Nghiên cứu đặc tính khí động của máy bay không người lái khi có dao động nhỏ

GIỚI THIỆU VỀ BỘ THÍ NGHIỆM MÁY BAY TRỰC THĂNG KHÔNG NGƯỜI LÁI

Máy bay trực thăng không người lái

1.1.1 Định nghĩa máy bay trực thăng không người lái

Máy bay không người lái (UAV - Unmanned Aerial Vehicle) là loại phương tiện bay không có người lái trong buồng lái, có thể được điều khiển từ xa hoặc tự động bay theo lịch trình đã lập trình UAV mang lại nhiều ưu điểm vượt trội so với máy bay truyền thống, như khả năng hoạt động linh hoạt và tiết kiệm chi phí.

- Khả năng điều khiển từ xa làm giảm thiểu những thiệt hại về người và của nếu có tai nạn xảy ra;

Dòng máy bay này có kích thước nhỏ, cho phép hoạt động trên các đường băng cất hạ cánh không lớn và phù hợp với nhiều loại địa hình khác nhau.

- Chi phí trang bị, sử dụng, bảo dưỡng thấp;

- Thời gian chuẩn bị đến khi đưa vào sử dụng ngắn;

- Tiện lợi, nhỏ gọn, dễ dàng vận chuyển, cất trữ

Bên cạnh những ưu điểm đó, những nhược điểm cho dòng máy bay này là không thể tránh khỏi:

Vấn đề năng lượng cho các thiết bị bay nhỏ cần được cải tiến đáng kể, vì pin nhẹ thường có thời gian sử dụng ngắn Khi cố gắng tăng thời lượng pin, trọng lượng của thiết bị cũng sẽ tăng, dẫn đến việc tiêu tốn nhiều năng lượng hơn trong quá trình bay.

- Công nghệ tự động, điều khiển đang còn nhiều hạn chế, cần phải nâng cấp hệ thống, chế độ bay phù hợp với những điều kiện phức tạp;

- An toàn bay, an ninh, quyền riêng tư có những quy định khắt khe riêng ở các quốc gia trên thế giới

Những nhược điểm này là phần nhỏ trong những ưu điểm, điều đó làm cho tính phổ biến của dòng máy bay này ngày càng cao

Hình 1.1 UAV vận chuyển thuốc

Hiện nay, dựa vào cấu tạo, các UAV được chia làm hai loại chính:

UAV cánh cố định là loại máy bay cần đường băng để cất cánh, cho phép bay nhanh và lâu hơn so với UAV có cánh quạt Tuy nhiên, để thực hiện cất cánh, UAV cánh cố định cần có đường băng để lấy đà hoặc sự hỗ trợ từ máy phóng.

UAV cánh quay là loại máy bay sử dụng một hoặc nhiều chong chóng để tạo ra lực nâng, cho phép thực hiện nhiều chế độ bay phức tạp, ổn định và ít rung lắc Với khả năng cất cánh thẳng đứng mà không cần đường băng, UAV cánh quay có thể hoạt động hiệu quả trên nhiều địa hình phức tạp và trong không gian hẹp.

Máy bay trực thăng không người lái (MBTT) là một loại UAV cánh quay, sử dụng một chong chóng mang (CCM) duy nhất để tạo ra lực đẩy nâng MBTT kết hợp đặc điểm của máy bay trực thăng với khả năng điều khiển từ xa hoặc tự động của UAV Việc sử dụng một CCM giúp đơn giản hóa cấu trúc, nhưng cũng làm giảm khả năng linh hoạt so với các UAV nhiều chong chóng mang.

Trong nông nghiệp, UAV (máy bay không người lái) đã được ứng dụng rộng rãi trong các hoạt động như phun thuốc trừ sâu và gieo hạt Đặc biệt, với địa hình đồng ruộng nhỏ hẹp tại Việt Nam, máy bay cất/hạ cánh thẳng đứng là lựa chọn lý tưởng cho việc áp dụng UAV Do đó, luận văn này tập trung nghiên cứu về máy bay không người lái (MBTT).

Hình 1.2 MBTT không người lái phục vụ trong nông nghiệp

MBTT được cấu tạo từ sáu bộ phận chính (Chong chóng mang, thân máy bay, càng đáp, chong chóng lái, động cơ, hệ thống truyền động)[1]

Hình 1.3 Các bộ phận chính của MBTT

- Chong chóng mang (CCM): được truyền chuyển động từ động cơ;

- Thân máy bay: dùng để mang tải và chứa trang thiết bị của máy bay;

- Càng: để đỗ hoặc di chuyển trên mặt đất;

- Chong chóng lái (CCL): đảm bảo sự cân bằng trên đường bay và điều khiển đường bay của máy bay;

- Động cơ: để truyền chuyển động cho chong chóng mang, chong chóng lái và các trang thiết bị khác;

- Hệ thống truyền động: để truyền mô men xoắn từ động cơ tới chong chóng mang và chong chóng lái

Tất cả các bộ phận của MBTT được bắt chặt với thân hoặc bố trí trong thân

Hầu hết máy bay không người lái (MBTT) dành nhiều thời gian để bay treo, tức là ở trạng thái không di chuyển tại một điểm trong không gian Trong trạng thái này, các lực theo phương thẳng đứng và ngang phải triệt tiêu lẫn nhau, tạo điều kiện tối ưu cho MBTT hoạt động hiệu quả Do đó, đồ án sẽ tập trung nghiên cứu hiện tượng đàn hồi khí động trong trạng thái bay treo của MBTT.

Trong quá trình bay treo, rotor đóng vai trò quan trọng trong việc tạo ra lực nâng theo phương thẳng đứng, nhằm cân bằng với trọng lượng của máy bay Khi lực nâng cao hơn trọng lượng, máy bay sẽ bay lên, trong khi nếu lực nâng thấp hơn, máy bay sẽ hạ xuống.

MBTT, giống như các loại khí cụ bay khác, cần có lực kéo cân bằng với trọng lượng để có thể bay Lực kéo của máy bay trực thăng được tạo ra bởi CCM, khi CCM quay trong không khí sẽ tạo ra lực kéo có phương vuông góc với mặt phẳng quay.

Khi CCM quay trong mặt phẳng nằm ngang, lực kéo T hướng thẳng đứng lên trên, cho phép máy bay có khả năng bay thẳng đứng Đặc điểm bay của máy bay được xác định bởi tỷ số giữa lực kéo của CCM và trọng lượng của máy bay Nếu lực kéo bằng trọng lượng, máy bay sẽ bay treo tại chỗ trong không khí Ngược lại, khi lực kéo lớn hơn trọng lượng, máy bay sẽ chuyển sang trạng thái bay lên thẳng đứng, và nếu lực kéo nhỏ hơn trọng lượng, máy bay sẽ hạ cánh thẳng đứng.

Mặt phẳng quay của CCM có thể nghiêng theo nhiều hướng so với mặt phẳng ngang, ảnh hưởng đến lực kéo Thành phần thẳng đứng Y của lực kéo thực hiện nhiệm vụ nâng máy bay, trong khi thành phần nằm ngang P tạo ra chuyển động Khi lực P tác động, máy bay di chuyển về phía trước; nếu mặt phẳng quay lệch về phía sau, máy bay sẽ lùi lại Sự nghiêng sang bên phải hoặc bên trái của mặt phẳng quay cũng dẫn đến chuyển động của máy bay theo hướng tương ứng.

Hình 1.4 Nguyên lý hoạt động của MBTT

Lý thuyết tính toán trên cánh

CCM là bộ phận quan trọng của MBTT, chịu trách nhiệm tạo ra lực nâng, lực chuyển động và điều khiển máy bay Các thành phần chính của CCM bao gồm may ơ và cánh, trong đó cánh tạo ra lực kéo cần thiết để bay, còn may ơ lắp ráp các cánh và kết nối CCM với trục quay chong chóng CCM được chia thành ba loại dựa trên cấu trúc: cánh gắn cứng, cánh có bản lề treo và cánh có khớp các đăng Tuy nhiên, loại cánh gắn cứng và khớp các đăng hiện nay không còn được sử dụng do nhiều nhược điểm Loại cánh có bản lề treo là phổ biến nhất, với mỗi cánh được lắp trên may ơ qua ba bản lề: dọc trục, nằm ngang và thẳng đứng.

CCM được xác định bởi các thông số hình học như đường kính, dạng cánh trên mặt bằng, hình dạng của profil, góc đặt cánh, diện tích quét, phụ tải riêng và hệ số điền đầy.

Hình 1.5 CCM có cánh lắp trên các bản lề

1.2.2 Đường kính và hình dạng lá cánh chong chóng mang

Đường kính chong chóng mang (D) là đường kính của đường tròn khi chong chóng mang hoạt động Bán kính (R) và bán kính của mỗi phân tố cánh (r) được sử dụng để tính toán tỷ số giữa bán kính của phân tố và bán kính của chong chóng mang, được gọi là bán kính tương đối, ký hiệu là 𝑟̅, với công thức 𝑟 = 𝑟̅ 𝑅.

Có 3 loại hình dạng là hình chữ nhật hình thang và hình hỗn hợp

Hình 1.7 Ba dạng chính của lá cánh trực thăng

Cánh của MBTT có hình dạng tương tự như cánh máy bay cánh bằng, bao gồm các phần như cạnh mép vào (cạnh mép trước), cạnh mép ra (cạnh mép sau), đầu mút cánh và gốc cánh Hai dạng lá cánh phổ biến nhất là hình thang và hình chữ nhật Trong đó, lá cánh hình chữ nhật có cấu tạo đơn giản nhưng có đặc tính khí động học kém hơn so với lá cánh hình thang.

Profil cánh là hình dạng tiết diện của cánh trong mặt phẳng vuông góc với trục dọc, tương tự như profil của cánh máy bay Thông thường, người ta sử dụng profil lồi hai bên nhưng không đối xứng Các yêu cầu đối với profil của cánh rất quan trọng để đảm bảo hiệu suất bay.

- Có chất lượng khí động cao: 𝑘 = 𝐶 𝑦

𝐶 𝑥 với 𝐶 𝑥 - hệ số lực cản; 𝐶 𝑦 - hệ số lực nâng

- Tâm áp không dịch chuyển nhiều khi thay đổi góc va;

- Có khả năng tự quay trong phạm vi đáng kể của góc va;

- Profil cánh được đặc trưng bằng các thông số;

- Dây cung b – đoạn nối của mép vào và mép ra của profil;

- Chiều dày lớn nhất của profil 𝐶 𝑚𝑎𝑥 ;

- Độ võng 𝑓 𝑚𝑎𝑥 là khoảng cách lớn nhất từ đường trung bình của profil tới dây cung

Hình 1.8 Các thông số của profil

Profil lá cánh CCM có độ dày vừa phải, giúp tăng cường độ bền và độ cứng cho các chi tiết chịu lực Chất lượng khí động học của profil này ít bị ảnh hưởng bởi góc va, cải thiện thuộc tính của cánh trong chế độ tự quay Thông thường, độ dày của profil ở mút cánh nhỏ hơn so với độ dày ở gốc cánh.

1.2.4 Góc đặt của phân tố cánh

Là góc φ tạo bởi dây cung của phân tố và mặt phẳng quay may ơ của CCM

Bước của phân tố cánh, hay còn gọi là góc đặt, được định nghĩa là khoảng cách mà phân tố cánh di chuyển sau một vòng quay của CCM Khi phân tố cánh chuyển động song song với dây cung, bước của nó được tính bằng công thức 𝐻 = 2𝜋𝑟 tan 𝜑.

Để xác định bước phân tố cánh, góc đặt sẽ khác nhau tùy thuộc vào từng phân tố Bước chung của cánh được thiết lập dựa trên góc đặt hoặc bước của phân tố cánh với bán kính tương đối 𝑟̅ = 0.7, được coi là góc đặt chung của CCM Khi cánh xoay quanh trục dọc, góc đặt sẽ thay đổi, và sự xoay này được thực hiện nhờ vào bản lề dọc trục Do đó, bản lề dọc trục cánh của CCM có vai trò quan trọng trong việc điều chỉnh bước.

1.2.5 Độ xoắn hình học của cánh

Sự thay đổi góc đặt của các phân tố cánh theo bán kính của CCM có ảnh hưởng đáng kể đến hiệu suất hoạt động Ở gốc cánh, góc đặt lớn nhất và nhỏ nhất ở đầu cánh giúp cải thiện điều kiện làm việc của các phân tố khác nhau Góc xoắn hình học này làm cho góc va gần với góc va tối ưu, từ đó tăng lực kéo của CCM lên 5-7% và cải thiện tải trọng hữu ích của MBTT mà không cần thay đổi công suất động cơ.

Hình 1.11 Độ xoắn hình học của cánh

Do độ xoắn hình học, sự phân bố tải trọng trên các chi tiết chịu lực của cánh trở nên đều đặn hơn và tốc độ tăng lên, dẫn đến hiện tượng tách dòng ở các cánh lồi Trong hầu hết các cánh, độ xoắn hình học thường không vượt quá 5 − 7 độ.

1.2.6 Độ cứng Được hiểu là khả năng cánh duy trì được hình dạng của nó Khi độ cứng lớn thì ngay cả khi tải trọng mạnh cũng không làm cánh bị biến dạng Khi độ cứng nhỏ thì cánh mềm và dễ bị biến dạng, nghĩa là bị uốn và xoắn mạnh Nếu cánh quá mềm thì không đảm bảo được độ xoắn có lợi nhất và ảnh hưởng xấu đến đặc tính khí động của CCM Để có độ cứng lớn cần tăng kích thước của các chi tiết chịu lực, do đó làm tăng trọng lượng của cánh Độ cứng lớn quá làm tăng sự chấn động của CCM

1.2.7 Diện tích quét của CCM

Diện tích quét của CCM:

Diện tích cánh máy bay, hay còn gọi là diện tích mặt mang, được tính toán với sự xem xét đến tổn thất ở đầu và gốc cánh thông qua hệ số tổn thất đầu cánh χ Hệ số này giúp xác định diện tích quét thực của CCM tham gia vào việc tạo ra lực kéo theo một công thức cụ thể.

1.2.8 Phụ tải riêng trên diện tích quét

Là tỷ số giữa trọng lượng của máy bay với diện tích quét của CCM

Trong đó : p: là phụ tải riêng

G: là trọng lượng của máy bay

14 Ở MBTT hạng nhẹ 𝑝 = 12 − 25 𝑘𝐺/𝑚 2 Ở MBTT có hai động cơ 𝑝 = 40 − 45 𝑘𝐺/𝑚 2

Bằng tỷ số giữa diện tích của các cánh với diện tích quét của CCM

𝑆 𝑐 - diện tích của một cánh k - số cánh Ở CCM số cánh có thể từ 2-7 cánh; ở máy bay hạng nhẹ 3-4 cánh; hạng nặng 5-7 cánh có khi tới 8 cánh

Hệ số điền đầy tối ưu nằm trong khoảng  = 0.04 – 0.07 [1], nghĩa là diện tích cánh chiếm 4-7% diện tích quét

1.2.10 Tính toán lực nâng trên cánh

Lực nâng trên cánh CCM được tính toán dựa trên công thức:

Hình 1.12 Hệ số lực nâng theo góc đặt cánh

Ct: Hệ số lực nâng F: Diện tích cánh የ : khối lượng riêng của không khí ω: tốc độ quay của cánh

Mô men trên cánh CCM được tính toán dựa trên công thức:

Hình 1.13 Hệ số mô men theo góc đặt cánh mx: Hệ số lực cản F: Diện tích cánh የ : Khối lượng riêng ω: tốc độ quay của cánh R: Đường kính cánh

Xu hướng thiết kế bộ thí nghiệm

Sự phát triển liên tục của các loại máy bay đã dẫn đến sự đa dạng trong thiết kế và chế độ bay phức tạp Để đáp ứng yêu cầu này, việc phát triển bộ thí nghiệm là rất cần thiết Hiện tại, bộ thí nghiệm cho máy bay trực thăng được phân chia thành năm loại chính.

- Bộ thí nghiệm một trục không đi kèm thân;

- Bộ thí nghiệm một trục đi kèm thân;

- Bộ thí nghiệm một trục linh hoạt;

- Bộ thí nghiệm có hai trục;

- Bộ thí nghiệm có ba trục

1.3.1 Bộ thí nghiệm một trục không đi kèm thân

Bộ thí nghiệm một trục không kèm thân bao gồm các lá cánh, đế và hệ thống điều khiển, với thiết kế đơn giản và độ bền cao Tuy nhiên, thiết kế này khiến nghiên cứu khí động không xem xét ảnh hưởng của thân, đồng thời tác động của trục thí nghiệm lớn có thể gây ra sai lệch trong quá trình nghiên cứu khí động.

Bộ thí nghiệm này được thiết kế dựa trên những ưu nhược điểm cụ thể, thường phục vụ cho các dòng máy bay thăng bằng có yêu cầu cao về lực nâng.

Hình 1.14 Bộ thí nghiệm chỉ có một trục chính

1.3.2 Bộ thí nghiệm một trục đi kèm thân Đây là bộ thí nghiệm có thiết kế nâng cấp của loại một với thân kèm theo

Ảnh hưởng khí động học trên thân máy hoàn toàn có thể được nắm bắt, nhưng thiết kế này chỉ giữ mô hình cố định và không đề cập đến các chế độ bay khác nhau Do đó, không thể quan sát các chế độ bay đa dạng cho mô hình Bộ thí nghiệm này chỉ phù hợp cho những dòng máy bay có chế độ bay đơn giản.

Hình 1.15 Bộ thí nghiệm một trục chính kèm thân [2]

1.3.3 Bộ thí nghiệm một trục linh hoạt

Bộ thí nghiệm này bao gồm một trục gắn liền với thân và CCM của máy bay trực thăng, với bộ điều khiển phức tạp nhằm mô phỏng các chế độ bay khác nhau Điều này giúp thể hiện rõ nét các đặc điểm khí động học trong từng chế độ bay, trong khi ảnh hưởng của chân đế được coi là không đáng kể Bộ thí nghiệm có cấu trúc phức tạp này thường được sử dụng cho dòng máy bay có chế độ bay linh hoạt.

Hình 1.16 Bộ thí nghiệm một trục linh hoạt [3]

1.3.4 Bộ thí nghiệm hai trục

Bộ thí nghiệm này bao gồm thân, CCM và hai trục điều khiển, mang lại kết cấu vững chắc hơn so với loại một trục Việc thêm hai trục ở hai bên giúp quá trình điều khiển bay nghiêng trái, nghiêng phải, chúc, ngóc diễn ra thuận tiện hơn Thiết kế đơn giản cũng là một ưu điểm nổi bật của bộ thí nghiệm này.

Hình 1.17 Bộ thí nghiệm hai trục chính [3]

1.3.5 Bộ thí nghiệm ba trục Được nâng cấp lên từ phiên bản 2 trục, bộ thí nghiệm này có thêm một trục ở trước để có thể điều khiển quá trình bay chúc ngóc một cách dễ dàng hơn, giảm đi gánh nặng trong công tác điều khiển mà vẫn có thể nắm bắt được hết các chế độ bay Tuy nhiên, việc thiết kế quá nhiều trục gây ảnh hưởng đến khí động ở bề mặt dưới thân và mặt đất, các hiện tượng hiệu ứng mặt đất có sai số thí nghiệm cao

Từ những ưu điểm trên, dòng thiết kế này thường phục vụ cho những mô hình máy bay lớn, cần chịu tải cao

Hình 1.18 Bộ thí nghiệm ba trục chính

Việc lựa chọn bộ thí nghiệm với thiết kế đơn giản nhưng đầy đủ chức năng là rất quan trọng để đáp ứng nhu cầu sử dụng Các thiết kế khác nhau cần được xem xét kỹ lưỡng để đảm bảo tính hiệu quả và tiện lợi trong quá trình thí nghiệm.

XÁC ĐỊNH ĐỐI TƯỢNG VÀ PHƯƠNG PHÁP NGHIÊN CỨU

Bộ thí nghiệm máy bay trực thăng không người lái

Vào ngày 12/9/2016, bác Bùi Hiển đã phát minh ra chiếc máy bay một người lái mang tên Giấc Mơ, đánh dấu sự ra đời của trực thăng CCM đầu tiên được nghiên cứu và chế tạo tại Việt Nam Mẫu máy bay này được thiết kế đặc biệt cho một phi công, sở hữu các thông số hình học và động cơ độc đáo.

- Hình dạng lá cánh: hình chữ nhật

- Đường kính chong chóng mang là: 6700mm

- Chiều dài dây cung: 180mm

- Vận tốc quay: 500 vòng/phút

- Khối lượng cất cánh: 340kg

Chiếc máy bay này đã cất cánh thành công và hoạt động hiệu quả ở độ cao 3-4 mét, mặc dù các chế độ bay của nó vẫn còn hạn chế.

Nhằm nghiên cứu thực nghiệm máy bay trực thăng không người lái, nhóm nghiên cứu tại bộ môn Kỹ thuật hàng không & Vũ trụ, Trường đại học Bách khoa Hà Nội đã chế tạo bộ thí nghiệm để kiểm tra các đặc tính khí động ở nhiều chế độ bay khác nhau Bộ thí nghiệm có kích thước nhỏ hơn nhiều so với mô hình thực tế, và các hệ số không thứ nguyên về hình học và khí động đã được nghiên cứu trước để đảm bảo tính chính xác Bài nghiên cứu này tập trung vào các yếu tố liên quan đến đáp ứng lực nâng và độ bền của toàn bộ mô hình.

Hình 2.1 Thân và đế của bộ thí nghiệm

Bộ thí nghiệm này bao gồm 6 bộ phận chính, trong đó có thân và cánh máy bay cùng bộ đế Tổng khối lượng máy bay là 0.4 kg (không tính vỏ máy bay) Với hệ số an toàn 1.3 để bù đắp cho các tổn thất có thể xảy ra, lực nâng cần thiết cho mô hình này là 5.1N.

Bảng 2.1 Cấu tạo chính của mô hình

1 Thân, vỏ của mô hình HUAV 12

2 Trục quay, đĩa quay và bộ cùm 145

Servo điều khiển góc đặt cánh và góc nghiêng của đĩa quay 24

5 Bộ bánh răng giảm tốc 15

Mục đích nghiên cứu và quy trình nghiên cứu

Bộ thí nghiệm được phát triển dựa trên lý thuyết tính toán, tuy nhiên trong quá trình thực hiện đã gặp phải một số sự cố như gãy cạnh và sai số thực nghiệm.

Để đánh giá độ bền và dải hoạt động của bộ thí nghiệm, cần thiết phải áp dụng một phương pháp thực nghiệm ảo Phương pháp này giúp xác định các yếu tố khách quan gây ra sai số trong quá trình thử nghiệm Một quy trình nghiên cứu rõ ràng được thiết lập nhằm hướng dẫn nghiên cứu một cách hiệu quả.

Hình 2.2 Sơ đồ quy trình nghiên cứu

Tính toán lực nâng trên 2 cánh

Mô phỏng toàn bộ mô hình

Mô phỏng mô hình chỉ 2 cánh

Dải hoạt động của mô hình

So sánh để khảo sát lưới

Dựa vào yêu cầu khối lượng cần thiết cho khả năng bay lên của mô hình là 5.1N, chúng ta có thể tính toán kích thước cánh cần thiết bằng công thức ở mục 1.2 chương 1 Sau khi xác định các yêu cầu thiết kế, mô hình sẽ được thiết kế và mô phỏng kiểm chứng với mô hình hai cánh để đánh giá sai số so với tính toán lý thuyết, từ đó điều chỉnh lưới cho các quá trình mô phỏng tiếp theo.

Sau khi xác nhận độ tin cậy của lưới và phương pháp mô phỏng, mô hình toàn thân và đế được áp dụng để đánh giá tổng quan các yếu tố ảnh hưởng đến sai số Từ đó, chúng tôi đề xuất phương pháp thiết kế tối ưu nhằm đạt được lực kéo đáp ứng yêu cầu ban đầu Cuối cùng, việc kiểm tra tính bền của toàn bộ mô hình sẽ giúp xác định các giới hạn về dải hoạt động của mô hình đang được khảo sát.

Phương pháp mô hình hóa

Mô hình máy bay trực thăng bao gồm chân đế, thân và cánh CCM, trong đó cánh CCM quay trong khi các bộ phận khác đứng yên Bài toán đặt ra là mô phỏng sự quay của cánh máy bay và sử dụng lực khí động cùng mô men từ cánh để tạo áp lực lên thân và chân đế.

Markus Dietz và cộng sự đã đề xuất một phương pháp hiệu quả để giải quyết vấn đề bằng cách chia mô hình thành hai phần: phần quay và phần đứng yên Phương pháp này loại bỏ tác động của mô men quán tính, đồng thời áp dụng lực khí động và lực nâng trên cánh vào toàn bộ mô hình và đế của bộ thí nghiệm.

Phương pháp mô hình hóa cho phép sử dụng lực khí động tác dụng lên cánh một cách gián tiếp để ảnh hưởng đến toàn bộ thân máy bay, từ đó tạo ra sự tương đương trong quá trình mô phỏng Ưu điểm này giúp cải thiện độ chính xác và hiệu quả của các nghiên cứu liên quan đến khí động học.

Phương pháp tính toán tương tác lỏng rắn

2.4.1 Hiện tượng đàn hồi khí động Đàn hồi khí động (ĐHKĐ) là một hiện tượng xảy ra khi một vật rắn, có tính đàn hồi được đặt trong môi trường lưu chất chịu tác động của các lực khí động,

Quán tính và đàn hồi có thể gây ra dao động dẫn đến phá hủy ĐHKĐ được chia thành hai lĩnh vực chính: ĐHKĐ tĩnh và ĐHKĐ động Collar đã đề xuất mô hình tương tác giữa các lực, như thể hiện trong hình 2.4.

Hình 2.4 Tam giác đàn hồi khí động Collar

Hiện tượng ĐHKĐ là một trong những vấn đề quan trọng nhất trong ngành Kỹ thuật Hàng không, thường xảy ra với cánh máy bay, cánh quạt quay và cánh máy nén Hiện tượng này có thể gây phá hủy kết cấu, ảnh hưởng trực tiếp đến an toàn bay Do đó, việc nghiên cứu hiện tượng ĐHKĐ là vô cùng cần thiết và đóng vai trò quan trọng trong lĩnh vực hàng không.

Theo tam giác khí động của Collar, hiện tượng ĐHKĐ tĩnh xảy ra khi có sự tác động của lực khí động và đàn hồi mà không có lực quán tính Hiện tượng này đặc trưng bởi sự biến dạng theo một chiều, dẫn đến sự thay đổi trong phân bố áp suất trên cánh Các hiện tượng ĐHKĐ tĩnh quan trọng bao gồm những yếu tố ảnh hưởng đến hiệu suất và an toàn của thiết kế khí động học.

Xoắn phá hủy cánh (divergence) là hiện tượng xảy ra khi cánh máy bay bị lệch hướng do tác động của lực khí động, dẫn đến biến dạng xoắn của kết cấu Khi góc đặt cánh và vận tốc tăng, lực khí động cũng gia tăng Khi đạt đến vận tốc tới hạn, góc xoắn có xu hướng tiến đến vô cùng, gây nguy cơ phá hủy cho cánh máy bay.

Đảo chiều tác dụng cánh lái gây ra hiệu ứng đảo ngược trong việc điều khiển máy bay, làm cho lực nâng trên cánh lái giảm xuống còn 0 Hiện tượng này thường xảy ra khi máy bay đạt đến một tốc độ tới hạn nhất định, khi dòng khí qua cánh quá mạnh khiến lực tạo ra bởi cánh lái bị xoắn ngược lại với hướng điều khiển, dẫn đến giảm hiệu quả điều khiển của máy bay.

Hiện tượng ĐHKĐ tĩnh đóng vai trò quan trọng đối với máy bay nhỏ và tàu lượn, trong khi máy bay lớn thường chú trọng đến hiện tượng ĐHKĐ động Bên cạnh đó, hiện tượng đàn hồi khí động cũng cần được xem xét kỹ lưỡng trong thiết kế và vận hành máy bay.

Khí động đàn hồi động là hiện tượng liên quan đến ba lực chính: khí động, đàn hồi và quán tính, với đặc trưng nổi bật là sự dao động của cánh Các hiện tượng chính trong khí động đàn hồi động bao gồm những biến đổi phức tạp do sự tương tác giữa các lực này.

Hiện tượng flutter, hay còn gọi là uốn xoắn, là dạng dao động rung lắc tự duy trì của một thành phần kết cấu Khi tốc độ máy bay gia tăng, lực duy trì dao động cũng tăng theo, dẫn đến biên độ dao động tăng lên một mức ổn định Tuy nhiên, nếu tốc độ tiếp tục tăng, cấu trúc có nguy cơ bị phá hủy.

Hiện tượng bafting là rung lắc do dao động cưỡng bức của các dòng khí đứt đoạn, xuất phát từ tác động của các thành phần phía trước máy bay Tần số kích thích của dòng khí này tăng dần cho đến khi đạt tần số dao động riêng của kết cấu, dẫn đến hiện tượng rung lắc Ngoài ra, hiện tượng đàn hồi khí động của cánh quay cũng đóng vai trò quan trọng trong quá trình này.

Hiện tượng đàn hồi khí động trên máy bay tiêm kích (MBTT) thường gây ra dao động cho các bộ phận của máy bay Trong số đó, dao động trên cánh CCM là nguy hiểm nhất vì đây là bộ phận chịu trách nhiệm chính cho lực nâng, đảm bảo hoạt động an toàn của máy bay Mặc dù lý thuyết cho thấy dao động cũng có thể xảy ra ở các bộ phận khác như chong chóng lái, càng và thân máy bay, nhưng do độ cứng cao của những bộ phận này, hiện tượng dao động thực tế ít khi xảy ra.

Hiện tượng đàn hồi khí động ở cánh quay là sự tương tác giữa lực khí động và lực đàn hồi của kết cấu, dẫn đến sự trao đổi năng lượng giữa dòng khí và vật rắn Điều này làm giảm năng lượng của dòng khí, ảnh hưởng đến khả năng cung cấp năng lượng cho MBTT và thường gây giảm lực nâng trên cánh Kết cấu có thể bị biến dạng, dẫn đến hiện tượng flutter hoặc rung động, ảnh hưởng trực tiếp đến độ bền và ổn định khi bay Vì vậy, nghiên cứu hiện tượng đàn hồi khí động để phát triển mô hình thích hợp là rất quan trọng trong thiết kế MBTT.

Dao động của cánh CCM mang tính phi tuyến và thể hiện một bài toán tương tác giữa rắn và lỏng (FSI) Để phân tích hiện tượng này, việc sử dụng các phương pháp mô phỏng số là rất cần thiết, trong đó phương pháp mô phỏng số phổ biến nhất được áp dụng.

Phương pháp kết hợp giữa CFD (Computational Fluid Dynamics) và CSD (Computational Structural Dynamics) chia bài toán thành hai phần: bài toán khí động và bài toán kết cấu Mỗi phần được giải riêng bằng các mô hình tương ứng, sau đó kết quả được cập nhật cho nhau để giải bài toán khí động đàn hồi Bài toán FSI được phân chia thành hai loại: bài toán một chiều và hai chiều.

2.4.2 Mô hình mô phỏng lưu chất Để mô tả dòng chảy của chất lỏng hoặc chất khí trong tự nhiên, các phương trình đã được xây dựng nhằm mô hình hóa các loại dòng chảy Các phương trình đó bao gồm phương trình bảo toàn khối lượng, phương trình bảo toàn động lượng (hay phương trình Navier-Stokes) và phương trình bảo toàn năng lượng [6]:

THIẾT KẾ VÀ KIỂM TRA ĐẶC TÍNH KHÍ ĐỘNG CỦA MÔ HÌNH

Các bộ phận của bộ thí nghiệm

Động cơ Brushless A2212 2450KV là lựa chọn lý tưởng cho máy bay mô hình điều khiển từ xa, được sản xuất theo công nghệ tiên tiến và đạt tiêu chuẩn Châu Âu ROHS.

- Kích thước motor Brushless: 3.7mm x 2.8mm x 2.8mm

Hình 3.1 Động cơ không chổi than 2450KV

- Bánh răng chủ động: 𝑧 1 = 11 răng

- Bánh răng bị động: 𝑧 2 = 121 răng

Hình 3.2 Cặp bánh răng ăn khớp

Thân máy bay được làm bằng các tấm cacbon và có cấu trúc như trong Hình 3.3

Hình 3.3 Thân máy bay bằng cacbon

3.1.3 Trục quay, đĩa quay và bộ cùm

Trục quay là thành phần chính truyền động từ động cơ đến cánh, trong khi đó, cùm giữ vai trò cố định cánh quay Bộ phận cùm có khả năng kết nối với servo để điều chỉnh góc đặt cánh Thiết kế của cụm bộ phận này thường dựa trên động cơ có sẵn.

Hình 3.4 Trục quay, đĩa quay và bộ cùm Tarot

3.1.4 Đo lực nâng máy bay trực thăng

Trong thí nghiệm này, chúng tôi sử dụng một loadcell 10kg để đo lực nâng của máy bay trực thăng Để chuyển đổi tín hiệu từ cảm biến, cần có bộ chuyển đổi tín hiệu tương tự sang tín hiệu kỹ thuật số 24 bit HX711 Việc đọc tín hiệu từ cảm biến được thực hiện thông qua bộ Arduino UNO.

- Dây nối và các đầu kẹp;

- Điện áp hoạt động: 5VDC

• Dây xanh lá: Ngõ ra (+)

- Kích Thước: 12.7mm*12.7mm*75mm

Hình 3.6 Sơ đồ mạch đo lực nâng và màn hình hiển thị

Loadcell được nối với HX711 qua 4 dây với 4 chân trên bộ chuyển đổi:

Hình 3.7 Sơ đồ nối dây load cell với bộ chuyển đổi và adruino

Bộ chuyển đổi được kết nối với Arduino thông qua 2 dây nguồn từ chân 5V và GND, cùng với 2 dây tín hiệu DT và SCK nối vào chân 3 và chân 2 Kết quả đo sẽ được hiển thị trên màn hình LCD 16x02, sử dụng module LCM1602 kết nối qua các chân tín hiệu SDA và SCL, đồng thời lấy nguồn từ mạch Arduino Giá trị lực nâng của trực thăng sẽ xuất hiện ở góc dưới bên trái của màn hình LCD.

Hình 3.8 Một số hình ảnh thực tế của bộ đo lực nâng

3.1.5 Đo tốc độ của main rotor

Trong thử nghiệm này, chúng ta đo tốc độ khác nhau của main rotor bằng cách điều chỉnh tốc độ động cơ thông qua bộ kiểm tra động cơ Ccpm 3ch, sử dụng nguồn 3.8-6V Để đo tốc độ, chúng ta sử dụng module hồng ngoại H206, với kết quả được hiển thị trên màn hình LCD Tất cả các nhiệm vụ đọc giá trị đầu ra từ module và hiển thị trên màn hình đều được thực hiện bởi mạch Arduino, với phần cứng bao gồm các linh kiện cần thiết.

Bộ kiểm tra động cơ CCPM điều khiển động cơ thông qua bộ điều khiển tốc độ ESC, được kết nối bằng hai dây nguồn và một dây tín hiệu tương ứng trên ESC.

Sơ đồ nối như sau:

Hình 3.9 Bộ điều khiển tốc độ

Để đo tốc độ của động cơ, chúng ta sử dụng module H206 kết hợp với Arduino Module H206 có ba chân kết nối, trong đó hai chân nguồn được kết nối với chân 5V và GND trên board mạch Arduino, và chân tín hiệu được nối với chân 2 trên Arduino.

Hình 3.10 Bộ cảm biến module H206 đo tốc độ động cơ

Tốc độ cảm biến là một thiết bị điện tử có độ phân giải cao và thời gian phản hồi ngắn, cho phép đo tốc độ động cơ thông qua đầu ra kỹ thuật số Với mã đen được tích hợp, cảm biến này cung cấp thông số chính xác về tốc độ hoạt động của động cơ.

- Điện áp làm việc: DC 4.5-5.5 V

- Điện áp ra mắt cảm biến: VF = 1.6 V

- Dòng của cảm biến quang: IF