lần lƣợt là biến dạng pháp tuyến theo phƣơng vuông góc trụ của c composite, sợi, nền.. lần lƣợt là độ dày của composite, sợi, nền.. - Các chế độ phá hủy của lớp trong trƣờng hợp chịu tải
NGUYỄN TRẦN TRUNG BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO TRƢỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA HÀ NỘI Nguyễn Trần Trung NGHIÊN CỨU TỐI ƢU KẾT CẤU CÁNH UAV LÀM BẰNG KỸ THUẬT CƠ KHÍ ĐỘNG LỰC VẬT LIỆU COMPOSITE LUẬN VĂN THẠC SĨ KHOA HỌC KỸ THUẬT CƠ KHÍ ĐỘNG LỰC KHÓA CLC2017B HÀ NỘI – 2018 Tai ngay!!! Ban co the xoa dong chu nay!!! 17057204843431000000 BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO TRƢỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA HÀ NỘI Nguyễn Trần Trung NGHIÊN CỨU TỐI ƢU KẾT CẤU CÁNH UAV LÀM BẰNG VẬT LIỆU COMPOSITE Chuyên ngành: Kỹ thuật Cơ khí Động lực LUẬN VĂN THẠC SĨ KHOA HỌC KỸ THUẬT CƠ KHÍ ĐỘNG LỰC NGƢỜI HƢỚNG DẪN KHOA HỌC: TS VŨ ĐÌNH Q HÀ NỘI – 2018 CỘNG HỊA 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 Trần Trung Đề tài luận văn: Nghiên cứu tối ƣu kết cấu cánh UAV làm vật liệu composite Chuyên ngành: Kỹ thuật Cơ khí động lực Mã số HV: CBC17013 Tác giả, Ngƣời hƣớng dẫn khoa học Hội đồng chấm luận văn xác nhận tác giả sửa chữa, bổ sung luận văn theo biên họp Hội đồng ngày 26/04/2018 với nội dung sau: - Trích dẫn tài liệu tham khảo thuyết minh Chỉnh sửa lỗi đánh máy, tả Phần kết luận viết chi tiết, cụ thể lƣợng hóa kết Ngày tháng năm 2018 Giáo viên hƣớng dẫn Tác giả luận văn TS Vũ Đình Quý Nguyễn Trần Trung CHỦ TỊCH HỘI ĐỒNG TS Đinh Tấn Hƣng ii LỜI CAM ĐOAN Tôi – Nguyễn Trần Trung, học viên lớp Cao học Kỹ thuật Cơ khí Động lực khóa CLC2017B Trƣờng Đại học Bách khoa Hà Nội – cam kết luận văn cơng trình nghiên cứu thân tơi dƣới hƣớng dẫn TS Vũ Đình Q – Viện Cơ khí Động lực – Đại học Bách khoa Hà Nội Các số liệu, kết nêu luận văn trung thực chƣa đƣợc cơng bố cơng trình khác Tác giả luận văn xin chịu trách nhiệm nghiên cứu Hà Nội, ngày tháng năm 2018 Tác giả Nguyễn Trần Trung iii Xác nhận giáo viên hƣớng dẫn mức độ hoàn thành luận văn tốt nghiệp cho phép bảo vệ: ………………………………………………………………………………………… ………………………………………………………………………………………… ………………………………………………………………………………………… ………………………………………………………………………………………… ………………………………………………………………………………………… ………………………………………………………………………………………… ………………………………………………………………………………………… ………………………………………………………………………………………… ………………………………………………………………………………………… ………………………………………………………………………………………… ………………………………………………………………………………………… ………………………………………………………………………………………… Hà Nội, ngày tháng năm 2018 Giảng viên hƣớng dẫn TS Vũ Đình Q iv TĨM TẮT NỘI DUNG LUẬN VĂN NGHIÊN CỨU TỐI ƢU KẾT CẤU CÁNH UAV LÀM BẰNG VẬT LIỆU COMPOSITE Tóm tắt: Nội dung luận văn thực tối ƣu hóa kết cấu vỏ cánh UAV làm vật liệu composite Trọng tâm luận văn thực tối ƣu hóa độ dày, vị trí lớp hƣớng sợi, xem xét đến ràng buộc từ thông số độ dày lớp từ nhà sản xuất từ tính tốn đƣợc số lớp tối ƣu hƣớng sợi, tối ƣu thứ tự xếp lớp hƣớng sợi khác cách sử dụng module Optistruct phần mềm HyperWork Mô hình cánh đƣợc sử dụng tƣơng tự với mơ hình cánh UAV trinh sát VT PATROL Viettel Thơng số tải khí động đầu vào cho toán tối ƣu kết cấu đƣợc lấy từ kết chạy mơ khí động dịng chảy qua cánh đƣợc thực module Fluent phần mềm ANSYS Thông số tần số dao động riêng cánh đƣợc lấy từ kết thực phân tích MODAL với mơ hình cánh phần mềm ANSYS Các thơng số đóng vai trị nhƣ ràng buộc thiết kế cho toán tối ƣu kết cấu Việc tối ƣu kết cấu vỏ cánh phần mềm HyperWork giúp giảm đƣợc trọng lƣợng cánh mà đảm bảo UAV hoạt động an tồn dƣới điều kiện tải khí động trọng lực Sử dụng phần mềm góp phần giảm thiểu công sức thời gian nhiều so với phƣơng pháp thiết kế thử nghiệm truyền thống Từ khóa: Optistruct, Composite optimization, wing structural optimization, Composite Shuffling optimization, Free-size optimization, Size optimization OPTIMIZATION STRUCTURE OF UAV FABRICATED BY COMPOSITE MATERIAL Abstract: This thesis aimed to perform an optimization of a composite UAV wing skin This thesis concentrated on optimizing the thickness, shapes and locations of patches per ply orientation, while also satisfying the manufacturable ply thickness, hence computing the optimal number of ply per fiber orientation, determining the optimal stacking sequence by using the module OptiStruct of the software HyperWorks The wing model used in this problem is similar to the wing model of the scout UAV which was developed by Viettel The data of aerodynamic load as an input for the structural optimization was exported from the results of a fluent analysis which simulated a flow over a wing by using the module Fluent of the software ANSYS The data of natural frequencies of the wing came from the results of a MODAL analysis with the wing model by using ANSYS These frequencies are design constraints for the structural optimization Using HyperWorks to perform an optimization of a wing skin structure helps reduce the weight of the structure while ensuring the UAV still operates safety under the act of gravity and aerodynamics force Using this software also helps decrease time and works compare to the conventional design and testing method Keywords: Optistruct, Composite optimization, wing structural optimization, Composite Shuffling optimization, Free-size optimization, Size optimization v MỤC LỤC DANH MỤC HÌNH ẢNH viii DANH MỤC BẢNG BIỂU x LỜI NÓI ĐẦU xi CHƢƠNG 1: TỔNG QUAN VỀ VẬT LIỆU COMPOSITE 1.1 Giới thiệu 1.2 Khái niệm 1.3 Thành phần cấu tạo 1.4 Đặc điểm 1.4.1 Ƣu điểm 1.4.2 Nhƣợc điểm 1.5 Phân loại CHƢƠNG 2: LÝ THUYẾT TẤM COMPOSITE 2.1 Phân tích tính cho lớp composite 2.1.1 Tỷ lệ thể tích, tỷ lệ khối lƣợng, khối lƣợng riêng 2.1.2 Ƣớc tính thơng số modul đàn hồi 2.1.3 Đánh giá thông số độ bền lớn 13 2.2 Phân tích tính cho composite nhiều lớp 19 2.2.1 Ảnh hƣởng hƣớng sợi tới tính vật liệu composite 19 2.2.2 Trƣờng biến dạng 20 2.2.3 Mối quan hệ ứng suất biến dạng 21 2.2.4 Biểu thức xác định lực moment 22 CHƢƠNG 3: TỐI ƢU CẤU TRÚC COMPOSITE SỬ DỤNG PHẦN MỀM HYPERWORK 24 3.1 Giới thiệu phần mềm HyperWorks[10] 24 3.2 Tối ƣu hóa cấu trúc composite giải OptiStruct[6] 26 vi 3.2.1 Bài toán tối ƣu 26 3.2.2 Công nghệ tối ƣu Free-Sizing 27 3.2.3 Công nghệ tối ƣu Sizing 28 3.2.4 Công nghệ tối ƣu thứ tự xếp chồng ( Ply-stacking) 29 CHƢƠNG 4: TỐI ƢU HÓA KẾT CẤU VẬT LIỆU COMPOSITE 30 4.1 Mơ hình cánh 30 4.2 Các kiện đầu vào cho toán tối ƣu 31 4.2.1 Xây dựng model kết cấu cánh 31 4.2.2 Các thơng số tính chất vật liệu 31 4.2.3 Tính tốn trƣờng áp suất bao quanh cánh 32 4.2.4 Tính tốn tần số dao động riêng 34 4.3 Tối ƣu kết cấu cánh làm vật liệu composite sử dụng module Optistruct 35 4.3.1 Tổng quan bƣớc thực 35 4.3.2 Chạy phân tích kết cấu model cánh 37 4.3.3 Pha tối ƣu Free-size 40 4.3.4 Pha tối ƣu Size 43 4.3.5 Pha tối ƣu Shuffle 47 KẾT LUẬN VÀ HƢỚNG PHÁT TRIỂN 50 Kết đạt đƣợc 50 Những hạn chế hƣớng phát triển 50 TÀI LIỆU THAM KHẢO 51 PHỤ LỤC: HƢỚNG DẪN THỰC HIỆN TỐI ƢU VỎ CÁNH BẰNG PHẦN MỀM HYPERWORKS 52 Bài tốn phân tích phân tích kết cấu 52 Pha Free Size 58 Pha Size 60 Pha Shuffle 66 vii DANH MỤC HÌNH ẢNH Hình 1.1 Các dạng hình học khơng gian khác vật liệu gia cƣờng Hình 1.2 Phân loại composite theo vật liệu gia cƣờng Hình 1.3 Composite dạng xếp lớp Hình 1.4 Một kiểu xếp lớp composite Hình 1.5 Cấu trúc composite sandwich lõi tổ ong Hình 2.1 Phần tử thể tích đại diện đơn hƣớng[1] Hình 2.2 Một ứng suất dọc trục tác dụng lên phần tử thể tích đại diện để tính tốn Module Young dọc trục đơn hƣớng[1] Hình 2.3 Một ứng suất vng góc sợi tác dụng lên phần tử thể tích đại diện để tính tốn Module Young vng góc sợi đơnS hƣớng[1] 10 Hình 2.4 Một ứng suất dọc hƣớng sợi tác dụng lên phần tử thể tích đại diện để tính tốn hệ số Poisson đơn hƣớng[1] 11 Hình 2.5 Một ứng suất cắt mặt phẳng tác dụng lên phần tử thể tích đại diện để tính tốn module cắt mặt phẳng đơn hƣớng[1] 12 Hình 2.6 Các chế độ phá hủy đơn hƣớng chịu lực kéo dọc trục[1] 13 Hình 2.7 Các chế độ phá hủy đơn hƣớng chịu lực nén dọc trục[1] 15 Hình 2.8 Phần tử thể tích đại diện để tính tốn độ bền kéo vng góc hƣớng sợi đơn hƣớng 17 Hình 2.9 Tọa độ lớp composite[1] 21 Hình 2.10 Sự thay đổi ứng suất biến dạng theo chiều dày tấm[1] 22 Hình 4.1 UAV VT-Patrol[9] 30 Hình 4.2 Kích thƣớc mơ hình cánh sử dụng 31 Hình 4.3 Model kết cấu cánh 31 Hình 4.4 Miền tính tốn 33 Hình 4.5 Phân bố áp suất bao quanh cánh 33 Hình 4.6 Lực nâng 34 Hình 4.7 Điều kiện ngàm cho vỏ cánh 34 Hình 4.8 Điều kiện ngàm cho hệ thống dầm xƣơng ngang 34 viii Hình 4.9 Ví dụ hình dạng, vị trí bó sau bƣớc Free-size 35 Hình 4.10 Ví dụ phân bố độ dày lớp hƣớng sợi sau bƣớc tối ƣu Size 36 Hình 4.11 Ví dụ thứ tự xếp lớp qua bƣớc tối ƣu Shuffle 36 Hình 4.12 Nhập mơ hình cánh vào HyperWorks 37 Hình 4.13 Thông số khởi tạo ban đầu độ dày lớp hƣớng sợi 38 Hình 4.14 Điều kiện biên ngàm gốc cánh 38 Hình 4.15 Trƣờng áp suất quanh cánh 38 Hình 4.16 Ứng suất Vomise chuyển vị dầm xƣơng ngang 39 Hình 4.17 Ứng suất Vonmise chuyển vị vỏ cánh 39 Hình 4.18 Phân bố độ dày phần tử hƣớng sợi sau bƣớc tối ƣu Free-size 41 Hình 4.19 Các thơng số thu đƣợc vịng lặp cuối 41 Hình 4.20 Các bó cho hƣớng sợi 0º 42 Hình 4.21 Các bó cho hƣớng sợi 90º 42 Hình 4.22 Các bó cho hƣớng sợi ±45º 43 Hình 4.23 Phân bố độ dày phần tử hƣớng sợi sau bƣớc Sizing 45 Hình 4.24 Thơng số độ dày bó sau bƣớc Sizing 46 Hình 4.25 Thơng số khối lƣợng vỏ cánh vòng lặp đầu 46 Hình 4.26 Thơng số khối lƣợng vỏ cánh vòng lặp cuối 47 Hình 4.27 Các thơng số ràng buộc vòng lặp cuối pha tối ƣu Size 47 Hình 4.28 Kết tối ƣu thứ tự xếp chồng 48 Hình 4.29 Thứ tự xếp lớp mặt cắt vỏ cánh 48 ix