MÔ HÌNH MÁY BAY PHUN THUỐC TRỪ SÂU

BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO TRƯỜNG ĐẠI HỌC NÔNG LÂM THÀNH PHỐ HỒ CHÍ MINH KHĨA LUẬN TỐT NGHIỆP MƠ HÌNH MÁY BAY PHUN THUỐC TRỪ SÂU Họ tên sinh viên: LÊ TRUNG HIẾU Ngành: ĐIỀU KHIỂN TỰ ĐỘNG Niên khóa: 2008-2012 Thành Phố Hồ Chí Minh Tháng 06 năm 2012 MƠ HÌNH MÁY BAY PHUN THUỐC TRỪ SÂU Tác giả LÊ TRUNG HIẾU Khóa luận đệ trình để đáp ứng yêu cầu cấp Kỹ sư ngành ĐIỀU KHIỂN TỰ ĐỘNG Giáo Viên Hướng Dẫn: Th.S LÊ VĂN BẠN Thành Phố Hồ Chí Minh Tháng năm 2012 i   LỜI CẢM ƠN Để đạt kết ngày hôm nay, Em xin gửi lời cám ơn chân thành đến Tồn thể Thầy trường Đại Học Nơng Lâm TPHCM nói chung, Thầy khoa Cơ Khí Cơng Nghệ nói riêng, đặc biệt Thầy cô Bộ Môn Điều Khiển Tự Động hết lòng dạy dỗ truyền đạt cho em kiến thức quý báu suốt năm học trường, giúp em có sở kiến thức vững để ứng dụng lý thuyết học vào thực tiễn cách có hiệu thời gian sau Em xin gửi lời cám ơn sâu sắc đến Thầy Th.S Lê Văn Bạn, người tận tình hướng dẫn em thực luận văn tốt nghiệp Sau cùng, cho em xin gửi lời cảm ơn tới gia đình, bạn bè Chú, Bác, anh em Câu lạc Mơ Hình Hàng Khơng Miền Nam ủng hộ cho em tinh thần vật chất suốt trình làm luận văn Một lần em xin gửi tới Q Thầy cơ, gia đình bạn bè lòng biết ơn chân thành sâu sắc TP Hồ Chí Minh, tháng 06 năm 2012 Sinh viên thực LÊ TRUNG HIẾU ii   TÓM TẮT 1.Tên đề tài: MƠ HÌNH MÁY BAY PHUN THUỐC TRỪ SÂU 2.Thời gian địa điểm tiến hành:  Thời gian: Từ 15-3-2012 đến 15-6-2012  Địa điểm: Trường Đại Học Nơng Lâm TP.HCM Mục đích đề tài: Trong đề tài “MƠ HÌNH MÁY BAY PHUN THUỐC TRỪ SÂU” thực bao gồm phần:  Tìm hiểu máy bay phun thuốc trừ sâu thực tế  Tìm hiểu nguyên lý hoạt động máy bay không người lái  Ứng dụng thiết bị phát sóng vơ tuyến, nhận sóng vơ tuyến, động xăng, động servo RC… để thiết kế mơ hình máy bay phun thuốc trừ sâu khơng người lái  Thiết kế, chế tạo mơ hình máy bay phun thuốc trừ sâu Kết quả: Đã chế tạo thành cơng mơ hình máy bay cánh phun thuốc trừ sâu không người lái – điều khiển từ xa thu được:  Sải cánh máy bay: 2,2m  Chiều dài thân máy bay: 1.68m  Vận tốc không tải: 80km/h  Vận tốc lắp giàn phun: 60km/h  Thể tích bình chứa: 500ml  Lưu lượng phun: 120ml/phút iii   MỤC LỤC TRANG TỰA i LỜI CẢM ƠN ii  TÓM TẮT iii  MỤC LỤC iv  DANH SÁCH CÁC CHỮ VIẾT TẮT viii  DANH SÁCH CÁC HÌNH ix  DANH SÁCH CÁC BẢNG xii  Chương MỞ ĐẦU 1  1.1 Đặt vấn đề: 1  1.2 Mục đích đề tài: 1  1.2.1 Mục đích chung: 1  1.2.2 Mục đích cụ thể: 2  1.3 Giới hạn đề tài: 2  Chương TRA CỨU TÀI LIỆU 3  2.1 Máy bay phun thuốc trừ sâu thực tế: 3  2.2 Bộ điều khiển 2.4Ghz 9chanel (9 kênh, 9ch) Transmitter: 5  2.2.1 Công dụng: 5  2.2.2 Phạm vi ứng dụng: 5  2.2.3 Cấu trúc chức năng: 6  2.2.4 Hoạt động: 8  2.3 Bộ nhận 2.4Ghz 9ch Receiver: 8  2.3.1 Công dụng: 8  2.3.2 Phạm vi ứng dụng: 8  2.3.3 Cấu trúc chức năng: 9  2.3.4 Hoạt động: 9  2.4 Động SERVO RC: 11  iv   2.4.1 Cấu tạo: 13  2.4.2 Thông số: 14  2.4.3 Servo điều biến độ rộng xung: 15  2.4.4 Servo digital servo analog: 17  2.4.5 Hoạt động: 18  2.5 Động xăng ASP 91: 21  2.5.1 Cấu tạo: 21  2.5.2 Thông số kỹ thuật: 22  2.5.3 Nguyên lý hoạt động: 23  2.6 UBEC (Ultimate Battery Eliminator Circuit): 24  2.6.1 Định nghĩa: 24  2.6.2 Thông số kỹ thuật: 25  2.6.3 Mạch nguyên lý UBEC: 26  2.7 Cánh quạt máy bay mơ hình: 26  2.7.1 Chọn cỡ cánh quạt: 26  2.7.2 Phân loại cánh quạt: 28  2.7.3 Vật liệu cánh quạt: 29  2.7.4 Cân cánh quạt: 31  2.7.5 Cách lắp cánh quạt: 32  2.8 Relay: 33  2.8.1 Cấu tạo: 33  2.8.2 Thông số: 34  2.8.3 Hoạt động: 34  2.9 Van điện từ: 34  2.9.1 Cấu tạo: 34  2.9.2 Phân loại: 35  2.9.3 Nguyên lý hoạt động: 36  2.10 Một số dạng vòi phun, béc phun - góc phun: 36  2.10.1 Một số loại vòi phun thực tế: 36  v   2.10.2 Các loại béc phun: 38  2.11 Các phương pháp phun thuốc thực tế: 38  2.12 Chương trình tập bay mơ mày tính Reflex XTR: 40  Chương NỘI DUNG VÀ PHƯƠNG PHÁP NGHIÊN CỨU 41  3.1 Thời gian địa điểm nghiên cứu 41  3.1.1 Thời gian nghiên cứu: 41  3.1.2 Địa điểm nghiên cứu: 41  3.1.3 Phân bố thời gian tiến hành khóa luận: 41  3.2 Đối tượng thiết bị nghiên cứu: 41  3.2.1 Đối tượng nghiên cứu: 41  3.2.2 Thiết bị nghiên cứu: 42  3.3 Phương pháp thực đề tài: 42  3.3.1 Phương pháp thực phần khí: 42  3.3.2 Phương pháp thực phần điện tử: 43  3.3.3 Phương pháp nghiên cứu phần mềm: 43  Chương THỰC HIỆN ĐỀ TÀI 44  4.1 Chọn mô hình: 44  4.1.1 Chọn động cơ: 44  4.1.2 Chọn Servo RC: 44  4.1.3 UBEC: 44  4.1.4 Pin nguồn cho Receiver Servo: 45  4.2 Thực thiết kế mơ hình máy bay: 45  4.2.1 Tính tốn phần khí động học: 45  4.2.1.1 Thiết kế cánh máy bay 45  4.2.1.2 Bố trí trọng tâm máy bay mơ hình 56  4.2.1.3 Thiết kế đuôi ngang: 63  4.2.2 Kết tính tốn thực tế: 64  4.2.3 Thông số kỹ thuật: 64  4.2.4 Chọn vật liệu chế tạo: 65  vi   4.3 Thực phần khí: 66  4.3.1 Chế tạo phần cánh: 66  4.3.2 Chế tạo phần thân máy bay: 67  4.3.3 Chế tạo đuôi ngang: 68  4.3.4 Đuôi đứng: 69  4.3.5 Bánh xe chính: 69  4.3.6 Bánh xe điều hướng: 70  4.3.7 Lắp đặt cấu lái: 70  4.3.8 Hệ thống phun thuốc: 71  4.4 Lắp ráp mơ hình hồn chỉnh gia cố mơ hình: 71  Chương KHẢO NGHIỆM – KẾT QUẢ 72  5.1 Khảo nghiệm: 72  5.1.1 Mục đích khảo nghiệm: 72  5.1.2 Phương pháp bố trí khảo nghiệm: 72  5.2 Kết quả: 73  5.3 Nhận xét: 74  Chương KẾT LUẬN VÀ ĐỀ NGHỊ 75  6.1 Kết luận: 75  6.2 Đề nghị: 75  TÀI LIỆU THAM KHẢO 76  PHỤ LỤC 77  vii   DANH SÁCH CÁC CHỮ VIẾT TẮT HP : mã lực WWII : dạng máy bay cánh NC : Normal Closed: thường đóng NO : Normal Open: thường mở IP : Chuẩn bảo vệ CLARKY : loại biên dạng cánh máy bay thể thao Sq.ft : vuông (Đơn vị theo tiêu chuẩn Anh) Sq.in : inch vuông (đơn vị theo tiêu chuẩn Anh) Oz : ounce (đơn vị theo tiêu chuẩn Anh) Mph : dặm NACA : tên người sáng lập biên dạng cánh MAC : chiều dài cung trung bình khí động học tính theo inch Tx/Rx : Tranmitter Receiver viii   DANH SÁCH CÁC HÌNH   Hình 2.1 Hình ảnh máy bay phun thuốc trừ sâu nước ta năm 1960 3  Hình 2.2 Máy bay phun thuốc Thế Giới 3  Hình 2.3 Máy bay phun thuốc trừ sâu cánh đồng Việt Nam 4  Hình 2.4 Chiếc máy bay VAM-1 người Việt Nam sáng chế 4  Hình 2.5 Cấu tạo mặt trước chức điều khiển 6  Hình 2.6 Cấu tạo mặt sau điều khiển 7  Hình 2.7 Sơ đồ khối phát tín hiệu 8  Hình 2.8 Bộ nhận 2.4Ghz 9ch Receiver 9  Hình 2.9 Sơ đồ khối nhận 2.4Ghz 9ch Receiver 10  Hình 2.10 Kết nối Servo RC với 2.4Ghz 9ch Receiver 10  Hình 2.11 Giản đồ xung kết nối servo RC với 2.4Ghz 9ch Receiver 11  Hình 2.12 Động Servo RC 12  Hình 2.13 Cấu tạo động servo RC 13  Hình 2.14 Các phận bên servo 13  Hình 2.15 Các phận động servo 14  Hình 2.16 Tín hiệu điều khiển 15  Hình 2.17 Giản đồ điều biến độ rộng xung 16  Hình 2.18 Chiều quay servo điều biến độ rộng xung 17  Hình 2.19 Đường đặc tính servo analog (standard servo) servo digital 18  Hình 2.20 Biểu đồ xung servo analog servo digital 18  Hình 2.21 Hai loại đầu nối servo kiểu S kiểu J 19  Hình 2.22 Hình loại đầu nối servo số hãng 20  Hình 2.23 Sơ đồ nguyên lý mạch servo, sử dụng timer CMOS 555 20  Hình 2.24 Các phận động xăng 21  Hình 2.25 Động xăng thực tế 22  Hình 2.26 Nguyên lý hoạt động động 23  Hình 2.27 Mạch nguồn ổn áp UBEC 25  ix     Với góc thường dùng ngành hàng khơng, tâm đẩy CP mép góc giảm từ 150 xuống 00 2- Phương tổng hợp lực R thay đổi theo góc biên dạng cánh Để đơn giản hóa, người ta cơng nhận phương R vng góc với dây cung biên dạng cánh 3- Chiều tổng hợp lực R hướng từ mặt bụng cánh, lên mặt lưng cánh 4- Cường độ tổng hợp lực R, tỉ lệ với diện tích cánh tỉ lệ với bình phương tốc độ Để giải thích chế hình thành lực nâng cánh, người ta dùng định luật vật lý Bernouilli Định luật nêu lên mối quan hệ áp lực, vận tốc yếu tố trọng lực chuyển động chất dẫn lưu, phát biểu rằng: dòng lập chất dẫn lưu không ma sát không nén được, lượng dòng (bao gồm động năng, nội năng) khơng đổi dọc theo dòng chảy nó, nói xác là: Trong chuyển động dừng khơng xốy chất dẫn lưu lý tưởng, tổng áp suất thủy tĩnh, áp suất động áp suất chiều cao số dọc theo đường dòng ( Khi chất lỏng chảy ổn định, phần tử chất lỏng chuyển động theo đường định, gọi đường dòng.) Biểu thức định luật Bernouilli: P + ρV2/2 + ρgh = const (hằng số) Ở đây, P áp suất thủy tĩnh, ρ khối lượng riêng chất dẫn lưu, V tốc độ dòng chảy qua tiết diện xét, h chiều cao tiết diện tính đến mốc cho trước Như áp suất không đổi tăng tốc độ dòng chảy phải kèm theo giảm áp suất dòng khí tăng tốc độ chúng bị hút giảm áp Như biết giảm áp lực điểm biên dạng cánh ứng với góc định không giống 83     Hình 7.4 Sự phân bố áp lực Cz = 0.1 Hình 7.5 Sự thay đổi áp lực Để thấy rõ thay đổi áp lực mặt định lực lên đường viền biên dạng cánh, người ta dùng đường biểu diễn thể Cp thể thay đổi đó: Cp = (P - Px)/(ρUx2/2) Ở đây: P: áp suất điểm biên dạng cánh Px: áp suất khơng khí điểm tương đối xa biên dạng cánh Ux: tốc độ khơng khí xa biên dạng cánh Trên đường cong Cp người ta thấy điểm M đường viền lưng biên dạng cánh trị số Cp cực tiểu có giá trị âm Từ phương trình Bernouilli thấy tốc độ dòng dẫn lưu cực đại điểm Điểm M chia đường cong Cp vùng: 84   - Vùng A phía trước vùng áp suất giảm, tốc độ dòng dẫn lưu tăng lên, thuận lợi cho chất lượng dòng chảy gradient áp lực đủ lớn - Phía sau điểm M vùng mà áp suất trở Px (áp suất bình thường xa biên dạng cánh) - Muốn cho chất lượng dòng chảy đảm bảo tốt phải tránh làm cho gradient áp lực lớn - Sự phân bố áp lực thể đường cong Cp đặc trưng riêng biệt cho biên dạng cánh định ứng với góc Tuy nhiên góc thay đổi phân bố áp suất thay đổi theo dẫn tới việc tăng lực nâng theo góc Hình 7.6 Sự thay đổi áp lực thay đổi góc 7.3 Thử biên dạng cánh phòng thí nghiệm – đường cực: Sự phân bố áp lực biên dạng cánh thay đổi theo góc tấn, lực nâng P lực cản T thay đổi theo Để nghiên cứu qui luật thay đổi giá trị P, T tháo góc tấn, người ta đặt biên dạng cánh cần nghiên cứu vào buồng 85   thổi khí động học cho luồng gió với tốc độ định thổi qua người ta thay đổi góc Hình 7.7 Sơ đồ luồng thổi khí động học Ở giá trị góc người ta giá trị lực nâng P lực cản T Với giá trị thu được, người ta xây dựng đường cong phản ánh qui luật biến đổi tham số theo góc tấn, đường gọi đường cực Các đường biểu diễn lấy trục hồnh để ghi giá trị KX, CX lực cản, trục tung ghi giá trị KY, CY lực nâng Có KX, CX, KY, CY theo giá trị góc khác người ta dựng đường CY/CX gọi đường khí động học Tại góc tỉ số CY/CX  max góc tối ưu Ngồi đường cong CX, CY CY/CX có đường cong ghi vị trí tâm đẩy CP tính theo % chiều dài cung cánh 86   Hình 7.8 Đường cực biên dạng cánh Ứng với loại biên dạng cánh người ta xây dựng đường cực phản ánh qui luật biến đổi tham số CX, CY, CX/CY, CP theo góc Theo lý thuyết biên dạng cánh mỏng người ta chứng minh phạm vi thay đổi định góc tấn, quan hệ biến đổi lực nâng theo góc Cz= f ( α ) tuyến tính, tức đường Cz= f ( α ) đường thẳng có độ dốc 2π/radian (0.1096 độ) Phương trình đường cong có dạng: Cz= Czα ( α – α0 ) Ở Czα = 2π/radian, khơng phụ thuộc vào loại biên dạng cánh Đường thẳng Cz= f ( α ) cắt trục hoành điểm α0 gọi góc có lực nâng 0, nói cách khác góc α0 trở biên dạng cánh chịu lực nâng mà lực nâng tăng tuyến tính theo góc 87   Hình 7.9 Sự quan hệ hệ số lực nâng góc biên dạng cánh Với lực nâng (Lift Coeficient), ký hiệu CL, góc (Angle of Attack), ký hiệu AOA/alpha) Đường đỏ: biên dạng cánh loại NACA 4412 Đường xanh: biên dạng cánh loại NACA 0012 Hình 7.10 Hai loại biên dạng cánh Đối với NACA 0012, góc độ cho hệ số lực nâng Nghĩa góc độ, cánh có biên dạng NACA 0012 khơng tạo lực nâng Khi góc vừa nhỏ độ ( Ví dụ: -0.000000001 độ), hệ số lực nâng nhỏ 0, nghĩa bắt đầu tạo lực nâng âm (hướng xuống) Trái lại NACA 4412 , góc độ cho hệ số lực nâng khoảng 0.45 Nghĩa góc độ, cánh có biên dạng NACA 4412 tạo lực nâng Ngạc nhiên hơn, góc bắt đầu nhỏ độ, hệ số lực nâng có giảm 88     lớn 0, nghĩa tạo lực nâng dương (hướng lên) Chỉ góc xuống tới giá trị khoảng -4 độ, hệ số lực nâng “chịu” Như vậy, rõ ràng ta thấy góc âm tạo lực nâng dương Tăng độ cong tương đối biên dạng cánh, tăng giá trị âm α0, đẩy lùi đường Cz= f ( α ) bên trái Ở góc α, biên dạng cánh có độ khum vồng lớn tức độ cong tương đối c lớn có hệ số lực nâng Cz lớn Hình 7.11 Các đường cong lực nâng Cz = f(α) ba loại biên dạng cánh - Biên dạng cánh E 214 có độ cong tương đối C = 4%, α0= -5.5 độ, Cmo = 0.147 - Biên dạng cánh khơng đối xứng E 197 có C= 2.78%, α0= -2.65 độ, Cmo= 0.0617 - Biên dạng cánh đối xứng E 168 có C= 0%, α0= độ, Cmo= Điều đáng ý đường Cz= f(α) đối xứng qua trục tọa độ O, chứng tỏ máy bay dùng biên dạng cánh đối xứng việc bay xấp hay bay ngửa 89   - Tổng hợp lực áp lực ma sát đặt tâm đẩy CP Để đơn giản hóa, người ta giả thiết tâm đẩy đặt đường chuẩn AF Khi góc thay đổi, tâm đẩy CP di chuyển đường chuẩn biên dạng cánh Hình 7.12 Mơ men lực khí động học điểm M Giả sử lấy điểm M đường chuẩn AF Nếu biên dạng cánh quay tự xung quanh trục qua điểm M, lực nâng Z với cánh tay đòn d làm quay biên dạng cánh Tham số đánh giá quay hệ số mơ men Cm(Re, hình dáng) Theo qui ước Cm dương chiều quay thuận chiều kim đồng hồ (mơ men làm mũi máy bay ngóc lên), Cm âm chiều quay ngược lại (mô men làm mũi máy bay trúc xuống) Theo lý thuyết biên dạng cánh mỏng, thực nghiệm người ta chứng minh điểm M đặt vị trí ¼ chiều dài cung cánh tính từ mép tấn, Cm khơng phụ thuộc vào lực nâng tức khơng phụ thuộc vào góc tấn: Cm1/4 = Cmo = constant (  hằng số) Cmo gọi hệ số mô men lực nâng 0, Cmo = tất biên dạng cánh đối xứng Cmo âm đại phận loại biên dạng cánh không đối xứng đáy bằng, đáy lõm Cmo dương loại biên dạng cánh tự ổn định (loại biên dạng cánh mà đường viền lưng phần mép sau cánh vểnh ngược lên) Điểm vị trí ¼ cung cánh gọi tiêu điểm biên dạng cánh Cmo gọi hệ số mơ men trúc ngóc, tham số quan trọng để nghiên cứu tính ổn định bay máy bay Sự phân bố chiều dày phần phía sau biên dạng cánh có ảnh hưởng lớn đến giá trị Cmo, cánh tăng độ cong tương đối e, tăng giá trị Cmo 90   Biết Cmo xác định vị trí tâm đẩy CP lực nâng ứng với góc α cách dùng hệ thức sau: XCP = 0.25 – Cmo/Cz Từ hệ thức rút vài nhận xét sau: - Đối với biên dạng cánh đối xứng (Cmo = 0) tâm đẩy CP điểm (XCP = 0.25) với giá trị Cz, tức với góc - Những biên dạng cánh có giá trị Cmo âm, tâm đẩy phía sau tiêu điểm dịch chuyển phía tiêu điểm góc tăng lên lùi xa góc giảm - Tâm đẩy biên dạng cánh tự ổn định (Cmo dương) nằm phía trước tiêu điểm, lùi phía tiêu điểm góc tăng tiến lên góc giảm - Tương ứng với lực nâng Cz định bay có vị trí tâm đẩy CP, vị trí có ảnh hưởng đến tính ổn định dọc mơ hình máy bay Việc bố trí trọng tâm mơ hình thường đặt tâm đẩy CP ứng với Cz chọn Dây cung chuẩn lúc dây cung trung bình khí động học MAC 7.4 Ảnh hưởng độ nhớt khí động học: Khơng khí chất dẫn lưu có độ nhớt, đặc tính chống lại chảy lòng chất dẫn lưu Về chất, độ nhớt gây nên ma sát nội lực cố kết phân tử Để đặc trưng cho độ nhớt động dòng chảy, người ta dùng số khơng thứ ngun, số Reynolds, viết tắt Re, phản ảnh hiệu ứng độ nhớt động xác định theo công thức: Re = tốc độ(mph) x chiều dài cung cánh(inch) x K K- mực nước biển 780, độ cao 5000ft 690 10000ft 610 mile = 1609.34m, ft = 30.48cm, inch = 2.54cm Trong lĩnh vực máy bay mơ hình, trị số Re sử dụng thường giao động từ 32000 tới 700000 91      Lớp giới hạn: Khái niệm lớp giới hạn Ludwig Prandtl (1904) chủ nhiệm môn học chất dẫn lưu trường đại học Gotlingen đề xuất Một lớp giới hạn xuất xung quanh biên dạng cánh khơng khí vùng tiếp giáp với bế mặt cánh dường bị dính lại Nếu khơng có độ nhớt, điểm biên dạng cánh đó, khơng khí có tốc độ V1 xác định áp suất tĩnh điểm Trên thực tế tốc độ dòng khí lúc đầu bề mặt biên dạng cánh tăng dần để đạt tới giá trị tiệm cận V1, biên giới lớp giới hạn nằm khoảng cách tốc độ dòng khí đạt 99% V1 Sự chuyển động dòng khí lớp giới hạn chảy tầng chảy rối Dòng chảy tầng dòng chảy dòng khí chảy đều, có pha trộn nhỏ lớp kề mà lực ma sát lớp nhỏ Trong dóng chảy rối dòng khí kề tác động man lẫn gây nên nhiễu động Sự chuyển tiếp chế độ chảy phụ thuộc vào trị số Re địa phương Chiều dày ô lớp giới hạn tăng lên: - Từ mép tới mép sau biên dạng cánh - Khi trị số Re giảm xuống - Khi lớp giới hạn trở nên nhiễu động - Hình dạng lớp giới hạn xác định phân bố chiều dày thay đổi theo góc 92     Hình 7.13 Hình ảnh lớp giới hạn - Sự chuyển tiếp, bóc tách dòng chảy rốilực cản  Sự chuyển tiếp, bóc tách dòng chảy rối-lực cản: Hãy quan sát đường viền lưng biên dạng cánh Từ điểm rẽ dòng S, luồng khơng khí tăng tốc độ tới điểm mà Cp cực đại Gradient áp lực thuận lợi dòng chảy lớp giới hạn chảy tầng Trong vùng có điểm bất ổn định mà phía sau vùng chuyển tiếp từ chảy tầng sang chảy rối Tại điểm vùng chảy rối gọi điểm tách dòng chảy rối, lớp giới hạn tách khỏi bề mặt biên dạng cánh Ở phần sau mép sau cánh dòng chảy hồn tồn nhiễu loạn  Bóc tách dòng bọt chảy tầng: Trong lớp giới hạn vùng chảy tầng, tác động giảm áp xảy đảo chiểu tốc độ Sự đảo chiều tốc độ gây nên đứt dòng chảy tầng Lúc tượng xuất hiện: 93   - Hoặc đứt dòng lan truyền nhanh mép lúc xổ dòng xảy ra(thất tốc) Hình 7.14 Bóc tách dòng bọt chảy tầng - Hoặc phía sau điểm đảo chiều tốc độ xảy nối lại dòng chảy rối Tới điểm nối dòng chảy chảy tầng vùng chảy tầng có bọt khí chảy tầng Sự xuất bọt khí có liên quan trực tiếp tới giá trị Cx(hệ số lực cản) biên dạng cánh, tùy theo kích thước bọt người ta phân loại: - Bọt dài, hình thành nằm phía trước biên dạng cánh khoảng cách 2-3% dây cung Khi góc thay đổi phát triển nhanh mép sau cánh tới thời điểm lớp giới hạn không nối lại nữa, lúc trị số lực nâng cực đại Cz max bị vượt qua - Bọt ngắn có chiều dài 0.5-1% cung cánh, làm thay đổi thay đổi áp lực lý tưởng, góc tăng tới trị số giới hạn chuyển thành bọt dài hệ số lực nâng Cz giảm xuống đột ngột, xổ dòng  Lớp giới hạn phân bố áp suất: Lớp giới hạn tác động thể làm biến dạng mặt hình học biên dạng cánh Sự biến dạng tùy thuộc vào chiều dày δ Sự phân bố áp suất bị thay đổi lớp giới hạn 94     - Đường cong thay đổi áp lực Cp mặt lưng biên dạng cánh bị biến đổi rõ rệt, có xuất bọt - Khi trị số Re giảm đường Cp mặt lưng hạ xuống, hệ số lực cản Cx tăng lên  Sự đứt dòng, trạng thài thất tốc: Khi góc tăng mạnh đặc biệt trị số hệ số lực nâng Cz đạt tới trị số cực đại, vùng chuyển tiếp chảy tầng-chảy rối điểm tách dòng chuyển lên phía phía mép làm tăng mạnh lực cản Trạng thài xổ dòng hay gọi trạng thái thất tốc xảy điểm tách dòng chảy rối chuyển tới mép Hình 7.15 Sự phân bố áp suất lớp giới hạn 95   7.5 Trị số Reynolds tới hạn: Giả sử có biên dạng cánh có Cz = 1.2 Cx = 0.04 ứng với góc cho thay đổi trị số Re xây dựng đường cong Cz = f(Re) Cx = f(Re) Hình 7.16 Re tới hạn trễ Nếu tăng Re hệ số lực nâng Cz tăng lên, hệ số lực cản Cx giảm Hiện tượng giải thích dễ dàng giảm tác dụng độ nhớt động Nếu giảm Re, độ nhớt tăng lên, Cz giảm Cx lại tăng lên Ở giá trị Re1 lực nâng giảm đột ngột từ 1.1 xuống 0.6 lực cản tăng gấp đơi từ 0.06 lên 0.12, tiếp tục giảm Re, giá trị Cz yếu Cx mạnh ổn định nhánh thứ 2, lúc biên dạng cánh hoạt động chế độ “ tới hạn” Nếu tiến hành thay đổi Re theo chiều ngược lại chế độ hoạt động biên dạng cánh lại lặp lại lúc đầu thử nghiệm, trở chế độ hoạt động mức tới hạn Miền có trị số Re nằm Re1 Re2 gọi miền có trị số Re tới hạn Vùng đặc trưng thay đổi nhanh dòng khí mặt định tính hay định lượng, ví dụ dòng chảy tầng chuyển sang chảy rối 96   Giữa máy bay thật có kích thước lớn mơ hình máy bay, trị số Reynolds chên lệch nhiều, chẳng hạn máy bay thật bay với tốc độ 200mph(320 km/h) có chiều dài cung cánh 5ft trị số Re= 9.360.000 Một mơ hình máy bay bay với tốc độ 60mph(96km/h) với chiều dài cung cánh 10inch (25cm) trị số Re tương ứng 468.000 lúc hạ cánh với tốc độ 25mph(40km/h) Re giảm xuống 195.000 Sự chên lệch trị số Reynolds có ảnh hưởng lớn đến hệ số lực nâng Cz max hệ số lực cản Cx Hình 7.17 Ảnh hưởng trị số Reynolds tới hệ số lực nâng Cz hệ số lực cản Cx 97   ... PROGRAMMABLE TRIM: Nút điều chỉnh hành trình servo điều khiển cánh liệng, đuôi đứng, đuôi ngang kênh ga AIL/ELE STICK: Cần điều khiển cánh liệng (kênh 1), đuôi ngang (kênh 2) Mode F.MOD: Chọn Mode AILE... đình bạn bè lòng biết ơn chân thành sâu sắc TP Hồ Chí Minh, tháng 06 năm 2012 Sinh viên thực LÊ TRUNG HIẾU ii   TÓM TẮT 1.Tên đề tài: MƠ HÌNH MÁY BAY PHUN THUỐC TRỪ SÂU 2.Thời gian địa điểm tiến... 38  2.11 Các phương pháp phun thuốc thực tế: 38  2.12 Chương trình tập bay mơ mày tính Reflex XTR: 40  Chương NỘI DUNG VÀ PHƯƠNG PHÁP NGHIÊN CỨU 41  3.1 Thời gian địa điểm nghiên