai động cơ diễn ra đồng thời Kết quả cho thấy rằng lực đẩy của hai cánh quạt gá đồng phẳng lớn hơn so với lực đẩy của các cánh quạt khác.

2 cánh gá đồng trục, giá trị % Mức ga càng tăng thì độ chênh lệch lực đẩy giữa 2 cánh gá đồng phẳng và đồng trục càng lớn

KẾT LUẬN VÀ HƯỚNG PHÁT TRI N Ể

Luận văn đã giải quyết đƣợc các vấn đề:

Tìm hiểu tổng quan về UAV và những điều cần biết về chong chóng mang Đã có sự nghiên cứu và ứng dụng mạnh mẽ trong cách tiếp cận lý thuyết tổng quát và nguyên lý điều khiển thiết bị bay.

 Tính toán, thi t k b thí nghi m ki m tra l c nế ế ộ ệ ể ự âng cánh đơn và hai cánh quạt đặ ồt đ ng tr c hoàn ch nh ụ ỉ

 Đo đạc và so sánh s ự ảnh hưởng tương tác lực nâng trong trường h p ph i trí ợ ố cánh đơn đồng phẳng và cánh kép đồng tr c ụ

2 Hướng phát triển của luận văn

Luận văn có nhiều hướng để tiếp tục phát triển, hoàn thiện, trong đó:

 Để thực nghiệm đƣợc kết quả đo vận tốc chính xác hơn có thể dùng cảm biến Encoder thay vì dùng thiết bị đo cầm tay.

 Nghiên cứu giảm thiểu số Loadcell cần sử dụng.

Luận văn nghiên cứu về "Thiết kế và tích hợp hệ thống khảo sát địa hình trong xây dựng" sử dụng công nghệ chụp ảnh, quét laser, GPS/GNSS và UAV, mã số ĐTĐL.CN-54/16 Tác giả xin gửi lời cảm ơn chân thành đến TS Vũ Đình Quý, các thầy cô và sinh viên tại Bộ môn Kỹ thuật Hàng không và Vũ trụ, cùng đặc biệt cảm ơn bạn Nguyễn Xuân Dương – lớp Kỹ thuật hàng không Khóa 57, đã hỗ trợ rất nhiều trong quá trình thực hiện luận văn.