Bước 3: chọn gases => Ari (chọn không khí là khí lí tưởng để tiến hành đo)
Hình 5.5 chọn air là loại khí lí tưởng.
Bước 4: chọn trục tọa đợ và chọn dịng khí bao quanh mợt cánh máy bay tại v =30m/s.
Hệ trục tọa độ: 3D.
Hình 5.6 hệ tọa độ
Bước 5: điều kiện ban đầu và môi trường xung quanh Điều kiện biên:
Velocity Inlet:
Áp suất dư (Gauge pressure) . Vận tốc = 30 m/s.
Biểu thị giá trị vận tốc: Tuyệt đối (Absolute).
Dịng chảy ởn định, khơng phụ thuộc vào thời gian: Steady.. Vật liệu:
Name: air.
Hình 5.7 điều kiện biên
Bước 6: Chọn các tham số giá trị mục tiêu cần quan tâm.
- Total pressure: áp suất tác dụng.
- Velocity: vận tốc tác dụng
- Force: lực nâng tác dụng.
- Friction force: lực ma sát tác dụng.
5.4.3. Xử lý kết quả
Xuất kết quả: hợi tụ sau 200 vịng lặp.
Hình 5.9 biểu đồ thể hiện các tham số mục tiêu Áp suất bề mặt trên và dưới cánh: Áp suất bề mặt trên và dưới cánh:
Áp suất mặt trên cánh Áp suất mặt dưới cánh
Hình 5.12 dịng khí chảy quanh cánh
Hình 5.13 hướng gió tác dụng lên cánh chính
Kết quả:
Tham số mục tiêu Giá trị
Lực nâng 158.943 (N)
Lực ma sát 1.50715 (N)
Tổng giá trị áp suất 241722 Pa
Vận tốc tối đa 97.96 m/s
Nhận xét:
Tại vận tốc 30m/s, lực nâng cánh chính thỏa mãn yêu cầu bài toán đặt ra.
Tuy nhiên phân tích, mơ phỏng bằng phần mềm solidworks cho ta cái nhìn trực quan về vấn đề cần giải quyết nhưng kết quả lại phụ tḥc hồn tồn vào chủ quan của người thực hiện từ bước tạo dựng mô hình, chia lưới, đặt điều kiện biên và thiết lập giải… đều ảnh hưởng đến kết quả của bài toán. Do đó, kết quả chỉ có tính chất tham khảo và thực nghiệm mới là tiêu chuẩn đánh giá cao nhất. Chính vì vậy, kiến thức thực tế và kinh nghiệm của người thực hiện là rất quan trọng để có thể đưa ra được mợt kết quả hợp lý, đáng tin cậy.
Hình 5.14 đường vận tốc qua cánh chính Nhận xét:
Dịng rối xuất hiện tại mút cánh do có sự chênh lệch áp suất mặt trên và mặt dưới sinh ra các xoáy hướng từ mặt dưới lên mặt trên sẽ làm giảm lực nâng. Để khắc phục, chúng ta làm thêm cánh đứng nhỏ ở các đầu mút cánh. Không những làm giảm ảnh hưởng của dịng rối cịn giúp ởn định ngang máy bay.
So sánh ảnh hưởng của cánh wingtip đến địng xốy đầu mũi cánh:
5.5. Xây dựng mơ hình xét ảnh hưởng của cánh wingtip
Cánh thường Cánh có Wingtip
Hình 5.15 Mơ hình cánh thường và cánh wingtip Ảnh hưởng dịng xốy đầu mút cánh:
Xét 2 mô hình kích thước và khối lượng lưới tương đương. - Mơ phịng dịng xoáy qua đầu mũi cánh.
Đồ thị hệ số lực nâng
FL = 158.943 [N] FL = 165.093 [N]
Nhận xét:
Cánh wingtip giúp giảm bớt hiện tượng xoáy đầu cánh, giúp ổn định ngang và cải thiện lực nâng. Với cánh máy bay dạng mũi tên, ưu điểm của cánh Wingtip sẽ được biểu hiện rõ ràng hơn.
Như vậy mơ hình chế tạo cuối cùng sẽ có sử dụng thêm cánh wingtip đầu mũi cánh. Tuy nhiên để đơn giản hóa mô hình cũng như tiện lợi trong quá trình chia lưới khảo sát đặc tính khí động máy bay. Ta sẽ sử dụng mô hình cánh thường (cánh 3D arifloil 8414) cho bài toán khảo sát máy bay.
Hình 5.16 Mặt cắt biên dạng cánh 3D arifloil 8414
5.5.1. Mục tiêu: Cải thiện hệ số chất lượng khí động đối với cánh 3D airfoil 8414.
Quy trình giải:
Hình 5.17 Tạo ơ điều khiển trên cánh
Hình 5.18 Tạo sự ràng buộc
Hình 5.19 Tạo sự điều chỉnh cho các điểm
Xử lý và kết quả:
Hình 5.21 Thay đổi giá trị các điểm điều khiển
Hình 5.21 Thay đổi về giá trị áp suất sau và trước khi thực hiện tối ưu
Trước khi tối ưu Sau khi tối ưu
Giá trị lực nâng (Fl) 158.943 161.568
Giá trị lực cản (Fd) 18.6505 18.9344
Hệ số lực nâng 0.1696 0.1725
Hệ số lực cản 0.0225 0.0228
Tỷ số chất lượng khí động 7.5377 7.5657
Nhận xét:
- Từ bảng trên, ta nhận thấy sự thay đổi về giá trị lực nâng, lực cản cũng như về tỷ số chất lượng khí động. Phần mềm đã giúp cải thiện đặc tính khí động của airfoil 8414, giúp đạt được chất lượng khí động tốt hơn.
- Dựa vào các thông số thiết kế đã có. Ta xây dựng mơ hình máy bay UAV như sau:
Hình 5.22 bản vẽ mặt cắt cánh chính sau khi tối ưu
CHƯƠNG 6. SỬ DỤNG PHẦN MỀM BAY INAV CHO MÁY BAY UAV
6.1. Tổng quan hệ điều khiển UAV
6.1.1. Định vị, dẫn đường bằng hệ thống vệ tinh GPS
+ Khái niệm
Hệ thống định vị toàn cầu (Global Positioning System – GPS) là hệ thống xác định vị trí dựa trên vị trí của các vệ tinh nhân tạo, do bợ quốc phịng Mỹ thiết kế, xây dựng, vận hành và quản lý. Trong cùng một thời điểm, tọa độ của một điểm trên mặt đất sẽ được xác định nếu xác định được khoảng cách từ điểm đó đến ít nhất ba vệ tinh.
+ Phân loại
Hệ thống định vị toàn cầu của Mỹ là hệ dẫn đường trên một mạng lưới 24 quả vệ tinh được Bợ Quốc Phịng Hoa Kỳ đặt trên quỹ đạo không gian.
Các hệ thống dẫn đường truyền thống hoạt động dựa trên các trạm phát tín hiệu vơ tuyến điện. Được biết đến nhiều nhất là các hệ thống sau:
- LORAN (LOng RAnge Navigation): hoạt động ở dải tần 90 – 100 kHz, chủ yếu dùng cho hàng hải.
- TACAN (TACtical Air Navigation): dùng cho quân đội Mỹ.
- VOR/DME – VHF (Ominidirectional Range/ Distance Measuring
Equipment): dùng cho hàng không dân dụng.
Ngồi ra, cịn có các hệ thống khác trên thế giới được phát triển bởi các nước lớn như Nga và Trung Quốc.
+ Các thành phần cơ bản của hệ thống GPS
GPS hiện tại gồm có 3 phần chính:
- Trạm khơng gian (Space Segment).
- Trung tâm điều khiển (Control Segment). - Máy thu tín hiệu GPS (User Segment).
❖ Trạm khơng gian
Hình 6.2: Vệ tinh khơng gian
Trạm không gian bao gồm 24 vệ tinh nhân tạo liên tục phát tín hiệu quảng bá khắp tồn cầu và được ví như trái tim của toàn hệ thống. Các vệ tinh được cấp nguồn hoạt động bởi các tấm pin mặt trời và được thiết kế để hoạt đợng trong vịng gần 8 năm. Nếu các tấm pin mặt trời bị hỏng thì vệ tinh sẽ hoạt động nhờ các ắc quy dự phòng được gắn sẵn trên vệ tinh.
❖ Trung tâm điều khiển
Mục đích của trung tâm điều khiển là kiểm soát vệ tinh đi đúng theo quỹ đạo và thơng tin thời gian chính xác. Có 5 trạm kiểm soát đặt rải rác trên trái đất. Bốn trạm kiểm sốt hoạt đợng mợt cách tự đợng, và mợt trạm kiểm soát trung tâm. Bốn trạm này nhận tín hiệu liên tục từ những vệ tinh và gửi các thông tin này đến trạm kiểm soát trung tâm. Tại trạm kiểm sốt trung tâm, nó sẽ sửa lại dữ liệu cho đúng và kết hợp với hai ăng-ten khác để gửi lại thông tin cho các vệ tinh.
z
Hình 6.3: Các trạm điều khiển GPS trên thế giới
❖ Máy thu tín hiệu GPS (User Segment)
phát quảng bá trên tồn bợ trái đất nên số lượng máy thu GPS là không giới hạn. Máy thu GPS sẽ thu các tín hiệu mạng thơng tin về cự ly, thời gian, trễ truyền sóng được phát xuống từ 4 vệ tinh để xác định vị trí cũng như tốc đợ của mình.
Các thiết bị thu tín hiệu thường được áp dụng trên: máy bay, tàu thủy,...
+ Nguyên lý hoạt động
Các máy thu GPS nhận thông tin này và bằng phép tính lượng giác tính được chính xác vị trí của người dùng. Về bản chất máy thu GPS so sánh thời gian tín hiệu được phát đi từ vệ tinh với thời gian nhận được chúng. Sai lệch về thời gian cho biết máy thu GPS ở cách vệ tinh bao xa. Rồi với nhiều quãng cách đo được tới nhiều vệ tinh máy thu có thể tính được vị trí của người dùng và hiển thị lên bản đồ điện tử của máy. Máy thu phải nhận được tín hiệu của ít nhất ba vệ tinh để tính ra vị trí hai chiều (kinh độ và vi độ) và để theo dõi được chuyển đợng. Khi nhận được tín hiệu của ít nhất 4 vệ tinh thì máy thu có thể tính được vị trí ba chiều (kinh đợ, vĩ đợ và độ cao). Một khi vị trí người dùng đã tính được thì máy thu GPS có thể tính các thông tin khác, như tốc độ, hướng chuyển động, bám sát di chuyển, khoảng hành trình, quãng cách tới điểm đến, thời gian mặt trời mọc, lặn và nhiều thứ khác nữa.
6.1.2. Hệ thống truyền động trên UAV
Mơ hình UAV có thể xoay quanh 3 trục X,Y,Z tính từ tâm máy bay việc điều khiển vị trí của UAV được chuyển đởi thành điều khiển các góc nghiêng: Roll, Pitch và Yaw thông qua điều khiển các cánh cố định và tốc độ của UAV bao gồm:
• Ailerons: Điều khiển góc nghiêng. • Elevator: Điều khiển góc lên và xuống. • Rudder: Điều khiển hướng trái phải. • Throttle: Điều khiển tốc độ cho UAV.
Các cánh Ailerons, Elevator và Rudder được dẫn động điều khiển thông qua các động cơ RC Servo có cấu tạo như hình 3.8.
RC Servo có cấu tạo bao gồm:
(1)Động cơ, (2)Mạch điều khiển, (3)Nguồn cấp Vcc, (4)Tín hiệu điều khiển, (5)Nguồn cấp GND, (6)Phản hồi vị trí, (7)Bánh răng truyền, (8)Đĩa truyền, (9)Vỏ.
Vị trí trục của đợng cơ R/C servo được điều khiển thông qua biến độ rộng xung (PWM). Trong hệ thống này, servo là đáp ứng của một dãy các xung số ổn định. Cụ thể hơn, mạch điều khiển là đáp ứng của mợt tín hiệu số có các xung biến đổi từ 1 – 2 ms. Các xung này được gửi đi với tần số 50Hz.( Chú ý rằng không phải số xung trong một giây điều khiển servo mà là chiều dài của các xung). Servo đòi hỏi khoảng 30 – 60 xung/giây. Nếu số này quá thấp, đợ chính xác và cơng suất để duy trì servo sẽ giảm. Với độ dài xung 1 ms, servo được điều khiển quay theo một chiều (giả sử là chiều kim đồng hồ như Hình 3.9.)
Với độ dài xung 2 ms, servo quay theo chiều ngược lại. Kỹ thuật này còn được gọi là: tỉ lệ số- chuyển đợng của servo tỉ lệ với tín hiệu số điều khiển.
Hình 6.5 Điều khiển góc quay RC Servo
Cơng suất cung cấp cho động cơ bên trong servo cũng tỉ lệ với đợ lệch giữa vị trí hiện tại của trục ra với vị trí nó cần đến. Nếu servo ở gần vị trí đích, động cơ được truyền động với tốc độ thấp. Điều này đảm bảo rằng động cơ không vượt quá điểm định đến. Nhưng nếu servo ở xa vị trí đích nó sẽ được truyền động với vận tốc tối đa để đến đích càng nhanh càng tốt. Khi trục ra đến vị trí mong muốn, đợng cơ giảm tốc. Quá trình này diễn ra trong
khoảng thời gian rất ngắn - mợt servo trung bình có thể quay 600 trong vòng 1/2 – 1/4giây.
a. Sơ đồ điều khiển hướng bay và góc nghiêng.
6.1.3. Mô phỏng hệ thống điều khiển
Phần mềm INAV là phần mềm mô phỏng bay với điều kiện bay gần thực tế cho phép thay đổi nhiều mẫu máy bay và sân bay khác nhau.
Hình 6.6 mơ phỏng hệ thống điều khiển
6.2. Setup phần mềm điều khiển UAV
UAV được giám sát và điều khiển thông qua trạm điều khiển mặt đất GCS( Group Control Station) Cho phép thiết lập hành trình bay cho UAV giám sát các thông số: Tốc độ, độ cao, các giá trị của cảm biến và hành trình bay của UAV.
UAV kết nối với trạm điều khiển mặt đất thông qua 1 bộ thu phát dữ liệu Radio 900 Mhz, các dữ liệu và gói lệnh điều khiển được gửi thông qua giao thức chung MAVLink(MAVLink Micro Air Vehicle Communication Protocol) giữa UAV và trạm điều khiển mặt đất.
Phần mềm điều khiển cho phép thay đổi các chế độ bay của UAV bao gồm: điều khiển bằng tay, bay tự động theo hành trình, chế đợ bay ởn định, chế đợ khơi phục cho phép quay về sân bay khi mất tín hiệu điều khiển, ngồi ra phần mềm cịn cho phép lưu trữ các thông số trong suốt chuyến bay cho phép phân tích đáp ứng và độ ổn định của hệ thống.
6.2.1. Các đầu vào Input:
Hệ thống APM có 8 kênh tín hiệu PWM đầu vào: - ROLL/AILERON: điều khiển roll của máy bay.
- PITCH/ELEVERTOR: điều khiển góc pitch của máy bay. - THROTTLE: điều khiển tốc độ động cơ chính.
- YAW/RUDDER: điều khiển góc yaw của máy bay. - AUX1(OPTIONAL): kênh chọn mode 1.
- AUX2(OPTIONAL): kênh chọn mode 2. - AUX3(OPTIONAL): kênh chọn mode 3. - AUX4(OPTIONAL): kênh chọn mode4.
Trong hệ thống sử dụng mode 4 chọn chế độ bay cho bộ điều khiển thơng qua kênh của tay điều khiển.
Hình 6.8 Sơ đồ kết nối với bộ Recever Fysky
Các chân cắm tín hiệu của đầu vào bao gồm:
- Chân tín hiệu điều khiển.
- Chân cấp nguồn +5V của main . - Chân nối mass của main.
Hình 6.9 Sơ đồ chân kết nối tín hiệu điều khiển
Hệ thống đầu ra tín hiệu PWM
• ROLL/AILERON :điều khiển roll của máy bay.
• PITCH/ELEVERTOR: điều khiển góc pitch của máy bay. • THROTTLE: điều khiển tốc độ động cơ chính kết nối ESC. • YAW/RUDDER: điều khiển góc yaw của máy bay.
• Chân ra servo chờ 1. • Chân ra servo chờ 2. • Chân ra servo chờ 3. • Chân ra servo chờ 4.
Tín hiệu điều khiển đầu ra kết nối với main APM thông qua cáp 3 dây :
o Dây tín hiệu PWM đầu ra. o Dây cấp nguồn +Vcc. o Dây nối chung mass.
Main APM có 1 header 2 cho phép lựa chọn nguồn cấp cho tín hiệu đầu ra, khi cắm jumper vào header 2 tín hiệu đầu ra sử dụng trực tiếp nguồn +5v của main APM dòng tải tối đa là 500mA cung cấp cho các servo. Trong đề tài sử dụng nguồn cấp ngồi Vcc thơng qua UBEC của ESC đợng cơ cung cấp nguồn cho servo.
Tín hiệu ra cấp servo camera:
Hình 6.11 Tín hiệu ra cấp servo camera
Đối với servo roll và servo pitch của camera được kết nối với chân cắm 10 và 11 trên main APM, khi kết nối ta chỉ sử dụng chân tín hiệu khơng kết nối chung nguồn với 2 chân cịn lại của cởng.
Chân cấp tín hiệu cịi chip và led tín hiệu A5, A6, A7 trên main.
Giao tiếp module định vị GPS LEA-6H U-blox
Hình 6.13 Module LEA-6H U-blox
Đặc tính kỹ thuật:
+ U-blox mô-đun LEA-6H. + Tốc độ cập nhật 5 Hz.
+ Pin sạc lithium 3V (pin dự phòng). + Khả năng chống nhiễu cao.
+ I2C EEPROM để lưu trữ cấu hình . + LED hiển thị trạng thái.
+ Tương thích giao tiếp với bộ điều khiển ArduPilot Mega. + Giao tiếp qua UART.
+ Kích thước: 38 x 38 x 8,5 mm. + Trọng lượng: 16,8 gram.
+ Đợ chính xác: 2,5 m. + Giới hạn hoạt động: Động lực học: ≤ 4g. Vận tốc: ≤ 500 m/s. Độ cao: ≤ 50000 m.
g
Hình 6.14 sơ đồ mạch điều khiển cân bằng F4V3pro
• Calibration: cân bằng mạch cho máy bay ở 6 trạng thái trên phần mềm.
• Receiver: thiết lập rx nhận diện với phần mềm INAV.
Hình 6.16 thiết lập rx với phần mềm INAV
• Mixed: setup chiều quay servo trong tap mixed của inav và kiểm tra gyro.
• GPS: kết nối gps với inav