Theo đồ thị trên ta có tỉ số thon bằng 0.3 thị hệ số δ nhỏ nhất. Hệ số δ liên quan đến lực cản cảm ứng, δ càng nhỏ thì lực cản cảm ứng càng nhỏ.
Tuy nhiên cánh hình thang này khó gia cơng chế tạo.
+ Thiết kế cánh hình chữ nhật sẽ dễ chế tạo hơn, lực cản cảm ứng sẽ tăng lên, tuy nhiên sự gia tăng này khơng đáng kể và ta có thể chấp nhận được, bù lại cánh chữ nhật
sẽ dễ tạo hơn. Để gốc cánh có thể chịu được moment uốn tốt thì ta sẽ gia cường ở gốc cánh nhiều hơn.
Tóm lại, ta chọn hình dạng cánh thiết kế là hình chữ nhật.
Xác định lực hệ số lực nâng 𝑪𝑳𝒎𝒂𝒙
Theo Bảng 3.3 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥= 1.49
Ta sử dụng plain flap, với góc flap là 45 đợ thì hệ số lực nâng tăng thêm khoảng 0.9.
Vậy: 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥 = 1.49 + 0.9 = 2.39
Chọn tỉ lệ AR của máy bay nằm trrong khoảng từ 5-8.
Xét đến ảnh hưởng của cánh ta có 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥 = 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥 1+ 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥 𝜋.𝐴𝑅 = 2.39 1+ 𝜋.(5 ↦8)2.39 = 2.07 ↦ 2.18 Nếu không có flap thì hệ số lực nâng là
𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥 = 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥 1+ 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥 𝜋.𝐴𝑅 = 1.49 1+ 𝜋.(5 ↦8)1.49 = 1.36 ↦1.4 Nhận xét:
Do ảnh hưởng của tỷ số dạng, góc mũi tên, góc xoắn...cho nên chất lượng khí đợng của cánh 3D thường nhỏ hơn so với airfoil mà cánh đó sử dụng vì airfoil được coi như cánh dài vơ hạn (AR=∞), cịn cánh 3D có tỷ số dạng xác định. Hơn nữa việc xác định các hệ số khí động của cánh 3D là rất cần thiết, chúng ta cần mô phỏng và tiến hành đo trong ống khí động.
Dựa vào giá trị 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥 tìm được.
Để lực nâng máy bay thỏa mãn yêu cầu, ước tính sơ bợ kích thước cánh chính như sau: Cánh hình chữ nhật Airfoil NACA 8414 Sải cánh 1.8 m Diện tích cánh chính 0.54 m2 Dây cung cánh 0.3 m
Vị trí đặt cánh Cánh đặt trên thân
Góc đặt cánh (góc tấn) 6o
Góc vếch (góc nhị diện) 6o
Chord flaps 5 cm
Chiều dài flaps 35 cm
3.1.9. Cấu hình thân
Khi thiết kế thân, điều ta quan tâm là phải thiết kế sao cho lực cản ma sát trên thân càng nhỏ càng tốt. Từ mũi đến phần cánh máy bay, tiết diện thân tăng dần và có dạng hình côn nên giảm được ma sát đáng kể. Còn phần thân từ sau cánh trở đi, do phần này thường để trống nên tiết diện thân được co hẹp dần với mục đích giảm ma sát bề mặt càng nhiều càng tốt, đồng thời giảm khối lượng tổng thể của máy bay.
Do vậy: Ta sẽ chọn động cơ đặt tại phía đầu mũi cánh
Tham khảo tỉ lệ bề rộng thân với chiều dài sải cánh của máy bay EMB, chọn i=0.11.
Tham khảo tỉ lệ chiều dài thân với độ dài dây cung cánh, chọn j=4.3.
Những tỉ lệ này có ảnh hưởng quyết định tới chất lượng khí đợng của máy bay, trên thực tế đã được tối ưu và sản xuất.
Ta chọn thông số thân như sau:
Chiều dài thân: lf = 1.2m Chiều cao: hf = 0.135m Bề rộng thân: df = 0.135m
+ Thân máy bay:
Thân máy bay là nơi chứa các thiết bị điện-điện tử và chịu tác đợng của gió trong quá trình bay. u cầu thân máy bay có khả năng chống va đập và đảm bảo gắn các bộ phận khác như cánh, đuôi và động cơ một cách chắc chắn, các thiết bị điện-điện tử cần phải bố trí sao cho gần trọng tâm và máy bay đảm bảo cân bằng. Vì vậy để đảm bảo yêu cầu về khí động học và các yêu cầu trên, máy bay đã được chế tạo và lắp ghép hoàn thiện đảm bảo khả năng cất cánh và bay ởn định.
Hình 3.10 cấu hình thân thực tế sau khi thiết kế
+ Động cơ và định tâm
Động cơ có thể bố trí tại rất nhiều vị trí trên máy bay như: ở trước thân, sau thân hay bố trí ở trên cánh… Tuy nhiên dựa vào kết cấu của máy bay, ta sẽ chọn động cơ gắn ở phía trước của máy bay. Bên cạnh đó với vị trí này, trọng tâm của máy bay được đẩy lên phía trước, điều này là có lợi đối với tàu lượn (tham khảo từ những kinh nghiệm thiết kế máy bay mơ hình trên các diễn đàn RC), và dễ dàng căn chỉnh trọng tâm hơn. Đồng thời dịng khí đi vào cánh quạt của đợng cơ không bị ảnh hưởng bởi cánh và thân như trường hợp chọn động cơ gắn ở phía sau của máy bay, giúp tăng hiệu suất của động cơ. Với những lợi ích đó thì phương án đặt động cơ phần thân trước cánh được lựa chọn cho thiết kế này.
Máy bay bay với vận tốc chậm, dưới âm, tâm khí động của cánh nằm tại 25% dây cung. Tương quan vị trí tâm khí động và trọng tâm máy bay có vai trị quan trọng, liên quan tới tính linh động, khả năng ổn định và dễ điều khiển của máy bay. Khi trọng tâm nằm sau tâm khí động, hệ số moment chúc góc là dương. Điều này đồng nghĩa với việc máy bay khơng cịn tính ởn định chúc ngóc. Khi trọng tâm nằm trước tâm khí
đợng, hệ số moment chúc góc là âm, giúp cho máy bay có thể tự lấy lại trạng thái cân bằng khi chịu mợt nhiễu tác đợng làm thay đởi góc tấn.
Tuy nhiên nếu khoảng cách trọng tâm và tâm khí động quá lớn thì tính điều khiển của đuôi lái độ cao sẽ mất đi, điều này gây nguy hiểm cho máy bay. Việc định tâm máy bay sẽ được hiệu chỉnh bằng cách điều chỉnh vị trí các thiết bị điện cũng như tải trọng có ích mang theo sao cho phù hợp.
Chọn động cơ
Dựa vào kích thước cũng như khối lượng tải tĩnh của máy bay. Ta chọn Động cơ 2 thì: Zenoah G45L 43cc
Hình 3.11 Động cơ 2 thì Zenoah Thơng số kỹ thuật động cơ:
Dung tích: 43cc.
Cơng suất: 0.81kw/7000rpm.
Tốc đợ vịng quay khơng tải: 3000-3400rpm/min. Lực kéo: 7kg/100m altitude, 8.3kg/1800m độ cao. Cánh quạt máy bay: 27x10.
Trọng lượng: động cơ chính: 1500g.
Đuôi ngang và đuôi đứng
- Chọn profil
Lựa chọn aerofoil cho đuôi đứng đuôi ngang là dạng aerofoil đối xứng, khơng có lực nâng tại góc tấn bằng 0o.
Hình 3.12 Các loại kết cấu đi
- Có 3 loại kết cấu đuôi là:
Kiểu truyền thống: Kết cấu nhẹ so với các loại đuôi khác và được dùng phổ biến trong các loại máy bay.
Kiểu chữ T: Kết cấu nặng hơn so với loại đuôi khác và được dùng phổ biến trong các loại máy bay.
Kiểu Cruciform: Là sự kết hợp giữa 2 loại trên.
Trong 3 loại đuôi trên, ta chọn kiểu đuôi truyền thống vì nó có kết cấu nhẹ. Chọn profil SD 8020 để làm thiết diện đuôi.
Để đảm bảo sự ổn định của máy bay theo phương ngang và phương dọc thì ta phải xác định kích thước và diện tích đuôi ngang và đuôi đứng một cách hợp lý.
- Hệ số thể tích đi Đi ngang: HT HT HT l .S V c.S = (3.8) Đuôi dọc: VT VT VT l .S V b.S = (3.9)
Với: 𝑉𝐻𝑇 , 𝑉𝑉𝑇: tỷ số thể tích của đi ngang và đi đứng.
𝐿𝐻𝑇, 𝐿𝑉𝑇: khoảng cách từ trọng tâm đến tâm khí động của đuôi ngang và đi đứng.
𝑐̅: dây cung trunh bình của cánh chính. B: Sải cánh chính.
S Diện tích cánh chính.
Ta có mối quan hệ giữa đi ngang và cánh như sau:
(3.10)
Trong đó:
𝑉𝐻𝑇: Tỷ số thể tích của đi ngang.
𝑉𝐻𝑇: Khoảng cách giữa trọng tâm máy bay và tâm khí động của đuôi ngang. 𝑆𝐻𝑇:: Diện tích đuôi ngang.
Dựa vào thông số của một số máy bay nhỏ cùng loại, ta sẽ chọn tỉ số đuôi ngang và đuôi dọc của máy bay.
Dựa vào các thông số trên ta chọn các giá trị sau: 𝑉𝐻𝑇 = 0.35 𝑉𝑉𝑇 = 0.02
Ta thiết kế chiều dài thân máy bay là 1.8m. Trong giai đoạn thiết kế sơ bộ, dựa vào các thông số của một vài máy bay cùng loại ta chọn khoảng cách từ tâm khí động đuôi ngang đến trọng tâm máy bay là 0.8m.
Ta có: 𝐿𝐻𝑇𝑆𝐻𝑇
𝑐̅𝑆 = 0.35
=> 𝑆𝐻𝑇 = 0.35∗𝑆∗𝑐̅
𝑙𝐻𝑇 = 0.35∗0.54∗0.3
0.8 = 0.07 𝑚2
Không giống như cánh, lực khí động sinh ra trên đuôi không cần lớn, chỉ cần đủ để điều khiển và cân bằng ổn định. Do đó, ta không sử dụng đuôi có bộ vồng, mà sử dụng đuôi có biên dạng đối xứng.
S . c S L V HT HT HT =
Điều kiện để đuôi ngang vẫn ổn định khi cánh xảy ra hiện tượng stall trước mà đuôi ngang vẫn chưa xảy ra hiện tượng stall là ARtail < ARwing.
Việc chọn ARtail là tuỳ tý, nhưng để tạo cho đuôi có hình dạng cân xứng với kích tởng thể của máy bay, đồng thời đảm bảo cho máy bay được ổn định (với khoảng cách từ trọng tâm máy bay đến tâm khí động của đi và hình dạng đi đã chọn trước) thì ta chọn ARtail = 5.2 và đuôi ngang có tapper ratio = 0.4.
Sải cánh của đuôi ngang:
𝑏𝐻𝑇= √𝑆𝐻𝑇𝐴𝑅 = √0.07 ∗ 5.2 = 0.6m Dây cung của đuôi ngang :
𝐶𝐻𝑇 = 𝑆𝐻𝑇
𝑏𝐻𝑇 = 0.07
0.6 = 0.116 m
Hình 3.14 đi ngang sau khi thiết kế
Đuôi đứng:
Chọn khoảng cách từ trọng tâm máy bay đến tâm khí động của đuôi đứng là: 𝑙𝑉𝑇 = 0.8m. Ta có: VT VT l .S b.S = 0.04 => 𝑆𝑉𝑇 = 0.04∗𝑏∗𝑆 𝑙𝑉𝑇 = 0.04∗1.8∗0.54 0.8 = 0.0486 𝑚2
Với đi đứng thì ta có aspect ratio từ 1.2 – 2, do đó ta chọn ARVT = 2. Và có tapper ratio = 0,5
Ta có: ( )2 VT VT VT h AR S =
𝑉𝐻𝑇: Độ cao root-to-tip
=> 𝐻𝑉𝑇 = √(𝑆𝑉𝑇)𝐴𝑅𝑉𝑇 = √0.0486 ∗ 2 = 0.311m Chord của góc đuôi đứng:
𝐶𝑟𝑣𝑡 = 2∗𝑆𝑉𝑇
(𝜒+1)ℎ𝑉𝑇 = 2∗0.0486
(0.5+1)0.311 = 0.208 m
Chord của mũi đuôi đứng:
𝐶𝑡𝑣𝑡 =χ. 𝐶𝑟𝑣𝑡 = 0.5*0.208 = 0.104 m Các thông số cơ bản của đuôi:
Diện tích đuôi ngang: Sng= 0.07 𝑚2 Dây cung: cng= 0.116 m Diện tích đuôi đứng: Sđ= 0.0486 m2
Dây cung gốc: cđ1= 0.208 m Dây cung mũi: cđ2= 0.104 m
+ Đuôi đứng, đuôi ngang.
Đuôi đứng và đuôi ngang là hai bộ phận giúp máy bay cân bằng và điều chỉnh hướng, độ cao trong suốt q trình bay. Hai cánh tà ở đi đứng và đuôi ngang có tác dụng điều chỉnh hướng và độ cao của máy bay, chúng sẽ được điều khiển bởi hai servo gắn ở trong thân được truyền động bằng thanh truyền.
Thiết kế càng đáp
Hệ thống bánh đáp sẽ bị ảnh hưởng rất nhiều bởi các yêu cầu thiết kế máy bay. Dưới đây là một lựa chọn thay thế khác nhau để sắp xếp hệ thống càng đáp:
Hình 3.16 Các hệ thống càng đáp.
Thông thường với các dạng máy bay UAV càng đáp có 3 cách bố trí như sau: - Càng chính và càng phụ ở đi (tail dragger).
- Càng chính và càng phụ ở mũi (tricycle landing gear).
- Càng chính và càng trước bố trí ở khoảng giữa thân (bicycle landing gear). Ta chọn hệ thống càng Tail dragger. Với đặc điểm hệ thống càng chính phía trước tâm khí động và hệ thống càng phụ ở đuôi.
Càng và bánh xe giúp máy bay di chuyển trên mặt đất trong quá trình máy bay chạy đà để cất cánh và tiếp đất khi hạ cánh. Càng và bánh xe giúp thân máy bay tránh tiếp xúc trực tiếp với mặt đất do đó đảm bảo an toàn cho máy bay và các thiết bị bên trong.
Hình 3.18 Thiết kế càng đáp chính thực tế.
Các thơng số kích thước cơ bản:
Chiều cao: H= 0.2m
Khoảng cách 2 bánh: L = 0.4m Đường kính bánh: D = 8cm
3.1.10. Xây dựng bản vẽ kích thước hồn chỉnh
Hình 3.19 Bản vẽ hình chiếu máy bay
CHƯƠNG 4. CƠ SỞ LÝ THUYẾT CÁC VẤN ĐỀ CƠ BẢN VỀ CƠ HỌC
BAY CỦA UAV
4.1. Các hệ tọa độ thường dùng
Khi xem xét bất cứ một chuyển động nào bao giờ chúng ta cũng phải xem xét trong một hệ trục toạ độ nhất định. Việc chọn hệ trục toạ độ phù hợp sẽ giúp chúng ta dễ dàng hơn khi phân tích, tính toán chuyển động của UAV trong mặt phẳng cũng như trong không gian.
Trong động lực học bay, người ta sử dụng 4 hệ trục toạ độ sau: - Hệ trục toạ độ mặt đất.
- Hệ trục toạ độ tốc độ. - Hệ trục toạ độ liên kết.
- Hệ trục toạ độ tốc độ thẳng đứng.
4.1.1. Hệ toạ độ mặt đất O0x0y0z0.
- Gốc toạ độ O0: là một điểm nằm trên mặt đất (thường chọn điểm bắt đầu chạy đà). - Trục O0x0: nằm trên mặt phẳng ngang, có hướng tuỳ chọn.
- Trục O0y0: vng góc với mặt phẳng ngang, có chiều hướng lên trên. - Trục O0z0: vng góc với mặt phẳng O0x0y0, có chiều tạo với Ox0,
Oy0 một hệ tọa độ thuận.
Ý nghĩa: Hệ tọa độ tốc độ mặt đất là hệ tọa độ cố định được sử dụng khi cần
xác định độ cao và quãng đường bay của UAV.
4.1.2. Hệ trục toạ độ tốc độ Oxcyczc.
- Gốc toạ độ O: trùng với trọng tâm UAV. - Trục Oxc: hướng theo véc tơ tốc độ bay 𝑉⃗⃗
- Trục Oyc: vng góc với Oxc và nằm trong mặt phẳng đối xứng của UAV. - Trục Ozc: vng góc với mặt phẳng Oxcyczc tạo với các trục Oxc, Oyc
thành hệ tọa độ thuận (Trục Ozc hướng sang cánh phải)
Ý nghĩa: Hệ tọa độ tốc độ là hệ tọa độ di động gắn với UAV, được sử dụng khi
xem xét các thành phần của lực khí đợng.
4.1.3. Hệ trục toạ độ tốc độ thẳng đứng Oxyz
- Gốc toạ độ O: trùng với trọng tâm UAV. - Trục Ox: hướng theo véc tơ tốc độ bay 𝑉⃗⃗
- Trục Oy: vng góc với Oxc và nằm trong mặt phẳng thẳng đứng, chứa trục dọc của UAV.
- Trục Oz: vng góc với mặt phẳng Oxyz tạo với các trục Ox, Oy thành hệ tọa độ thuận (Trục Oz hướng sang cánh phải)
Ý nghĩa: Hệ tọa độ tốc độ thẳng đứng là hệ tọa độ di động gắn với UAV, được sử
dụng xây dựng hệ phương trình chuyển động của trọng tâm UAV, đánh giá trạng thái của UAV và quỹ đạo bay.
4.1.4. Hệ trục toạ độ liên kết Ox1y1z1
- Gốc toạ độ O: trùng với trọng tâm UAV. - Trục Ox1: trùng với trục dọc của UAV.
- Trục Oy1: vng góc với Ox1 và nằm trong mặt phẳng đối xứng của UAV. - Trục Oz1: vng góc với mặt phẳng Ox1y1z1 tạo với các trục Ox1, Oy1
thành hệ tọa độ thuận (Trục Oz1 hướng sang cánh phải
Ý nghĩa: Hệ tọa độ liên kết cũng là hệ tọa độ di động gắn với UAV, được sử dụng
khi nghiên cứu chuyển động quay của UAV, xác định các mô men khí đợng của UAV.
Hình 4.1 các hệ trục tọa độ.
4.2. Các góc xác định trạng thái và quỹ đạo bay
Để xác định trạng thái của UAV với dịng khí và quỹ đạo bay, ta cần biết mợt số góc nhất định: Góc tấn, góc trượt cạnh, góc nghiêng quỹ đạo, góc xoay quỹ đạo, góc chúc ngóc, góc đởi hướng bay, góc nghiêng UAV.
Là góc giữa trục dọc của UAV và hình chiếu của véc tơ tốc đợ UAV lên mặt phẳng đối xứng cửa UAV.
Góc tấn α > 0 khi véc tơ 𝑉⃗⃗ nằm dưới mặt phẳng đối xứng
Hình 4.2 Góc tấn α
4.2.2. Góc trượt cạnh β
Là góc giữa véc tơ tốc độ UAV và mặt phẳng đối xứng của UAV. Góc β> 0 khi véc tơ V nằm ở bên phải mặt phẳng đối xứng.
Hình 4.3 Góc trượt cạnh β
4.2.3. Góc nghiêng quỹ đạo θ
V y0 y x,V z θ>0 x0 z0 Góc θ > 0 khi →
nằm ở trên mặt phẳng ngang.
Hình 4.4 Góc nghiêng quỹ đạoθ
4.2.4. Góc xoay quỹ đạo φ
Là góc giữa hình chiếu của véc tơ tốc đợ UAV lên mặt phẳng ngang với trục Oxo. Góc φ> 0 khi hình chiếu nằm bên trái trục Oxo.
y0 y1 x1 z1 υ>0 x0 z0 4.2.5. Góc chúc ngóc 𝝑
Là góc giữa trục dọc UAV Ox1 và mặt phẳng ngang (mặt phẳng Oxozo). Góc 𝜗> 0 khi véc tơ Ox1 nằm ở trên mặt phẳng ngang.