Nghiên cứu biện pháp nâng cao các đặc tính khí động cánh máy bay không người lái

Tối ưu hóa hình dạng cánh giữ vai trò quan trọng để nâng cao các đặc tính khí động ĐTKĐ của máy bay và có rất nhiều các công trình nghiên cứu về vấn đề này nhưng tập trung giải quyết bài

VIỆN KHOA HỌC VÀ CÔNG NGHỆ QUÂN SỰ - BỘ QUỐC PHÒNG

Người hướng dẫn khoa học:

1 TS Mai Khánh

2 GS TSKH Nguyễn Đức Cương

Phản biện 1: GS.TSKH Vũ Duy Quang

Đại học Bách khoa Hà nội

Phản biện 2: PGS TS Phạm Vũ Uy

Học viện Kỹ thuật quân sự

Phản biện 3: TS Vũ Ngọc Hòe

Học viện Phòng không-không quân

Luận án được bảo vệ tại hội đồng chấm luận án tiến sĩ và họp tại Viện Khoa học và Công nghệ quân sự vào hồi giờ, ngày tháng năm 2017

Có thể tìm hiểu luận án tại:

- Thư viện Viện Khoa học và Công nghệ quân sự

- Thư viện Quốc gia Việt Nam

MỞ ĐẦU

Tính cấp thiết của đề tài: Để nâng cao chất lượng truyền số liệu và tính

năng bay thì máy bay không người lái (UAV) có nhu cầu phải bay hành trình

với hệ số lực nâng Cy lớn, khi này nếu giảm được hệ số lực cản Cx sẽ tăng khối lượng tải có ích trên UAV Nâng cao hệ số lực nâng lớn nhất Cymax sẽ cải thiện được tính năng cất hạ cánh

Tối ưu hóa hình dạng cánh giữ vai trò quan trọng để nâng cao các đặc tính khí động (ĐTKĐ) của máy bay và có rất nhiều các công trình nghiên cứu

về vấn đề này nhưng tập trung giải quyết bài toán 2D ở vùng tốc độ lớn (hệ số

Cy nhỏ) có tính đến ảnh hưởng của độ nhớt Đối với trường hợp hệ số Cy lớn thì bắt buộc phải giải bài toán 3D, khối lượng tính toán rất lớn, vì vậy thường phải giải với giả thiết là dòng không nhớt (khí lý tưởng) Tuy nhiên do phần lớn UAV có kích thước nhỏ, bay với tốc độ chậm cho nên số Reynols (Re) nhỏ, không thể bỏ qua độ nhớt của không khí khi xét bài toán giảm hệ số Cx và tăng

hệ số Cymax Do đó khối lượng tính toán theo các phương pháp hiện có sẽ rất

lớn, đòi hỏi phải dùng các máy siêu tính Từ các lý do kể trên việc nghiên cứu

phương pháp cải thiện hình dạng cánh để nâng cao các ĐTKĐ của UAV là

vấn đề có ý nghĩa cấp thiết, vừa có ý nghĩa khoa học, vừa có ý nghĩa thực tiễn quan trọng để tăng tải có ích và cải thiện tính năng cất hạ cánh cho UAV giám

sát từ xa

Mục tiêu của luận án: giảm hệ số lực cản Cx cánh UAV với ràng buộc

hệ số lực nâng Cy=const khi bay hành trình với hệ số Cy lớn nhưng vẫn đảm bảo hệ số Cx tăng không đáng kể khi bay hành trình với hệ số Cy nhỏ Đồng thời xác định hình dạng cánh để tăng hệ số Cymax so với các loại cánh kinh

điển tương đương

Nội dung nghiên cứu: giải các bài toán tối ưu hóa hình dạng cánh để

giảm hệ số Cx với ràng buộc hệ số Cy=const (bài toán 1) và tăng hệ số Cymax(bài toán 2) Khi đó tìm được các hình dạng cánh tối ưu, so sánh với cánh kinh điển và rút ra nhận xét

Đối tượng và phạm vi nghiên cứu: tối ưu hóa cánh UAV cỡ nhỏ ở vùng

tốc độ nhỏ Chỉ nghiên cứu và so sánh các cánh có cùng bình đồ và độ dày tương đối, khi đó có thể xem các cánh này tương đương về trọng lượng và không xét đến bài toán độ bền kết cấu

Phương pháp nghiên cứu: giải bài toán ngược của lý thuyết xoáy rời rạc

tuyến tính để xác định hình dạng mặt cong trung bình của cánh đáp ứng phân

bố tải khí động cho trước thỏa mãn 2 điều kiện [102]: tải khí động tại mép trước cánh bằng không (dòng chảy tiến nhập êm) và phân bố tải khí động tối

ưu theo lý thuyết mặt nâng tuyến tính đối với cánh mỏng (phân bố hệ số lực nâng tại các thiết diện của cánh theo sải cánh là hình elip) Tiếp theo là

bồi đắp thêm độ dày cho mặt cong trung bình (theo dạng profile NACA) để

được hình dạng cánh ban đầu (cánh cận tối ưu) và xác định các tham số ảnh

hưởng mạnh đến hàm mục tiêu và hàm ràng buộc Sau đó sử dụng phương pháp tối ưu hóa bằng phương pháp số theo gradient để tối ưu hóa hàm mục tiêu này Kết quả cánh tối ưu được so sánh với cánh kinh điển tương đương Kiểm chứng kết quả nghiên cứu bằng cách thổi thực nghiệm một số mô hình cánh điển hình trong ống thổi khí động (OTKĐ) thuộc Viện chuyên ngành kết

cấu công trình xây dựng – Bộ Xây dựng

Ý nghĩa khoa học của luận án: nghiên cứu hệ thống và cơ sở khoa học

vấn đề tối ưu hóa cánh máy bay ở chế độ bay hành trình với hệ số lực nâng lớn và chế độ cất hạ cánh

Ý nghĩa thực tiễn của luận án: tăng được khối lượng tải có ích trên

UAV khi bay hành trình với hệ số lực nâng lớn Cải thiện tính năng cất hạ cánh có ý nghĩa lớn khi UAV cất hạ cánh trên địa hình phức tạp hoặc phóng

từ hệ thống dàn phóng

Luận án gồm phần mở đầu, kết luận và 4 chương (132 trang), ngoài ra có phần phụ lục trình bày code chương trình

Chương 1 TỔNG QUAN VỀ VẤN ĐỀ NGHIÊN CỨU

1.1 Vấn đề tối ưu hóa hệ số lực cản Cx

1.1.1 Tìm hiểu tình hình nghiên cứu trên thế giới

Có 2 phương pháp chính tối ưu hóa hình dạng khí động cánh:

* Phương pháp thiết kế ngược [48]: bản chất là xác định biên dạng profile

đáp ứng qui luật phân bố vận tốc cho trước trên bề mặt cánh Sự phân bố vận tốc như thế nào để hệ số lực cản nhỏ nhất là nhược điểm lớn nhất của phương pháp thiết kế ngược vì chưa có cơ sở lý thuyết nào chứng minh được điều này, tuy nhiên ưu điểm của phương pháp này là thời gian và chi phí tính toán

không lớn

* Phương pháp thiết kế thuận [48]: bản chất là tìm một lời giải tối ưu đối

với hàm mục tiêu (ví dụ hệ số lực cản nhỏ nhất) với điều kiện ràng buộc cho

trước bằng cách: tham số hóa hình dạng cánh (các biến thiết kế); sử dụng

thuật toán tối ưu hóa bằng phương pháp số và lặp các biến thiết kế; trình giải

CFD đánh giá các hàm mục tiêu và cập nhật trong quá trình lặp; kết quả là hình dạng cánh tối ưu được xuất ra trong quá trình tối ưu hóa và lặp các biến thiết kế Nhược điểm: chi phí và khối lượng tính toán rất lớn

Một số lượng rất lớn các công trình trên thế giới đã nghiên cứu về vấn đề tối ưu hóa hình dạng khí động của cánh [73], [74], [60], [61], [64], [70], [65], [71], [72], [49], [76], [77], [44], [45], [75],…

1.1.2 Tìm hiểu tình hình nghiên cứu trong nước

Chủ yếu nghiên cứu về vấn đề tương tác khí động

Tại Liên Xô cũ, tác giả Nguyễn Đức Cương [2] nghiên cứu tối ưu hóa cánh máy bay chiến đấu tốc độ cận âm Bản chất là đẩy lùi sự xuất hiện dòng vượt âm cục bộ trên cánh là nguyên nhân chủ yếu làm tăng lực cản

1.2 Vấn đề nâng cao hệ số lực nâng lớn nhất C ymax

Chủ yếu sử dụng cánh tà, cánh tà có nhiều khe [5] Với sự gia tăng góc thả cánh tà và kích thước khe hở đến một mức độ nào đó sẽ tăng rất nhiều hệ

số Cymax Phương pháp nghiên cứu thực nghiệm trong OTKĐ xác định góc thả cánh tà tối ưu là phương pháp chính được sử dụng cho đến nay

1.3 Một vài phương pháp số thông dụng giải bài toán tối ưu hóa

1.3.1 Phương pháp hướng giảm: [10], [18]

1.3.2 Phương pháp gradient: [10], [18], [19], [25], [27], [31],…

1.3.3 Phương pháp Newton: [10], [18], [19], [38],…

1.3.4 Phương pháp gradient liên hợp: [10], [18], [19], [36], [38],

1.3.5 Giải thuật di truyền: [1], [26], [27], [31], [56], [59], [79],…

1.4 Tổng quan các phương pháp tính toán đặc tính khí động

+ Phương pháp xoáy rời rạc (PPXRR): [3], [9], [11], [12], [13],…

* Các phương pháp động lực học lưu chất tính toán:

+ Phương pháp sai phân hữu hạn: [50]

+ Phương pháp thể tích hữu hạn: [17]

+ Phần mềm tính toán Ansys: [39], [40], [41]

1.5 Những tồn tại và hướng nghiên cứu của luận án

Các công trình tối ưu hóa hình dạng cánh phần lớn nghiên cứu ở vùng tốc độ lớn (hệ số Cy nhỏ), khối lượng tính toán lớn

+ Tối ưu hóa cánh 3D khi hệ số Cy lớn (bắt buộc phải xét bài toán 3D) và số

Re nhỏ, chưa có công trình nào đề cập tới

+ Các nghiên cứu nâng cao hệ số Cymax chủ yếu bằng phương pháp thực nghiệm trong OTKĐ, chưa có công trình nào nghiên cứu chặt chẽ bằng

1.6 Kết luận chương 1

UAV có nhu cầu bay hành trình với hệ số lực nâng Cy lớn Bài toán thứ nhất của luận án là tối ưu hóa hình dạng cánh để giảm hệ số Cx ở chế độ bay hành trình với hệ số Cy lớn nhưng vẫn đảm bảo hệ số Cx tăng không đáng kể ở chế độ bay hành trình với hệ số Cy nhỏ Khi đó sẽ tăng được khối lượng tải có

ích trên UAV

Để cải thiện tính năng cất hạ cánh thì bài toán thứ hai của luận án là tối

ưu hóa hình dạng cánh để nâng cao hệ số Cymax

Chương 2 TỐI ƯU HÓA HÌNH DẠNG CÁNH MỘT LỚP

2.1 Đặt vấn đề

Xác định hình dạng cánh ban đầu tiệm cận đến hình dạng cánh tối ưu giữ vai trò rất quan trọng Tối ưu hóa hình dạng cánh một lớp với bộ tham số tối ưu hóa gồm các tham số đại diện cho hình dạng cánh ban đầu và tham số góc tấn để được hình dạng cánh tối ưu

2.2 Phương pháp và thuật toán xác định hình dạng cánh một lớp cận tối

ưu

2.2.1 Đề xuất hàm phân bố tải khí động đảm bảo dòng chảy tiến nhập êm

và tối ưu theo lý thuyết mặt nâng tuyến tính đối với cánh mỏng trên bình đồ cánh hình chữ nhật

̅

b (dây cung); L (sải cánh); S (diện tích cánh); (hệ số lực nâng của cánh); x,

z (tọa độ theo phương dây cung và phương sải cánh); Gốc tọa độ thuộc mặt phẳng đối xứng và nằm tại mép trước cánh;

2.2.2 Đề xuất phương pháp xác định mặt cong trung bình đáp ứng phân

bố tải khí động cho trước trên cánh

Luận án xây dựng được hệ phương trình đại số tuyến tính (2.16) xác định các góc tấn cục bộ (độ dốc cục bộ đường trung bình tại các mặt cắt khác nhau):

∑ ∑ ̅ ̅ ̅ (2.16) trong đó: n, N là số dải chia theo phương sải cánh và dây cung cánh; i, j là chỉ

số đặc trưng cho vị trí của xoáy theo hàng dọc, hàng ngang; ̅ là đạo hàm cường độ xoáy trên ô thứ ij theo góc ; ̅ là tải khí động tại ô thứ ij của mặt cong dưới góc tấn α; ̅ là tải khí động tại ô thứ ij của tấm phẳng dưới góc tấn α;

Tích phân các góc tấn cục bộ , khi đó xây dựng được công thức xác định tọa độ yij tương ứng với tọa độ xij của mặt cong:

2.2.3 Xác định hình dạng cánh theo mặt cong trung bình

Bản chất là bồi thêm bề dày cho mặt cong trung bình, ví dụ theo dạng profile NACA [37]

2.2.4 Kết quả tính toán hình dạng cánh một lớp cận tối ưu

Trên cơ sở các mục từ 2.2.1-2.2.3 thiết lập được chương trình phần mềm tính toán xác định hình dạng cánh một lớp cận tối ưu

Tính toán cánh một lớp cận tối ưu với các số liệu đầu vào:

+ Hệ số lực nâng của cánh =0.8; góc tấn tính toán =80;

+ Dây cung b=0.337[m]; sải cánh L=1[m];

+ Độ dày tương đối lớn nhất ̅ =12%; n=N=41;

Hình 2.9 Hình dạng một nửa cánh một lớp cận tối ưu tương ứng hệ số lực

nâng của cánh =0.8

Với hình dạng cánh này, kết quả mô phỏng bằng phần mềm Ansys:

Cy=0.85, sai khác so với PPXRR (Cy=0.8) là 7% Sai số nhỏ có thể chấp nhận được và khẳng định độ tin cậy chương trình tính toán

2.3 Tối ưu hóa hình dạng cánh một lớp

2.3.1 Xây dựng bài toán tối ưu hóa hệ số lực cản C x

Luận án lựa chọn bộ tham số ( ) để tối ưu hóa hình dạng cánh, trong đó α là góc tấn,  là góc xoắn hình học bổ sung thêm góc xoắn hình học giữa dây cung profile mút cánh và dây cung profile gốc cánh của cánh cận tối

ưu và hệ số đại diện cho hình dạng mặt cong trung bình của cánh cận tối

ưu (vừa có xoắn khí động, vừa có xoắn hình học) Bài toán được đặt ra như sau: cho trước Cy=const, tìm bộ 3 tham số ( )

sao cho:

( ) với ( ) (2.22) hay ( ) ( )

( ) với ( ) (2.23) điều kiện ràng buộc được thực hiện ở một chế độ bay hành trình với hệ số lực nâng

2.3.2 Thuật toán tối ưu hóa hệ số lực cản C x có ràng buộc hệ số lực nâng

C y =const bằng phương pháp số theo gradient

Hình (2.19) trình bày cách xác định “hướng giảm nhanh nhất” hệ số Cx

và đảm bảo hệ số Cy “tiệm cận” đến mặt cong ràng buộc gần nhất với cùng một bước đi xác định , là véc tơ gradient hệ số

Cx, Cy tại điểm tính toán thứ k nằm trên mặt cong ràng buộc Cy=const; là hình chiếu của véc tơ trên mặt phẳng vuông góc với véc tơ tại điểm tính toán thứ k; Cxmin là hệ số Cx đạt giá trị nhỏ nhất tương ứng với nghiệm của bài toán tối ưu hóa Theo tài liệu [2], [46]: để đi đến điểm tối ưu

Cxmin nhanh nhất phải đi theo hướng véc tơ chiếu tại điểm tính toán thứ

k Công thức xác định véc tơ chiếu :

Hình 2.19 Cách xác định hướng giảm hệ số C x nhanh nhất đảm bảo hệ số C y

tiệm cận gần nhất đến mặt cong ràng buộc trong không gian 3 chiều bằng

phương pháp số theo gradient

Hình 2.20 Thuật toán số tối ưu hóa hệ số C x có ràng buộc C y =const

+ Điểm xuất phát là điểm 1: , tính các véc tơ gradient và , tính véc tơ chiếu theo công thức (2.34) Chọn bước đi xác định được

điểm Điểm không nằm trên mặt cong ràng buộc, tại điểm này phải điều chỉnh các biến phụ thuộc để xác định được điểm 2: nằm trên mặt cong ràng buộc Cy=const

+ Điều kiện hội tụ: hệ số Cx bắt đầu tăng hoặc hệ số K bắt đầu giảm, đồng thời mô đun véc tơ chiếu | | | |

+ Nếu số bước lặp là n thì

2.3.3 Kết quả tối ưu hóa và nhận xét

Minh họa kết quả tối ưu hóa cánh 1 lớp:

Dây cung: b=0.337[m]; Sải cánh: L=1[m]; Độ dày tương đối: ̅ =12%; Điều kiện ràng buộc: =0.3; Điều kiện tính toán: vận tốc V=30[m/s],

độ cao H=0[m]; n=41, N=21; Kết quả tối ưu hóa:

=11.3 tại điểm ( )

=(2.80, 0.40, 0.3) + Gọi hình dạng cánh tìm được khi tối ưu hóa với điều kiện ràng buộc = 0.3 là cánh tối ưu C yopt =0.3;

+ Góc xoắn hình học bổ sung =0.40 không đáng kể Mặt cong trung bình

cánh cận tối ưu có góc xoắn hình học về cơ bản là tối ưu;

+ Đồ thị K=f(Cy) cánh tối ưu Cyopt=0.3 và một số cánh kinh điển tương đương được thể hiện trên các hình 2.26, 2.28:

- Khi Cy>0.25 (vùng Cy lớn): hệ số chất lượng khí động cánh tối ưu Cyopt=0.3 tương đương cánh có độ cong 4% nhưng cải thiện hơn rất nhiều so với cánh

có profile đối xứng

Hình 2.26 Đồ thị K=f(C y ) cánh tối ưu C yopt =0.3 và một số cánh kinh điển

tương đương

Cụ thể khi Cy=1.2: K(cánh tối ưu Cyopt=0.3)=K(cánh có độ cong 4%)=6.7; K(cánh có profile đối xứng)=6, khi đó hệ số K cánh tối ưu Cyopt=0.3

và cánh có độ cong 4% cải thiện 12% so với cánh có profile đối xứng

- Khi Cy<0.25 (vùng Cy nhỏ): hệ số K cánh tối ưu Cyopt=0.3 cải thiện so với cánh có độ cong 4% và giảm so với cánh có profile đối xứng

Hình 2.28 Đồ thị K=f(C y ) cánh tối ưu C yopt =0.3 và một số cánh kinh điển

tương đương vùng hệ số lực nâng C y nhỏ

Cụ thể khi Cy=0.1: K(cánh tối ưu Cyopt=0.3)=5.48; K(cánh có độ cong 4%)=5.18; K(cánh có profile đối xứng)=5.71, khi đó hệ số K cánh tối ưu

Cyopt=0.3 cải thiện 6% so với cánh có độ cong 4% và giảm 4% so với cánh có profile đối xứng

Nhận xét chung:

+ Hình dạng cánh tối ưu là hình dạng cánh cận tối ưu có hệ số lực nâng xác định mặt trung bình và bay với góc tấn α=αopt Trong đó và

αopt là nghiệm của bài toán tối ưu hóa

+ Cánh tối ưu đã “dung hòa” hệ số lực cản Cx các cánh kinh điển có độ cong khác nhau (profile không đổi theo sải cánh)

+ Bằng cách nào đó thay đổi được mặt cong trung bình đến mặt cong trung bình các cánh tối ưu (với ràng buộc khác nhau) thì hệ số Cx

sẽ giảm đáng kể so với tất cả các cánh kinh điển ở mọi chế độ bay hành trình với hệ số Cy khác nhau

2.3.4 So sánh cánh tối ưu và cánh chim

Sự tương đồng giữa cánh tối ưu và cánh chim (hình 2.32):

Hình 2.32 So sánh cánh tối ưu và cánh chim

+ Đường trung bình profile tại các thiết diện có độ cong giảm dần theo thứ tự

từ gốc cánh đến mép ngoài của cánh;

+ Dây cung profile tại các thiết diện “vặn” theo chiều làm giảm góc tấn cục

bộ cũng theo thứ tự từ gốc cánh đến mép ngoài của cánh

+ Cánh tối ưu và cánh chim vừa có xoắn khí động (profile thay đổi tại các mặt cắt khác nhau) và xoắn hình học (các profile xoắn tương đối với nhau)

Trong quá trình bay ở tốc độ, độ cao khác nhau (Cy khác nhau), cánh chim sẽ thay đổi hình dạng (chủ yếu là thay đổi mặt cong trung bình) để thích

nghi đến các chế độ bay đó Như vậy, cánh tối ưu một phần nào đó giải thích

cánh chim - tối ưu hóa của thiên nhiên

Hình 2.33 Thiết kế Winglets trên cánh máy bay Boeing 737

Sự tương đồng giữa mép ngoài phía sau cánh tối ưu và thiết kế Winglets (hình 2.33): tại mép ngoài phía sau của cánh “vểnh lên” đột ngột, điều này khá tương đồng với thiết kế Winglets Bản chất vật lý của dạng hình học này

Thiết kế Winglets

chính là làm giảm cường độ xoáy tại mép ngoài của cánh, do đó sẽ giảm được đáng kể lực cản cảm ứng trên cánh và tiết kiệm được lượng nhiên liệu vận hành

Chương 3 trình bày kết quả tối ưu hóa một số phương án cánh nhiều lớp

Cụ thể là tối ưu hóa góc tấn và vị trí tương đối giữa các cánh thành phần ở các chế độ bay hành trình với hệ số Cy khác nhau và chế độ cất hạ cánh

3.2 Tối ưu hóa cánh nhiều lớp phẳng

Cánh nhiều lớp có các cánh thành phần là profile đối xứng và giống nhau

gọi là cánh nhiều lớp phẳng

3.2.1 Xây dựng các bài toán tối ưu hóa

* Xác định bộ tham số tối ưu hóa (hình 3.1):

Có các định nghĩa: α là góc tấn (quy ước là góc tấn cánh 1); δ1, δ2 là góc lệch cánh 2, cánh 3 so với cánh 1 (góc giữa dây cung profile cánh 2, cánh 3 so với dây cung profile cánh 1 tại một mặt cắt qua cánh; δ1, δ2 >0 khi cánh 2, cánh 3 “vểnh xuống” so với cánh 1); b là chiều dài dây cung các cánh thành phần; b0 là chiều dài dây cung cánh ba lớp; h1, h2 lần lượt là kích thước khe hở giữa cánh 1 và cánh 2, cánh 2 và cánh 3;

Hình 3.1 Tham số hình học mặt cắt vuông góc với sải cánh của mô hình 3

tấm phẳng

Mặc dù các kích thước liên quan đến khe hở (h1, h2) ảnh hưởng khá nhiều đến hệ số lực cản Cx (khi Cy lớn) và hệ số Cymax nhưng góc lệch của các cánh thành phần (δ1,δ2) được chứng minh ảnh hưởng mạnh hơn rất nhiều và

để giảm khối lượng tính toán thì luận án lựa chọn bộ tham số (α, δ1, δ2) để tối

ưu hóa cánh 3 lớp