Nghiên cứu ảnh hưởng của góc nhị diện và góc vểnh cánh tới chất lượng khí động của máy bay không người lái có vận tốc thấp và tỉ số dạng lớn

Nghiên cứu ảnh hưởng của góc nhị diện và góc vểnh cánh tới chất lượng khí động của máy bay không người lái có vận tốc thấp và tỉ số dạng lớn Nghiên cứu ảnh hưởng của góc nhị diện và góc vểnh cánh tới chất lượng khí động của máy bay không người lái có vận tốc thấp và tỉ số dạng lớn luận văn tốt nghiệp thạc sĩ

TRẦN KHÁNH KHANG BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO TRƯỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA HÀ NỘI Trần Khánh Khang KỸ THUẬT CƠ KHÍ ĐỘNG LỰC NGHIÊN CỨU ẢNH HƯỞNG CỦA GÓC NHỊ DIỆN VÀ GÓC VỂNH CÁNH TỚI CHẤT LƯỢNG KHÍ ĐỘNG CỦA MÁY BAY KHƠNG NGƯỜI LÁI CĨ VẬN TỐC THẤP VÀ TỶ SỐ DẠNG LỚN LUẬN VĂN THẠC SĨ KHOA HỌC KỸ THUẬT CƠ KHÍ ĐỘNG LỰC CB180098 HÀ NỘI, 06/2020 TRƯỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA HÀ NỘI LUẬN VĂN THẠC SĨ Nghiên cứu ảnh hưởng góc nhị diện góc vểnh cánh tới chất lượng khí động máy bay khơng người lái có vận tốc thấp tỷ số dạng lớn TRẦN KHÁNH KHANG khanhkhangtran@gmail.com Ngành Kỹ thuật khí Động lực Giảng viên hướng dẫn: TS Đinh Tấn Hưng Chữ ký GVHD Viện: Cơ khí Động lực HÀ NỘI, 6/2020 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: Trần Khánh Khang Đề tài luận văn: Nghiên cứu ảnh hưởng góc nhị diện góc vểnh cánh tới chất lượng khí động máy bay khơng người lái có vận tốc thấp tỷ số dạng lớn Chuyên ngành: Cơ khí Động lực Mã số SV: CB180098 Tác giả, Người hướng dẫn khoa học Hội đồng chấm luận văn xác nhận tác giả sửa chữa, bổ sung luận văn theo biên họp Hội đồng ngày 05/11/2020 với nội dung sau: - Rà soát, chỉnh sửa lại lỗi bố cục, trình bày, ngữ pháp - Hiệu chỉnh tài liệu tham khảo trích dẫn - Tính tốn lại sai số mơ thực nghiệm - Đưa phần mô tả trang thiết bị thực nghiệm vào phần phụ lục Giáo viên hướng dẫn Ngày tháng 12 năm 2020 Tác giả luận văn TS Đinh Tấn Hưng Trần Khánh Khang CHỦ TỊCH HỘI ĐỒNG PGS TS Vũ Đình Q Kính gửi: Viện Cơ khí động lực PHIẾU ĐĂNG KÝ HƯỚNG DẪN ĐỀ TÀI Họ tên người hướng dẫn chính: Đinh Tấn Hưng Học vị Tiến Sĩ Cơ quan: Viện Cơ khí Động lực Họ tên người hướng dẫn phụ (nếu có): Học vị……… Học hàm……… Cơ quan : Email : dinhtanhung@gmail.com DĐ : (+84) 379997777 Nội dung : Đề tài 1: Chuyên ngành: Kỹ thuật Hàng không a Tên đề tài: Nghiên cứu ảnh hưởng góc nhị diện góc vểnh cánh tới chất lượng khí động máy bay khơng người lái có vận tốc thấp tỷ số dạng lớn b Mục tiêu đề tài: Nghiên cứu, thiết kế, mô phỏng, chế tạo thử nghiệm ảnh hưởng góc nhị diện – góc vểnh cánh tới chất lượng khí động mẫu UAV có vận tốc thấp tỷ số dạng lớn với thay đổi độ lớn góc nhị diện – góc vểnh cánh Từ đưa kết luận phục vụ việc chế tạo UAV hiệu c Nội dung đề tài, vấn đề cần giải quyết: - Nghiên cứu, phân tích, mơ ảnh hưởng góc nhị diện – góc vểnh cánh tới chất lượng khí động mẫu cánh UAV có vận tốc thấp tỷ số dạng lớn điều kiện thay đổi độ lớn góc nhị diện – góc vểnh cánh - Nghiên cứu chế tạo mẫu cánh phục vụ thử nghiệm ống khí động - Thực nghiệm ống khí động, thu thập kết - So sánh đánh giá kết mô thực nghiệm Đề tài 2: Chuyên ngành: a Tên đề tài: b Mục tiêu đề tài (các kết cần đạt được): c Nội dung đề tài, vấn đề cần giải quyết: Hà Nội, ngày tháng năm Người hướng dẫn Lời cảm ơn Để hoàn thành luận văn này, em xin chân thành cảm ơn thầy giáo TS Đinh Tấn Hưng, thầy cô môn Kỹ thuật Hàng không Vũ trụ đặc biệt cảm ơn số bạn sinh viên viện Nghiên cứu công nghệ Không gian Dưới nước giúp đỡ em nhiều trình thực Trong q trình thực Luận văn khơng thể tránh khỏi thiếu sót, nguyên nhân chủ quan khách quan khác Do đó, em mong nhận ý kiến đóng góp lời nhận xét chân thành, khách quan quý thầy cô bạn Em xin chân thành cảm ơn! Tóm tắt nội dung luận văn Ngày nay, UAV có vận tốc thấp tỷ số dạng lớn hay gọi UAV dạng tàu lượn ngày phổ biến với ứng dụng vô quan trọng cứu hộ, trinh thám, khảo sát địa hình… Việc cải tiến, tối ưu hình dạng UAV có vận tốc thấp tỷ số dạng lớn để đạt hiệu chất lượng khí động tốt vấn đề cần quan tâm Trong toán cần giải có tốn khảo sát thay đổi đặc tính khí động cánh thay đổi góc nhị diện - góc vểnh cánh Trong luận văn em tập trung nghiên cứu nguyên lí hoạt động góc nhị diện - góc vểnh cánh phân tích cơng dụng, ưu nhược điểm chúng Sau em tiến hành mơ ảnh hưởng góc nhị diện - góc vểnh cánh đến đặc tính khí động thử nghiệm ống khí động để kiểm tra kết mô thực nghiệm Từ đưa đánh giá góc nhị diện góc vểnh cánh tối ưu cho UAV có vận tốc thấp tỷ số dạng lớn HỌC VIÊN Ký ghi rõ họ tên MỤC LỤC CHƯƠNG TỔNG QUAN VỀ UAV CÓ TỶ SỐ DẠNG LỚN, KHẢO SÁT GÓC NHỊ DIỆN – GÓC VỂNH CÁNH 1.1 Tổng quan UAV có tỷ số dạng lớn 1.1.1 Thế UAV có tỷ số dạng lớn? 1.1.2 Các ứng dụng UAV có tỷ số dạng lớn 1.1.3 Xu hướng phát triển UAV có tỷ số dạng lớn 1.2 Tìm hiểu góc nhị diện – góc vểnh cánh 1.2.1 Khái niệm góc nhị diện 1.2.2 Khái niệm góc vểnh cánh 1.2.3 Công dụng góc nhị diện – góc vểnh cánh 1.2.4 Nhược điểm góc nhị diện – góc vểnh cánh 1.3 Nhiệm vụ luận văn thạc sĩ CHƯƠNG THIẾT KẾ MƠ HÌNH CÁNH VÀ MƠ PHỎNG ẢNH HƯỞNG CỦA GÓC NHỊ DIỆN - GÓC VỂNH CÁNH 2.1 Xây dựng sơ đồ trình tự nghiên cứu 2.2 Xây dựng mơ hình cánh 10 2.3 Mơ dịng khí qua cánh máy bay 12 2.4 Mô dịng khí qua cánh trường hợp góc vểnh khác 19 2.5 Mơ dịng khí qua cánh trường hợp điểm vểnh cánh khác 22 2.6 Mơ dịng khí qua cánh trường hợp góc nhị diện khác 25 2.6.1 Mơ dịng khí qua cánh thay đổi góc nhị diện âm 25 2.6.2 Mơ dịng khí qua cánh thay đổi góc nhị diện dương 28 2.7 Kết luận 30 CHƯƠNG THỰC NGHIỆM VÀ SO SÁNH ĐỐI CHIẾU KẾT QUẢ 31 3.1 Xây dựng sơ đồ quy trình thực nghiệm 31 3.2 Chuẩn bị mơ hình 31 3.3 Thực nghiệm ống khí động 32 3.4 Kết thu xử lý số liệu 34 3.4.1 Lý thuyết tính tốn cho thực nghiệm 34 3.4.2 Xử lý kết 36 3.5 Phân tích kết thực nghiệm 37 3.5.1 So sánh kết thực nghiệm mô 37 3.5.2 Các nguyên nhân dẫn đến sai lệch kết 39 3.5.3 Định hướng khắc phục sai số, tối ưu kết thực nghiệm 40 KẾT LUẬN 41 TÀI LIỆU THAM KHẢO 42 PHỤ LỤC 43 DANH MỤC HÌNH ẢNH Hình 1.1 UAV có tỷ số dạng lớn Solar-Impulse [1] Hình 1.2 UAV có tỷ số dạng lớn hạ cánh dù [2] Hình 1.3 UAV Altus II NASA thực nhiệm vụ thám [3] Hình 1.4 UAV Raven ghi âm giám sát động vật hoang dã [3] Hình 1.5 Góc nhị diện dương máy bay [4] Hình 1.6 Góc nhị diện âm máy bay [4] Hình 1.7 Góc nhị diện dương máy bay Boeing 737 [4] Hình 1.8 Góc nhị diện máy bay chiến đấu AV-8B Harrier II [5] Hình 1.9 Máy bay Airbus Zephyr [6] Hình 1.10 Máy bay Boeing SolarEagle (Vulture II) [7] Hình 1.11 Máy bay Google Solara 50 [8] Hình 1.12 Quá trình bay liệng máy bay [9] Hình 1.13 Hướng gió vào máy bay trình bay liệng [9] Hình 1.14 Momen cân trình bay liệng [9] Hình 1.15 Lực cản xoáy tác dụng lên máy bay Hình 1.16 Lực nâng máy bay có góc nhị diện [9] Hình 1.17 Momen lực nâng làm giảm tốc độ liệng [9] Hình 2.1 Sơ đồ quy trình nghiên cứu Hình 2.2 Profil WE3.55-93 10 Hình 2.3 Đồ thị hệ số chất lượng khí động theo góc profil WE3.55-93 10 Hình 2.4 Kích thước cánh mơ 12 Hình 2.5 Mơ hình cánh sử dụng mơ 12 Hình 2.6 Mơ hình tính tốn khí động 13 Hình 2.7 Phần tip khó chia lưới mơ hình 13 Hình 2.8 Phần tip để chia lưới 13 Hình 2.9 Phần cánh để chia lưới 13 Hình 2.10 Cắt mơ hình theo chiều dọc cánh 14 Hình 2.11 Cắt mơ hình theo điểm gấp khúc 14 Hình 2.12 Tạo block 14 Hình 2.13 Block chữ C đầu profil cánh 14 Hình 2.14 Xóa block cánh 15 Hình 2.15 Lưới xung quanh cánh chia dày 15 Hình 2.16 Lưới cánh 15 Hình 2.17 Chia lưới tồn miền mô 15 Hình 2.18 Thơng số chất lượng lưới phần cánh theo số determinant 16 Hình 2.19 Các block phần tip 16 Hình 2.20 Block chữ C chữ Y profil phần tip 16 Hình 2.21 Lưới tồn phần tip 17 Hình 2.22 Thông số chất lượng lưới phần tip theo số determinant 17 Hình 2.23 Sự phân bố áp suất mặt cánh máy bay 18 Hình 2.24 Sự phân bố áp suất mặt cánh máy bay 18 Hình 2.25 Góc vểnh cánh 5o 19 Hình 2.26 Góc vểnh cánh 6o 19 Hình 2.27 Góc vểnh cánh 7o 19 Hình 2.28 Góc vểnh cánh 8o 19 Hình 2.29 Góc vểnh cánh 9o 19 Hình 2.30 Đồ thị lực nâng thay đổi góc vểnh cánh 20 Hình 2.31 Đồ thị lực cản thay đổi góc vểnh cánh 20 Hình 2.32 Đồ thị hệ số chất lượng khí động thay đổi góc vểnh cánh 20 Hình 2.33 Điểm vểnh cánh cách gốc cánh 75mm 22 Hình 2.34 Điểm vểnh cánh cách gốc cánh 100mm 22 Hình 2.35 Điểm vểnh cánh cách gốc cánh 125mm 22 Hình 2.36 Điểm vểnh cánh cách gốc cánh 150mm 22 Hình 2.37 Điểm vểnh cánh cách gốc cánh 175mm 22 Hình 2.38 Đồ thị lực nâng thay đổi điểm vểnh cánh 23 Hình 2.39 Đồ thị lực cản thay đổi điểm vểnh cánh 23 Hình 2.40 Đồ thị hệ số chất lượng khí động thay đổi điểm vểnh cánh 23 Hình 2.41 Góc nhị diện - 5o 25 Hình 2.42 Góc nhị diện - 4o 25 Hình 2.43 Góc nhị diện - 3o 25 Hình 2.44 Góc nhị diện - 2o 25 Hình 2.45 Góc nhị diện - 1o 25 Hình 2.46 Đồ thị lực nâng thay đổi góc nhị diện âm 26 Hình 2.47 Đồ thị lực cản thay đổi góc nhị diện âm 26 Hình 2.48 Đồ thị hệ số chất lượng khí động thay đổi góc nhị diện âm 26 Hình 2.49 Góc nhị diện 0o 28 Hình 2.50 Góc nhị diện 1o 28 Hình 2.51 Góc nhị diện 2o 28 Hình 2.52 Góc nhị diện 3o 28 Hình 2.53 Góc nhị diện 4o 28 Hình 2.54 Góc nhị diện 5o 28 Hình 2.55 Đồ thị lực nâng thay đổi góc nhị diện dương 29 Hình 2.56 Đồ thị lực cản thay đổi góc nhị diện dương 29 Hình 2.57 Đồ thị hệ số chất lượng khí động thay đổi góc nhị diện dương 29 Hình 3.1 Sơ đồ quy trình thực nghiệm 31 Hình 3.2 Mơ hình cánh dùng để thực nghiệm 32 Hình 3.3 Máy in 3D đọc vẽ cánh 32 Hình 3.4 Cánh sau in xong 32 Hình 3.5 Chuẩn bị mẫu thực nghiệm 33 Hình 3.6 Giá trị áp suất vị trí ổn định vị trí có xốy 33 Hình 3.7 Đo áp suất mặt mặt cánh 34 Hình 3.8 Các lực tác động lên máy bay 34 Hình 3.9 Dòng qua profil cánh 34 Hình 3.10 Phân bố áp suất sử dụng đầu đo 35 Hình 3.11 Đồ thị lực nâng mô thực nghiệm 38 Hình 3.12 Đồ thị lực cản mơ thực nghiệm 39 Hình 3.13 Đồ thị hệ số chất lượng khí động mơ thực nghiệm 39 Hình 4.1 In 3D theo công nghệ FDM 43 Hình 4.2 Ống khí động âm 44 Hình 4.3 Ống pitot 44 Hình 4.4 Máy đo chênh lệch áp suất Cosmo 45 Hình 4.5 Biến áp 220V-110V 46 Hình 4.6 Máy tính lưu trữ xử lý liệu 46 Hình 3.5 Chuẩn bị mẫu thực nghiệm ➢ Tiến hành thực nghiệm • Bước 1: Thiết lập phần mềm chọn khoảng giá trị tín hiệu số đầu vào, bước thời gian, khoảng thời gian ghi nhận - Chọn bước thời gian ghi nhận tín hiệu: 100µs - Thời gian ghi nhận tín hiệu: 6s Vậy lần ghi nhận tín hiệu từ đầu đo có 60000 kết lưu lại thiết bị • Bước 2: Tiến hành xác định vận tốc gió đầu vào cách đo áp suất động thông qua ống pito Mối liên hệ vận tốc dịng khí áp suất động thể qua công thức sau: Pđ = ∗ ρ ∗ V PT 3.1 Trong đó: 𝑃đ : áp suất động 𝜌: khối lượng riêng lưu chất, giả thiết 1.225 kg/𝑚3 𝑉: vận tốc dòng khí Lưu ý: - Tiến hành đo áp suất động trường hợp cho cánh vào buồng thử Trong trường vận tốc nhỏ chút so với trường hợp khơng có cánh, cuộn dây chân đế lẽ chúng xuất tương tự vật cản gây cản trở chuyển động dòng khí ống - Các thơng số điện áp đầu vào mặc định theo phần mềm • Bước 3: Thay đầu đo áp suất tĩnh ống Pito đầu đo áp suất cánh Bước cần phải thận trọng tránh làm rung đầu dây gây sai số Hình 3.6 Giá trị áp suất vị trí ổn định vị trí có xốy 33 Tại vị trí nằm khu vực sát với cánh, nơi khơng tồn xốy, dịng chảy qua ổn định, giá trị áp suất đo xuôn, thẳng vị trí xốy, dịng ổn định hơn, phải tiến hành đo đạc nhiều lần kết thỏa mãn, đường lượn sóng hình bên phải giới hạn sai số mà ta chấp nhận • Bước 4: sau có đường trực quan thỏa mãn, ta suất giá trị vào excel tiến hành xử lý để có kết Cp, Cl, Cd… • Bước 5: Tiến hành tương tự với hai bề mặt áp suất cánh Hình 3.7 Đo áp suất mặt mặt cánh 3.4 Kết thu xử lý số liệu 3.4.1 Lý thuyết tính toán cho thực nghiệm ➢ Các lực tác động lên máy bay Hình 3.8 Các lực tác động lên máy bay Bốn lực tác động lên máy bay bay lực đẩy, lực cản, lực nâng trọng lực máy bay Lực nâng sinh cánh với hình dạng thiết kế cho lực nâng lớn lực cản nhỏ ➢ Dịng qua profil cánh Hình 3.9 Dịng qua profil cánh 34 Bề mặt phía profil có chiều dài đường lớn phía Phân tử khơng khí phía phải nhanh phần tử khơng khí phía để gặp mép profil cánh Từ phương trình Bernoulli: p+  v = const PT 3.2 Theo phương trình trên, tổng khơng đổi, phần tử phía bề mặt có vận tốc cao áp suất sinh nhỏ Vì dẫn đến chênh lệch áp suất sinh lực nâng ➢ Đo lường phân bố áp suất bề mặt cánh Một cách để xác định lực khí động đo lường phân bố áp suất bề mặt tổng hợp lực tồn diện tích cánh Các đầu đo đặt nhiều vị trí khác bề mặt gắn dọc theo profil để thu áp suất thông qua thông tin truyền từ cảm biến Tổng lực phân bố áp suất toàn cánh tính theo cơng thức sau: PT 3.3 𝐹⃗ = ∫ −(𝑃 𝑛⃗⃗)𝑑𝑆 Gọi hướng dịng khí x Chúng ta phân tích lực tổng hợp theo phương ngang phương thẳng đứng để tìm lực nâng lực cản sau: Lực nâng: L = 𝐹𝑦 Lực cản: D = 𝐹𝑥 Hình 3.10 Phân bố áp suất sử dụng đầu đo Lực nâng tính thơng qua công thức: 𝐿 = 𝐹𝑦 = ∫ −𝑃(𝑐𝑜𝑠( 𝛼 + 𝜙))𝑑𝑆 PT 3.4 Lực cản tính theo cơng thức: 𝐷 = 𝐹𝑥 = ∫ −𝑃(𝑠𝑖𝑛( 𝛼 + 𝜙))𝑑𝑆 PT 3.5 Vì khơng có giá trị áp suất liên tục bề mặt tính tốn gần lực nâng thơng qua cơng thức sau: 𝐿 = 𝐹𝑦 = ∑ −𝑃𝑖 (𝑐𝑜𝑠( 𝛼 + 𝜙𝑖 ))𝛥𝑆𝑖 PT 3.6 𝑖 Với i giá trị tương ứng đại lượng đầu đo 35 Tương tự lực cản: 𝐷 = 𝐹𝑥 = ∑ −𝑃𝑖 (𝑠𝑖𝑛( 𝛼 + 𝜙𝑖 ))𝛥𝑆𝑖 PT 3.7 𝑖 3.4.2 Xử lý kết Từ thí nghiệm ta thu số liệu áp suất động bề mặt cánh Xét kết trường hợp cánh góc vểnh 7° (góc = 3°) ta có bảng: Bảng Bảng kết thực nghiệm cánh có góc vểnh 7o với góc 3o ΔS (𝑚2 ) Pđộng (kPa) 𝜙 (°) 0.000401 0.096607637 2.668 0.075662371 -1.377 0.000426 0.099758388 -6.127 0.073498888 -0.224 0.000426 0.083181653 8.308 0.066386552 0.271 0.000435 0.100372504 -7.934 0.075298954 0.802 0.000393 0.087563971 2.668 0.068115103 -1.218 0.000435 0.082046253 8.989 0.06778407 1.294 0.000503 0.104729889 -8.571 0.074224721 1.161 0.000479 0.087097437 2.668 0.066735919 -1.385 0.000503 0.083551853 9.231 0.065637786 1.544 10 0.000503 0.107721222 -8.571 0.073462471 1.161 11 0.000479 0.089878288 2.668 0.067008319 -1.385 12 0.000503 0.08642262 9.231 0.065296386 1.544 13 0.000503 0.109960373 -8.571 0.075106954 1.161 14 0.000479 0.092407288 2.668 0.067415686 -1.385 15 0.000503 0.086705237 9.231 0.066187219 1.544 16 0.000503 0.113620972 -8.571 0.072189004 1.161 17 0.000479 0.095488186 2.668 0.069117987 -1.385 18 0.000503 0.090098654 9.231 0.065431486 1.544 19 0.000633 0.120307439 -8.571 0.074995021 1.161 20 0.000602 0.099163721 2.668 0.069507787 -1.385 21 0.000633 0.09530857 9.231 0.06741317 1.544 Pđộng (kPa) 𝜙 (°) Từ kết thu trên, ta thực phép tính sau: Ptĩnh = P0- Pđộng PT 3.8 L = Fy = ∑ -Pi (cos( α + 𝜙i ))ΔSi PT 3.9 Tính lực nâng: 36 Tính lực cản: D = Fx = ∑ -Pi (sin( α + 𝜙i ))ΔSi PT 3.10 Thay giá trị tương ứng vào cơng thức tính lực nâng lực cản, ta thu kết quả: L = 0.265788 N D = 0.0176367 N Tương tự ta tính với trường hợp góc khác nhau, ta có bảng kết sau: Bảng 10 Kết thực nghiệm góc khác 3.5 Góc (o ) Lực nâng Lực cản Hệ số chất lượng (N) khí động (L/D) 0.168596 0.0150607 11.194433 0.219287 0.0165618 13.240529 0.265788 0.0176367 15.070166 0.306904 0.0192498 15.943231 0.365405 0.0203268 17.976514 (N) Phân tích kết thực nghiệm 3.5.1 So sánh kết thực nghiệm mô Sai số tương đối 𝛾𝑥 mô thực nghiệm tính theo cơng thức: ∆X γ𝑥 = [ ] 100% X th Trong đó: - Sai số tuyệt đối ∆X hiệu giá trị mô X giá trị thực Xth: ∆X = X - Xth Bảng 11 So sánh lực nâng mô thực nghiệm Góc (o ) Lực nâng (N) Mô Thực nghiệm Sai số 0.204747 0.168596 21.44% 0.257387 0.219287 17.37% 0.308845 0.265788 16.19% 0.359267 0.306904 17.06% 0.406655 0.365405 11.29% Sai số trung bình 16.67% 37 Bảng 12 So sánh lực cản mơ thực nghiệm Góc (o ) Lực cản (N) Mô Thực nghiệm Sai số 0.0170432 0.0150607 13.16% 0.0182785 0.0165618 10.37% 0.0196795 0.0176367 11.58% 0.0215878 0.0192498 12.15% 0.0238484 0.0203268 17.32% Sai số trung bình 12.92 % Bảng 13 So sánh hệ số chất lượng khí động mơ thực nghiệm Góc (o ) Hệ số chất lượng khí động (N) Mô Thực nghiệm Sai số 12.013413 11.194433 7.32% 14.081407 13.240529 6.35% 15.693742 15.070166 4.14% 16.642131 15.943231 4.38% 17.051668 17.976514 5.14% Sai số trung bình 5.47% 0.45 0.406655 0.4 0.359267 Lực nâng (N) 0.35 0.308845 0.3 0.25 0.257387 0.204747 0.2 0.15 0.365405 0.306904 0.265788 0.219287 Mô Thực nghiệm 0.168596 0.1 Góc (o ) Hình 3.11 Đồ thị lực nâng mô thực nghiệm 38 0.026 0.0238484 0.024 0.0215878 Lực cản (N) 0.022 0.0196795 0.02 0.018 0.0182785 0.0192498 0.0176367 0.016 0.014 0.0203268 0.0170432 0.0165618 Mô 0.0150607 Thực nghiệm 0.012 Góc (o ) Hình 3.12 Đồ thị lực cản mô thực nghiệm 19 17.976514 Hệ số chất lượng khí động 18 16.642131 17 15.693742 16 15 15.943231 14.081407 15.070166 14 13 17.051668 12.013413 12 13.240529 Mô 11 10 Thực nghiệm 11.194433 Góc (o ) Hình 3.13 Đồ thị hệ số chất lượng khí động mơ thực nghiệm ➢ Nhận xét: - Từ đồ thị ta thấy đường biểu thị cho giá trị trình thực nghiệm mơ có xu hướng giống khác giá trị điểm khảo sát - Sai số trung bình mơ thực nghiệm lực nâng 16.67%, lực cản 12.92% hệ số chất lượng khí động 5.47% - Có thể thấy độ sai lệch thực nghiệm mô lớn Sai số vượt sai số mong muốn (sai số < 10%), sai lệch nhiều nguyên nhân khách quan chủ quan làm rõ mục 3.5.2 Các nguyên nhân dẫn đến sai lệch kết - Sai số thiết bị đo: thiết bị lại có dung sai riêng nó, với ống khí động, việc điều chỉnh tần số để thay đổi vận tốc dịng đơi cố định tháo lắp lại lần đo Thiết bị Cosmo đo chênh áp dịng khí, tiến hành đo tần số 100𝜇s tương 39 đương với 60.000 lần đo cho điểm, tất điểm trung bình khoảng thười gian giây, số giá trị lấy trung bình lớn hai lần đo chúng gây khoảng sai số tương đối 2.28%, sai số trình bày bảng đây: Bảng 14 Độ sai số lần đo đầu đo Lần đo Giá trị Sai số 0.068716 3.40% 0.064558 2.86% 0.066072 0.58% Sai số trung bình 2.28% - - - - Việc xếp đầu ống pito, ngàm chân đế thí nghiệm cho chúng thẳng hướng với dịng khí cơng việc khó khăn làm mắt thường với độ xác cao thiếu thốn thiết bị Sai số ống khí động: Ống khí động cũ gây độ rung lắc lớn hoạt động Ngoài cánh quạt ống khí động thay nên vận tốc dịng khí khơng cịn ổn định Sai số dây đo: dây đo nguyên nhân lớn gây thay đổi dòng chảy cánh Các đầu dây gắn vào cánh vật cản ảnh hưởng đến chất lượng khí động cánh Ngoài việc gắn nhiều dây đo làm cho cánh có tượng flutter dịng khí thổi vào buồng thử với tốc độ cao làm cho chùm dây đo bị rung Sai số khoảng thời gian đo: việc tiến hành đo kéo dài nhiều ngày, tuần cho trường hợp nên dẫn đến thay đổi điều kiện đầu vào chất khí thay đổi nhiệt độ, mật độ khơng khí, áp suất khí để thuận tiện cho tính tốn việc lấy xấp xỉ giá trị cần thiết: áp suất khơng khí P=1atm, mật độ khơng khí 𝜌 = 1.225 kg/𝑚3 Sai số người: điều xảy công việc tự động hóa 100% Trong q trình đo, để lấy giá trị trung bình điểm phải lựa chọn kết quả, thỏa mãn nằm người Việc tháo lắp thiết bị xếp lại chúng, lần xác kết phụ thuộc nhiều vào cẩn thận thao tác người 3.5.3 Định hướng khắc phục sai số, tối ưu kết thực nghiệm Với toán khảo sát cánh ống khí động em có đề suất sau : - Cần thường xuyên bảo dưỡng, sửa chữa trang thiết bị thí nghiệm để đảm bảo độ xác thiết bị - Cần khảo sát sai số dụng cụ để đánh giá kết cách xác - Chuẩn bị mẫu thử nghiệm chuẩn xác hơn, vật liệu phải phù hợp với yêu cầu, tránh xảy tượng flutter làm ảnh hưởng tới trình thực nghiệm - Hạn chế yếu tố bên thời tiết, vật chắn hay quạt làm ảnh hưởng đến chất lượng dịng khí đầu vào - Trang bị kiến thức kinh nghiệm thực tế để làm công việc thủ công cách tốt nhất, hạn chế sai lệch 40 KẾT LUẬN ➢ Các kết thu được: - Tìm hiểu góc nhị diện – góc vểnh cánh ứng dụng UAV dạng tàu lượn - Xây dựng phương án tính tốn thiết kế mơ hình cánh - Tính tốn lựa chọn giá trị góc nhị diện góc vểnh cánh cho mơ hình cánh mơ ảnh hưởng đến đặc tính khí động cánh - Phân tích, lựa chọn tối ưu mơ hình thiết kế - Chế tạo, thực nghiệm so sánh đối chiếu kết mô thực nghiệm - Giải thích nguyên nhân dẫn đến sai số định hướng khắc phục sai số, tối ưu kết thực nghiệm ➢ Kết luận ảnh hưởng - Khi thay đổi độ lớn góc vểnh cánh cánh có góc vểnh 7o cánh có hệ số chất lượng tốt - Khi thay đổi điểm vểnh cánh cánh có điểm vểnh cách gốc cánh 175mm cánh có hệ số chất lượng khí động tốt - Khi thay đổi độ lớn góc nhị diện cánh có góc nhị diện -3o cánh có hệ số chất lượng khí động tốt cho q trình cất cánh, cịn cánh có góc nhị diện 0o cánh có hệ số chất lượng khí động tốt cho trình bay - Phương án thiết kế có chất lượng khí động tốt cho cánh máy bay UAV dạng tàu lượn với tỷ số dạng 12.41 cánh có góc vểnh cánh 7o, góc nhị diện 0o có điểm vểnh cách gốc cánh 175mm ➢ - Định hướng nghiên cứu phát triển Tiếp tục tìm phương án tối ưu chất lượng khí động mơ hình cánh Tiến hành thiết kế kết cấu cánh máy bay mô độ bền kết cấu Thực chế tạo máy bay kích thước thật tiến hành bay thử nghiệm 41 TÀI LIỆU THAM KHẢO [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-nguoilai-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-50-atmosphericsatellite/ [9] https://www.boldmethod.com/learn-to-fly/aerodynamics/how-wingdihedral-keeps-your-wings-level-during-flight/ 42 PHỤ LỤC Các trang thiết bị sử dụng thực nghiệm: ➢ Máy in 3D Phương pháp in 3D đời thập kỷ, đề xuất tiến sỹ Kodama năm 1980 Charles Hull trở thành người đăng ký thành công quyền in 3D Phương pháp in 3D phương pháp phân tách mơ hình 3D thành lớp (layer) xếp chồng lên sau máy in chun dụng dựng thành mơ hình Trên giới có nhiều cơng nghệ in 3D, từ đơn giản tới phực tạp, từ vật liệu nhựa kim loại, gốm, thủy tinh… công nghệ sử dụng rộng rãi cơng nghệ FDM FDM cơng nghệ in 3D đơn giản có giá thành rẻ Về bản, máy in FDM nung nóng chảy đùn sợi dây nhựa theo lớp tạo thành mơ hình - Hình 4.1 In 3D theo công nghệ FDM Ưu điểm: Công nghệ in 3D FDM giá rẻ, dễ sử dụng in mẫu lớn Nhược điểm: Độ mịn khơng cao, khó in mẫu phức tạp Ứng dụng: FDM có tầm ứng dụng rộng, lĩnh vực áp dụng tốt ➢ Ống khí động Ống khí động (wind tunnel) cơng cụ để nghiên cứu khí động, xem xét tác động dịng khí lên vật thể rắn đặt ống Dòng khí ống khí động tạo thành hệ thống quạt Các đối tượng nghiên cứu ống khí động thường gắn với cảm biến thích hợp để đo lực khí động, phân bố áp suất đặc tính khí động khác.Phịng thí nghiệm nhà T phòng 208 – Đại học Bách khoa Hà Nội trang bị ống khí động âm (M = 0,1) 43 Hình 4.2 Ống khí động âm Những đặc tính ống là: - - Dạng ống: Ống hở Kích thước tổng: 7110 x 1600 x 2250 mm Tốc độ dịng khí ống: – 38 m/s (137 km/h) Số Mach  0.1 Đặc tính buồng thử Dạng kín Diện tích mặt cắt: 400 x 500 mm Chiều dài: 1000 mm Thay đổi vận tốc dòng liên tục từ → 38 m/s cách thay đổi vận tốc quay quạt thông qua biến tần thể bảng điều khiển Buồng thử làm hồn tồn suốt, đặt vào mẫu thử nhỏ, bên cạnh cịn có lỗ đo áp xuất trước sau buồng thử, hiển thị áp suất, ống pito… Ống khí động gắn khung đỡ di chuyển có khóa để cố định phịng thí nghiệm Vận tốc dịng khí điều khiển hộp điện biến tần thay đổi tần số cánh quạt, hiển thị hình kỹ thuật số ➢ Ống pitot Hình 4.3 Ống pitot 44 Ống pitot thiết bị đo áp suất dùng để tính vận tốc dòng chất lưu Ống pitot phát minh kỹ sư người Pháp Henri Pitot từ đầu kỷ XVIII sửa đổi thành kiểu đại ngày nhà khoa học người Pháp Henry Darcy Nó ứng dụng rộng rãi để xác định vận tốc khơng khí máy bay, vận tốc nước tàu thủy, vận tốc dòng chất lỏng, dòng khí thiết bị cơng nghiệp Ống pitot dùng để đo vận tốc dòng chảy cục điểm định dịng chảy khơng đo vận tốc dịng chảy trung bình đường ống ống dẫn Nguyên lý hoạt động: Ống Pitot bao gồm ống hướng trực tiếp dòng chảy chất lỏng có áp suất tổng (Total pressure) lỗ để đo áp suất tĩnh (Static pressure) Theo phương trình Bernoulli ta có: Áp suất tổng = Áp suất tĩnh + Áp suất động pt = ps + pd PT 4.1 Trong : - pt áp suất tổng (total pressure) - ps áp suất tĩnh (static pressure) - pd áp suất động (dynamic pressure) - v vận tốc dịng chảy Ta có công thức : 𝑝𝑑 = 𝜌.𝑣 2 2(𝑝𝑡 −𝑝𝑠) v=√ PT 4.2 PT 4.3 𝜌 ➢ Các thiết bị điện tử - Cosmo thiết bị đo áp suất theo nguyên lý giao thoa ánh sáng từ xác định vận tốc hạt Dữ liệu ghi lại chuyển đổi sang áp suất thơng qua phần mềm chun dụng wave loger Hình 4.4 Máy đo chênh lệch áp suất Cosmo 45 Cấu trúc thiết bị gồm có ba phần cứng bản: Bộ vi xử lý (processor): thu thập xử lý liệu + Bộ quang học (Optical LDA System): phát chùm lazer giao thoa từ xác định mật độ phần tử hạt + Bộ điều khiển dịch chuyển (Traverse system): hiệu chỉnh thiết bị phát có sai số Bộ biến áp : cấp áp 110V cho thiết bị Cosmo + - - Hình 4.5 Biến áp 220V-110V Máy tính: tiếp nhận tín hiệu từ thiết bị Cosmo, cung cấp phần mềm xử lý liệu chuyên dụng wave logger lưu trữ liệu Hình 4.6 Máy tính lưu trữ xử lý liệu ➢ - Các thiết bị khác Ống pito: xác định áp suất động dịng khí Đồ gá: làm thép, cố định cánh buồng thử nghiệm Đầu đo đồng: kết nối dây đo vào điểm đo cánh Delta, đầu đo có đường kính ngồi 0.6-1(mm) Dây đo: truyền tín hiệu áp suất mặt cánh tới thiết bị đo Cosmo 46 47 ... Nghiên cứu, phân tích, mơ ảnh hưởng góc nhị diện – góc vểnh cánh tới chất lượng khí động mẫu cánh UAV có vận tốc thấp tỷ số dạng lớn điều kiện thay đổi độ lớn góc nhị diện – góc vểnh cánh - Nghiên. .. đổi độ lớn góc nhị diện cánh có góc nhị diện - 3o cánh có hệ số chất lượng khí động tốt cho q trình cất cánh, cịn cánh có góc nhị diện 0o cánh có hệ số chất lượng khí động tốt cho trình bay -... Nghiên cứu ảnh hưởng góc nhị diện góc vểnh cánh tới chất lượng khí động máy bay khơng người lái có vận tốc thấp tỷ số dạng lớn Chuyên ngành: Cơ khí Động lực Mã số SV: CB180098 Tác giả, Người hướng