Nghiên cứu tối ưu kết cấu cánh UAV làm bằng vật liệu composite

BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO TRƢỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA HÀ NỘI NGUYỄN TRẦN TRUNG Nguyễn Trần Trung NGHIÊN CỨU TỐI ƢU KẾT CẤU CÁNH UAV LÀM BẰNG KỸ THUẬT CƠ KHÍ ĐỘNG LỰC VẬT LIỆU COMPOSITE LUẬN VĂN THẠC SĨ KHOA HỌC KỸ THUẬT CƠ KHÍ ĐỘNG LỰC KHÓA CLC2017B HÀ NỘI – 2018 BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO TRƢỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA HÀ NỘI Nguyễn Trần Trung NGHIÊN CỨU TỐI ƢU KẾT CẤU CÁNH UAV LÀM BẰNG VẬT LIỆU COMPOSITE Chuyên ngành: Kỹ thuật Cơ khí Động lực LUẬN VĂN THẠC SĨ KHOA HỌC KỸ THUẬT CƠ KHÍ ĐỘNG LỰC NGƢỜI HƢỚNG DẪN KHOA HỌC: TS VŨ ĐÌNH Q HÀ NỘI – 2018 CỘNG HỊA XÃ HỘI CHỦ NGHĨA VIỆT NAM Độc lập – Tự – Hạnh phúc BẢN XÁC NHẬN CHỈNH SỬA LUẬN VĂN THẠC SĨ Họ tên tác giả luận văn: Nguyễn Trần Trung Đề tài luận văn: Nghiên cứu tối ƣu kết cấu cánh UAV làm vật liệu composite Chuyên ngành: Kỹ thuật Cơ khí động lực Mã số HV: CBC17013 Tác giả, Ngƣời hƣớng dẫn khoa học Hội đồng chấm luận văn xác nhận tác giả sửa chữa, bổ sung luận văn theo biên họp Hội đồng ngày 26/04/2018 với nội dung sau: - Trích dẫn tài liệu tham khảo thuyết minh Chỉnh sửa lỗi đánh máy, tả Phần kết luận viết chi tiết, cụ thể lƣợng hóa kết Ngày tháng năm 2018 Giáo viên hƣớng dẫn Tác giả luận văn TS Vũ Đình Quý Nguyễn Trần Trung CHỦ TỊCH HỘI ĐỒNG TS Đinh Tấn Hƣng ii LỜI CAM ĐOAN Tôi – Nguyễn Trần Trung, học viên lớp Cao học Kỹ thuật Cơ khí Động lực khóa CLC2017B Trƣờng Đại học Bách khoa Hà Nội – cam kết luận văn cơng trình nghiên cứu thân tơi dƣới hƣớng dẫn TS Vũ Đình Q – Viện Cơ khí Động lực – Đại học Bách khoa Hà Nội Các số liệu, kết nêu luận văn trung thực chƣa đƣợc cơng bố cơng trình khác Tác giả luận văn xin chịu trách nhiệm nghiên cứu Hà Nội, ngày tháng năm 2018 Tác giả Nguyễn Trần Trung iii Xác nhận giáo viên hƣớng dẫn mức độ hoàn thành luận văn tốt nghiệp cho phép bảo vệ: ………………………………………………………………………………………… ………………………………………………………………………………………… ………………………………………………………………………………………… ………………………………………………………………………………………… ………………………………………………………………………………………… ………………………………………………………………………………………… ………………………………………………………………………………………… ………………………………………………………………………………………… ………………………………………………………………………………………… ………………………………………………………………………………………… ………………………………………………………………………………………… ………………………………………………………………………………………… Hà Nội, ngày tháng năm 2018 Giảng viên hƣớng dẫn TS Vũ Đình Q iv TĨM TẮT NỘI DUNG LUẬN VĂN NGHIÊN CỨU TỐI ƢU KẾT CẤU CÁNH UAV LÀM BẰNG VẬT LIỆU COMPOSITE Tóm tắt: Nội dung luận văn thực tối ƣu hóa kết cấu vỏ cánh UAV làm vật liệu composite Trọng tâm luận văn thực tối ƣu hóa độ dày, vị trí lớp hƣớng sợi, xem xét đến ràng buộc từ thông số độ dày lớp từ nhà sản xuất từ tính tốn đƣợc số lớp tối ƣu hƣớng sợi, tối ƣu thứ tự xếp lớp hƣớng sợi khác cách sử dụng module Optistruct phần mềm HyperWork Mô hình cánh đƣợc sử dụng tƣơng tự với mơ hình cánh UAV trinh sát VT PATROL Viettel Thơng số tải khí động đầu vào cho toán tối ƣu kết cấu đƣợc lấy từ kết chạy mơ khí động dịng chảy qua cánh đƣợc thực module Fluent phần mềm ANSYS Thông số tần số dao động riêng cánh đƣợc lấy từ kết thực phân tích MODAL với mơ hình cánh phần mềm ANSYS Các thơng số đóng vai trị nhƣ ràng buộc thiết kế cho toán tối ƣu kết cấu Việc tối ƣu kết cấu vỏ cánh phần mềm HyperWork giúp giảm đƣợc trọng lƣợng cánh mà đảm bảo UAV hoạt động an tồn dƣới điều kiện tải khí động trọng lực Sử dụng phần mềm góp phần giảm thiểu công sức thời gian nhiều so với phƣơng pháp thiết kế thử nghiệm truyền thống Từ khóa: Optistruct, Composite optimization, wing structural optimization, Composite Shuffling optimization, Free-size optimization, Size optimization OPTIMIZATION STRUCTURE OF UAV FABRICATED BY COMPOSITE MATERIAL Abstract: This thesis aimed to perform an optimization of a composite UAV wing skin This thesis concentrated on optimizing the thickness, shapes and locations of patches per ply orientation, while also satisfying the manufacturable ply thickness, hence computing the optimal number of ply per fiber orientation, determining the optimal stacking sequence by using the module OptiStruct of the software HyperWorks The wing model used in this problem is similar to the wing model of the scout UAV which was developed by Viettel The data of aerodynamic load as an input for the structural optimization was exported from the results of a fluent analysis which simulated a flow over a wing by using the module Fluent of the software ANSYS The data of natural frequencies of the wing came from the results of a MODAL analysis with the wing model by using ANSYS These frequencies are design constraints for the structural optimization Using HyperWorks to perform an optimization of a wing skin structure helps reduce the weight of the structure while ensuring the UAV still operates safety under the act of gravity and aerodynamics force Using this software also helps decrease time and works compare to the conventional design and testing method Keywords: Optistruct, Composite optimization, wing structural optimization, Composite Shuffling optimization, Free-size optimization, Size optimization v MỤC LỤC DANH MỤC HÌNH ẢNH viii DANH MỤC BẢNG BIỂU x LỜI NÓI ĐẦU xi CHƢƠNG 1: TỔNG QUAN VỀ VẬT LIỆU COMPOSITE 1.1 Giới thiệu 1.2 Khái niệm 1.3 Thành phần cấu tạo 1.4 Đặc điểm 1.4.1 Ƣu điểm 1.4.2 Nhƣợc điểm 1.5 Phân loại CHƢƠNG 2: LÝ THUYẾT TẤM COMPOSITE 2.1 Phân tích tính cho lớp composite 2.1.1 Tỷ lệ thể tích, tỷ lệ khối lƣợng, khối lƣợng riêng 2.1.2 Ƣớc tính thơng số modul đàn hồi 2.1.3 Đánh giá thông số độ bền lớn 13 2.2 Phân tích tính cho composite nhiều lớp 19 2.2.1 Ảnh hƣởng hƣớng sợi tới tính vật liệu composite 19 2.2.2 Trƣờng biến dạng 20 2.2.3 Mối quan hệ ứng suất biến dạng 21 2.2.4 Biểu thức xác định lực moment 22 CHƢƠNG 3: TỐI ƢU CẤU TRÚC COMPOSITE SỬ DỤNG PHẦN MỀM HYPERWORK 24 3.1 Giới thiệu phần mềm HyperWorks[10] 24 3.2 Tối ƣu hóa cấu trúc composite giải OptiStruct[6] 26 vi 3.2.1 Bài toán tối ƣu 26 3.2.2 Công nghệ tối ƣu Free-Sizing 27 3.2.3 Công nghệ tối ƣu Sizing 28 3.2.4 Công nghệ tối ƣu thứ tự xếp chồng ( Ply-stacking) 29 CHƢƠNG 4: TỐI ƢU HÓA KẾT CẤU VẬT LIỆU COMPOSITE 30 4.1 Mơ hình cánh 30 4.2 Các kiện đầu vào cho toán tối ƣu 31 4.2.1 Xây dựng model kết cấu cánh 31 4.2.2 Các thơng số tính chất vật liệu 31 4.2.3 Tính tốn trƣờng áp suất bao quanh cánh 32 4.2.4 Tính tốn tần số dao động riêng 34 4.3 Tối ƣu kết cấu cánh làm vật liệu composite sử dụng module Optistruct 35 4.3.1 Tổng quan bƣớc thực 35 4.3.2 Chạy phân tích kết cấu model cánh 37 4.3.3 Pha tối ƣu Free-size 40 4.3.4 Pha tối ƣu Size 43 4.3.5 Pha tối ƣu Shuffle 47 KẾT LUẬN VÀ HƢỚNG PHÁT TRIỂN 50 Kết đạt đƣợc 50 Những hạn chế hƣớng phát triển 50 TÀI LIỆU THAM KHẢO 51 PHỤ LỤC: HƢỚNG DẪN THỰC HIỆN TỐI ƢU VỎ CÁNH BẰNG PHẦN MỀM HYPERWORKS 52 Bài tốn phân tích phân tích kết cấu 52 Pha Free Size 58 Pha Size 60 Pha Shuffle 66 vii DANH MỤC HÌNH ẢNH Hình 1.1 Các dạng hình học khơng gian khác vật liệu gia cƣờng Hình 1.2 Phân loại composite theo vật liệu gia cƣờng Hình 1.3 Composite dạng xếp lớp Hình 1.4 Một kiểu xếp lớp composite Hình 1.5 Cấu trúc composite sandwich lõi tổ ong Hình 2.1 Phần tử thể tích đại diện đơn hƣớng[1] Hình 2.2 Một ứng suất dọc trục tác dụng lên phần tử thể tích đại diện để tính tốn Module Young dọc trục đơn hƣớng[1] Hình 2.3 Một ứng suất vng góc sợi tác dụng lên phần tử thể tích đại diện để tính tốn Module Young vng góc sợi đơnS hƣớng[1] 10 Hình 2.4 Một ứng suất dọc hƣớng sợi tác dụng lên phần tử thể tích đại diện để tính tốn hệ số Poisson đơn hƣớng[1] 11 Hình 2.5 Một ứng suất cắt mặt phẳng tác dụng lên phần tử thể tích đại diện để tính tốn module cắt mặt phẳng đơn hƣớng[1] 12 Hình 2.6 Các chế độ phá hủy đơn hƣớng chịu lực kéo dọc trục[1] 13 Hình 2.7 Các chế độ phá hủy đơn hƣớng chịu lực nén dọc trục[1] 15 Hình 2.8 Phần tử thể tích đại diện để tính tốn độ bền kéo vng góc hƣớng sợi đơn hƣớng 17 Hình 2.9 Tọa độ lớp composite[1] 21 Hình 2.10 Sự thay đổi ứng suất biến dạng theo chiều dày tấm[1] 22 Hình 4.1 UAV VT-Patrol[9] 30 Hình 4.2 Kích thƣớc mơ hình cánh sử dụng 31 Hình 4.3 Model kết cấu cánh 31 Hình 4.4 Miền tính tốn 33 Hình 4.5 Phân bố áp suất bao quanh cánh 33 Hình 4.6 Lực nâng 34 Hình 4.7 Điều kiện ngàm cho vỏ cánh 34 Hình 4.8 Điều kiện ngàm cho hệ thống dầm xƣơng ngang 34 viii Hình 4.9 Ví dụ hình dạng, vị trí bó sau bƣớc Free-size 35 Hình 4.10 Ví dụ phân bố độ dày lớp hƣớng sợi sau bƣớc tối ƣu Size 36 Hình 4.11 Ví dụ thứ tự xếp lớp qua bƣớc tối ƣu Shuffle 36 Hình 4.12 Nhập mơ hình cánh vào HyperWorks 37 Hình 4.13 Thông số khởi tạo ban đầu độ dày lớp hƣớng sợi 38 Hình 4.14 Điều kiện biên ngàm gốc cánh 38 Hình 4.15 Trƣờng áp suất quanh cánh 38 Hình 4.16 Ứng suất Vomise chuyển vị dầm xƣơng ngang 39 Hình 4.17 Ứng suất Vonmise chuyển vị vỏ cánh 39 Hình 4.18 Phân bố độ dày phần tử hƣớng sợi sau bƣớc tối ƣu Free-size 41 Hình 4.19 Các thơng số thu đƣợc vịng lặp cuối 41 Hình 4.20 Các bó cho hƣớng sợi 0º 42 Hình 4.21 Các bó cho hƣớng sợi 90º 42 Hình 4.22 Các bó cho hƣớng sợi ±45º 43 Hình 4.23 Phân bố độ dày phần tử hƣớng sợi sau bƣớc Sizing 45 Hình 4.24 Thơng số độ dày bó sau bƣớc Sizing 46 Hình 4.25 Thơng số khối lƣợng vỏ cánh vòng lặp đầu 46 Hình 4.26 Thơng số khối lƣợng vỏ cánh vòng lặp cuối 47 Hình 4.27 Các thơng số ràng buộc vòng lặp cuối pha tối ƣu Size 47 Hình 4.28 Kết tối ƣu thứ tự xếp chồng 48 Hình 4.29 Thứ tự xếp lớp mặt cắt vỏ cánh 48 ix Tạo điều kiện biên (ngàm) Tạo trọng lực 54 Bƣớc 5: Tạo bƣớc tải tính tốn Bƣớc 6: Tạo mặt tiếp xúc cho dầm vỏ Tạo mặt tiếp xúc vỏ dầm 55 Định nghĩa kiểu tiếp xúc mặt Bƣớc 7: Tạo property cho dầm vỏ 56 Sau tạo property -> assign property cho component thích hợp Bƣớc 8: Khởi tạo analysis Chọn panel: Analysis Chọn subpanel: Optistruct Export > all Run options > analysis 57 Memory option > default Chọn OptiStruct Pha Free Size Biến thiết kế Độ dày phần tử lớp hƣớng sợi (0º, 90º, ±45º) Mục tiêu Tối giảm độ mềm kết cấu (tối ƣu độ cứng) Ràng buộc  Tỉ lệ thể tích phần tử đƣợc thay đổi Optimization > Freesize Trong subpanel create, tạo biến thiết kế wing Trong subpanel composite chọn điều kiện ràng buộc: Cân (45/-45) ; độ dày sản xuất ; Độ dày nhỏ Bƣớc 2: Tạo đáp ứng Quay lại panel Optimization -> reponse: Tạo đáp ứng 58 Volumefrac: Weighted compliance với bƣớc tải pressure gravity: Bƣớc 3: Tạo ràng buộc thiết kế Tạo ràng buộc thiết kế volumefrac < 0,3: Chọn panel dconstrains Bƣớc 4: Tạo mục tiêu tối ƣu Chọn panel objective Bƣớc 5: Tạo Control Cards Quay lại panel Analysis: Chọn Control card -> chọn panel OUTPUT < Theo dõi kết tạo điều kiện đầu cho pha sizing tiếp theo> Bƣớc 6: Lƣu file chạy pha tối ƣu Free-size Quay lại Panel Analysis -> Optistruct, cài đặt nhƣ hình chạy tối ƣu 59 Pha Size Biến thiết kế Độ dày lớp (đã đƣợc tạo từ kế pha 1) Mục tiêu Tối giảm khối lƣợng kết cấu Ràng buộc Tần số dao động riêng thứ > 14Hz Tần số dao động riêng thứ hai > 19Hz Tần số dao động riêng thứ ba > 21Hz Tần số dao động riêng thứ tƣ > 25Hz Tần số dao động riêng thứ năm > 29Hz Cfailure (Theo thuyết bền Hill) < Bƣớc 1: Kiểm tra lại biến thiết kế cho bƣớc tối ƣu Size Biến thiết kế cho bƣớc tối ƣu Size đƣợc tạo tự động sau pha tối ƣu Free-size Có thể kiểm tra lại bảng size optimization Bƣớc 2: Kiểm tra lại ràng buộc sản xuất Ràng buộc sản xuất đƣợc chuyển tiếp tự động sang pha tối ƣu Size Có thể xem lại ràng buộc bảng composite size HyperMesh Từ bảng Optimization, chọn Composite Size Đi đến bảng parameters, chọn dcomp=, chọn wing 60 Chọn edit xem lại thông số thẻ DCOMP nhƣ dƣới Ràng buộc PLYPCT, BALANCE (cân lớp ±45º) đƣợc chuyển sang thẻ DCOMP Ràng buộc sản xuất độ dày lớp 0,25mm PLYTHK đƣợc chuyển sang thẻ PLY Chọn return hai lần Bƣớc 3: Xóa đáp ứng tạo pha Free-size Để thỏa mãn yêu cầu thiết kế chính, tiến hành thay đổi lại thiết lập tối ƣu hóa pha trƣớc Các đáp ứng độ mềm tỉ lệ thể tích đƣợc sử dụng pha Freesize bị xóa Chọn bảng Delete cách ấn vào biểu tƣợng sau Chọn mũi tên nhỏ chọn optiresponses từ danh sách Chọn optiresponses > chọn wcomp volfrac từ danh sách > chọn select Sau chọn delete entity Chọn return 61 Bƣớc 4: Thiết lập chế độ phân tích normal modes Ấn vào biểu tƣợng load collectors nhƣ sau Chọn nút creat, nhập EIGRL vào ô loadcol name=, chọn thẻ card image= chọn EIGRL từ danh sách thẻ có sẵn Chọn create/edit Nhập vào dƣới ô [ND] Ấn return hai lần Tại bảng Analysis chọn bảng loadsteps Nhập norm_modes ô name=, type, chọn normal modes, tích vào SPC METHOD(STRUCT) Ấn vào SPC chọn SPC, ấn vào METHOD(STRUCT) chọn EIGRL Ấn create Ấn return Bƣớc 5: Tạo đáp ứng cho pha tối ƣu Size Tại trang Analysis, chọn optimization, chọn responses Nhập mass response=, chọn mass cho response type Các thông số khác chọn nhƣ hình dƣới 62 Ấn create Nhập freq1 ông response=, chọn frequency cho response type, nhập vào Mode Number, ấn create Lặp lại bƣớc lần cho tần số lại: freq2 = mode number:2, freq3 = mode number: 3, freq4 = mode number:4, freq = mode number: Nhập cfail vào ô response=,chọn composite failure cho response type Ấn vào mũi tên thả xuống nhƣ hình dƣới, chọn plies từ danh sách Ấn vào plies chọn tất lớp Sử dụng thuyết bền Hill Ấn create 63 Ấn return để quay lại bảng optimization Bƣớc 6: Tạo ràng buộc cho tối ƣu Chọn dconstraints Trong dconstraints= nhập freq1, ấn vào response= chọn freq1 từ danh sách đáp ứng Tích vào vuông bên trái ô lowerbound= nhập giá trị 14 Ấn vào loadsteps chọn norm_modes Ấn create Lặp lạo bƣớc để tạo ràng buộc cho freq2, freq3, freq4, freq5 với đáp ứng freq2, freq3, freq4, freq5 tƣơng ứng Thơng số cho lower bound điền nhƣ hình dƣới Nhập cfail vào ô constraints=, ấn vào response= chọn cfail từ danh sách đáp ứng, ấn vào loadsteps chọn pressure, grav Tích vào upper bound= nhập giá trị Ấn create 64 Ấn return để thoát khỏi bảng dconstraints Bƣớc 7: Tạo hàm mục tiêu cho tối ƣu Ấn vào bảng objective optimization Đặt kiểu mục tiêu min, chọn response chọn mass từ danh sách đáp ứng Ấn create Ấn return Bƣớc 8: Định nghĩa yêu cầu đầu cho pha shuffle Các kết composite strain stress đƣợc định nghĩa pha Free-size đƣợc tự động chuyển sang pha Size OUTPUT, SZTOSH ( sizing to shuffling) đƣợc sử dụng để tạo tệp đầu vào cho pha tối ƣu xếp lớp Tại trang Analysis, chọn control cards Đi đến bảng OUTPUT Nhập vào ô number_of_outputs Chọn SZTOSH cho KEYWORD YES cho FREQ 65 Bƣớc 9: Lƣu file chạy file tối ƣu Size Thực theo thao tác đƣợc cho Bƣớc Pha (xem phía trên) (chú ý tạo thƣ mục để lƣu file, đừng lƣu file vào thƣ mục cũ) Pha Shuffle Biến thiết kế Thứ tự xếp chồng lớp Mục tiêu Tối ƣu thứ tự xếp chồng lớp Ràng buộc Các lớp 45º -45º đƣợc xếp cặp đối xứng Khơng có lớp hƣớng đƣợc xếp liên tiếp Bƣớc 1: Mở module OptiStruct nhập file tối ƣu Size vào Làm theo bƣớc cho Bƣớc Pha Nhập vào file có tên dạng …_shuffling.*.fem từ folder lƣu file pha tối ƣu Size Bƣớc 2: Cập nhật lại đáp ứng composite failure Do bó đƣợc chia thành nhỏ, thông tin lớp cho đáp ứng cfail cần đƣợc cập nhật lại Đi đến trang Analysis, chọn bảng optimization Chọn bảng responses Ấn vào response=, chọn cfail từ danh sách đáp ứng 66 Ấn vào plies, chọn tất lớp, ấn select Ấn update Ấn return Bƣớc 4: Tạo ràng buộc sản xuất cho tối ƣu xếp lớp Thẻ DSHUFFLE đƣợc tự động tạo pha tối ƣu Size Hai ràng buộc sản xuất đƣợc thêm vào cho tối ƣu xếp lớp Chọn bảng optimization, chọn composite shuffle Tích vào trịn trƣớc nút creat Sau ấn vào dshuffle chọn wing Chọn parameters; chắn wing đƣợc chọn dshuffle Tích vào phía trƣớc dòng pairing constraint, chọn reverse cho pair type: điền 45 vào ply angle1= -45 vào ply angle2= Ấn update Ấn edit Đánh dấu vào ô trƣớc dòng MAXSUCC điền vào MSUCC 67 Ấn return Ấn update Ấn return Bƣớc 5: Lƣu file chạy tối ƣu composite xếp lớp Làm theo bƣớc cho Bƣớc Pha (xem phía trên) (Chú ý tạo thư mục để lưu file, không lưu file vào thư mục cũ) Bƣớc 6: Xử lý kết Đi đến thƣ mực lƣu file chạy Mở file có dạng ….shuf.html 68 ... LUẬN VĂN NGHIÊN CỨU TỐI ƢU KẾT CẤU CÁNH UAV LÀM BẰNG VẬT LIỆU COMPOSITE Tóm tắt: Nội dung luận văn thực tối ƣu hóa kết cấu vỏ cánh UAV làm vật liệu composite Trọng tâm luận văn thực tối ƣu hóa... Chương 4: Tối ưu hóa kết cấu vật liệu Composite CHƢƠNG 4: TỐI ƢU HÓA KẾT CẤU VẬT LIỆU COMPOSITE 4.1 Mơ hình cánh Bài tốn tối ƣu luận văn sử dụng mơ hình cánh tƣơng tự với mơ hình cánh UAV VT-Patrol... vật liệu Hình 1.2 Phân loại composite theo vật liệu gia cường Theo vật liệu gia cƣờng, composite đƣợc phân làm nhóm chính: a)  Vật liệu composite cốt hạt  Vật liệu composite cốt sợi  Vật liệu