Tổng quan về UAV có tỷ số dạng lớn
Thế nào là UAV có tỷ số dạng lớn?
UAV có tầm sử dụng lớn, hay còn gọi là UAV dải ống, là một loại tàu lượn hoạt động dựa trên nguyên tắc tương tác khí động học giữa bề mặt cánh máy bay và dòng khí xung quanh Thiết kế này cho phép UAV đạt được khả năng nâng hiệu quả, đồng thời tiêu thụ ít năng lượng hơn để duy trì động cơ, nhằm kéo dài thời gian bay.
Thông thường, các UAV được thiết kế và chế tạo từ vật liệu nhẹ, giúp giảm trọng lượng và tăng hiệu suất Thân và cánh của máy bay được thiết kế có hình dạng khí động học, với các giao tuyến được làm mượt, bề mặt tiếp xúc với dòng khí được làm nhẵn để giảm tối đa lực cản khí động.
Máy bay Solar Impulse là một ví dụ tiêu biểu cho UAV có tầm sử dụng lớn Với sải cánh 63.4m và tỷ lệ cánh lên tới 19.7, máy bay có khả năng tạo ra lực nâng tối ưu mà không cần tiêu tốn nhiều năng lượng để tạo ra lực đẩy Nhờ đó, Solar Impulse có đủ năng lượng để bay nhiều ngày trên biển.
Hình 1.1 UAV có t s d ng l n Solar-Impulseỷ ố ạ ớ [1]
Tối ưu hóa hình dạng cánh máy bay giúp giảm lực cản và nâng cao chất lượng khí động học Tuy nhiên, cánh của tàu lượn sẽ dài hơn so với các loại máy bay khác, dẫn đến việc cánh trở nên nặng nề hơn Điều này đòi hỏi thiết kế cánh phải sử dụng vật liệu nhẹ và bền hơn, đặc biệt là ở phần cánh Hơn nữa, tính linh hoạt của máy bay cũng bị giảm do mô men quán tính lớn.
Một điểm nổi bật của UAV là khả năng cất cánh và hạ cánh trên các bề mặt không bằng phẳng, thường sử dụng phương pháp như cất cánh thẳng đứng hoặc nhờ vào dù Điều này rất hữu ích khi UAV có sải cánh lớn và không có đường băng phù hợp để hạ cánh.
Hình 1.2 UAV có t s d ng l n ỷ ố ạ ớ đang hạ cánh b ng dù [2] ằ
Các ứng dụng của UAV có tỷ số dạng lớn
Ứng d ng n i b t c a UAV có t s d ng l n ụ ổ ậ ủ ỷ ố ạ ớ đó là:
- Thu thập các dữ liệu khí hậu thời tiết
- Khảo sát địa hình môi trường
- Nghiên cứu tài nguyên thiên nhiên.
- Phục vụ cho mục đích quân sự như do thám, tấn công mục tiêu…
Hình 1.3 UAV Altus II c a NASA ủ đang thực hi n nhi m v do thámệ ệ ụ [3]
Hình 1.4 UAVRaven đang ghi âm và giám sát động v t hoang dã [3] ậ
Xu hướng phát triển của UAV có tỷ số dạng lớn
Hiện nay, nhiều tổ chức trên thế giới đang nghiên cứu và sản xuất UAV với sự tham gia của các công ty lớn như Google và Facebook Các UAV mới được tập trung nghiên cứu nhằm nâng cao hệ số chất lượng khí động học của cánh, từ đó cải thiện hiệu suất bay.
Xu hướng phát triển trong tương lai sẽ tập trung vào việc tăng thời gian bay và trần bay tối đa cho máy bay, đồng thời cải thiện chất lượng khí động học Việc ứng dụng thực tiễn máy bay vào nhiều lĩnh vực cụ thể sẽ được chú trọng hơn Chế tạo vật liệu nhẹ hơn cho máy bay và thiết kế kết cấu hợp lý hơn sẽ phục vụ cho nhiều mục đích khác nhau Cuối cùng, quá trình kiểm tra và đưa vào sản xuất sẽ được đẩy mạnh để đảm bảo hiệu quả và an toàn.
Tìm hiểu về góc nhị diện – góc vểnh cánh
Khái niệm về góc nhị diện
Góc nghiêng là góc hướng lên theo phương ngang của cánh chính hoặc cánh đuôi trong dòng máy bay cánh cố định, đóng vai trò quan trọng trong việc giúp máy bay ổn định khi bay liệng, trong nhiễu động và các trường hợp gió ngang Hiện nay, hầu hết các loại máy bay dân dụng cũng như UAV đều được thiết kế với một góc nghiêng tương ứng Có hai loại góc nghiêng: góc nghiêng dương và góc nghiêng âm.
Hình 1.5 Góc nhị ện dương củ di a máy bay[4]
Hình 1.6 Góc nhị ệ di n âm c a máy bay ủ [4]
Máy bay cánh dưới thân có thiết kế đặc trưng với trọng tâm nằm trên cánh, dẫn đến độ ổn định kém khi thực hiện dao động quanh trục dọc thân Điều này yêu cầu một góc nghiêng dương lớn hơn so với máy bay cánh trên thân Ngược lại, máy bay cánh trên thân thường có trọng tâm nằm dưới cánh, giúp cải thiện tính ổn định trong chuyến bay.
Hình 1.7 Góc nhị ện dương trên máy bay Boeing 737 di [4]
Các dòng máy bay chiến đấu và máy bay nhào lộn thường được thiết kế với góc nhấn diên âm để giảm thiểu lực cản của cánh Góc nhấn diên âm giúp cải thiện sự ổn định của máy bay, phù hợp với yêu cầu cơ động và linh hoạt, giúp phi công kiểm soát trạng thái cánh của máy bay và điều chỉnh các chuyển động theo ý muốn.
Hình 1.8 Góc nh di n trên máy bay chiị ệ ến đấu AV-8B Harrier II[5]
Khái niệm về góc vểnh cánh
Góc vặn cánh là một yếu tố quan trọng trong thiết kế máy bay, đặc biệt là đối với các loại máy bay có sải cánh lớn như máy bay dạng tàu lượn Việc thiết kế góc vặn cánh giúp tránh tình trạng cánh bị cong xuống do trọng lực khi máy bay đứng yên trên mặt đất, từ đó ảnh hưởng đến lực nâng khi cất cánh Ngoài ra, góc vặn cánh cũng hỗ trợ máy bay duy trì sự ổn định khi gặp phải gió ngang.
Các trường hợp máy bay không người lái sử ụ d ng góc v nh cánh: ể
Hình 1.9 Máy bay Airbus Zephyr 8[6]
• Máy bay Boeing SolarEagle (Vulture II)
Hình 1.10 Máy bay Boeing SolarEagle (Vulture II)[7]
Hình 1.11 Máy bay Google Solara 50[8]
Công dụng của góc nhị diện – góc vểnh cánh
Góc nh diệnt và góc v nh cánh là hai yếu tố quan trọng quyết định sự ổn định của máy bay Nếu không có chúng, máy bay sẽ mất nhiều thời gian để giữ cho hai cánh ổn định ngang.
Hình 1.12 Quá trình bay liệng c a máy bayủ [9]
Khi máy bay bắt đầu quá trình lăn bánh và gặp gió ngang, máy bay sẽ trượt theo một hướng nhất định Vấn đề xảy ra khi cánh máy bay không được điều chỉnh ở góc nghiêng, dẫn đến việc không có lực nào giúp cánh máy bay trở lại phương ngang mà không có sự can thiệp của phi công và các biện pháp điều khiển.
Mặc dù các máy bay nhào lộn và máy bay chiến đấu có thể thực hiện những động tác phức tạp, nhưng chúng không phù hợp với các dòng máy bay dân dụng và máy bay chở khách.
V y góc nh di n góc v nh cánh s kh c ph vậ ị ệ – ể ẽ ắ ục ấn đề này như thế nào ?
Khi máy bay có góc nghiêng diện và góc ván cánh, nó sẽ ổn định hai bên Khi máy bay bay thẳng và bị nghiêng sang một bên, hướng gió không còn tác động trực tiếp mà thay vào đó gió sẽ tác động từ bên mạn phải.
Hình 1.13 Hướng gió vào máy bay trong quá trình bay li ngệ [9]
Trong quá trình bay, khi máy bay nghiêng sang phải, cánh phải sẽ ở vị trí thấp hơn cánh trái, dẫn đến góc tấn lớn hơn và tạo ra lực nâng mạnh hơn Điều này giúp máy bay phục hồi về vị trí ban đầu Dao động của máy bay tương tự như sự dao động của con lắc, máy bay sẽ lắc lư sang hai bên cho đến khi đạt được trạng thái cân bằng Tuy nhiên, khi góc nghiêng của cánh lớn hơn, hiệu ứng này sẽ rõ ràng hơn Đối với các loại máy bay khác nhau, góc nghiêng cần thiết để duy trì sự cân bằng chỉ cần khoảng vài độ là đủ.
Hình 1.14 Momen cân b ng trong quá trình bay li ngằ ệ [9]
Nhược điểm của góc nhị diện – góc vểnh cánh
Góc nh di n góc v nh cánh có nhiều ưu điểm nhưng cũng tồn tại nhược điểm Đầu tiên, cần lưu ý rằng lực cản sẽ tăng lên khi góc nh di n góc v nh cánh lớn hơn.
Lực cản xoáy tác động lên máy bay chủ yếu ở vị trí đầu mũi cánh, nơi dòng không khí có áp suất cao ở phía dưới cánh tràn lên phía trên cánh với áp suất thấp hơn Khi cánh chuyển động về phía trước, lực này tạo thành hình xoáy, làm giảm áp suất ở mép đầu cánh và tăng áp suất cản cho máy bay Điều này dẫn đến việc máy bay tiêu tốn thêm năng lượng để vượt qua lực cản này Để giảm thiểu lực cản xoáy, các máy bay thương mại đã sử dụng đuôi cánh (winglet).
Nhược điểm của góc nghiêng cánh chính là bài toán liên quan đến lực nâng cánh Phần cánh vát không tạo lực nâng theo phương thẳng đứng mà tạo theo một góc nghiêng nhất định Lực nâng này sẽ tăng thêm tác động tại vị trí góc cánh hoặc vị trí mà cánh gặp phải lực tác động Do đó, các nhà thiết kế cần đặt ra thêm các bài toán về vật liệu và kết cấu cánh để tối ưu hóa hiệu suất.
Hình 1.16 Lực nâng khi máy bay có góc nhị ệ di n[9]
Góc nghiêng diện – góc vành cánh giúp máy bay cân bằng trong trạng thái nhưng cũng làm giảm tốc độ liệng của máy bay Khi máy bay điều chỉnh sang trái hoặc phải, lực và mô men cân bằng tác động làm giảm tốc độ ngả nghiêng của máy bay Máy bay nhào lộn và máy bay chiến đấu thường sử dụng góc nghiêng cánh âm để tăng khả năng linh hoạt, trong khi không sử dụng góc nghiêng cánh dương Hình ảnh dưới đây cho thấy khi máy bay nghiêng trái nhưng lực nâng của cánh phải lớn hơn, máy bay có xu hướng quay về vị trí cân bằng, do đó làm giảm tốc độ liệng.
Hình 1.17 Momen và lực nâng làm giảm tốc độ ngliệ [9]
Nhiệm vụ của luận văn thạc sĩ
Hiện nay, sự phát triển của các dòng UAV đã cho thấy tầm quan trọng của việc ứng dụng các nghiên cứu từ máy bay dân dụng và máy bay chiến đấu vào công nghệ không người lái Một trong những yếu tố quan trọng là góc nghiêng và góc vặn cánh, được áp dụng cho các dòng UAV hiện đại Đặc biệt, các UAV năng lượng mặt trời với cánh lớn có khả năng hoạt động độc lập trong thời gian dài đang trở thành xu hướng nổi bật trong lĩnh vực này.
Các công bố trước đây về góc nghiêng cánh và góc vị trí được thực hiện chủ yếu với dòng khí có tốc độ thấp (cận âm, trên âm) Tuy nhiên, với dòng khí có tốc độ từ 10-15 m/s, các nghiên cứu liên quan đến góc nghiêng cánh và góc vị trí vẫn rất hạn chế Do đó, trong luận văn này, tôi sẽ nghiên cứu ảnh hưởng của vị trí, độ nghiêng góc cánh, và góc nghiêng định hướng đến đặc tính khí động học của UAV có tốc độ thấp và tác dụng lẫn nhau Kết quả nghiên cứu sẽ giúp so sánh các đặc tính khí động học của UAV khi thay đổi vị trí cánh, góc nghiêng định hướng và góc nghiêng cánh, từ đó đưa ra phương án thiết kế cánh sao cho đạt chất lượng khí động học tốt nhất.
THI T K MÔ HÌNH CÁNH VÀ MÔ PH NG Ế Ế Ỏ ẢNH HƯỞ NG
Xây d ựng sơ đồ trình t nghiên c u 9 ự ứ
Quy trình nghiên cứu và mô phỏng khí động học của mô hình cánh trong luận văn thạc sĩ được trình bày trong hình 2.1.
Hình 2.1 Sơ đồ quy trình nghiên c u ứ
Lý thuyế ề góc nhị diện – góc vểnh cánht v Đưa ra thông số tham chiếu cho thực nghiệm
Thiế ập các thông số đầu vào bài toánt l
Phân tích, lựa chọn và tối ưu mô hình thiế ết k
Xây d ự ng mô hình cánh
Airfoil WE3.55-9.3 được lựa chọn vì đã chứng minh hiệu quả hoạt động đối với máy bay Sky Sailor và một số mẫu UAV trước đó Với độ dày profile không quá mỏng, nó cung cấp đủ lực nâng trong môi trường có vận tốc bay tương đối nhỏ (10÷15 m/s) mà không gây thêm lực cản cho máy bay Thêm vào đó, độ cong bề mặt trên profile rất phù hợp để gắn các cell pin mặt trời lên bề mặt cánh.
Các thông s chính c a profil WE3.55-ố ủ 9.3 như sau:
- Độ dày lớn nhất: 9,3% dây cung
- Vị trí độ dày lớn nhất: 31% dây cung
- Độ vồng lớn nhất: 4% dây cung
- Vị trí độ vồng lớn nhất: 34,7% dây cung
Hình 2.2 Profil WE3.55-93 Dưới đây là k t qu mô ph ng 2D ế ả ỏ trên profil cánh WE3.55-93:
Hình 2.3 h s Đồthị ệ ố chất lượng khí động theo góc t n cấ ủa profil WE3.55-93
B ng 1 Thông s ả ố khí động theo mô ph ng 2D cỏ ủa profil WE3.55-93
Kết quả mô phỏng cho thấy chất lượng khí động học thay đổi theo góc tấn, như thể hiện trong Hình 2.3 Đối với mô hình máy bay dạng tàu lượn, hệ số chất lượng khí động là thông số quan trọng, đảm bảo máy bay hoạt động hiệu quả ở tốc độ từ 10 đến 15 m/s Qua đồ thị, có thể nhận thấy góc đặt cánh tối ưu cho hệ số chất lượng khí động đối với profil WE3.55-9.3 là 3 độ Do đó, khi sử dụng profil WE3.55-9.3 cho mô hình cánh, góc đặt cánh cần được duy trì ở mức 3 độ.
• Các thông số cơ bản của cánh
Cánh máy bay là một yếu tố quan trọng trong việc mô phỏng hiệu suất cánh Để phù hợp với các phương pháp mô phỏng hiện đại, mô hình cánh đã được đơn giản hóa, giúp tối ưu hóa quá trình thực nghiệm và thu thập dữ liệu chính xác hơn.
Nửa sải cánh có chiều dài 252.5mm để phù h p v kợ ới ích thướ ống khí độc ng Các thông s chính c a cánh máy bay là: ố ủ
- Hình dạng cánh: Hình thang thuôn về đầu mút cánh
- Chiều dài đầu wingtip: 11.25mm
- Chiều dài dây cung đầucánh: 22.5mm
- Chiều dài dây cung gốc cánh: 45mm
- Diện tích nửa cánh: 10271.25mm 2
Hình 2.4 Kích thước cánh mô phỏng
Mô hình cánh sử dụng trong thiết kế UAV đang được nghiên cứu và phát triển tại Viện Nghiên cứu Công nghệ Không gian, với một ví dụ cụ thể là ISUT solar III, một loại tàu lượn dưới nước.
2.3 Mô ph ng dòng khí qua cánh máy bayỏ Để ự l a ch n góc v nh cánh góc nh di n cho cánh máy là c m t quá trình t ọ ể – ị ệ ả ộ ừ nghiên cứu đến th c nghi m và ph ự ệ ụ thuộc vào r t nhi u y u t ấ ề ế ố như kế ất c u, khí động, … Trong quá trình chọn ra góc v nh cánh góc nh di n t t nh t cho cánh ể – ị ệ ố ấ máy bay thì s ự thay đổ ủ ựi c a l c nâng, l c c n, chự ả ất lượng khí động c a cánh máy ủ bay cũng là một vấn đề ầ c n quan tâm xem xét Trong ph n này em s ầ ẽthực hi n mô ệ ph ng khỏ í động cánh máy bay v thông s ới ố ban đầu để đánh giá chất lượng khí động c a cánh ủ
➢ Lựa chọn mô hình tính toán
Miền tính toán xung quanh cánh: là hình h p ch nhộ ữ ật có kích thước 1000x500x345mm Đây chính là kích thước c a ủ ống khí động c a B môn K ủ ộ ỹ thuật Hàng không
Vận tốc đầu vào của bài toán là 10m/s, được xác định qua các mẫu UAV ISUT solar I và II Vận tốc này phù hợp cho máy bay không người lái trong các mục đích khảo sát địa hình, thu thập dữ liệu hoặc thực hiện các nhiệm vụ trinh sát quân sự.
Góc đặt cánh là 3 o Đây là góc đặt cánh có h s chệ ố ất lượng khí động t t nh t ố ấ và đã được ki m ch ng qua mô ph ng 2D profil cánh ể ứ ỏ
Hình 2.6 Mô hình tính toán khí động
Để đạt chất lượng cao trong việc chia lưới, mô hình được chia thành hai phần chính: phần cánh và phần tip Việc phân chia này giúp tối ưu hóa hiệu suất và cải thiện độ chính xác trong quá trình thiết kế.
Hình 2.7 Phần tip khó chia lưới của mô hình
Phần tip: là ph n t profil ngoài cùng chiầ ừ ếu theo phương ngang đến mi n biên ề của mô hình tính toán.
Hình 2.8 Phần tip để chia lưới
Phần cánh: g m toàn b mô hình tr ồ ộ ừ đi phần tip
Hình 2.9 Phần cánh để chia lưới Sau khi chia các ph n ra ta s ầ ẽtiến hành chia lướ ằi b ng ph n m m ICEM CFD ầ ề c a ủ Ansys
Chia mi n mô ph ng thành nhi u khề ỏ ề ối nhỏ
Hình 2.10 C t mô hình theo chi u dắ ề ọc cánh
Vì cánh có hình d ng g p khúc nên ta chia mô hình thành nhi u ph n t i các ạ ấ ề ầ ạ điểm g p khúc c a cánh ấ ủ
Hình 2.11 Cắt mô hình theo các điểm gấp khúc
Tạo block để tiền hành chia lưới trên từng block đó
Phần đầu profil cánh được chia theo block ch ữ C để c i thi n chả ệ ất lượng lưới và đảm b o kh ả ả năng bám sát bề ặ ủ m t c a các ph n t ầ ử
Hình 2.13 Block ch ữC ở đầ u profil cánh
Vì phần bên trong cánh không chia lưới nên ta xóa các block bên trong cánh
Hình 2.14 Xóa các block trong cánh
Ta tiến hành chia lưới theo các block đã tạo
Lưới xung quanh cánh được thiết kế dày đặc nhằm tối ưu hóa sự tiếp xúc với không khí, từ đó nâng cao độ chính xác trong mô phỏng bài toán.
Hình 2.15 Lưới xung quanh cánh được chia dày hơn
Lưới trên cánh được phân chia theo mật độ dày tại khu vực gần cánh và thưa dần ở các vị trí xa cánh nhằm giảm bớt khối lượng tính toán Việc chia các ô lưới càng đều càng tốt sẽ hỗ trợ hiệu quả cho quá trình tính toán.
Hình 2.17 Chia lưới toàn b ộmiền mô ph ng ỏ
Sau khi chia lưới xong ta s ti n hành ki m tra chẽ ế ể ất lượng lưới theo ch s ỉ ố determinant
Hình 2.18 Thông s ốchất lượng lưới ph n cánh ầ theo chỉ ố s determinant
B ng 2 Thông s ả ốchất lượ g lướn i phần cánh theo ch s determinant ỉ ố
Chất lượng lưới Số phần tử lưới %
Chất lượng lưới ph n cánh r t tầ ấ ốt và đã đạt yêu cầu đểtiến hành mô ph ng ỏ
T o ạ các block trong phần tip để chia lưới.
Hình 2.19 Các block của phần tip
Phần đầu profil được chia theo block ch C và phữ ần đuôi được chia theo block chữY để ạ lo i bỏ các ph n t x u phầ ử ấ ở ần đuôi profil
Hình 2.20 Block ch C và ch ữ ữY ở profil ph n tip ầ
Lưới được chia theo kích thước lưới c a ph n cánh ủ ầ tiếp xúc với phần tip và thưa d n v phía biên ầ ề
Hình 2.21 Lưới trên toàn bộ ph n tip ầ
Hình 2.22 Thông s ốchất lượng lưới ph n tip theo ch s determinant ầ ỉ ố
B ng 3 Thông s ả ốchất lượng lưới phần tip theo ch s determinant ỉ ố
Chất lượng lưới Số phần tử lưới %
Chất lượng lưới ph n tip r t t t vàầ ấ ố đã đạt yêu cầu để ếti n hành mô ph ng ỏ
Sau khi chia lưới chúng ta s ti n hành mô phẽ ế ỏng khí động b ng ph n m m ằ ầ ề CFX của Ansys
Các điều kiện biên trong bài toán được đặt như sau:
- Inlet: vận tốc đầu vào 10m/s
- Outlet: áp suất đầu ra 0Pa
- Interfaces: ghép các mặt tiếp xúc của phần cánh và phần tip lại với nhau
- Mô hình rối: k- Shear Stress Tranport (SST) ω
- Không khí ở điều kiện nhiệt độ 25 0 C
- Áp suất không khí: 1atm
- Số vòng lặp: 1000 vòng lặp
Hình 2.23 S phân b ự ốáp suất mặt trên c a cánh ủ máy bay
Hình 2.24 S phân b ự ốáp suất mặt dưới của cánh máy bay
B ng 4 Thông s ả ố khí động c a cánh máy bay ủ
H s chệ ố ất lượng khí động
- Kết quả định tính cho thấy phân bố áp suất khá chính xác so với lý thuyết dòng khí qua máy bay
Áp suất không khí trên bề mặt máy bay nhỏ hơn áp suất ở phía dưới, tạo ra sự chênh lệch áp suất Sự chênh lệch này là yếu tố chính tạo ra lực nâng, giúp máy bay cất cánh và bay lên.
- Áp suất trước máy bay lớn, tạo thành lực cản chuyển động Áp suất phần cánh trung tâm lớn hơn so với phía mép cánh do cánhvểnh 7 độ.
Dựa trên kết quả này, chúng ta có thể tiếp tục mô phỏng các trường hợp cánh khác nhau bằng cách thiết lập các thông số đầu vào cho bài toán, nhằm xác định cánh có chất lượng khí động học tốt nhất.
2.4 Mô phỏng dòng khí qua cánh trường hợp góc v nh khác nhauể
Các máy bay dạng tàu lượn cần có độ ổn định cao, và góc vênh cánh là yếu tố quan trọng ảnh hưởng đến độ cân bằng và ổn định của máy bay Góc vênh cánh làm hạ trọng tâm của máy bay so với đầu mút cánh, giúp máy bay dễ dàng thiết lập trạng thái cân bằng hơn Tuy nhiên, nhược điểm của góc vênh cánh là tăng lực cản tác động lên máy bay Do đó, cần nghiên cứu các góc vênh cánh khác nhau để chọn ra trường hợp có chất lượng khí động học tốt nhất.
➢ Các mô hình cánh khi thay đổi góc vểnh cánh
B ng 5 Thông s ả ố khí động của cánh khi thay đổi góc vểnh
Hình 2.30 lĐồthị ực nâng khi thay đổi góc v nh cánh ể
Hình 2.31 lĐồthị ực cản khi thay đổi góc v nh cánh ể
Hình 2.32 h s Đồthị ệ ố chất lượng khí động khi thay đổi góc v nh cánh ể
H ệ số c hấ t l ượ ng k hí đ ộn g
Dựa vào đồ thị lực nâng, lực nâng đạt giá trị lớn nhất là 0.309323N khi góc vểnh cánh là 6 độ, trong khi giá trị nhỏ nhất là 0.308759N khi góc vểnh cánh là 5 độ và 9 độ.
Theo đồ thị lực cản, lực cản cao nhất là 0.0198203N tại góc vểnh cánh 9 độ, trong khi lực cản thấp nhất là 0.0196795N tại góc vểnh cánh 7 độ.
Theo đồ thị hệ số chất lượng khí động, giá trị cao nhất đạt 15.693742 khi góc vểnh cánh là 7 độ, trong khi giá trị thấp nhất là 15.577918 khi góc vểnh cánh là 9 độ.
Mô ph ỏng dòng khí qua cánh trườ ng h p góc nh di n khác nhau 25 ợ ị ệ
2.6 Mô phỏng dòng khí qua cánh trường hợp góc nh n khác nhauị diệ Đố ới v i góc nh diị ện thì vì đây là máy bay có sải cánh l n và làm b ng v t li u ớ ằ ậ ệ có độ đàn hồi là composite nên khi mở ặt đất cánh s b võng xu ng do tr ng l c ẽ ị ố ọ ự còn khi bay cánh s võng lên trên do l c cẽ ự ản không khí tác động lên Do đó chúng ta cần xét hai trường h p góc nh di n âm khi máy bay ợ ị ệ ở chế độ ấ c t cánh và góc nh diị ện dương khi máy bay ở trong các ch bay ế độ
2.6.1 Mô phỏng dòng khí qua cánh khi thay đổi góc nhị diện âm
➢ Các mô hình cánh khi thay đổi góc nhị diện âm
B ng 7 Thông s ả ố khí động của cánh khi thay đổi góc nhị ệ di n âm
Hình 2.46 lĐồthị ực nâng khi thay đổi góc nh di n âm ị ệ
Hình 2.47 lĐồthị ực cản khi thay đổi góc nh di n âm ị ệ
Hình 2.48 h s Đồthị ệ ốchất lượng khí động khi thay đổi góc nh di n âm ị ệ
H ệ số c hấ t l ượ ng k hí đ ộn g
Theo đồ thị lực nâng, lực nâng lớn nhất đạt 0.310517N tại góc nhị diện -3 độ, trong khi lực nâng nhỏ nhất là 0.309538N tại góc nhị diện -1 độ.
Theo đồ thị lực cản, lực cản lớn nhất đạt 0.019786N tại góc nhị diện -5 độ, trong khi lực cản nhỏ nhất là 0.019634N tại góc nhị diện -2 độ.
Theo đồ thị hệ số chất lượng khí động, giá trị cao nhất đạt được là 15.78705 tại góc nhị diện -3 độ, trong khi giá trị thấp nhất là 15.68189 khi góc nhị diện là -5 độ.
Cánh có góc nhị diện 5 độ sở hữu lực nâng lớn, nhưng đồng thời cũng gặp phải lực cản lớn nhất, dẫn đến hệ số chất lượng khí động thấp nhất Vì vậy, trong quá trình cất cánh, loại cánh này tiêu tốn nhiều năng lượng nhất.
Cánh có góc nhị diện - 3 độ sở hữu lực nâng lớn nhất và lực cản thấp nhất, do đó, hệ số chất lượng khí động của loại cánh này là tốt nhất.
Do đó khi cất cánh thì cánh này tiết kiệm năng lượng nhất.
Cánh có góc nhị diện - 4o sở hữu lực nâng tương đối lớn và lực cản thấp, mang lại hệ số chất lượng khí động học cao Nhờ đó, cánh này có khả năng tiết kiệm năng lượng hiệu quả khi cất cánh.
Trong quá trình cất cánh, việc tối ưu hóa tải trọng là rất quan trọng Đối với thiết kế UAV dạng tàu lượn với tỷ số dạng 12.41, cánh nên có góc nhị diện từ -3 độ đến -4 độ để đảm bảo hiệu suất tốt nhất.
2.6.2 Mô phỏng dòng khí qua cánh khi thay đổi góc nhị diện dương
➢ Các mô hình cánh khi thay đổi góc nhị diện dương
B ng 8 Thông s ả ố khí động của cánh khi thay đổi góc nhị ện dương di
Hình 2.55 lĐồthị ực nâng khi thay đổi góc nh diị ện dương
Hình 2.56 lĐồthị ực cản khi thay đổi góc nh diị ện dương
Hình 2.57 h s Đồthị ệ ốchất lượng khí động khi thay đổi góc nh di n ị ệ dương
H ệ số c hấ t l ượ ng k hí đ ộn g
Theo đồ thị lực nâng, lực nâng lớn nhất đạt 0.308845N tại góc nhị diện 0 độ, trong khi lực nâng nhỏ nhất là 0.304757N khi góc nhị diện là 5 độ.
Dựa vào đồ thị lực cản, lực cản lớn nhất đạt 0.0198424N khi góc nhị diện là 4 độ, trong khi lực cản nhỏ nhất là 0.0196795N khi góc nhị diện là 0 độ.
Theo đồ thị hệ số chất lượng khí động, giá trị cao nhất đạt được là 15.69374 tại góc nhị diện 0 độ, trong khi giá trị thấp nhất là 15.38462 tại góc nhị diện 5 độ.
Cánh có góc nhị diện 0 độ mang lại lực nâng tối đa và lực cản tối thiểu, tạo ra hệ số chất lượng khí động tốt nhất Nhờ đó, cánh này có khả năng mang tải trọng lớn nhất trong khi tiết kiệm năng lượng hiệu quả.
Khi góc nhị diện tăng lên, chất lượng khí động học của cánh sẽ giảm, dẫn đến việc cánh tiêu thụ nhiều nhiên liệu hơn nhưng lại mang được ít tải có ích hơn.
Khi thiết kế UAV dạng tàu lượn với tỷ số dạng 12.41, cần xem xét độ đàn hồi của vật liệu và độ cứng vững của kết cấu Góc nhị diện dương nên được chọn trong khoảng 0° - 1° để tối ưu hóa thiết kế cánh.
K ế t lu ậ n
T kừ ết quả mô phỏng ta đưa ra được kết lu n sau: ậ
- Khi thay đổi độ lớn góc vểnh cánh thì cánh có góc vểnh 7 o là cánh có hệ số chất lượng tốt nhất.
- Khi thay đổi điểm vểnh cánh thì cánh có điểm vểnh cách gốc cánh 175mm là cánh có hệ số chất lượng khí động tốt nhất.
Khi thay đổi độ lớn góc nhị diện, cánh có góc nhị diện -3 độ mang lại hệ số chất lượng khí động tốt nhất cho quá trình cất cánh Ngược lại, cánh có góc nhị diện 0 độ lại tối ưu cho quá trình bay bằng với hệ số chất lượng khí động cao nhất.
CHƯƠNG 3 TH C NGHIỰ ỆM VÀ SO SÁNH ĐỐI CHI U K T QU Ế Ế Ả
3.1 Xây dựng sơ đồ quy trình th c nghi m ự ệ
Quy trình thực nghiệ được đưa ra ạm t i hình 3.1 như sau:
Hình 3.1 Sơ đồ quy trình thực nghiệm
Thử nghiệm là quá trình quan trọng để đánh giá sai số giữa mô hình và thực nghiệm Để đạt được kết quả chính xác, cần có mô hình, dụng cụ, và thiết bị hỗ trợ đo đạt hiệu quả Trong bài toán thử nghiệm cánh máy bay, độ chính xác của cánh là yếu tố quyết định, vì vậy phương pháp in 3D đã được chọn để chế tạo mô hình.
Mô hình cánh được sử dụng có góc vươn cánh là 7 độ, góc nhấn 0 độ và điểm vươn cách gốc cánh 175mm Đây là mô hình áp dụng trong bài mô phỏng cánh và được in bằng máy in 3D Sản phẩm cánh được làm từ nhựa PLA 1.75mm, một loại nhựa phổ biến thường được sử dụng trong các máy in 3D.
Phương pháp chế tạo cánh
So sánh, đối chiếu kết quả mô phỏng
Xử lý k t qu thế ả ực nghiệm Tiến hành thực nghiệm
Giải thích các sai số Định hướng khắc phục sai số, tố ưu kếi t qu th c ả ự
Sai số đạt yêu cầu
Hình 3.2 Mô hình cánh dùng để thực nghiệm
Hình 3.3 Máy in 3D đọc bản vẽ cánh
Quá trình in cánh diễn ra trong khoảng 10 tiếng Sau khi hoàn tất, tiến hành khoan lỗ trên cánh để gắn 21 đầu đo áp suất dài nhằm đảm bảo độ chính xác trong quá trình đo Tuy nhiên, việc gắn nhiều đầu đo áp suất có thể gây ra sự rối loạn dòng khí và dẫn đến sai số Cánh được chia thành 7 khu vực, mỗi khu vực sẽ có 3 đầu đo áp suất dài được bố trí từ đầu mép vào đến mép ra.
3.3 Thực nghi m trong ệ ống khí động
Tiến hành gắn các ngón đo áp vào các đầu đo, kết nối ống Pitot với thiết bị đo áp suất và gắn mẫu cánh lên giá đo Đặt giá đo vào trong ống khí động và bố trí các thiết bị sao cho phù hợp, giảm thiểu tối đa nhiễu loạn để hạn chế ảnh hưởng của các yếu tố gây sai lệch kết quả.
Hình 3.5 Chuẩn b m u thị ẫ ực nghiệm
• Bước 1: Thiết lập trong phần mềm như chọn khoảng giá trị của tín hiệu số đầu vào, bước thời gian, khoảng thời gian ghi nhận.
- Chọn bước thời gian ghi nhận tớn hiệu: 100às
- Thời gian ghi nhận tín hiệu: 6s
Vậy mỗi lần ghi nhận tín hiệu từ đầu đo sẽ có 60000 kết quả được lưu lại trên thiết bị này.
Để xác định vận tốc gió đầu vào, bước đầu tiên là đo áp suất động bằng ống pito Mối quan hệ giữa vận tốc dòng khí và áp suất động được thể hiện qua công thức cụ thể.
Trong đó: đ: là áp suất động : là khối lượng riêng của lưu chất, ở đây giả ếthi t b ng 1.225 kg/ 3 ằ : là vận tốc của dòng khí
Đo áp suất động trong buồng thử có cánh sẽ cho kết quả vận tốc hơi thấp hơn so với trường hợp không có cánh, cuộn dây và chân đế Điều này xảy ra do những yếu tố này hoạt động như một vật cản, gây cản trở cho chuyển động của dòng khí trong ống.
- Các thông số điện áp đầu vào là mặc định theo phần mềm
Để đảm bảo độ chính xác trong quá trình đo áp suất, bước 3 là thay thế đầu đo áp suất tĩnh trên ống Pito bằng các đầu đo áp suất trên cánh Cần thực hiện bước này một cách thận trọng để tránh làm rung các đầu dây, điều này có thể dẫn đến sai số trong kết quả đo.
Hình 3.6 Giá trị áp su t t i v trí ấ ạ ị ổn định và v trí có xoáy ị
Tại các vị trí không có xoáy, dòng chảy ổn định và giá trị áp suất đo được là liên tục Ngược lại, ở những khu vực có xoáy, dòng chảy trở nên kém ổn định, dẫn đến việc đo đạc gặp nhiều khó khăn và kết quả không nhất quán Các đường lượn sóng trong biểu đồ cho thấy sự sai lệch đáng kể mà chúng ta có thể phân tích được.
Sau khi tạo được một đường trực quan hợp lý, bước tiếp theo là xuất các giá trị vào Excel để tiến hành xử lý và tính toán các kết quả như Cp, Cl, Cd
• Bước 5: Tiến hành tương tự với hai bề mặt áp suất trên và dưới cánh.
Hình 3.7 Đo áp suất mặt dưới và mặt trên cánh
3.4 K t qu ế ả thu được và x ửlý số uliệ
3.4.1 Lý thuyết tính toán cho thực nghiệm
➢ Các lực cơ bản tác động lên máy bay
Hình 3.8 Các lực cơ bản tác động lên máy bay
Lực chính tác động lên máy bay trong quá trình bay bao gồm lực đẩy, lực cản, lực nâng và trọng lực của máy bay Lực nâng được sinh ra nhờ vào cánh máy bay có hình dạng được thiết kế đặc biệt, nhằm tối ưu hóa lực nâng và giảm thiểu lực cản.
Hình 3.9 Dòng qua profil cánh
Bề mặt phía trên của profil cánh có chiều dài đường đi lớn hơn bề mặt phía dưới Do đó, phân tử không khí phía trên phải di chuyển nhanh hơn so với phân tử không khí phía dưới, dẫn đến sự chênh lệch tốc độ tại mép ra của profil cánh.
Theo phương trình trên, tổng áp suất là không đổi Khi vận tốc của chất lỏng tăng lên trên bề mặt, áp suất sẽ giảm xuống Sự chênh lệch áp suất này tạo ra lực nâng.
➢ Đo lường phân bố áp suất trên bề mặt cánh
Để xác định lực khí động, cần đo lường phân b áp suất t trên bề mặt cánh và áp suất tổng hợp trên toàn bộ diện tích bề mặt cánh Các đầu đo có thể được đặt ở nhiều vị trí khác nhau trên bề mặt và gần gũi theo từng profile để thu thập áp suất thông qua thông tin truyền tải từ các bộ cảm biến.
T ng l c phân b áp suổ ự ố ất trên toàn bộ cánh được tính theo công thức sau:
Gọi hướng c a dòng khí là x Chúng ta có th phân tích l c t ng h p theo ủ ể ự ổ ợ phương ngang và phương thẳng đứng để tìm đượ ực l c nâng và l c cự ản như sau:
Lực nâng: L = Lực cản: D Hình 3.10 Phân b áp suố ất sử ụng đầu đo d
Lực nâng được tính thông qua công thức:
Lực cản được tính theo công th ức:
Vì không có các giá tr áp su t liên tị ấ ục trên b m t chúng ta có th tính toán gề ặ ể ần đúng ự l c nâng thông qua công th c sau: ứ
Với i là giá trị tương ứng của mỗi đại lượng tại từng đầu đo.
T thí nghiừ ệm trên ta thu được s u áp suố liệ ất động trên b m t cánh Xét kề ặ ết qu tả ại một trường h p cánh góc v nh 7° (góc t n = 3°) ta có b ng: ợ ể ấ ả
B ng 9 B ng k t qu ả ả ế ảthực nghiệm cánh có góc v nh 7ể o v i góc t n 3ớ ấ o ΔS ( P độ ng trên (kPa) ( ) trên P độ ng dưới (kPa) ( ) dưới
T kừ ết quả thu được ở trên, ta thực hiện các phép tính sau:
Thay các giá tr ị tương ứng vào công th c tính l c nâng và l c c n, ứ ự ự ả tathu được kết quả:
D = 0.0176367 N Tương tự ta tính với các trường h p góc t n khác nhau, ta có b ng k t qu ợ ấ ả ế ảsau:
B ng 10 Kả ết quảthực nghiệm ởcác góc tấn khác nhau Góc tấn
Hệ số chất lượng khí động (L/D)
3.5 Phân tích kết qu ảthực nghi mệ
3.5.1 So sánh kết quả thực nghiệm và mô phỏng
Sai s ố tương đối giữa mô phỏng và th c nghiự ệm được tính theo công th ức:
- Sai số tuyệt đối là hiệu giữa giá trị mô phỏng X và giá trị thực Xth:
B ng 11 So sánh l c nâng gi a mô ph ng và thả ự ữ ỏ ực nghiệm
Mô phỏng Thực nghiệm Sai số
B ng 12 So sánh lả ực cản giữa mô phỏng và thực nghiệm
Mô phỏng Thực nghiệm Sai số
B ng 13 So sánh h s ả ệ ốchất lượng khí động giữa mô phỏng và th c nghi m ự ệ
Hệ số chất lượng khí động (N)
Mô phỏng Thực nghiệm Sai số
Hình 3.11 l c nâng gi a mô ph ng và thĐồthị ự ữ ỏ ực nghiệm
Hình 3.12 l c n giĐồthị ực ả ữa mô phỏng và thực nghiệm
Hình 3.13 h s Đồthị ệ ốchất lượng khí động giữa mô phỏng và c nghi m thự ệ
THỰ C NGHI ỆM VÀ SO SÁNH ĐỐ I CHI U K T QU 31 Ế Ế Ả
K ế t qu ả thu đượ c và x ử lý s ố u 34 li ệ
Tại các vị trí n m trong khu vực sát vằn, nơi không tồn tại xoáy, dòng chảy ổn định và giá trị áp suất đo được là xuôn, thường Ngược lại, tại các vị trí xoáy, dòng chảy kém ổn định hơn, dẫn đến việc đo đại lượng gặp khó khăn và kết quả không thỏa mãn Các đường lượn sóng thể hiện sự biến đổi này, như hình bên phải, cho thấy mức độ sai số mà chúng ta có thể phân tích được.
Bước 4: Sau khi tạo được một đường trực quan hợp lý, hãy xuất các giá trị vào Excel để tiến hành xử lý và tính toán các kết quả như Cp, Cl, Cd
• Bước 5: Tiến hành tương tự với hai bề mặt áp suất trên và dưới cánh.
Hình 3.7 Đo áp suất mặt dưới và mặt trên cánh
3.4 K t qu ế ả thu được và x ửlý số uliệ
3.4.1 Lý thuyết tính toán cho thực nghiệm
➢ Các lực cơ bản tác động lên máy bay
Hình 3.8 Các lực cơ bản tác động lên máy bay
Lực chính tác động lên máy bay trong quá trình bay bao gồm lực đẩy, lực cản, lực nâng và trọng lực của máy bay Lực nâng được sinh ra nhờ vào thiết kế đặc biệt của cánh, giúp tạo ra lực nâng lớn nhất trong khi lực cản được giữ ở mức tối thiểu.
Hình 3.9 Dòng qua profil cánh
Phía trên của profil có chiều dài đường đi lớn hơn phía dưới, khiến phân tử không khí phía trên di chuyển nhanh hơn so với phân tử không khí ở phía dưới Điều này xảy ra tại mép ra của profil cánh, tạo ra sự chênh lệch áp suất giữa hai bên.
Theo phương trình trên, tổng áp suất là không đổi; khi phần tử di chuyển lên bề mặt với vận tốc cao hơn, áp suất sinh ra sẽ thấp hơn Điều này dẫn đến sự chênh lệch áp suất, tạo ra lực nâng.
➢ Đo lường phân bố áp suất trên bề mặt cánh
Một cách để xác định lực khí động là đo lường phân bố áp suất t trên bề mặt cánh và các điểm hợp lực trên toàn bộ diện tích cánh Các đầu đo có thể được đặt ở nhiều vị trí khác nhau trên bề mặt và gần gũi theo từng profile để thu được áp suất thông qua thông tin truyền tải từ các bộ cảm biến.
T ng l c phân b áp suổ ự ố ất trên toàn bộ cánh được tính theo công thức sau:
Gọi hướng c a dòng khí là x Chúng ta có th phân tích l c t ng h p theo ủ ể ự ổ ợ phương ngang và phương thẳng đứng để tìm đượ ực l c nâng và l c cự ản như sau:
Lực nâng: L = Lực cản: D Hình 3.10 Phân b áp suố ất sử ụng đầu đo d
Lực nâng được tính thông qua công thức:
Lực cản được tính theo công th ức:
Vì không có các giá tr áp su t liên tị ấ ục trên b m t chúng ta có th tính toán gề ặ ể ần đúng ự l c nâng thông qua công th c sau: ứ
Với i là giá trị tương ứng của mỗi đại lượng tại từng đầu đo.
T thí nghiừ ệm trên ta thu được s u áp suố liệ ất động trên b m t cánh Xét kề ặ ết qu tả ại một trường h p cánh góc v nh 7° (góc t n = 3°) ta có b ng: ợ ể ấ ả
B ng 9 B ng k t qu ả ả ế ảthực nghiệm cánh có góc v nh 7ể o v i góc t n 3ớ ấ o ΔS ( P độ ng trên (kPa) ( ) trên P độ ng dưới (kPa) ( ) dưới
T kừ ết quả thu được ở trên, ta thực hiện các phép tính sau:
Thay các giá tr ị tương ứng vào công th c tính l c nâng và l c c n, ứ ự ự ả tathu được kết quả:
D = 0.0176367 N Tương tự ta tính với các trường h p góc t n khác nhau, ta có b ng k t qu ợ ấ ả ế ảsau:
B ng 10 Kả ết quảthực nghiệm ởcác góc tấn khác nhau Góc tấn
Hệ số chất lượng khí động (L/D)
Phân tích k ế t qu ả th ự c nghi ệ m
3.5.1 So sánh kết quả thực nghiệm và mô phỏng
Sai s ố tương đối giữa mô phỏng và th c nghiự ệm được tính theo công th ức:
- Sai số tuyệt đối là hiệu giữa giá trị mô phỏng X và giá trị thực Xth:
B ng 11 So sánh l c nâng gi a mô ph ng và thả ự ữ ỏ ực nghiệm
Mô phỏng Thực nghiệm Sai số
B ng 12 So sánh lả ực cản giữa mô phỏng và thực nghiệm
Mô phỏng Thực nghiệm Sai số
B ng 13 So sánh h s ả ệ ốchất lượng khí động giữa mô phỏng và th c nghi m ự ệ
Hệ số chất lượng khí động (N)
Mô phỏng Thực nghiệm Sai số
Hình 3.11 l c nâng gi a mô ph ng và thĐồthị ự ữ ỏ ực nghiệm
Hình 3.12 l c n giĐồthị ực ả ữa mô phỏng và thực nghiệm
Hình 3.13 h s Đồthị ệ ốchất lượng khí động giữa mô phỏng và c nghi m thự ệ
Dựa vào đồ thị, các đường biểu thị giá trị trong quá trình thực nghiệm và mô phỏng cho thấy xu hướng tương đồng, chỉ khác biệt ở giá trị của các điểm khảo sát.
- Sai số trung bình giữa mô phỏng và thực nghiệm của lực nâng là 16.67%, của lực cản là 12.92% và của hệ số chất lượng khí động là 5.47%.
Độ sai lệch giữa kết quả thực nghiệm và mô phỏng là khá lớn, vượt quá sai số mong muốn (< 10%) Nguyên nhân của sự sai lệch này sẽ được phân tích chi tiết trong phần tiếp theo, bao gồm cả yếu tố khách quan và chủ quan.
3.5.2 Các nguyên nhân dẫn đến sai lệch kết quả
Sai số do thiết bị đo là một yếu tố quan trọng cần xem xét, vì mỗi thiết bị có dung sai riêng Đối với ống khí động, việc điều chỉnh tần số để thay đổi áp suất dòng đôi khi có thể gặp khó khăn do sự tháo lắp không chính xác trong quá trình đo Thiết bị Cosmo được sử dụng để đo chênh áp của dòng khí, và chúng ta thực hiện đo ở tần số 100 Hz.
H ệ số c hấ t l ượ ng k hí đ ộn g
Với 40 điểm đo, mỗi điểm tương ứng với 60.000 lần đo, chúng ta có được giá trị trung bình trong khoảng thời gian giây Mặc dù số liệu trung bình rất lớn, nhưng sai số giữa hai lần đo vẫn đạt 2.28%, như được trình bày trong bảng dưới đây.
B ng 14 ả Độsai số ữ gi a các lần đo của 1 đầu đo
Lần đo Giá trị Sai số
Việc sắp xếp các ống pito và ngàm chân đế thí nghiệm sao cho chúng thẳng hướng với dòng khí là một công việc khó khăn và đòi hỏi độ chính xác cao, đặc biệt khi làm bằng mắt thường do thiếu thốn thiết bị hỗ trợ.
Ống khí động cũ gây ra sai số do độ rung lắc lớn khi hoạt động Hơn nữa, việc thay mới cánh quạt trong ống khí động đã làm giảm tính ổn định của vận tốc dòng khí.
Sai số do dây đo là một trong những nguyên nhân chính gây ra sự thay đổi dòng chảy trên cánh Các đầu dây gắn vào cánh hoạt động như vật cản, ảnh hưởng đến chất lượng khí động học Hơn nữa, việc gắn quá nhiều dây đo có thể dẫn đến hiện tượng flutter, khi dòng khí thổi vào buồng thử với tốc độ cao làm cho chùm dây đo bị rung.
Sai số trong quá trình đo lường có thể xảy ra do thời gian thực hiện kéo dài trong nhiều ngày hoặc tuần, dẫn đến sự biến đổi của các điều kiện đầu vào như nhiệt độ, mật độ không khí và áp suất khí quyển Để thuận tiện cho việc tính toán, việc ước lượng các giá trị như áp suất không khí (Ptm) và mật độ không khí (1.225 kg/m³) là cần thiết.
Sai số do con người là điều không thể tránh khỏi cho đến khi công việc được tự động hóa hoàn toàn Trong quá trình đo, việc lựa chọn kết quả để tính giá trị trung bình phụ thuộc vào sự thỏa mãn của con người Mỗi lần tháo lắp và sắp xếp lại thiết bị, độ chính xác của kết quả lại phụ thuộc vào sự cẩn thận trong từng thao tác của con người.
3.5.3 Định hướng khắc phục các sai số, tối ưu kết quả thực nghiệm
Với bài toán khảo sát cánh trong ống khí động thì em có nh ng ữ đềsuất sau :
- Cần thường xuyên bảo dưỡng, sửa chữa các trang thiết bị thí nghiệmđể đảm bảo độ chính xác của các thiết bị.
- Cần khảo sát được sai số của dụng cụ để có thể đánh giá kết quả một cách chính xác hơn.
Để đảm bảo kết quả thử nghiệm chính xác, cần chuẩn bị mẫu thử nghiệm phù hợp với yêu cầu Việc lựa chọn vật liệu đúng cách là rất quan trọng để tránh hiện tượng như flutter, điều này có thể ảnh hưởng tiêu cực đến quá trình thực nghiệm.
- Hạn chế các yếu tố bên ngoài như thời tiết, vật chắn hay do quạt làm ảnh hưởng đến chất lượng dòng khí đầu vào.
- Trang bị các kiến thức và kinh nghiệm thực tế để làm các công việc thủ công một cách tốt nhất, hạn chế sai lệch.
➢ Các kết quả đã thu được:
- Tìm hiểu về góc nhị diện –góc vểnh cánh và ứng dụng của nó đối với UAV dạng tàu lượn.
- Xây dựng phương án tính toán thiết kế mô hình cánh
Tính toán và lựa chọn các giá trị góc nhị diện cùng góc vểnh cánh là rất quan trọng cho mô hình cánh Việc này giúp mô phỏng và phân tích ảnh hưởng của chúng đến đặc tính khí động của cánh, từ đó tối ưu hóa hiệu suất bay và cải thiện thiết kế.
- Phân tích, lựa chọn và tối ưu mô hình thiết kế.
- Chế tạo, thực nghiệm và so sánh đối chiếu kết quả giữa mô phỏng và thực nghiệm.
- Giải thích các nguyên nhân dẫn đến sai số và định hướng khắc phục sai số, tối ưu kết quả thực nghiệm.
➢ Kết luận sự ảnh hưởng
- Khi thay đổi độ lớn góc vểnh cánh thì cánh có góc vểnh 7 o là cánh có hệ số chất lượng tốt nhất.
- Khi thay đổi điểm vểnh cánh thì cánh có điểm vểnh cách gốc cánh 175mm là cánh có hệ số chất lượng khí động tốt nhất.
Khi thay đổi độ lớn góc nhị diện, cánh có góc nhị diện -3 độ đạt hệ số chất lượng khí động tốt nhất cho quá trình cất cánh, trong khi cánh có góc nhị diện 0 độ mang lại hệ số chất lượng khí động tối ưu cho giai đoạn bay bằng.
Phương án thiết kế cánh máy bay UAV dạng tàu lượn đạt chất lượng khí động tốt nhất có tỷ số dạng 12.41, với góc vểnh cánh là 7 độ, góc nhị diện 0 độ và điểm vểnh cách gốc cánh 175mm.
➢ Định hướng nghiên cứu phát triển
- Tiếp tục tìm ra các phương án tối ưu chất lượng khí động mô hình cánh
- Tiến hành thiết kế kết cấu cánh máy bay và mô phỏng độ bền kết cấu
- Thực hiện chế tạo máy bay kích thước thật và tiến hành bay thử nghiệm
TÀI LIỆU THAM KH OẢ
[1] https://en.wikipedia.org/wiki/Solar_Impulse
[2] https://www.irjet.net/archives/V4/i5/IRJET-V4I5357.pdf
[3] https://giaoduc.net.vn/tieu-diem/diem-danh-9-loai may- -bay-khong-nguoi- lai- -cua my-post82579.gd
[4] https://en.wikipedia.org/wiki/Dihedral_(aeronautics)
[5] http://www.aviation-history.com/theory/wing_dihedral.htm
[6] https://en.wikipedia.org/wiki/Airbus_Zephyr
[7] https://web.archive.org/web/20120927021154/http://ukinegypt.fco.gov.uk/ en/business/ukti-news/air
[8] https://www.aerospace-technology.com/projects/solara- -atmospheric-50 satellite/
[9] https://www.boldmethod.com/learn- -fly/aerodynamics/how-wing-to dihedral-keeps-your-wings-level-during-flight/
PHỤ Ụ L C Các trang thiết bị ử ụ s d ng trong th c nghi m: ự ệ
Phương pháp in 3D đã ra đời hơn 3 thập kỷ, được đề xuất đầu tiên bởi kỹ sư Kodama năm 1980, nhưng Charles Hull trở thành người đầu tiên đăng ký thành công bằng sáng chế in 3D Quy trình in 3D bao gồm phân tách mô hình 3D thành các lớp, sau đó được các máy in chuyên dụng chồng lên nhau để tạo thành mô hình Hiện nay, có nhiều công nghệ in 3D, từ đơn giản đến phức tạp, cho phép in trên nhiều loại vật liệu như kim loại, gốm, thủy tinh… và một công nghệ được sử dụng rộng rãi nhất đó là công nghệ FDM FDM là công nghệ in 3D đơn giản và có giá thành rẻ nhất, hoạt động bằng cách súng nóng chảy và đùn sợi dây nhựa theo từng lớp để tạo thành mô hình.
Hình 4.1 In 3D theo công ngh FDM ệ
- Ưu điểm: Công nghệ in 3D FDM giá rẻ, dễ sử dụng in được các mẫu lớn.
- Nhược điểm: Độ mịn không cao, khó in các mẫu phức tạp.
- Ứng dụng: FDM có tầm ứng dụng rất rộng, hầu như mọi lĩnh vực đều có thể áp dụng tốt.
Ống khí động (wind tunnel) là một công cụ nghiên cứu khí động học, giúp xem xét ảnh hưởng của dòng khí lên các vật thể rắn được đặt trong ống Dòng khí trong ống khí động được tạo thành bởi một hệ thống quạt và ống dẫn Các đối tượng nghiên cứu trong ống khí động thường liên quan đến các cảm biến thích hợp để đo lực khí động, phân bố áp suất và các đặc tính khí động khác Phòng thí nghiệm này đóng vai trò quan trọng trong việc phát triển và kiểm tra các thiết kế kỹ thuật.
208 i h c Bách khoa Hà N– Đạ ọ ội được trang b mị ột ống khí động dưới âm (M 0,1)
Hình 4.2 Ống khí động dưới âm
Những đặc tính chính c a ủ ống là:
- Tốc độ dòng khí trong ống: 0 – 38 m/s (137 km/h)
- Diện tích mặt cắt: 400 x 500 mm
- Thay đổi vận tốc dòng liên tục từ 0 → 38 m/s bằng cách thay đổi vận tốc quay của quạt thông qua bộ biến tần thể hiện bằng bảng điều khiển.