3.1.6. Xác định Wf /W0
Ta biết rằng khối lượng nhiên liệu tiêu thụ phụ thuộc chủ yếu vào suất tiêu hao nhiên liệu của động cơ và hiệu suất chong chóng cũng như tỉ lệ lực nâng trên lực cản. Phương trình Brequet:
R = ɳ𝑝
𝑐.𝐿
𝐷ln𝑊0
𝑊1
(3.3)
Với: R: Tầm bay xa (5 km).
ηp: Hiệu suất chong chóng.
Lượng nhiên liệu tiêu thụ chính là tởng khối lượng nhiên liệu tiêu thụ của máy bay qua các giai đoạn từ khi nó nở máy cho đến khi cất hạ cánh và tắt máy. Một chuyến bay được phân thành các giai đoạn sau:
Hình 3.3 Lịch trình bay đơn giản.
Tỉ số nhiên liệu sử dụng trong mỗi giai đoạn là : 𝑤𝑖
𝑤𝑖−1
Với 𝑤𝑖 khối lượng máy bay ở cuối giai đoạn i.
Tỉ số nhiên liệu sử dụng trong cả chuyến bay:
𝑀𝑓 = 𝑊5 𝑊𝑜 = 𝑊1 𝑊𝑜 𝑊2 𝑊1 𝑊3 𝑊2 𝑊4 𝑊3 𝑊5 𝑊4 (3.4)
Nếu sau chuyến bay mà nhiên liệu hết thì ta có: 𝑀𝑓 = 𝑊0 - 𝑊5 => 𝑊𝑓
𝑊𝑜 = 1 - 𝑊5
𝑊𝑜
Tuy nhiên sau chuyến bay thì lượng nhiên liệu trong bình vẫn cịn lại 1 lượng để dự trữ đề phịng các trường hợp khơng thể hạ cánh đúng nơi và đúng thời gian dự định, lượng dự trữ này tầm 5-10%.
𝑊𝑓
𝑊𝑜 = 1.1(1 - 𝑊5
𝑊0)
Theo các tài liệu chuẩn, ta có bảng số liệu về khối lượng nhiên liệu của máy bay loại nhẹ trước và sau mỗi hành trình như sau:
Bảng 3.2. Tỷ lệ khối lượng nhiên liệu đầu và cuối mỗi hành trình
Loại hành trình 𝑀𝑛+1
𝑀𝑛
Cất cánh 0.970
Bay lên 0.985
Trong đó:
𝑀𝑛+1
𝑀𝑛 là tỷ số khối lượng nhiên liệu giữa cuối và đầu mỗi hành trình
+ Giai đoạn 0-1: Cất cánh
Máy bay loại nhẹ nên lượng tiêu thụ nhiên liệu không nhiều cho việc cất cánh. Theo số liệu thống kê ta chọn: 𝑊1
𝑊𝑜 = 0.97
+ Giai đoạn 1-2: Bay lên
Dựa vào số liệu thống kê ta chọn: 𝑊2
𝑊1 = 0.985
+ Giai đoạn 2-3: Bay bằng
Giai đoạn này tiêu thụ nhiên liệu lớn nhất trong quá trình bay Sử dụng phương trình Brequet:
R = ɳ𝑝 𝑐.𝐿 𝐷ln𝑊2 𝑊3 Ta có: (𝐿 𝐷)𝑚𝑎𝑥 = (𝐶𝐿 𝐶𝐷)𝑚𝑎𝑥 = √4.𝑘.𝐶1 𝐷.0
Tham khảo 1 số máy bay loại nhẹ, ta chọn sơ bộ 𝐶𝐷0 = 0.017 ; k = 0.08
(𝐶𝐿 𝐶𝐷)𝑚𝑎𝑥 = √4.𝑘.𝐶1 𝐷.0 = √ 1 4∗0.017∗0.08 = 13.55 Do đó ta chọn (𝐶𝐿 𝐶𝐷)𝑚𝑎𝑥 = 13.5
Giá trị thông dụng của nhiên liệu sử dụng cho động cơ cánh quạt trên các loại máy bay siêu nhẹ hiện nay có:
C = 0.4 lb/HP/h = 0.4 𝑙𝑏
𝐻𝑃.ℎ550𝑓𝑡.𝑙𝑏/𝑠 1ℎ
3600𝑠 = 2.02*10−7 𝑙𝑏
𝑓𝑡.𝑙𝑏/𝑠
Chọn hiệu suất động cơ chong chóng là: ɳ𝑝 = 0.85. ln𝑊2 𝑊3 = 𝑐 : ɳ𝑝 𝑅 𝐿/𝐷 = 0.036 𝑊2 𝑊3 = 0.966
+ Giai đoạn 3-4: Bay xuống
Q trình hạ đợ cao xảy ra trong thời gian ngắn nên có thể xem lượng tiêu thụ nhiên liệu trong giai đoạn này là không đáng kể.
Dựa vào các số liệu thống kê ta chọn: 𝑊4
𝑊3 = 0.993
+ Giai đoạn 4-5 Hạ cánh
Giá trị trong hành trình này cũng được ước tính thống kê:
𝑊4
𝑊5 𝑊0 = 0.97*0.985*0.966*0.933*0.955 = 0.91 Do đó ta có: 𝑊𝑓 𝑊𝑜 = 1.1(1 - 𝑊5 𝑊0) = 1*1(2-0.91) = 0.098
Từ đó ta có khối lượng cất cánh của máy bay là:
𝑊0 = 𝑤𝑝𝑎𝑦𝑙𝑜𝑎𝑑 1− 𝑊𝑓 𝑊0− 𝑊𝑒 𝑊0 = 4 (kg) Trọng lượng rỗng của máy bay: 𝑊𝑒 = 3.2 (kg)
Khối lượng nhiên liệu:
𝑊𝑓 = 0.098*4 = 0.392 (kg)
Khối lượng riêng của nhiên liệu là 0.675 kg/l, ta có thể tích của nhiên liệu: 𝑉𝑓 = 0.392/0.675 = 0.580 lit
3.1.7. Tính tốn các thơng số của máy bay
Chọn Airfoil
Để chọn được profil thích hợp thì ta phải biết được các u cầu cần thiết đối với cánh chính. Đó là yêu cầu về đặc tính khí động phải tốt, yêu cầu về độ bền kết cấu để chịu được ngoại lực và các momen uốn và xoắn do các lực khí động sinh ra… và rất nhiều yêu cầu khác.
Yêu cầu về khí động học
Khi cất, hạ cánh:
Để máy bay cất cánh nhanh tức là quãng đường cất cánh phải ngắn hoặc vận tốc cất cánh phải nhỏ 𝑉𝑚𝑖𝑛
Trước tiên ta phải hiểu quá trình cất cánh là chia thành các giai đoạn như sau: Chạy đà – trong giai đoạn này máy bay luôn tiếp xúc với mặt đất, công suất của động cơ sinh ra là để thắng sức cản ma sát giữa mặt đất với bánh xe và lực cản khí đợng của tồn máy bay. Chính trong giai đoạn máy bay bắt đầu rời khỏi mặt đất ta có:
𝐿𝑤 = W
W là trọng lượng máy bay 𝐿𝑤 là lực nâng của cánh chính:
𝐿𝑤 = ρ.𝐶𝐿.S.𝑉2/2 (3.5)
Vậy ta có: V = √2.𝑊
ρ.𝐶𝐿𝑆
Trong đó W/S là ứng lực trên đơn vị cánh và có thể coi khơng đởi vì tỷ số này phụ tḥc vào kết cấu và độ bền cánh. Vậy muốn có 𝑉𝑚𝑖𝑛 thì C phải lớn hay 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥 cũng phải lớn
Khi bay bằng:
Công suất yêu cầu:
Pr = Dr.V/750 = (Dw + Dp).V/750 (3.6)
Trong đó:
Dr, Dw, Dp là lực cản toàn phần của máy bay, lực cản cánh và lực cản ký sinh do các bộ phận kết cấu khác của máy bay như: càng, đuôi, thân… đơn vị là N.
V là vận tốc máy bay m/s Công suất sử dụng:
Pa = ɳ.MH.⍵ (3.7)
Với: ɳ: là hiệu suất cánh quạt
MH là momen hãm của động cơ ứng với vận tốc bay tối đa. Ta có: Pa=Pr
Dr.V/750 = ɳ.MH.⍵
Trong đó: CD, CDp là hệ số lực cản cánh và hệ số lực cản ký sinh
Với mỗi loại máy bay CDp, S, ɳ, MH là khơng đởi.Vậy để có Vmax lớn thì CD phải nhỏ.
Khi bay trượt (Động cơ có sự cố hay lực kéo của động cơ T=0):
Lw/(Dt – T) = cotg β
Muốn có độ an toàn thì máy bay đó phải có khả năng bay trượt hay góc bay trượt β nhỏ, tức cotg β lớn. vậy tỷ số 𝐶𝐿/𝐶𝐷 lớn.
Khi bay leo:
𝐶𝐿.S.ρ.𝑉2/2 = W.𝑐𝑜𝑠𝜃 với 𝜃 là góc leo Nên V = √2.𝑊
ρ.𝐶𝐿𝑆.√cos𝜃 Do √cos𝜃 là gần bằng 1 nên ta có : V.sin𝜃 = √ 𝑊2
𝐶𝐿.𝑆.𝜌.tg𝜃 V.sin𝜃 = 𝑉𝑧 là vận tốc leo
Mà 𝐶𝐷/𝐶𝐿 =f=tg𝜃 là hệ số chất lượng của máy bay
Nên: 𝑉𝑧 = √𝑊
𝑆.𝐶𝐷
𝐶𝐿. 4
√𝐶𝐿
Vậy để có vận tốc leo lớn thì aerofoil lựa chọn phải có tỷ số 𝐶𝐷2/𝐶𝐿3 lớn.
Phương pháp lựa chọn
Việc lựa chọn các airfoil cánh được thực hiện bằng cách sử dụng một chương trình tính toán 2D được gọi là Xfoil. Các Xfoil bao gồm một cơ sở dữ liệu rất rợng cho airfoil và các dữ liệu đặc tính Cl, Cd và Cm của airfoil có thể dễ dàng xác định.
Đợ tin cậy và tính chính xác của Xfoil đã được xác minh và được coi là chính xác. Vì vậy, việc sử dụng Xfoil tăng tốc quá trình lựa chọn airfoils là thích hợp cho
thiết kế UAV.
Qua nhiều nghiên cứu, và thống kê trên thế giới khi nghiên cứu về biên dạng cánh cho lực nâng lớn ở giải vận tốc thấp, có các dự án nghiên cứu về các dạng airfoil như: Selig 1223, Eppler 423, NACA 8414, Naca 4415, Spica và Wortmann FX 63- 137.
Hình 3.4: Đặc tính khí động.
Dựa vào đặc tính khí đợng và khả năng dễ chế tạo. Ta lựa chọn 3 airfoil chính để thực hiện nghiên cứu so sánh là: Eppler, Naca 4415, Naca 8814
Các thông tin của tương ứng airfoils lựa chọn được vẽ bằng cách sử dụng Xfoil và đồ thị được như hình dưới đây.
Hình 3.5 Cơ sở dữ liệu Airfoil.
Đặc tính khí động các aerofoil được thể hiện dưới đồ thị:
Hình 3.6 Đồ thị đặc tính khí động Aerofoil Bảng so sánh: Bảng 3.3 So sánh đặc tính khí động Aerofoil Aerofoil CLmax Góc thất tốc Chế độ thất tốc α = 60 Dạng Aerofoil Clmax Cl/Cd max
SPICA 1.29 13 Gradual 1.07 64.8 Flat Bottom
NACA
4415 1.54 15
Relatively
Sharp 1.11 103.6 Flat Bottom
NACA
8414 1.95 13 Gradual 1.49 109.2
Moderately Cambered
Nhận xét:
Từ biểu đồ so sánh đặc tính khí động (hình 3.4), ta đưa ra được bảng so sánh chi tiết về hệ số lực nâng, góc thất tốc,…
Do các đặc điểm aerofoil của NACA 8414 phù hợp nhất với các tiêu chí UAV đặt ra như: hệ số lực nâng CL lớn, chất lượng khí đợng tốt, góc thất tốc, đặc điểm dễ chế tạo,...
Tại góc 60 cho chất lượng khí động tốt nhất, nên ta chọn góc đặt cánh α = 60
trong mơ hình thiết kế.
+ Cánh máy bay:
Cánh máy bay là một bộ phận của máy bay chịu áp suất trực tiếp của dịng khơng khí đẩy trên hai bề mặt cánh. Cánh máy bay cần đảm bảo độ bền, cứng vững cần thiết, đồng thời cánh máy bay cũng là nơi gá đặt servo để truyền đợng tới cánh tà, vì vậy cánh máy bay có lõi làm bằng mợt thanh cacbon và một số thanh dùng để gia cố bên ngoài giúp máy bay chịu được áp suất tác dụng lên trong quá trình bay. Hai cánh tà gắn ở hai máy bay có tác dụng điều khiển máy bay lắc dọc trong chuyển đợng bay vịng hoặc lượn vịng.
Hình 3.7 cánh chính sau khi thiết kế
3.1.8. Tính tốn cánh chính
Vị trí đặt cánh
Do mục đích là thiết kế chế tạo máy bay nông nghiệp. Nên ta chọn phương án đặt cánh trên thân.
Ưu điểm:
+ Thuận lợi cho việc lắp đặt hệ thống vòi phun để giảm tối thiểu ảnh hưởng của thân trong quá trình làm việc.
+ Lực cản cảm ứng giảm được 30% so với sơ đồ cánh đặt dưới thân.
Nhược điểm:
+ Ổn định ngang kém hơn mô hình đặt trên thân.
+ Để giúp máy bay ổn định ngang tốt hơn, giảm hiện tượng dao động lắc ngang và trượt cạnh, ta thiết kế cánh chính có góc vểnh (góc nhị diện). [2]
Theo thống kê từ các máy bay nông nghiệp thực tế, ta chọn góc α = 6o.
Hệ số lực nâng Clmax
Trong khi bay thì trên cánh sẽ xuất hiện 1 momen uốn theo chiều của Span cánh và momen này lớn nhất ở góc cánh.
Có 2 phương án chọn hình dạng cánh: Cánh hình thang và cánh hình chữ nhật.
+ Thiết kế cánh hình thang để bề dày ở gốc cánh lớn vì tỉ lệ giữa bề dày cánh và dây cung cánh là không đổi trong khi đó thì với cánh là không đổi, mặt khác chord ở gốc cánh lớn nên bề dày cánh ở gốc cánh sẽ lớn hơn. Do đó cánh sẽ chịu được moment uốn tốt hơn.
Hình 3.8 Biểu đồ tỷ lệ.
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 khơng 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 cơn 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 q 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