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

BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO BỘ QUỐC PHÒNG VIỆN KHOA HỌC VÀ CÔNG NGHỆ QUÂN SỰ TRẦN DUY DUYÊN NGHIÊN CỨU BIỆN PHÁP NÂNG CAO CÁC ĐẶC TÍNH KHÍ ĐỘNG CÁNH MÁY BAY KHÔNG NGƯỜI LÁI Chuyên ngành: Cơ kỹ thuật Mã số: 62 52 01 01 TÓM TẮT LUẬN ÁN TIẾN SĨ KỸ THUẬT Hà Nội - 2017 CÔNG TRÌNH ĐƯỢC HOÀN THÀNH TẠI VIỆN KHOA HỌC VÀ CÔNG NGHỆ QUÂN SỰ - BỘ QUỐC PHÒNG Người hướng dẫn khoa học: TS Mai Khánh 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 Phản biện 3: TS Vũ Ngọc Hòe Học viện Phòng không-không quân Luận án bảo vệ hội đồng chấm luận án tiến sĩ họp Viện Khoa học Công nghệ quân vào hồi .giờ, ngày tháng năm 2017 Có thể tìm hiểu luận án tại: - Thư viện Viện Khoa học Công nghệ quân - Thư viện Quốc gia Việt Nam MỞ ĐẦU Tính cấp thiết đề tài: Để nâng cao chất lượng truyền số liệu tính bay máy bay không người lái (UAV) có nhu cầu phải bay hành trình với hệ số lực nâng Cy lớn, giảm hệ số lực cản Cx tăng khối lượng tải có ích UAV Nâng cao hệ số lực nâng lớn Cymax cải thiện tính cất hạ cánh Tối ưu hóa hình dạng cánh giữ vai trò quan trọng để nâng cao đặc tính khí động (ĐTKĐ) máy bay có nhiều công trình nghiên cứu vấn đề tập trung giải toán 2D vùng tốc độ lớn (hệ số Cy nhỏ) có tính đến ảnh hưởng độ nhớt Đối với trường hợp hệ số Cy lớn bắt buộc phải giải toán 3D, khối lượng tính toán lớn, thường phải giải với giả thiết dòng không nhớt (khí lý tưởng) Tuy nhiên phần lớn UAV có kích thước nhỏ, bay với tốc độ chậm số Reynols (Re) nhỏ, bỏ qua độ nhớt không khí xét toán giảm hệ số Cx tăng hệ số Cymax Do khối lượng tính toán theo phương pháp có lớn, đòi hỏi phải dùng máy siêu tính Từ lý kể việc nghiên cứu phương pháp cải thiện hình dạng cánh để nâng cao ĐTKĐ UAV 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 cải thiện tính cất hạ cánh cho UAV giám sát từ xa Mục tiêu luận án: giảm hệ số lực cản Cx cánh UAV với ràng buộc hệ số lực nâng Cy=const bay hành trình với hệ số Cy lớn đảm bảo hệ số Cx tăng không đáng kể bay hành trình với hệ số Cy nhỏ Đồng thời xác định hình dạng cánh để tăng hệ số Cymax so với loại cánh kinh điển tương đương Nội dung nghiên cứu: giải toán tối ưu hóa hình dạng cánh để giảm hệ số Cx với ràng buộc hệ số Cy=const (bài toán 1) tăng hệ số Cymax (bài toán 2) Khi tìm hình dạng cánh tối ưu, so sánh với cánh kinh điển rút nhận xét Đối tượng phạm vi nghiên cứu: tối ưu hóa cánh UAV cỡ nhỏ vùng tốc độ nhỏ Chỉ nghiên cứu so sánh cánh có bình đồ độ dày tương đối, xem cánh tương đương trọng lượng không xét đến toán độ bền kết cấu Phương pháp nghiên cứu: giải toán ngược lý thuyết xoáy rời rạc tuyến tính để xác định hình dạng mặt cong trung bình cánh đáp ứng phân bố tải khí động cho trước thỏa mãn điều kiện [102]: tải khí động mép trước cánh không (dòng chảy tiến nhập êm) phân bố tải khí động tối ưu theo lý thuyết mặt nâng tuyến tính cánh mỏng (phân bố hệ số lực nâng thiết diện cánh theo sải cánh hình elip) Tiếp theo bồi đắp thêm độ dày cho mặt cong trung bình (theo dạng profile NACA) để hình dạng cánh ban đầu (cánh cận tối ưu) xác định tham số ảnh hưởng mạnh đến hàm mục tiêu hàm ràng buộc Sau sử dụng phương pháp tối ưu hóa phương pháp số theo gradient để tối ưu hóa hàm mục tiêu Kết cánh tối ưu so sánh với cánh kinh điển tương đương Kiểm chứng kết nghiên cứu cách thổi thực nghiệm số mô hình cánh điển hình ống thổi khí động (OTKĐ) thuộc Viện chuyên ngành kết cấu công trình xây dựng – Bộ Xây dựng Ý nghĩa khoa học luận án: nghiên cứu hệ thống sở khoa học vấn đề tối ưu hóa cánh máy bay chế độ bay hành trình với hệ số lực nâng lớn chế độ cất hạ cánh Ý nghĩa thực tiễn luận án: tăng khối lượng tải có ích UAV bay hành trình với hệ số lực nâng lớn Cải thiện tính cất hạ cánh có ý nghĩa lớn UAV cất hạ cánh địa hình phức tạp phóng từ hệ thống dàn phóng Luận án gồm phần mở đầu, kết luận chương (132 trang), có phần phụ lục trình bày code chương trình Chương 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 giới Có phương pháp tối ưu hóa hình dạng khí động cánh: * Phương pháp thiết kế ngược [48]: chất xác định biên dạng profile đáp ứng qui luật phân bố vận tốc cho trước bề mặt cánh Sự phân bố vận tốc để hệ số lực cản nhỏ nhược điểm lớn phương pháp thiết kế ngược chưa có sở lý thuyết chứng minh điều này, nhiên ưu điểm phương pháp thời gian chi phí tính toán không lớn * Phương pháp thiết kế thuận [48]: chất tìm lời giải tối ưu hàm mục tiêu (ví dụ hệ số lực cản nhỏ nhất) với điều kiện ràng buộc cho trước cách: tham số hóa hình dạng cánh (các biến thiết kế); sử dụng thuật toán tối ưu hóa phương pháp số lặp biến thiết kế; trình giải CFD đánh giá hàm mục tiêu cập nhật trình lặp; kết hình dạng cánh tối ưu xuất trình tối ưu hóa lặp biến thiết kế Nhược điểm: chi phí khối lượng tính toán lớn Một số lượng lớn công trình giới nghiên cứu vấn đề tối ưu hóa hình dạng khí động 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 nước Chủ yếu nghiên cứu 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 đẩy lùi xuất dòng vượt âm cục cánh nguyên nhân chủ yếu làm tăng lực cản 1.2 Vấn đề nâng cao hệ số lực nâng lớn Cymax Chủ yếu sử dụng cánh tà, cánh tà có nhiều khe [5] Với gia tăng góc thả cánh tà kích thước khe hở đến mức độ tăng nhiều hệ số Cymax Phương pháp nghiên cứu thực nghiệm OTKĐ xác định góc thả cánh tà tối ưu phương pháp sử dụng 1.3 Một vài phương pháp số thông dụng giải 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 phương pháp tính toán đặc tính khí động 1.4.1 Phương pháp giải tích 1.4.2 Phương pháp thử nghiệm: [24], [29], [42], [63], [78] 1.4.3 Phương pháp số * Các phương pháp tính toán số cổ điển: + Phương pháp panel: [58] + 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 hướng nghiên cứu luận án Các công trình tối ưu hóa hình dạng cánh phần lớn nghiên cứu vùng tốc độ lớn (hệ số Cy nhỏ), khối lượng tính toán lớn + Tối ưu hóa cánh 3D hệ số Cy lớn (bắt buộc phải xét toán 3D) số Re nhỏ, chưa có công trình đề cập tới + Các nghiên cứu nâng cao hệ số Cymax chủ yếu phương pháp thực nghiệm OTKĐ, chưa có công trình nghiên cứu chặt chẽ phương pháp số + Chưa có nghiên cứu cánh thích nghi chế độ bay khác cánh nhiều lớp Hướng nghiên cứu luận án: kết hợp ưu điểm phương pháp thiết kế ngược phương pháp thiết kế thuận Với cách tiếp cận phương pháp thiết kế ngược nhanh chóng xác định hình dạng cánh ban đầu tiệm cận đến hình dạng cánh tối ưu, sau sử dụng phương pháp thiết kế thuận tiếp tục tối ưu hóa hình dạng cánh ban đầu để đạt hình dạng cánh tối ưu 1.6 Kết luận chương UAV có nhu cầu bay hành trình với hệ số lực nâng Cy lớn Bài toán thứ luận án tối ưu hóa hình dạng cánh để giảm hệ số Cx chế độ bay hành trình với hệ số Cy lớn đảm bảo hệ số Cx tăng không đáng kể chế độ bay hành trình với hệ số Cy nhỏ Khi tăng khối lượng tải có ích UAV Để cải thiện tính cất hạ cánh toán thứ hai luận án tối ưu hóa hình dạng cánh để nâng cao hệ số Cymax Chương 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 quan trọng Tối ưu hóa hình dạng cánh lớp với tham số tối ưu hóa gồm tham số đại diện cho hình dạng cánh ban đầu tham số góc để hình dạng cánh tối ưu 2.2 Phương pháp thuật toán xác định hình dạng cánh lớp cận tối ưu 2.2.1 Đề xuất hàm phân bố tải khí động đảm bảo dòng chảy tiến nhập êm tối ưu theo lý thuyết mặt nâng tuyến tính cánh mỏng bình đồ cánh hình chữ nhật ̅ √ ( ) (2.5) b (dây cung); L (sải cánh); S (diện tích cánh); (hệ số lực nâng cánh); x, z (tọa độ theo phương dây cung phương sải cánh); Gốc tọa độ thuộc mặt phẳng đối xứng nằm 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 cánh Luận án xây dựng hệ phương trình đại số tuyến tính (2.16) xác định góc cục (độ dốc cục đường trung bình mặt cắt khác nhau): ̅ ∑ ∑ ̅ ̅ (2.16) đó: n, N số dải chia theo phương sải cánh dây cung cánh; i, j số đặc trưng cho vị trí xoáy theo hàng dọc, hàng ngang; ̅ đạo hàm cường độ xoáy ô thứ ij theo góc ; ̅ tải khí động ô thứ ij mặt cong góc α; ̅ tải khí động ô thứ ij phẳng góc α; Tích phân góc cục , xây dựng công thức xác định tọa độ yij tương ứng với tọa độ xij mặt cong: ̅̅̅̅̅ { (2.17) ̅̅̅̅̅ ̅̅̅̅̅ ∑ ( ) Tập hợp điểm (xij, yij) xác định mặt cong trung bình cánh thỏa mãn phân bố tải khí động cho trước 2.2.3 Xác định hình dạng cánh theo mặt cong trung bình Bản chất bồi thêm bề dày cho mặt cong trung bình, ví dụ theo dạng profile NACA [37] 2.2.4 Kết tính toán hình dạng cánh lớp cận tối ưu Trên sở mục từ 2.2.1-2.2.3 thiết lập chương trình phần mềm tính toán xác định hình dạng cánh lớp cận tối ưu Tính toán cánh lớp cận tối ưu với số liệu đầu vào: + Hệ số lực nâng cánh =0.8; góc tính toán =80; + Dây cung b=0.337[m]; sải cánh L=1[m]; + Độ dày tương đối lớn ̅ =12%; n=N=41; Hình 2.9 Hình dạng nửa cánh lớp cận tối ưu tương ứng hệ số lực nâng cánh =0.8 Với hình dạng cánh này, kết mô phần mềm Ansys: Cy=0.85, sai khác so với PPXRR (Cy=0.8) 7% Sai số nhỏ chấp nhận khẳng định độ tin cậy chương trình tính toán 2.3 Tối ưu hóa hình dạng cánh lớp 2.3.1 Xây dựng toán tối ưu hóa hệ số lực cản Cx Luận án lựa chọn tham số ( ) để tối ưu hóa hình dạng cánh, α góc tấn,  góc xoắn hình học bổ sung thêm góc xoắn hình học dây cung profile mút cánh dây cung profile gốc cánh cánh cận tối ưu hệ số đại diện cho hình dạng mặt cong trung bình cánh cận tối ưu (vừa có xoắn khí động, vừa có xoắn hình học) Bài toán đặt sau: cho trước Cy=const, tìm tham số ( ) cho: ( hay ( ) ) với ( ) ( ) ( ) với (2.22) ( ) (2.23) điều kiện ràng buộc thực chế độ bay hành trình với hệ số lực nâng 2.3.2 Thuật toán tối ưu hóa hệ số lực cản Cx có ràng buộc hệ số lực nâng Cy=const phương pháp số theo gradient Hình (2.19) trình bày cách xác định “hướng giảm nhanh nhất” hệ số Cx đảm bảo hệ số Cy “tiệm cận” đến mặt cong ràng buộc gần với bước xác định , véc tơ gradient hệ số Cx, Cy điểm tính toán thứ k nằm mặt cong ràng buộc Cy=const; hình chiếu véc tơ mặt phẳng vuông góc với véc tơ điểm tính toán thứ k; Cxmin hệ số Cx đạt giá trị nhỏ tương ứng với nghiệm toán tối ưu hóa Theo tài liệu [2], [46]: để đến điểm tối ưu Cxmin nhanh phải theo hướng véc tơ chiếu k Công thức xác định véc tơ chiếu : điểm tính toán thứ (2.34) | | I, P ma trận đơn vị ma trận chiếu cỡ 3x3 chuyển vị ma trận | ma trận | bình phương mô đun véc tơ Thuật toán số tối ưu hóa thể hình (2.20): Hình 2.19 Cách xác định hướng giảm hệ số Cx nhanh đảm bảo hệ số Cy tiệm cận gần đến mặt cong ràng buộc không gian chiều phương pháp số theo gradient Hình 2.20 Thuật toán số tối ưu hóa hệ số Cx có ràng buộc Cy=const + Điểm xuất phát điểm 1: tính véc tơ chiếu , tính véc tơ gradient theo công thức (2.34) Chọn bước , xác định điểm Điểm không nằm mặt cong ràng buộc, điểm phải điều chỉnh biến phụ thuộc để xác định điểm 2: nằm mặt cong ràng buộc Cy=const + Điều kiện hội tụ: hệ số Cx bắt đầu tăng hệ số K bắt đầu giảm, đồng thời mô đun véc tơ chiếu | | | | + Nếu số bước lặp n 2.3.3 Kết tối ưu hóa nhận xét Minh họa kết tối ưu hóa cánh 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 tối ưu hóa: =11.3 điểm ( ) =(2.80, 0.40, 0.3) + Gọi hình dạng cánh tìm tối ưu hóa với điều kiện ràng buộc = 0.3 cánh tối ưu Cyopt =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 tối ưu; + Đồ thị K=f(Cy) cánh tối ưu Cyopt=0.3 số cánh kinh điển tương đương thể 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% cải thiện nhiều so với cánh có profile đối xứng Hình 2.26 Đồ thị K=f(Cy) cánh tối ưu Cyopt=0.3 số cánh kinh điển tương đương 11 làm giảm cường độ xoáy mép cánh, giảm đáng kể lực cản cảm ứng cánh tiết kiệm lượng nhiên liệu vận hành 2.4 Kết luận chương Đề xuất phương pháp, phát triển thuật toán phần mềm xác định hình dạng cánh lớp tối ưu “dung hòa” hệ số lực cản cánh kinh điển có độ cong khác phần giải thích cánh chim - tối ưu hóa thiên nhiên Chương TỐI ƯU HÓA CÁNH NHIỀU LỚP 3.1 Đặt vấn đề Chương trình bày kết tối ưu hóa số phương án cánh nhiều lớp Cụ thể tối ưu hóa góc vị trí tương đối cánh thành phần chế độ bay hành trình với hệ số Cy khác chế độ cất hạ cánh 3.2 Tối ưu hóa cánh nhiều lớp phẳng Cánh nhiều lớp có cánh thành phần profile đối xứng giống gọi cánh nhiều lớp phẳng 3.2.1 Xây dựng toán tối ưu hóa * Xác định tham số tối ưu hóa (hình 3.1): Có định nghĩa: α góc (quy ước góc cánh 1); δ1, δ2 góc lệch cánh 2, cánh so với cánh (góc dây cung profile cánh 2, cánh so với dây cung profile cánh mặt cắt qua cánh; δ1, δ2 >0 cánh 2, cánh “vểnh xuống” so với cánh 1); b chiều dài dây cung cánh thành phần; b0 chiều dài dây cung cánh ba lớp; h1, h2 kích thước khe hở cánh cánh 2, cánh cánh 3; Hình 3.1 Tham số hình học mặt cắt vuông góc với sải cánh mô hình phẳng Mặc dù kích thước liên quan đến khe hở (h1, h2) ảnh hưởng nhiều đến hệ số lực cản Cx (khi Cy lớn) hệ số Cymax góc lệch cánh thành phần (δ1,δ2) chứng minh ảnh hưởng mạnh nhiều để giảm khối lượng tính toán luận án lựa chọn tham số (α, δ1, δ2) để tối ưu hóa cánh lớp 12 * Các toán tối ưu hóa: + Bài toán 1: Cho trước mãn điều kiện: với ràng buộc hay , tìm tham số (3.2) , + Bài toán 2: Tìm tham số ( ) thỏa (3.3) cho: (3.4) Thuật toán giải toán trình bày chương Dưới trình bày thuật toán số giải toán ràng buộc 3.2.2 Thuật toán số tối ưu hóa hệ số Cymax phương pháp gradient Hình 3.3 Cách xác định hướng tăng hệ số Cy nhanh không gian chiều phương pháp số theo gradient Hình (3.3) trình bày cách xác định “hướng tăng nhanh nhất” hệ số Cy đến điểm tối ưu phương pháp số Theo tài liệu [2], [46]: để đến điểm tối ưu nhanh phải theo hướng véc tơ gradient hệ số lực nâng với bước điểm tính toán thứ k 3.2.3 Kết tối ưu hóa nhận xét Tối ưu hóa cánh lớp phẳng: dây cung b0=0.337[m]; sải cánh L=1[m]; h1=h2=2%b0; cánh thành phần có profile đối xứng (NACA 0012) * Kết tối ưu hóa hệ số chất lượng khí động (hệ số lực cản Cx): Đồ thị K=f(Cy) đồ thị cực tuyến Cy=f(Cx) cánh lớp phẳng điểm tối ưu số cánh lớp tương đương (hình 3.4) 13 Hình 3.4 Đồ thị phụ thuộc hệ số chất lượng khí động vào hệ số lực nâng K=f(Cy) cánh lớp phẳng điểm tối ưu số cánh lớp tương đương + Khi Cy=0.2 (đại diện hệ số Cy nhỏ): K(cánh lớp phẳng điểm tối ưu)=10.7; K(cánh có độ cong 4%)=9.1; K(cánh tối ưu Cyopt=0.3)=K(cánh có profile đối xứng)=9.5; Khi hệ số chất lượng khí động cánh lớp phẳng điểm tối ưu: - Tăng 12% so với cánh tối ưu Cyopt=0.3 cánh có profile đối xứng; - Tăng 17% so với cánh có độ cong 4% + Khi Cy=1.4 (đại diện hệ số Cy lớn): K(cánh lớp phẳng điểm tối ưu)=6.46; K(cánh có profile đối xứng)=4.94; K(cánh tối ưu Cyopt=0.3)=K(cánh có độ cong 4%)=5.8; Khi hệ số chất lượng khí động cánh lớp phẳng điểm tối ưu: - Tăng 11% so với cánh tối ưu Cyopt=0.3 cánh có độ cong 4%; - Tăng 31% so với cánh có profile đối xứng + Ở chế độ bay hành trình với hệ số Cy khác, cánh lớp phẳng điểm tối ưu trì cải thiện đáng kể hệ số chất lượng khí động so với cánh lớp Như cánh lớp phẳng có hệ số chất lượng khí động (hay hệ số Cx) điểm tối ưu cải thiện nhiều (từ 11%-31%) so với cánh lớp tương đương tất chế độ bay hành trình với hệ số Cy khác * Kết tối ưu hóa hệ số lực nâng lớn Cymax: =(80, 29.50, 54.10) ( ) =2.45 điểm Mô phần mềm Ansys, tính được: + Cymax (cánh có profile đối xứng)=1.44; + Cymax (cánh có độ cong 4%)=1.83; 14 Hệ số Cymax cánh lớp phẳng điểm tối ưu tăng 70% so với cánh có profile đối xứng tăng 34% so với cánh có độ cong 4% 3.3 Tối ưu hóa cánh nhiều lớp có mặt cong trung bình đáp ứng phân bố tải khí động cho trước Phần trình bày kết mặt cong trung bình cánh nhiều lớp (minh họa cánh lớp có dây cung cánh thành phần nhau) đáp ứng phân bố tải khí động cho trước cánh gồm phân bố tải khí động cánh thành phần đảm bảo dòng chảy tiến nhập êm tối ưu theo lý thuyết mặt nâng tuyến tính cánh mỏng đề cập chương Với mặt cong trung bình tìm được, bồi đắp thêm độ dày cho cánh thành phần theo dạng profile NACA đối xứng để hình dạng cánh nhiều lớp cận tối ưu Sau sử dụng tham số (α, δ1, δ2) để tối ưu hóa hệ số Cx, Cymax cánh lớp cận tối ưu chế độ bay khác Các tham số định nghĩa lại: + α: góc (quy ước góc tiết diện cánh 1); + δ1, δ2: góc lệch cánh 2, cánh so với cánh (là góc dây cung profile cánh cánh 2, cánh so với dây cung profile cánh cánh 1) δ1, δ2 >0 cánh 2, cánh “vểnh xuống” so với cánh Kết tối ưu hóa nhận xét: * Kết xác định hình dạng cánh lớp cận tối ưu (hình 3.8, 3.9) Hình 3.8 Mặt cong trung bình cánh lớp cận tối ưu Hình 3.9 Hình dạng cánh lớp cận tối ưu =0.8 =0.8 15 Kết tính phần mềm Ansys: Cy=0.87, sai số so với PPXRR 11% chấp nhận khẳng định độ tin cậy chương trình tính toán * Kết tối ưu hóa hệ số chất lượng khí động: tối ưu hóa cánh lớp cận tối ưu =0.8 với ràng buộc =1.5: =6.15 điểm =(3.80, 6.30, 22.60) Tương ứng với hệ số Cy=1.5: K (cánh có profile đối xứng)=4.8; K (cánh có độ cong 4%)=5.2; Vậy hệ số chất lượng khí động cánh lớp cận tối ưu =0.8 điểm tối ưu tăng 28% so với cánh có profile đối xứng, tăng 18% so với cánh có độ cong 4% * Kết tối ưu hóa hệ số lực nâng lớn Cymax: Kết tối ưu hóa hệ số Cymax cánh lớp cận tối ưu =0.8: ( ) =2.9 điểm =(3.50, 350, 700) Vậy hệ số Cymax cánh lớp cận tối ưu =0.8 điểm tối ưu tăng 101% so với cánh có profile đối xứng, tăng 58% so với cánh có độ cong 4% tăng 18% so với cánh lớp phẳng điểm tối ưu 3.4 Cánh nhiều lớp thích nghi Các phương án cánh lớp có dây cung cánh thành phần gặp khó khăn điều khiển hai cánh phía sau tải khí động hành trình chuyển vị chúng lớn, áp dụng riêng chế độ bay (ví dụ chế độ cất hạ cánh chế độ bay hành trình) Để khắc phục nhược điểm trên, luận án đề xuất giảm nhiều (hơn lần) kích thước dây cung cánh phía sau (hình 3.11, 3.12) với mong muốn giảm hệ số Cx tăng hệ số Cymax so với cánh kinh điển trình điều khiển tham số (α, 1, 2) đến tham số tối ưu có cánh lớp thích nghi với chế độ bay khác Phương án cánh lớp đề xuất có tham số hình học: Hình 3.11 Mặt cắt cánh lớp thích nghi Hình 3.12 Hình dạng cánh lớp thích nghi 16 + Dây cung cánh lớp: b0=0.337[m]; Sải cánh L=1[m]; + Dây cung cánh 1, cánh 2, cánh 3: b1=0.8b0, b2= b3=0.1b0; + Kích thước khe hở: h1=h2=1%b0; + Các cánh thành phần có profile đối xứng (profile NACA 0015) Khi độ dày lớn cánh 1:c1max=15%b1=12%b0 3.4.1 So sánh với cánh lớp tương đương Tối ưu hóa cánh lớp đề xuất chế độ bay hành trình với hệ số Cy khác chế độ cất hạ cánh Dưới kết so sánh hệ số chất lượng khí động hệ số Cymax so với cánh kinh điển * So sánh hệ số chất lượng khí động: + Khi Cy=1.6 (đại diện hệ số Cy lớn, hình 3.22): - K(cánh lớp thích nghi)=5.4; K(cánh tối ưu Cyopt=0.3)=4.9; - K(cánh có độ cong 4%)=5.0; Hệ số K cánh lớp thích nghi tăng 8% so với cánh tối ưu Cyopt=0.3 cánh có độ cong 4%, cánh có profile đối xứng không đạt hệ số lực nâng Hình 3.22 Đồ thị K=f(Cy) cánh lớp thích nghi cánh lớp tương đương + Khi Cy=0.1 (đại diện cho hệ số Cy nhỏ, hình 3.24): - K(cánh lớp thích nghi)=5.55; K(cánh tối ưu Cyopt=0.3)=5.48; - K(cánh có profile đối xứng)=5.7; K(cánh có độ cong 4%)=5.2; Hệ số K cánh lớp thích nghi tương đương cánh tối ưu Cyopt=0.3, 2.6% so với cánh có profile đối xứng cải thiện 6.7% so với cánh có độ cong 4% + Tương tự, hệ số Cy lớn khác hệ số K cánh lớp thích nghi trì cải thiện đáng kể so với cánh lớp 17 Hình 3.24 Đồ thị K=f(Cy) cánh lớp thích nghi cánh lớp tương đương vùng hệ số Cy nhỏ * So sánh hệ số lực nâng lớn Cymax: Kết tối ưu hóa hệ số lực nâng lớn Cymax: =(21.20, 170, 33.60) ( ) =2 điểm Ở chế độ cất hạ cánh, ý nghĩa cánh lớp thích nghi tương tự cánh sử dụng cánh tà có nhiều khe tìm điểm tối ưu để có cánh thích nghi chế độ bay 3.5 Kết luận chương Tối ưu hóa số phương án cánh lớp xác định điểm tối ưu tương ứng với chế độ bay Phương án cánh lớp có dây cung cánh thành phần có hệ số chất lượng khí động hệ số Cymax cải thiện nhiều so với cánh kinh điển gặp khó khăn điều khiển cánh phía sau, áp dụng riêng chế độ bay Cánh lớp thích nghi khắc phục nhược điểm đảm bảo cải thiện đáng kể hệ số chất lượng khí động so với cánh lớp Phương án cánh chế tạo đơn giản điều khiển bay nên có tính khả thi cao Chương THỰC NGHIỆM KIỂM CHỨNG 4.1 Kiểm chứng mô hình tính thực nghiệm Để kiểm chứng kết tính toán, tiến hành thí nghiệm số mô hình cánh OTKĐ –OT để đánh giá củng cố thêm độ tin cậy kết tính toán Trong điều kiện cho phép kinh phí thời gian nên kiểm chứng hiệu giảm hệ số Cx số mô hình cánh tối ưu điển hình so với mô hình cánh có profile đối xứng 18 Mô hình thí nghiệm Các mô hình cánh thí nghiệm có tham số hình học giống với kích thước cánh tương ứng chương chương 3, làm gỗ, hoàn toàn đặc phay máy CNC: + Mô hình cánh có profile đối xứng (hình 4.1); + Mô hình cánh tối ưu Cyopt=0.3 (hình 4.2); + Mô hình cánh lớp thích nghi (hình 4.3) Hình 4.1 Mô hình thí nghiệm cánh có profile đối xứng Hình 4.2 Mô hình thí nghiệm cánh tối ưu Cyopt=0.3 Các phương án thí nghiệm + Mô hình cánh có profile đối xứng: thực nghiệm góc tấn: α=00, 50, 100, 150, 200 + Mô hình cánh tối ưu Cyopt=0.3: thực nghiệm góc tấn: α=-50, 00, 50, 100, 150, 200 +Mô hình cánh ba lớp thích nghi: thực Hình 4.3 Mô hình thí nghiệm cánh lớp thích nghi nghiệm góc góc lệch cánh phía sau: (α, δ1, δ2)= (00, 00, 00), (50, 00, 00), (100, 00, 00), (00, 100, 180), (50, 100, 180); (100, 100, 180), (150, 100, 180), (100, 200, 280) 4.2 Phương pháp thí nghiệm 4.2.1 Điều kiện thí nghiệm + Nhiệt độ không khí:TH=140[C]; + Áp suất khí độ cao H =0[m]: PH=760mmHg; + Độ ẩm không khí: 80%; Mật độ không khí:H=1.225[kg/m3]; + Vận tốc dòng khí trung bình: V= 21.5[m/s]; + Re5.105; M0.062 19 Các mô hình cánh sử dụng thí nghiệm có kích thước mô hình thực, tham số trình thổi thực nghiệm tham số đầu vào để tiến hành tính toán lý thuyết (phần mềm Ansys) cuối so sánh với kết thí nghiệm Vì thế, trình thí nghiệm cánh mô hình OTKĐ yếu tố đồng dạng hoàn toàn đáp ứng 4.2.2 Phương pháp xử lý số liệu thí nghiệm Các hệ số Cx, Cy, K tính theo công thức [7]: Tương ứng thí nghiệm, máy khí động đo thời gian 33s, 1s đo 500 kết Vì đo 16500 kết tương ứng với lực momen khí động (Fx, Fy, Fz, Mx, My, Mz) theo lý thuyết hệ số Cx(i), Cy(i) hệ số không đổi kết đo thực tế cho thấy chúng thay đổi liên tục vận tốc dòng khí chảy bao mô hình cánh thời điểm khác (mặc dù không nhiều) dẫn đến dao động chống mô hình cánh thí nghiệm, sensor cân khí động bị biến dạng làm cho kết đo dao động xung quanh giá trị thực Vì phải lấy trung bình giá trị Cx(i), Cy(i) tính thời điểm trình đo để kết thí nghiệm 4.3 Kiểm chứng mô hình tính toán Mô hình kết thí nghiệm thu sau xử lý có độ tin cậy đủ điều kiện để kiểm chứng mô hình tính toán * Mô hình cánh có profile đối xứng (hình 4.26, 4.27): + Đường đặc tính Cy=f(α): sai lệch lớn 15% tương ứng với phương án thí nghiệm α=50 (hình 4.26) Hình 4.26 Đồ thị Cy=f(α) cánh có profile đối xứng 20 + Đường đặc tính K=f(Cy): sai lệch lớn 16% tương ứng với phương án thí nghiệm α=00 (hình 4.27) Hình 4.27 Đồ thị K=f(Cy) cánh có profile đối xứng * Mô hình cánh tối ưu Cyopt=0.3 (hình 4.29, 4.30): + Đường đặc tính Cy=f(α): sai lệch lớn 10% tương ứng với phương án thí nghiệm α=00 (hình 4.29) Hình 4.29 Đồ thị Cy=f(α) cánh tối ưu Cyopt=0.3 + Đường đặc tính K=f(Cy): sai lệch lớn 15% tương ứng với phương án thí nghiệm α=00 (hình 4.30) * Mô hình cánh lớp thích nghi (hình 4.32): + Hệ số lực nâng Cy: sai lệch lớn 13% tương ứng phương án thí nghiệm (α, δ1, δ2)= (00, 100, 180) 21 + Đường đặc tính K=f(Cy): sai lệch lớn 11% tương ứng phương án thí nghiệm (α, δ1, δ2)= (50, 00, 00) Các sai số chấp nhận đường thực nghiệm Cy=f(α), K=f(Cy), Cy =f(Cx) phản ánh tương đối xác qui luật đường đặc tính chúng Hình 4.30 Đồ thị K=f(Cy) cánh tối ưu Cyopt=0.3 Hình 4.32 Đồ thị K=f(Cy) cánh lớp thích nghi Vì điểm thực nghiệm có độ tản mát nhiều so với giá trị thực tế (đó sai số ngẫu nhiên lần thí nghiệm) để so sánh hệ số Cx mô hình cánh thí nghiệm phải xây dựng đường thực nghiệm (gần đúng) sở điểm thực nghiệm theo nguyên tắc bình phương tối thiểu [8] Ý tưởng phương pháp từ điểm thực nghiệm có phải 22 tìm đường cong trơn liên tục cho tổng bình phương khoảng cách từ điểm thực nghiệm đến đường cong bé Dưới đồ thị thực nghiệm đường đặc tính K=f(Cy) mô hình cánh thí nghiệm: Hình 4.34 Đồ thị thực nghiệm đường đặc tính K=f(Cy) mô hình cánh thí nghiệm Nhận xét: hệ số K cánh tối ưu Cyopt=0.3 cánh lớp thích nghi cải thiện nhiều so với cánh có profile đối xứng hệ số Cy lớn (khoảng Cy=0.6 trở lên) Ví dụ tương ứng với Cy=0.8, hệ số K cánh lớp thích nghi cánh tối ưu Cyopt=0.3 cải thiện tương ứng 7.4% 15% so với cánh có profile đối xứng Tuy nhiên, Cy=1.1 trở lên hệ số K cánh lớp thích nghi có xu hướng cải thiện so với cánh tối ưu Cyopt=0.3 Các kết thực nghiệm hoàn toàn phù hợp với kết tính toán lý thuyết cập chương chương 4.4 Kết luận chương Xây dựng phương pháp nội dung thí nghiệm xác định số ĐTKĐ cánh tối ưu Cyopt=0.3, cánh lớp thích nghi cánh có profile đối xứng Mô hình kết thí nghiệm đánh giá đầy đủ mối quan hệ hệ số Cx, Cy, K tương ứng góc góc lệch cánh phía sau Kết thực nghiệm lý thuyết có sai số lớn 16% mô hình cánh có profile đối xứng, 15% mô hình cánh tối ưu Cyopt=0.3 13% mô hình cánh lớp thích nghi Các sai số chấp nhận phương pháp thí nghiệm, xử lý số liệu luận án sử dụng để 23 kiểm chứng tính toán lý thuyết ĐTKĐ cánh cô lập, đặc biệt toán tối ưu hóa hình dạng cánh Kết thí nghiệm mô hình cánh OTKĐ có kết tương đối phù hợp với kết lý thuyết đề cập chương chương KẾT LUẬN VÀ KIẾN NGHỊ Luận án nghiên cứu phương pháp xác định hình dạng cánh UAV giảm hệ số lực cản Cx tăng hệ số lực nâng lớn Cymax so với cánh kinh điển chế độ bay hành trình với hệ số lực nâng Cy lớn chế độ cất hạ cánh Kết nghiên cứu cho thấy: Cánh lớp tối ưu “dung hòa” hệ số lực cản Cx cánh kinh điển có độ cong khác Ví dụ cánh tối ưu Cyopt=0.3: + Khi Cy=0.1 (hệ số lực nâng nhỏ): hệ số Cx giảm 6% so với cánh có độ cong tương đối 4% tăng 4% so với cánh có profile đối xứng + Khi Cy=1.2 (hệ số lực nâng lớn): hệ số Cx tương đương cánh có độ cong tương đối 4% giảm 12% so với cánh có profile đối xứng Khi UAV phải bay hành trình với hệ số lực nâng Cy khác nhau, cách thay đổi mặt cong trung bình cánh đến mặt cong trung bình cánh lớp tối ưu tương ứng với chế độ bay này, có cánh thích nghi giảm hệ số lực cản chế độ bay hành trình cánh có hình dạng tương đồng với cánh chim - tối ưu hóa thiên nhiên Ở chế độ cất hạ cánh, hệ số lực nâng lớn Cymax tăng so với cánh kinh điển (ví dụ =0.8, hệ số Cymax tăng 23% so với cánh có độ cong tương đối 2%, tăng 39% so với cánh có profile đối xứng) Mức độ cải thiện nhiều hệ số lực nâng xác định mặt cong trung bình cánh lớn Cánh nhiều lớp điểm tối ưu giảm nhiều hệ số lực cản Cx (11%31%) tăng đáng kể hệ số lực nâng lớn Cymax (34%-101%) so với cánh kinh điển, đặc biệt hiệu giảm hệ số lực cản hệ số lực nâng Cy lớn + Các phương án cánh lớp có dây cung cánh thành phần có hệ số lực cản Cx hệ số lực nâng lớn Cymax điểm tối ưu cải thiện nhiều so với cánh kinh điển khó điều khiển cánh phía sau Phương án cánh nên áp dụng riêng chế độ bay (ví dụ chế độ cất hạ cánh chế độ bay hành trình) 24 + Phương án cánh lớp thích nghi (hai cánh phía sau với dây cung nhỏ) chế tạo đơn giản điều khiển cánh thành phần bay nên có tính khả thi cao Những đóng góp luận án: Đề xuất phương pháp xác định hình dạng cánh máy bay có hệ số lực cản Cx giảm (12%-31%) so với loại cánh kinh điển chế độ bay hành trình với hệ số lực nâng Cy lớn Đề xuất phương pháp xác định hình dạng cánh nhiều lớp có hệ số lực nâng lớn Cymax nâng cao (từ 1.34 đến lần) so với loại cánh kinh điển chế độ cất hạ cánh Đã ứng dụng vào khảo sát dạng cánh ba lớp chế độ bay khác Một số kiến nghị: Đây kết nghiên cứu ban đầu, nghiên cứu cho đối tượng cánh cô lập vùng tốc độ nhỏ Vì cần phải tiếp tục nghiên cứu phát triển theo hướng: Nghiên cứu biện pháp nâng cao đặc tính khí động cánh máy bay không người lái có xét đến thành phần khác máy bay: đuôi ngang, thân vùng tốc độ âm, cận âm âm DANH MỤC CÁC CÔNG TRÌNH KHOA HỌC ĐÃ CÔNG BỐ Nguyễn Đức Cương, Nguyễn Phú Khánh, Trần Duy Duyên, 2012, “Nâng cao tính bay máy bay không ngưới lái cách ứng dụng cánh siêu nâng”, Tuyển tập công trình Hội nghị khoa học Cơ học Thủy khí toàn quốc năm 2012, Hà nội, tr 89-94 Nguyễn Đức Cương, Trần Duy Duyên, 2013, “ So sánh số đặc tính khí động cánh nhiều lớp cánh kinh điển tương đương”, Tuyển tập công trình Hội nghị khoa học Cơ học Thủy khí toàn quốc năm 2013, Hà nội, tr 101-106 Nguyễn Đức Cương, Mai Khánh, Trần Duy Duyên, 2014, “Nâng cao tính bay máy bay không ngưới lái chế độ bay có hệ số lực nâng lớn”, Tuyển tập công trình Hội nghị khoa học Cơ học Thủy khí toàn quốc năm 2014, Hà nội, tr 6975 Lã Hải Dũng, Trần Duy Duyên, Vũ Minh Tâm, Trần Quốc Cường, Trần Phú Hoành, 2014, “Nghiên cứu đặc tính khí động cánh máy bay sử dụng cánh tà có khe hở”, Tuyển tập công trình Hội nghị khoa học Cơ học Thủy khí toàn quốc năm 2014, Hà nội, tr 145-153 5.Trần Duy Duyên, Nguyễn Đức Thành, Mai Khánh, Nguyễn Đức Cương, 2015, “Nâng cao chất lượng khí động cánh máy bay không người lái cách thay đổi mặt cong trùng bình cánh”, Tạp chí khoa học kỹ thuật-Số 170 (8-2015)Học viện KTQS, Hà nội, tr 63-72 Trần Duy Duyên, Nguyễn Đức Cương, Mai Khánh, Nguyễn Đức Thành, Vũ Hòa Bình, 2015, “Nâng cao hệ số lực nâng lớn cánh máy bay không người lái cách ứng dụng cánh nhiều lớp phẳng”, Tạp chí khoa học kỹ thuật-Số 38 (82015)- Viện Khoa học Công nghệ QS, Hà nội, tr 11-16 Trần Duy Duyên, Nguyễn Đức Cương, Mai Khánh, Nguyễn Đức Thành, 2015, “Nâng cao số đặc tính khí động học cánh máy bay không người lái cách thay đổi mặt cong trung bình cánh nhiều lớp”, Đặc san kỷ niệm 50 năm thành lập Viện Khoa học Công nghệ QS (10-2015), Hà nội, tr 123-129 Trần Duy Duyên, Nguyễn Đức Cương, Mai Khánh, Nguyễn Đức Thành, Nguyễn Chí Sĩ, Tạ Văn Nhâm, Phan Tùng Sơn, 2015, “Nâng cao số đặc tính khí động học cánh máy bay không người lái cách ứng dụng cánh nhiều lớp thích nghi”, Tuyển tập công trình Hội nghị khoa học Cơ học Thủy khí toàn quốc năm 2015, Hà nội, tr 139-146 T D Duyen, N.D Cuong, M Khanh, N.D Thanh, “ A quick computational method for improving aerodynamic shape of UAV wing”, Proceedings of the International Conference on Advances in Computational Mechanics 2017: ACOME 2017, to August 2017, Phu Quoc Island, Vietnam The Publisher intends to publish the Work under the imprint Springer ... kết nghiên cứu ban đầu, nghiên cứu cho đối tượng cánh cô lập vùng tốc độ nhỏ Vì cần phải tiếp tục nghiên cứu phát triển theo hướng: Nghiên cứu biện pháp nâng cao đặc tính khí động cánh máy bay không. .. UAV Nâng cao hệ số lực nâng lớn Cymax cải thiện tính cất hạ cánh Tối ưu hóa hình dạng cánh giữ vai trò quan trọng để nâng cao đặc tính khí động (ĐTKĐ) máy bay có nhiều công trình nghiên cứu vấn... Cương, Mai Khánh, Nguyễn Đức Thành, 2015, Nâng cao số đặc tính khí động học cánh máy bay không người lái cách thay đổi mặt cong trung bình cánh nhiều lớp”, Đặc san kỷ niệm 50 năm thành lập Viện Khoa