TÍNH TỐN VÀ THIẾT KẾ SƠ BỘ

3.1. Đặt vấn đề

Trong chương này em sẽ nghiên cứu tính tốn các thơng số cơ bản và đưa ra cấu hình thân, cánh, càng đáp cho máy bay. Kết quả cuối cùng là đưa ra bản vẽ thiết kế cho mợt UAV hồn chỉnh.

Cấu hình thiết kế sẽ được dựa trên mẫu máy bay phun thuốc trừ sâu thực tế, các thông số tham khảo để là chỉ số AR, góc vếch, tỉ lệ thân cánh…

Các bợ phận của máy bay (UAV) đảm bảo các yêu cầu sau:

Bảng 3.1. bảng các thông số các bộ phận của UAV

Sải cánh (m) 1-2

Chiều dài thân (m) 1-1,2

Tải trọng (kg) 1,5-2

Hoạt động trong cấp gió 0 - 4

Tầm cao(m) 150

Vận tốc (m/s) 30-50

3.1.1. Quy trình thiết kế

3.1.2. Các yêu cầu đặt ra cho máy bay

Loại máy bay và tầm bay

Mục tiêu thiết kế nhằm ứng dụng và phục vụ trong nông nghiệp như phun thuốc trừ sâu, phân bón hay các hóa chất trên diện tích rợng.

Thiết kế dạng máy bay UAV vì nó có tính ứng dụng cao, an tồn có thể thích nghi nhiều loại địa hình, dễ chế tạo và sản xuất hơn nữa ít xảy ra ảnh hưởng nghiêm trọng khi xảy ra sự cố, đặc biệt chi phí giá thành rẻ phù hợp với việc sử dụng trong nông nghiệp.

Máy bay được thiết kế dùng cho những nơng trại có diện tích vừa và rợng nên tầm bay khoảng R= 5km.

Tính năng kỹ thuật

- Có đặc tính khí đợng tốt.

- Có đặc tính STOL (Short Take Off Landing) tức là khoảng cất hạ cánh ngắn. - Tiêu thụ nhiên liệu ít.

- Vận tốc hạ cánh là thấp nhất.

- Trọng lượng kết cấu thấp nhưng độ bền kết cấu cao. - Đợ an tồn cao (gần như phải tuyệt đối).

- Đáp ứng được yêu cầu vận tốc, thời gian hoạt đợng, trần bay…

Tính kinh tế

Đây là yêu cầu rất quan trọng và cũng rất nhạy cảm, điều này liên quan tới tính khả thi của cơng việc thiết kế và sản xuất. Nền kinh tế của nước ta còn cao, máy bay sử dụng trong nơng nghiệp. Vì vậy u cầu đạt ra là chi phí phải thấp nhất đến mức có thể.

Yêu cầu về giải pháp công nghệ

Phải tận dụng tất cả khả năng về cơng nghệ hiện có ở trong nước nhằm giảm chi phí trong sản xuất, thúc đẩy ngành cơng nghiệp khác phát triển…

Ngồi ra trong thiết kế phải chú ý tăng tính sản xuất hàng loạt nhằm giảm chi phí sản xuất.

3.1.3. Ước tính sơ bộ khối lượng máy bay

Khối lượng khi cất cánh của máy bay:

𝑊0 = 𝑤𝑝𝑎𝑦𝑙𝑜𝑎𝑑 + 𝑊𝑓 + 𝑊𝑒 (3.1)

Với: 𝑤𝑝𝑎𝑦𝑙𝑜𝑎𝑑 : Khối lượng phân bón và hóa chất. 𝑊𝑓 : Khối lượng nhiên liệu.

Ta có: 𝑊0 = 𝑤𝑝𝑎𝑦𝑙𝑜𝑎𝑑 + 𝑊𝑓 𝑊0 . 𝑊0 + 𝑊𝑒 𝑊0 . 𝑊0 (3.2) 𝑊0 = 𝑤𝑝𝑎𝑦𝑙𝑜𝑎𝑑 1− 𝑊𝑓 𝑊0− 𝑊𝑒 𝑊0 3.1.4. Xác định Wpayload

Xác định sẽ sử dụng phương pháp ULV phun thuốc.

Khối lượng phân bón, hóa chất trong 1 lần mang theo trung bình khoảng: 𝑤𝑝𝑎𝑦𝑙𝑜𝑎𝑑 = 1-2 kg.

3.1.5. Xác định We/W0

Ở đây ta dựa vào số liệu của những loại máy bay nhỏ cùng với tính năng đã và đang sử dụng trong thực tế trong khoảng thời gian gần đây để đưa ra số liệu thiết kế. Số liệu thống kê ở hình dưới đây cho thấy, đa số máy bay có khối lượng rỗng chiếm khoảng 60% khối lượng tồn bợ máy bay.

Chọn 𝑊𝑒

𝑊0 = 0.6

Hình 3.2 Mối quan hệ giữa W0 và We

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