Nghiên cứu tối ưu trật tự xếp lớp kết cấu composite trên cánh uva

TRƯỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA HÀ NỘI LUẬN VĂN THẠC SĨ KHOA HỌC Nghiên cứu tối ưu trật tự xếp lớp kết cấu composite cánh UAV NGUYỄN HOÀNG NGUYÊN hoang.nguyen.bach.hac@gmail.com Ngành Cơ khí Động lực Giảng viên hướng dẫn: PGS.TS Vũ Đình Q Bộ mơn: Viện: Kĩ thuật Hàng khơng Vũ trụ Cơ khí Động lực Chữ ký GVHD HÀ NỘI, 5/2020 i CỘNG HÒA 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 Hoàng Nguyên Đề tài luận văn: Nghiên cứu tối ưu trật tự xếp lớp composite cánh UAV Chuyên ngành: Cơ khí Động lực Mã số SV: CA190066 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: - Bỏ chương thay vào phần kết luận, phần 3.1 chuyển thành 1.3 - Rút ngắn chương - Việt hóa số hình minh họa tiếng Anh - Đánh số thứ tự cơng thức để tiện theo dõi trích dẫn - Chỉnh lại hình cho chữ rõ nét có kích thước gần tương tương chữ thuyết minh - Thống đơn vị phần thuyết minh Ngày 11 tháng 11 năm 2020 Giáo viên hướng dẫn Tác giả luận văn PGS TS Vũ Đình Q Nguyễn Hồng Ngun CHỦ TỊCH HỘI ĐỒNG PGS TS Hoàng Thị Kim Dung ii Lời cảm ơn Trong trình nghiên cứu đề tài: "Nghiên cứu tối ưu trật tự xếp lớp composite cánh UAV", em gặp phải nhiều khó khăn Xong nhờ có giúp đỡ thầy, bạn sinh viên mơn, em hồn thành đề tài theo kế hoạch đặt Trước tiên, em xin gửi lời cảm ơn chân thành sâu sắc đến giáo viên hướng dẫn - PGS.TS Vũ Đình Quý tận tình hướng dẫn, dạy suốt trình thực đề tài Đồng thời, em xin gửi lời cảm ơn đến thầy cô khác môn Kỹ thuật Hàng không Vũ trụ giúp đỡ, tạo điều kiện cho em trình viết luận văn thạc sĩ Xin chân thành cảm ơn Phòng đào tạo sau đại học Viện Cơ khí Động lực, Đại học Bách Khoa Hà Nội tận tình hỗ trợ giải đáp thắc mắc thủ tục quy trình em Một lời cảm ơn khác gửi đến bạn sinh viên môn giúp đỡ, hướng dẫn cung cấp tài liệu nghiên cứu, trao đổi giải đáp vướng mắc trình nghiên cứu đề tài Trong luận, hẳn tránh khỏi hạn chế thiếu sót Em mong muốn nhận nhiều đóng góp quý báu đến từ quý thầy cô, hội đồng bảo vệ luận văn bạn đọc để đề tài hoàn thiện có ý nghĩa thiết thực áp dụng thực tiễn sống Chân thành cảm ơn Hà Nội, ngày 30 tháng 10 năm 2020 Tác giả Nguyễn Hoàng Nguyên iii Tóm tắt nội dung luận văn Luận văn tập trung vào q trình nghiên cứu tối ưu hóa vỏ cánh UAV làm vật liệu composite, bao gồm tối ưu hóa độ dày, vị trí lớp hướng sợi, xem xét ràng buộc lớp từ tìm cách bố trí tối ưu số lượng lớp để khối lượng vỏ cánh thấp đảm bảo khả chịu tải khả gia cơng sản xuất Q trình tính tốn sử dụng chủ yếu module Optistruct phần mềm Hyperworks Mơ hình tính tốn sử dụng mơ hình cánh UAV xây dựng chiều phần mềm Solidworks Các thông số đầu vào phân bố áp suất, trọng lực lấy từ module AcuSolve phần mềm Hyperworks Các thơng số đóng vai trị ràng buộc thiết kế cho tốn tối ưu kết cấu Việc ứng dụng phần mềm vào thiết kế tính tốn giúp giảm thiểu tối đa chi phí thiết kế rủi ro vận hành so với phương pháp truyền thống Luận văn có chương: Chương 1: Tổng quan vật liệu composite ứng dụng vật liệu composite lĩnh vực hàng khơng Kết thúc chương có kết luận: - Composite vật liệu dị hướng (cơ tính khơng giống theo hướng khác nhau) việc tính tốn trật tự xếp lớp cho composite điều bắt buộc thiết kế cho tiết sử dụng loại vật liệu - Composite vật liệu quan trọng ngành hàng khơng chúng chiếm khối lượng ngày nhiều kết cấu máy bay Chương 2: Giới thiệu phần mềm Hyperworks module quan trọng, tập trung vào module Hypermesh, AcuSolve Optistruct module sử dụng phần lớn luận văn, với quy trình tính tốn điển hình sử dụng module Chương 3: Quá trình tính tốn khí động tối ưu kết cấu cánh UAV có thật sử dụng ba module Hypermesh, AcuSolve Optistruct phần mềm Hyperworks, mẫu UAV sử dụng lượng mặt trời AtlantikSolar Q trình tính tốn trải qua bước: - Xây dựng mơ hình 3D cánh UAV sử dụng công cụ vẽ kĩ thuật (Autocad, Solidworks ) - Xây dựng mơ hình tính tốn (chia lưới) cho cánh UAV sử dụng module Hypermesh - Sử dụng module AcuSolve để tính tốn mơ khí động cho cánh UAV nhằm tìm điều kiện đầu vào cho bước cuối - Sử dụng module Optistruct để tính tốn tối ưu trật tự xếp lớp composite cho cánh UAV Các kết đạt được trình bày chương Phần cuối kết luận hướng phát triển luận văn Sinh viên thực iv MỤC LỤC CHƯƠNG TỔNG QUAN VỀ VẬT LIỆU COMPOSITE .1 1.1 Giới thiệu chung 1.1.1 Khái niệm, đặc điểm phân loại composite 1.1.2 Composite hạt 1.1.3 Composite cấu trúc .15 1.1.4 Kết luận 16 1.2 Ứng dụng composite lĩnh vực hàng không 17 1.3 Giới thiệu UAV AtlantikSolar 19 CHƯƠNG PHẦN MỀM ALTAIR HYPERWORKS 23 2.1 Tổng quan phần mềm Altair Hyperworks 23 2.2 Các module sử dụng luận văn 24 2.3 2.2.1 HyperMesh .24 2.2.2 AcuSolve 25 2.2.3 OptiStruct .27 2.2.4 HyperView .28 Quy trình tối ưu cánh UAV điển hình sử dụng Hyperworks 29 CHƯƠNG TỐI ƯU CÁNH UAV SỬ DỤNG PHẦN MỀM ALTAIR HYPERWORKS .33 3.1 3.2 Tính tốn ngoại lực tác dụng lên cánh 33 3.1.1 Xây dựng mơ hình tính tốn 33 3.1.2 Đặt điều kiện biên chạy tốn khí động 38 3.1.3 Kết toán .39 3.1.4 Kiểm tra kết .40 3.1.5 Thay đổi mơ hình tính tốn 50 Tối ưu hóa kết cấu 51 3.2.1 Xây dựng sơ kết cấu cánh kiểm nghiệm bền .51 3.2.2 Tối ưu Free-size .63 3.2.3 Tối ưu Size .70 3.2.4 Tối ưu Shuffle 75 KẾT LUẬN 79 Kết đạt .79 Những hạn chế 79 Hướng phát triển .79 v TÀI LIỆU THAM KHẢO 80 vi DANH MỤC HÌNH VẼ Hình 1.1 Phân loại composite [1] .2 Hình 1.2 Sự phụ thuộc mơđun đàn hồi vào hàm lượng cốt composite Cu cốt hạt W [1] Hình 1.3 Sự phân bố định hướng sợi [1] .5 Hình 1.4 Sơ đồ biến dạng đặt tải vào composite cốt sợi ngắn, biến dạng phần bao quanh sợi chịu kéo [1] Hình 1.5 Biểu đồ phân bố ứng suất chiều dài sợi [1]: Hình 1.6 Sơ đồ cấu trúc composite cốt sợi [1]: Hình 1.7 Sơ đồ kéo mẫu composite cốt sợi thẳng hàng theo phương dọc trục [1] Hình 1.8 Sự phụ thuộc độ bền composite cốt sợi liên tục vào hàm lượng cốt [1] 10 Hình 1.9 Đường cong biến dạng kéo composite cốt sợi liên tục dẻo với V f > V f * [1] 10 Hình 1.10 Đường cong biến dạng composite cốt sợi liên tục giòn với V f > V f * [1] 11 Hình 1.11 Sơ đồ tạo composite cấu trúc dạng lớp [1] 16 Hình 1.12 Sơ đồ panel sandwich [1] 16 Hình 1.13 Máy bay Voyager (Mỹ) 17 Hình 1.14 Máy bay Su-47 với kết cấu cánh ngược độc đáo 18 Hình 1.15 Mức độ tăng trưởng nhu cầu sử dụng vật liệu composite ngành cơng nghiệp tồn giới [3] 19 Hình 1.16 Nguyên mẫu SkySailor [6] 20 Hình 1.17 UAV AtlantikSolar thành phần [7] 20 Hình 2.1 Quy trình CAE Hyperworks [4] 23 Hình 2.2 Chia lưới lớp compostie cánh máy bay Hypermesh [4] .24 Hình 2.3 Q trình giải tốn CFD AcuSolve [4] 26 Hình 2.4 Các tính mô AcuSolve [4] 26 Hình 2.5 Trước sau tối ưu module OptiStruct [4] 28 Hình 2.6 Topology Optimization cho in 3D [4] .28 Hình 2.7 Quy trình tối ưu UAV điển hình Hyperworks [5] 29 Hình 2.8 Mơ hình hóa phục vụ cho mơ [5] 29 Hình 2.9 Tối ưu mặt khí động [5] .29 Hình 2.10 Dữ liệu khí động dùng làm điều kiện đầu vào cho tối ưu kết cấu [5] .30 Hình 2.11 Ứng xử cánh với kết cấu ban đầu [5] .30 Hình 2.12 Kết pha free-size [5] 31 Hình 2.13 Kết pha size [5] 31 Hình 2.14 Kết pha shuffle [5] .32 vii Hình 3.1 Các kích thước cánh máy bay AtlantikSolar [8] .33 Hình 3.2 Xây dựng cánh phần mềm Solidworks 34 Hình 3.3 Tạo miền tính tốn 35 Hình 3.4.Chia lưới cho bề mặt cánh 35 Hình 3.5 Chia lưới cho bề mặt xung quanh .36 Hình 3.6 Kết tính tốn độ dày lớp biên sát cánh sử dụng cơng cụ có sẵn Hypermesh 37 Hình 3.7 Chia lưới 3D tạo lớp biên cho cánh 37 Hình 3.8 Nhập lưới vào mơi trường AcuSolve, đặt điều kiện biên, số dư hội tụ, mơ hình rối SST, vật liệu v.v tiến hành chạy mơ 38 Hình 3.9 Phân bố áp suất mặt cánh 39 Hình 3.10 Phân bố áp suất mặt cánh 39 Hình 3.11 Kết lực nâng lực cản cánh (kết bước tính cuối) 39 Hình 3.12 Kết giá trị y+ mặt cánh 39 Hình 3.13 Kết giá trị y+ mặt cánh 39 Hình 3.14 Mật độ lưới chạy lần đầu .40 Hình 3.15 Mật độ lưới chạy lần (dày hơn) 40 Hình 3.16 Mật độ lưới chạy lần (thưa hơn) 41 Hình 3.17 Thời gian tính tốn thơng số lưới lần chạy đầu .41 Hình 3.18 Thời gian tính tốn thơng số lưới lần chạy (lưới dày) 41 Hình 3.19 Thời gian tính tốn thơng số lưới lần chạy (lưới thưa) 41 Hình 3.20 Phân bố áp suất mặt cánh xét khoảng từ -30 tới +30 Pa (từ xuống: lưới ban đầu, lưới dày, lưới thưa) 42 Hình 3.21 Phân bố áp suất mặt cánh xét khoảng từ -30 tới +30 Pa (từ xuống: lưới ban đầu, lưới dày, lưới thưa) 42 Hình 3.22 Kết lực nâng cánh (ảnh chụp kết bước tính cuối) 43 Hình 3.23 Kết lực cản cánh (ảnh chụp kết bước tính cuối) .43 Hình 3.24 Kết giá trị y+ mặt cánh xét khoảng từ tới +4 44 Hình 3.25 Kết giá trị y+ mặt cánh xét khoảng từ tới +4 44 Hình 3.26 Đồ thị so sánh lần chạy (quy theo %) 45 Hình 3.27 Thời gian tính tốn thơng số lưới AcuSolve 46 Hình 3.28 Thời gian tính tốn thông số lưới CFX 46 Hình 3.29 Phân bố áp suất mặt cánh (Acusolve bên CFX bên dưới) xét khoảng từ -30 tới +30 Pa 47 Hình 3.30 Phân bố áp suất mặt cánh (Acusolve bên CFX bên dưới) xét khoảng từ -30 tới +30 Pa 47 Hình 3.31 Kết lực nâng lực cản cánh AcuSolve (kết bước tính cuối cùng) 47 viii Hình 3.32 Kết lực nâng lực cản cánh CFX .48 Hình 3.33 Kết giá trị y+ mặt cánh (Acusolve bên CFX bên dưới) xét dải từ đến +4 48 Hình 3.34 Kết giá trị y+ mặt cánh (Acusolve bên CFX bên dưới) xét khoảng từ tới +4 49 Hình 3.35 Đồ thị so sánh trình chạy phần mềm (quy theo %) 49 Hình 3.36 Tiêu hao tài nguyên chạy AcuSolve (trái) Ansys (phải) .50 Hình 3.37 Phân bố áp suất mặt cánh với góc cơng độ .51 Hình 3.38 Phân bố áp suất mặt cánh với góc cơng độ 51 Hình 3.39 Các kích thước gân dầm cánh 51 Hình 3.40 Mơ hình cánh với kết cấu xương bên 52 Hình 3.41 Nhập mơ hình vào mơi trường Hypermesh 52 Hình 3.42 Chia lưới cho bề mặt cánh (skin) 53 Hình 3.43 Chia lưới cho dầm (spar) 53 Hình 3.44 Chia lưới cho hệ gân (ribs) 53 Hình 3.45 Gán phần tử vào nhóm 54 Hình 3.46 Chiều vng góc phương hướng sợi cánh sau điều chỉnh .54 Hình 3.47 Khai báo thuộc tính 57 Hình 3.48 Trọng lực tác động lên cánh 58 Hình 3.49 Phân bố áp suất bề mặt cánh 58 Hình 3.50 Ngàm cố định bậc tự gốc cánh 58 Hình 3.51 Chuyển vị lớn 59 Hình 3.52 Phản lực phản momen ngàm, khối lượng cánh đo 59 Hình 3.53 Chuyển vị cánh tác động áp suất trọng lực 60 Hình 3.54 Ứng suất VonMises mặt vỏ tác động áp suất 60 Hình 3.55 Ứng suất VonMises mặt vỏ tác động trọng lực 61 Hình 3.56 Ứng suất VonMises dầm tác động áp suất 61 Hình 3.57 Ứng suất VonMises dầm tác động trọng lực 61 Hình 3.58 Ứng suất VonMises gân tác động áp suất 62 Hình 3.59 Ứng suất VonMises gân tác động trọng lực .62 Hình 3.60 Ví dụ trước sau tối ưu free-size [4] 63 Hình 3.61 Mơ hình hóa phân bố áp lực cánh 64 Hình 3.62 Ràng buộc chuyển vị đoạn cánh 65 Hình 3.63 Kết tối ưu khối lượng pha free-size 65 Hình 3.64 Kết tối ưu free-size có kể đến hệ gân .66 Hình 3.65 Độ dày tất lớp hướng sợi toàn vỏ mặt sau pha free-size .66 ix Hình 3.66 Độ dày tất lớp hướng sợi 0° mặt vỏ sau pha free-size 67 Hình 3.67 Các lớp hướng sợi 0° vỏ sau pha free-size 67 Hình 3.68 Độ dày tất lớp hướng sợi 90° mặt vỏ sau pha freesize .68 Hình 3.69 Các lớp hướng sợi 90° vỏ sau pha free-size 68 Hình 3.70 Độ dày tất lớp hướng sợi +45° mặt vỏ sau pha free-size 69 Hình 3.71 Các lớp hướng sợi +45° vỏ sau pha free-size 69 Hình 3.72 Độ dày tất lớp hướng sợi 0° dầm sau pha free-size 70 Hình 3.73 Các lớp hướng sợi 0° dầm sau pha free-size 70 Hình 3.74 Độ dày lớp hướng sợi vỏ sau pha free-size .71 Hình 3.75 Độ dày lớp hướng sợi dầm sau pha free-size 71 Hình 3.76 Kết tính pha size 72 Hình 3.77 Độ dày tất lớp hướng sợi toàn vỏ mặt sau pha size 72 Hình 3.78 Độ dày tất lớp hướng sợi 0° mặt vỏ sau pha size 73 Hình 3.79 Các lớp hướng sợi 0° vỏ sau pha size 73 Hình 3.80 Độ dày tất lớp hướng sợi 90° mặt vỏ sau pha size 73 Hình 3.81 Lớp hướng sợi 90° vỏ sau pha size 73 Hình 3.82 Độ dày tất lớp hướng sợi +45° vỏ sau pha size 74 Hình 3.83 Độ dày tất lớp hướng sợi 0° dầm sau pha size 75 Hình 3.84 Các lớp hướng sợi 0° dầm sau pha size 75 Hình 3.85 Kết lớp vỏ sau pha size 76 Hình 3.86 Kết lớp dầm sau pha size .76 Hình 3.87 Bài tốn hội tụ sau bước tính .76 Hình 3.88 Sắp xếp lại lớp vỏ sau pha Shuffle .77 Hình 3.89 Trật tự xếp lớp composite cánh UAV sau tối ưu .77 Hình 3.90 Biểu đồ thay đổi khối lượng sau pha tối ưu 77 x Hình 3.66 Độ dày tất lớp hướng sợi 0° mặt vỏ sau pha freesize Hình 3.67 Các lớp hướng sợi 0° vỏ sau pha free-size - Các lớp 90°: 67 Hình 3.68 Độ dày tất lớp hướng sợi 90° mặt vỏ sau pha freesize Hình 3.69 Các lớp hướng sợi 90° vỏ sau pha free-size - Các lớp ±45° (Do có ràng buộc đối xứng nên lớp +45° -45° giống nhau, cần trình bày lớp +45°): 68 Hình 3.70 Độ dày tất lớp hướng sợi +45° mặt vỏ sau pha freesize Hình 3.71 Các lớp hướng sợi +45° vỏ sau pha free-size + Kết độ dày lớp hướng sợi dầm: Do dầm cánh cấu tạo từ composite dạng dệt (woven) có tính theo phương nên để giảm thời gian tính tốn cần đưa điều kiện đầu vào pha free-size lớp có phương hướng sợi 0° Do kết pha free-size có loại hướng sợi 0° Độ dày lớp hướng sợi 0° độ dày tồn dầm 69 Hình 3.72 Độ dày tất lớp hướng sợi 0° dầm sau pha free-size Hình 3.73 Các lớp hướng sợi 0° dầm sau pha free-size Kết pha free-size dùng làm điều kiện đầu vào cho pha size 3.2.3 Tối ưu Size Pha tối ưu free-size cho kết cấu trúc cánh nhẹ mà đảm bảo độ bền Tuy nhiên kết mặt lý thuyết Tính khơng khả thi nằm chỗ lớp kết có độ dày kì dị khơng thể tìm thấy thực tế Do pha tối ưu size áp dụng để tổ chức lại lớp kết pha free-size Kết pha tạo lớp có độ dày giống thực tế để sản xuất a, Nhập liệu từ pha free-size: Nhập kết bước tính cuối pha free-size, thấy vỏ có 16 lớp dầm có lớp composite có độ dày lộn xộn (do giới hạn hiển thị nên số độ dày bị làm tròn số): 70 Hình 3.74 Độ dày lớp hướng sợi vỏ sau pha free-size Hình 3.75 Độ dày lớp hướng sợi dầm sau pha free-size b, Đạt ràng buộc: - Tiến hành đặt lại giá trị cho độ dày lớp cho giá trị lớn giá trị có bội số 0.000025m (đối với vỏ) 0.0003m (đối với dầm) - Tiếp đến đặt giá trị độ dày sản xuất cho vỏ 0.000025m dầm 0.0003m - Đặt ràng buộc Cfailure < (theo thuyết bền Hill) chạy toán tối ưu size c, Kết thu được: Bài tốn kết thúc sau bước tính Khối lượng cánh tăng lên 0.57kg Chuyển vị điểm 72845 0.124m 71 Hình 3.76 Kết tính pha size + Kết độ dày lớp hướng sợi vỏ: - Trên tồn vỏ: Hình 3.77 Độ dày tất lớp hướng sợi toàn vỏ mặt sau pha size - Các lớp 0°: 72 Hình 3.78 Độ dày tất lớp hướng sợi 0° mặt vỏ sau pha size Hình 3.79 Các lớp hướng sợi 0° vỏ sau pha size - Các lớp 90°: Hình 3.80 Độ dày tất lớp hướng sợi 90° mặt vỏ sau pha size Có thể thấy sau pha size vỏ có lớp 90° Hình 3.81 Lớp hướng sợi 90° vỏ sau pha size 73 - Các lớp ±45° (do có ràng buộc đối xứng nên lớp +45° -45° giống nhau, cần trình bày lớp +45°): Hình 3.82 Độ dày tất lớp hướng sợi +45° vỏ sau pha size Có thể thấy sau pha size có lớp +45° bao phủ toàn vỏ + Kết độ dày lớp hướng sợi dầm: Do liệu đưa vào lấy từ pha Free-size dầm có loại hướng sợi 0° nên kết pha Size có loại hướng sợi 0° Độ dày lớp hướng sợi 0° độ dày tồn dầm 74 Hình 3.83 Độ dày tất lớp hướng sợi 0° dầm sau pha size Hình 3.84 Các lớp hướng sợi 0° dầm sau pha size Nhận xét: Khối lượng cánh không thay đổi nhiều (0,57kg so với 0,56kg) Độ dày phần tử lớn vỏ 0.175mm (7 lớp 0.025mm, có lớp ±45° bố trí đối xứng) nhỏ 0.1mm (4 lớp 0.025mm) Còn lớn dầm 0.9mm (3 lớp 0.3mm) nhỏ 0.6mm (2 lớp 0.3mm) Các lớp composite có độ dày tập trung khu vực gốc cánh nơi có ứng suất lớn Như pha size cho kết có tính thực tế Kết dùng làm điều kiện đầu vào cho pha shuffle 3.2.4 Tối ưu Shuffle Ở pha tối ưu size lớp composite đưa kích thước sản xuất Tuy nhiên trật tự xếp lớp chúng chưa tối ưu Trong gia công sản phẩm composite có ràng buộc: - Khơng phép có lớp hướng liên tiếp xuất hiệu ứng phụ không mong muốn q trình lưu hóa, làm giảm tính - Hai lớp hướng sợi +45° -45° cần xếp theo cặp - Các lớp hướng sợi +45° cần xếp đối xứng để tăng khả chống xoắn cánh bị uốn, có mơt lớp +45° nên bỏ qua ràng buộc 75 - Các lớp hướng sợi -45° cần xếp đối xứng để tăng khả chống xoắn cánh bị uốn, có mơt lớp -45° nên bỏ qua ràng buộc Do pha tối ưu Shuffle sử dụng để tối ưu lại trật tự lớp kết vỏ cánh pha Size, cịn dầm cánh có lớp hướng sợi 0° thỏa mãn ràng buộc kể nên không cần tối ưu pha a, Nhập liệu từ pha size Nhập kết bước tính cuối pha free-size, thấy vỏ có tối đa lớp dầm có tối đa lớp composite có độ dày sản xuất (do giới hạn hiển thị nên lớp composite vỏ bị làm trịn số): Hình 3.85 Kết lớp vỏ sau pha size Hình 3.86 Kết lớp dầm sau pha size b, Đặt ràng buộc: - Ràng buộc hướng sợi lớp liên tiếp - Ràng buộc xếp cặp lớp hướng sợi +45° -45° c, Kết thu được: Bài tốn hội tụ sau bước tính Do pha xếp lại cách bố trí lớp kết pha Size nên khối lượng khơng có thay đổi Chuyển vị điểm 72845 tăng lên 0.127m nhỏ 0.143m Ràng buộc cách bố trí hướng sợi lớp liên tiếp cặp hướng sợi ±45° thỏa mãn Hình 3.87 Bài tốn hội tụ sau bước tính 76 Hình 3.88 Sắp xếp lại lớp vỏ sau pha Shuffle Hình 3.89 Trật tự xếp lớp composite cánh UAV sau tối ưu Nhận xét: - Từ hình 3.88 thấy: Ở vịng lặp cuối, hai lớp hướng sợi +45° 45° cặp với nhau, khơng có q lớp hướng liên tiếp Như ràng buộc đề thỏa mãn 3,50 Khối lượng (kg) 3,00 2,50 2,00 1,50 1,00 0,50 0,00 Ban đầu Free-size Size Shuffle Hình 3.90 Biểu đồ thay đổi khối lượng sau pha tối ưu 77 Sau pha free-size, size, shuffle tìm trật tự xếp lớp tối ưu cánh mà đảm bảo độ bền, tính chế tạo theo điều kiện thực tế Quá trình tối ưu diễn tự động nên việc sử dụng quy trình tính tốn qua bước giúp giảm đáng kể thời gian, cơng sức tính tốn việc kiểm chứng thiết kế Đồng thời dễ dàng thay đổi thiết kế cách thay đổi ràng buộc hay điều kiện đầu vào để đáp ứng nhu cầu người thiết kế đề 78 KẾT LUẬN Kết đạt Luận văn hoàn thành yêu cầu: - Thứ nhất, tìm hiểu lý thuyết tính vật liệu composite tính composite xếp lớp nói riêng vật liệu có tính dị hướng nói chung - Thứ hai, tìm hiểu cách sử dụng ngun lý vận hành module AcuSolve Optistruct cách ứng dụng module trình CAE ngành hàng khơng dựa tốn tối ưu trật tự xếp lớp composite cánh UAV có thật, cụ thể UAV AtlantikSolar - Thứ ba, xây dựng quy trình thiết kế sử dụng hoàn toàn giải Altair Hyperworks để tìm đặc tính khí động cánh UAV kết cấu cánh UAV phù hợp với đặc tính khí động Những hạn chế - Hạn chế thứ luận văn thừa nhận liên kết thành phần cánh UAV liên kết freeze Trong thực tế liên kết thành phần cánh đa dạng phức tạp nhiều tính khối lượng - Hạn chế thứ hai đơn giản hóa cánh UAV để giảm thời gian tính tốn Thực tế cánh UAV nơi chứa nhiều thiết bị có cấu trúc phức tạp tính khối lượng có thay đổi - Hạn chế thứ ba sử dụng trạng thái bay để làm điều kiện đầu vào cho toán Trong thực tế điều kiện bên UAV thay đổi liên tục theo thời gian Hướng phát triển - Một hướng phát triển luận văn thay đổi điều kiện đầu vào (điều kiện bay) gần với thực tế để đưa kết cấu cánh phù hợp 79 TÀI LIỆU THAM KHẢO [1] Nghiêm Hùng, Vật liệu học sở, Nhà xuất Khoa học Kĩ thuật, 2007 [2] Trần Ích Thịnh, Vật liệu compozit: Cơ học tính tốn kết cấu, Nhà xuất Giáo Dục, 1994 [3] Nguyễn Hoa Thịnh, Nguyễn Đình Đức, Vật liệu composite: Cơ học Cơng nghệ, Nhà xuất Khoa học Kĩ thuật, 2002 [4] Altair, "HyperWorks tutorials," [Online] Available: http://www.altairhyperworks.in/edu/contest/aoc/2013/tutorials-anddownloads.html [5] Dr Lazaros Tsioraklidis, "Modeling, Structural & CFD Analysis and Optimization of UAV," Department of Unified Engineering, InterFEA Engineering, 2011 [6] André Noth, Roland Siegwart, Walter Hans Engel, "Design of Solar Powered Airplanes for Continuous Flight," ETH Zürich, 2008 [7] Higinio Gonzalez, Martín Bueno, Joaquin Martínez-Sánchez, Pedro Arias, "Low-Altitude Long-Endurance solar unmanned plane for forest fire prevention: Application to the nature park of Serra Xurres (Spain)," The International Archives of the Photogrammetry, Remote Sensing and Spatial Information Sciences, Vols XLII-2/W6, 2017 [8] Philipp Oettershagen, Amir Melzer, Thomas Mantel, Konrad Rudin, Thomas Stastny, Bartosz Wawrzacz, Timo Hinzmann, Stefan Leutenegger, Kostas Alexis, Roland Siegwart, "Design of small hand‐ launched solar‐powered UAVs: From concept study to a multi‐day world endurance record flight," Journal of Field Robotics 34 (7), 2017 [9] "MH139-F profile," [Online] Available: https://github.com/ethzasl/fw_conceptual_design/blob/master/Aerodynamics/Airfoils/MH139F.d at [10] Frank M White, Fluid Mechanics Fifth Edition, McGraw-Hill, 2003 [11] Philipp Oettershagen, Amir Melzer, Thomas Mantel, Konrad Rudin, Rainer Lotz, Dieter Siebenmann, Stefan Leutenegger, Kostas Alexis and Roland Siegwart, "A Solar-Powered Hand-Launchable UAV for LowAltitude Multi-Day Continuous Flight," International Conference on Robotics and Automation (ICRA), 2015 [12] Cong-Truong DINH, "Aerodynamic Performance Optimization of a Transonic Single-stage Axial Compressor using Air Bleeding, Feedback and Injection," Department of Mechanical Engineering, INHA UNIVERSITY, 2017 80 [13] "Carbon fibre mechanical properties," [Online] http://www.performancecomposites.com/carbonfibre/mechanicalproperties_2.asp Available: [14] "Balsa wood properties," [Online] https://www.scribd.com/document/382387497/Balsa-Data Available: [15] "Oracoverfoil properties," [Online] Available: http://www.oracover.de [16] Odeh Dababneh , Altan Kayran, "Design, analysis and optimization of thin walled semi-monocoque wing structures using different structural idealization in the preliminary design phase," International Journal of Structural Integrity, 2014 [17] Trần Hưng Trà, Phan Thanh Nhàn, Giáo trình Sức bền vật liệu, Nhà xuất Xây Dựng, 2019 81 ... trình nghiên cứu tối ưu hóa vỏ cánh UAV làm vật liệu composite, bao gồm tối ưu hóa độ dày, vị trí lớp hướng sợi, xem xét ràng buộc lớp từ tìm cách bố trí tối ưu số lượng lớp để khối lượng vỏ cánh. .. TỊCH HỘI ĐỒNG PGS TS Hoàng Thị Kim Dung ii Lời cảm ơn Trong trình nghiên cứu đề tài: "Nghiên cứu tối ưu trật tự xếp lớp composite cánh UAV", em gặp phải nhiều khó khăn Xong nhờ có giúp đỡ thầy,... .76 Hình 3.88 Sắp xếp lại lớp vỏ sau pha Shuffle .77 Hình 3.89 Trật tự xếp lớp composite cánh UAV sau tối ưu .77 Hình 3.90 Biểu đồ thay đổi khối lượng sau pha tối ưu 77 x DANH MỤC