Nâng cao một số đặc tính khí động học của cánh máy bay không người lái bằng cách thay đổi mặt cong trung bình của cánh nhiều lớp

Nghiên cứu khoa học công nghệ Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Kỷ niệm 55 năm Viện KHCNQS, 10 - 2015 123 NÂNG CAO MỘT SỐ ĐẶC TÍNH KHÍ ĐỘNG HỌC CỦA CÁNH MÁY BAY KHÔNG NGƯỜI LÁI BẰNG CÁCH THAY ĐỔI MẶT CONG TRUNG BÌNH CỦA CÁNH NHIỀU LỚP Trần Duy Duyên1*, Nguyễn Đức Cương2, Mai Khánh1, Nguyễn Đức Thành1 Tóm tắt: Bài báo trình bày phương pháp xác định hình dạng cánh nhiều lớp (cụ thể là cánh 3 lớp) được tạo ra bằng cách xác định mặt cong trung bình cận tối ưu của từng cánh thành phần bằng lý thuyết xoáy rời rạc tuyến tính. Sau đó, bằng cách “thổi” trong ANSYS/CFX, nhóm tác giả sử dụng thuật toán tối ưu hóa theo gradient để nâng cao chất lượng khí động ở chế độ bay hành trình có hệ số lực nâng lớn và nâng cao hệ số lực nâng lớn nhất của cánh được tạo ra ở trên. Kết quả cho thấy chất lượng khí động tăng 18% - 28%, hệ số lực nâng lớn nhất tăng 60% - 80% so với các loại cánh kinh điển tương đương. Từ khóa: Máy bay không người lái, Động lực học chất lỏng tính toán, Tối ưu hóa hình dạng cánh nhiều lớp. 1. ĐẶT VẤN ĐỀ Trong các công trình [1], [2] đã nêu sự cần thiết phải tăng chất lượng khí động (K) ở chế độ bay hành trình và tăng hệ số lực nâng lớn nhất Lmax (C ) của máy bay không người lái (UAV). Công trình [1] đã trình bày phương pháp và thuật toán xác định mặt cong trung bình cận tối ưu của cánh 1 lớp theo lý thuyết xoáy rời rạc tuyến tính. Công trình [2] đã sử dụng thuật toán tối ưu hóa bằng phương pháp số theo gradient để tối ưu hóa mặt cong trung bình cận tối ưu của cánh được tạo ra ở trên, kết quả tối ưu hóa cho thấy chất lượng khí động của cánh được nâng cao rất nhiều so với các loại cánh kinh điển tương đương ở chế độ bay hành trình thông thường (có hệ số lực nâng L C nhỏ), tuy nhiên, hệ số Lmax (C ) cải thiện không đáng kể. Thông thường, máy bay bay hành trình ở chế độ bay có hệ số lực nâng khá nhỏ. Khi đó, nếu nâng cao được chất lượng khí động của cánh ở chế độ bay này thì hệ số Lmax (C ) không lớn. Để giải quyết hiệu quả mâu thuẫn này, nhóm tác giả đề xuất chế độ bay hành trình với chế độ hệ số lực nâng lớn tuy ít sử dụng nhưng vẫn có ý nghĩa thực tiễn quan trọng khi áp dụng cho UAV với mục đích trinh sát, tuần tra, thăm dò địa chất... Vì lúc này yêu cầu vận tốc bay hành trình tương đối nhỏ, độ cao bay lại có thể khá lớn, hơn nữa để tăng khả năng chịu gió cần phải tăng tải trong riêng của cánh G S       . Đặc biệt, bằng cách ứng dụng cánh nhiều lớp sau khi thay đổi mặt cong trung bình và qua quá trình tối ưu hóa sẽ nâng cao được đáng kể chất lượng khí động ở chế độ bay hành trình có hệ số lực nâng lớn và nâng cao rất nhiều hệ số lực nâng Lmax (C ) . Ta sẽ tiếp tục sử dụng bộ 3 tham số  1 2, , α φ φ có ảnh hưởng mạnh nhất đến các hệ số khí động [3] để tối ưu hóachất lượng khí động và hệ số Lmax C sau khi thay đổi mặt cong trung bình của cánh. Xin nhắc lại bộ 3 tham số này như sau: + α : Góc tấn (là góc tấn tiết diện giữa cánh của cánh thứ 1); + 1φ : Góc lệch của cánh thứ 2 (là góc giữa dây cung profile giữa cánh của cánh thứ 1 so với dây cung profile giữa cánh của cánh thứ 2 trong cùng một mặt cắt qua cánh, quy Tên lửa & Thiết bị bay T.D.Duyên, N.Đ.Cương, M.Khánh, N.Đ.Thành, “Nâng cao một số... cánh nhiều lớp.” 124 ước 1φ 0 khi nhìn từ profile gốc cánh đến profile mút cánh thấy cánh thứ 2 quay tương đối so với cánh thứ 1 theo chiều kim đồng hồ). + 2φ : Góc lệch của cánh thứ 3 (là góc giữa dây cung profile giữa cánh của cánh thứ 1 so với dây cung profile giữa cánh của cánh thứ 3 trong cùng một mặt cắt qua cánh, quy ước 2φ 0 khi nhìn từ profile gốc cánh đến profile mút cánh thấy cánh thứ 3 quay tương đối so với cánh thứ nhất theo chiều kim đồng hồ). Như vậy, sau khi xây dựng được hình dạng cánh 3 lớp ban đầuta cần giải hai bài toán: Bài toán 1: Cần tìm bộ 3 tham số  1 2, , optα φ φ sao cho:    1 2 DD L , , ; C = f α φ φ min C C = const (1) Bài toán 2: Cần tìm bộ 3 tham số  1 2, , optα φ φ sao cho:    1 2 LmaxLmax , , C = f α φ φ max C (2) Thuật toán tìm nghiệm của bài toán (1) được trình bày trong công trình [2]. Thuật toán tìm nghiệm của bài toán (2) được trình bày trong công trình [3]. 2. PHƯƠNG PHÁP XÂY DỰNG MẶT CONG TRUNG BÌNH CỦA CÁNH BA LỚP Để có thể giảm bớt số lần thử nghiệm (“thổi”) trên máy tính, ta cần tìm bộ 3 tham số ban đầu  1 2, , 0α φ φ gần tối ưu (cận tối ưu), tức là tìm dạng cánh ban đầu có các tham số nói trên với chất lượng khí động và Lmax C khá lớn. Trong công trình này, tác giả đã sử dụng phương pháp tìm mặt cong trung bình của cánh 3 lớp ban đầu bằng cách giải bài toán ngược của lý thuyết xoáy rời rạc tuyến tính, đã được trình bày cho cánh một lớp trong công trình [1]. Trong trường hợp tổng quát xác định mặt cong trung bình của cánh 3 lớp ban đầu, xét 3 tấm phẳng hình chữ nhật giống nhau có kích thước b x L ( b -dây cung, L -sải cánh) có các tham số hình học như sau: Hình 1.Tham số hình học tại một mặt cắt vuông góc với sải cánh của mô hình 3 tấm phẳng. α : Góc tấn của máy bay; 0b : Chiều dài dây cung của cánh 3 lớp; b : Chiều dài dây cung của các cánh thành phần; 1 2a , a : Bề rộng khe hở giữa cánh thứ 1 và cánh thứ 2, giữa cánh thứ 2 và cánh thứ 3; 1 2b , b : Độ chờm khe hở giữa cánh thứ 1 và cánh thứ 2, giữa cánh thứ 2 và cánh thứ 3; 2 1 bo b b1 a2 b2 α a1 V 3 Nghiên cứu khoa học công nghệ Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Kỷ niệm 55 năm Viện KHCNQS, 10 - 2015 125 V : Vận tốc dòng khí ở xa vô cùng. Công trình [3] đã khẳng định các tham số “bề rộng” và “độ chờm” khe hở: 1 2 1 2a , a , b , b ảnh hưởng không mạnh (so với bộ tham số  1 2, , α φ φ ) đến các hệ số khí động của cánh 3 lớp. Do đó để thuận lợi cho quá trình tính toán và tối ưu hóa, trong phạm vi bài báo này ta sẽ không khảo sát các tham số này và chúng sẽ được cố định với các giá trị được trình bày trong mục [3] dưới đây. Phương pháp xác định mặt cong trung bình tương tự như cánh 1 lớp. Tuy nhiên, có một số điểm khác biệt cần lưu ý như sau: - Cần phải xác định một quy luật phân bố tải khí động trên 3 mặt phẳng cơ sở là 3 tấm phẳng (hình 1), phân bố tải này tối ưu theo lý thuyết mặt nâng tuyến tính: Trên mỗi cánh thành phần, tải khí động phân bố trên bề mặt cánh được tạo ra theo nguyên tắc “tiến nhập êm” (tải khí động tại mép trước của cánh bằng không) và phân bố tải dọc theo sải cánh là hình elip. Khi đó sẽ thu được 3 mặt cong trung bình của ba cánh thành phần tạo ra phân bố tải khí động mong muốn. Hình dạng mặt cong này phụ thuộc vào hệ số lực nâng ta chọn: *LC (vì hệ số * LC quyết định tải khí động phân bố trên mỗi cánh thành phần theo nguyên tắc đã nói ở trên) và tính toán tại một góc tấn *α cho trước. - Sau khi xác định được 3 mặt cong trung bình , ta “bồi” thêm bề dày cho từng mặt cong trung bình theo dạng profile NACA, khi đó thu được hình dạng cánh 3 lớp ban đầu tại điểm tính toán  * *L ,C α . Tuy nhiên, chất lượng khí động tại điểm tính toán này không tối ưu khi “thổi” bằng ANSYS/CFX và hệ số Lmax C tại điểm tính toán này không tối ưu khi tăng góc tấn đến gần góc tấn tới hạn  th  . Giả sử tải khí động (không thứ nguyên) P phân bố trên các cánh thành phần là như nhau.Theo nguyên tắc phân bố tải khí động đã nói ở trên, tác giả đề xuất một quy luật phân bố tải khí động (không thứ nguyên) trên cánh 1, cánh 2 và cánh 3 như sau: Cánh 1:   2 2 1 zΔP =A 1- x x-b L 2             (3) Cánh 2:     2 2 1 12 zΔP =A 1 - x - b - b x - b - b - b L 2                    (4) Cánh 3:     2 2 1 2 1 23 zΔP =A 1 - x - 2b - b - b x - 2b - b - b - b L 2                    (5) Trong đó: * L 4 16C S A= πLb (6) 0 S=b L : Diện tích đặc trưng của cánh * LC : Hệ số lực nâng xác định mặt trung bình của cánh tối ưu theo lý thuyết xoáy rời rạc tuyến tính; Tên lửa & Thiết bị bay T.D.Duyên, N.Đ.Cương, M.Khánh, N.Đ.Thành, “Nâng cao một số... cánh nhiều lớp.” 126 x : Trục tọa độ theo hướng dây cung; z : Trục tọa độ theo hướng sải cánh; 3. CÁC KẾT QUẢ TÍNH TOÁN VÀ NHẬN XÉT 3.1. Kết quả tính toán xác định mặt cong trung bình của cánh 3 lớp Để minh họa cho kết quả tính toán cánh 3D và đảm bảo các kích thước hình học của cánh không quá lớn để có thể thử nghiệm trong ống thổi khí động, mặt khác các tham số “bề rộng” và “độ chờm” khe hở ảnh hưởng không mạnh đến các hệ số khí động cánh nhiều lớp. Tác giả đã lựa chọn các kích thước hình học để tính toán mặt cong trung bình cánh 3 lớp như sau: - Dây cung 0b =0.337[m] ; - Sải cánh L=1[m] (độ dãn dài λ=3); - Chọn bề rộng khe hở, minh họa một trường hợp: 1 2 0 =a a 2%b ; - Chọn độ chờm khe hở, minh họa một trường hợp: 1 2 b =b =0; - Tính toán tại góc tấn *α 0 , vận tốc V=30[m/s] , độ cao H=0[m] ; - Qua khảo sát bằng phần mềm Ansys/CFX: Để nâng cao chất lượng khí động ở chế độ bay hành trình có hệ số lực nâng lớn và nâng cao hệ số Lmax C so với các loại cánh kinh điển tương đương, khi đó hệ số lực nâng xác định mặt trung bình của cánh tối ưu theo lý thuyết xoáy rời rạc tuyến tính: * LC cũng phải khá lớn. Ở đây, ta minh họa 1 trường hợp tương ứng với * LC =0.8 . Tải khí động phân bố trên các cánh thành phần được thể hiện trên hình 2. Khi đó ta được mặt trung bình của cánh 3 lớp (hình 3): Hình 2. Tải khí động phân bố trên một nửa cánh qua mặt phẳng đối xứng của cánh 3 lớp  .*LC = 0.8 Hình 3. Mặt trung bình một nửa cánh qua mặt phẳng đối xứng của cánh 3 lớp  .*LC = 0.8 Sau khi xây dựng được mặt cong trung bình, ta “bồi” thêm bề dày tương đối C=15%b cho mặt trung bình của các cánh thành phần theo dạng của profile NACA-0015 .Kết quả được thể hiện trên hình 4. Nghiên cứu khoa học công nghệ Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Kỷ niệm 55 năm Viện KHCNQS, 10 - 2015 127 Hình 4. Hình dạng một nửa cánh qua mặt phẳng đối xứng của cánh 3 lớp  .*LC = 0.8 Hình 5. Tiết diện cánh 3 lớp tại mặt phẳng đối xứng  .*LC = 0.8 3.2. Kết quả mô phỏng + Kết quả định lượng: L D C =0.886, C =0.1, K=8.88 + Kết quả định tính (hình 6, 7) Hình 6. Trường áp suất cánh 3 lớp  *LC = 0.8 tại mặt cắt z = 0.1[m] . Hình 7. Trường vận tốc cánh 3 lớp  *LC = 0.8 tại mặt cắt z = 0.1[m] . * Nhận xét: Kết quả mô phỏng: LC =0.886 , sai số so với phương pháp xoáy rời rạc  LC =0.8 có thể chấp nhận được. Hơn nữa, trên hình 6 là trường áp suất tại mặt cắt z = 0.1[m]một phần nào đó phản ánh tương đối chính xác tải khí động cho trước (hình 2) Trong quá trình tính toán mặt cong trung bình, nhóm tác giả đã tính toán tại góc tấn *α 0 , tức khi đó véc tơ vận tốc V ox  . Tuy nhiên, kết quả mặt cong trung bình tính toán được ngoài đặc điểm là vừa có xoắn khí động và xoắn hình học (hình 4) còn có một đặc điểm rất quan trọng sau đây: Gọi 0 01 02α ,β ,β lần lượt là góc giữa dây cung profile của cánh thứ 1, cánh thứ 2, cánh thứ 3 tại mặt phẳng đối xứng  z = 0[m] và trục ox ( quy ước 0 01 02α , β , β 0 khi nhìn từ profile gốc cánh đến profil mút cánh thấy dây cung profile của cánh thứ 1, cánh thứ 2, cánh thứ 3 tại mặt phẳng đối xứng quay tương đối so với trục ox theo chiều kim đồng hồ). Khi đó: 0 00 0 01 02α =-2.2 , β =5.23 , β 13.8 .(hình 5). Như vậy, khi nhóm tác giả tiếp tục sử dụng bộ tham số  1 2, , α φ φ để tối ưu hóa thì bằng phương pháp xoáy rời rạc đã cho ta bộ tham số ban đầu  1 2, , 0α φ φ như sau: 0 0 0 0 10 01 0 20 02 0α =-2.2 , φ =β -α =7.43 , φ =β -α =16 . Đây là bộ tham số định hướng ban đầu cho quá trình tối ưu hóa, đồng thời với kết quả tính toán này cũng cho thấy bộ tham số trên có ảnh hưởng rất mạnh đến các hệ số khí động của cánh nhiều lớp. Tên lửa & Thiết bị bay T.D.Duyên, N.Đ.Cương, M.Khánh, N.Đ.Thành, “Nâng cao một số... cánh nhiều lớp.” 128 3.3. Kết quả tối ưu hóa chất lượng khí động Để đại diện kết quả tối ưu hóa chât lượng khí động ởchế độ bay hành trình có hệ số lực nâng lớn, ta tối ưu hóa ở chế độ bay hành trình có L C =1.5 . Như vậy ta phải tìm bộ tham số  1 2, , optα φ φ thỏa mãn hệ (1). Phương pháp giải hệ (1) đã được trình bày trong công trình [2]. Kết quả như sau: max K =6.15 tại điểm 0 opt 0 1opt 0 2opt α =3.8 φ =6.26 φ =22.61        (7) * Nhận xét: Theo công trình [2]: Ở chế độ bay hành trình có L C =1.5 thì chất lượng khí động của cánh có dạng profile NACA 0015: K=4.8 , chất lượng khí động của cánh có dạng profile NACA 2415: K=5.2 . Như vậy, chất lượng khí động của cánh 3 lớp sau khi thay đổi mặt cong trung bình và qua quá trình tối ưu hóa tăng 28.1% so với cánh có dạng profile NACA 0015, tăng 18.27% so với cánh có dạng profile NACA 2415. 3.4. Kết quả tối ưu hóa hệ số Lmax C Bằng cách giải hệ [2] đã được trình bày trong công trình [3]. Kết quả thu được như sau:  Lmaxmax C =2.9 tại điểm: 0 opt 0 1opt 0 2opt α =3.5 φ =35 φ =70        (8) * Nhận xét: So sánh với cánh có dạng profile NACA 0015  LmaxC 1.61 , cánh có dạng profile NACA 2415  LmaxC 1.81 [2] và cánh phẳng 3 lớp  LmaxC 2.45 [3] tương đương thì qua quá trình tối ưu hóa, hệ số lực nâng lớn nhất của cánh 3 lớp với *LC = 0.8 là LmaxC 2.9 : tăng 80% (so với cánh có dạng profile NACA 0015), tăng 60% (so với cánh có dạng profile NACA 2415) và tăng 18% so với cánh phẳng 3 lớp tương đương. 4. KẾT LUẬN Nhóm tác giả đã xây dựng được công thức xác định tải khí động phân bố trên cánh 3 lớp (theo nguyên tắc “tiến nhập êm” và tải khí động phân bố theo sải cánh là elip), khi đó tính toán được mặt cong trung bình của cánh bằng cách thay đổi hệ số lực nâng tính toán *LC (hệ số * LC quyết định mặt cong trung bình của cánh).Đồng thời đã xây dựngđược phần mềm xác định hình dạng ban đầu của cánh 3 lớp trên cơ sở giải bài toán ngược của lý thuyết xoáy rời rạc tuyến tính Kết quả tính toán bằng phương pháp xoáy rời rạc tuyến tính cho thấy bộ tham số góc tấn và góc lệch các cánh thành phần  1 2, , α φ φ ảnh hưởng rất mạnh đến các hệ số khí động và kết quả này đã định hướng cho bài toán tối ưu hóa bằng cách thay đổi bộ tham số nói trên. Nghiên cứu khoa học công nghệ Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Kỷ niệm 55 năm Viện KHCNQS, 10 - 2015 129 Bằng thuật toán tối ưu hóa theo gradient và tính toán bằng phần mềm Ansys/CFX xác định được bộ tham số  1 2, , optα φ φ . Cánh 3 lớp với bộ tham số này có chất lượng khí động được cải thiện 18%-28% ở chế độ bay hành trình với hệ số LC lớn  LC 1.5 , nâng cao được 60%-80% hệ số LmaxC so với các loại cánh “kinh điển” tương đương Như vậy, có thể tạo ra UAV vừa có thể bay chậm và bay lâu ở độ cao khá lớn, vừa đảm bảo cho UAV có đặc tính cất hạ cánh được cải thiện rất nhiều. Lời cảm ơn: Nhóm tác giả xin cảm ơn sự giúp đỡ tận tình về ý tưởng khoa học của GS.TSKH Nguyễn Đức Cương. TÀI LIỆU THAM KHẢO [1]. Nguyễn Đức Cương, Mai Khánh, Trần Duy Duyên, “Nâng cao đặc tính khí động học của máy bay không người lái ở chế độ bay có hệ số lực nâng lớn”, Tuyển tập công trình Hội nghị Khoa học Cơ học Thủy khí Toàn quốc năm 2014, NXB Khoa học tự nhiên và Công nghệ, 2014. [2]. Nguyễn Đức Cương, Mai Khánh, Nguyễn Đức Thành, Trần Duy Duyên, “Nâng cao chất lượng khí động của cánh máy bay không người lái bằng cách thay đổi mặt cong trung bình của cánh”, Tạp chí Khoa học và Kỹ thuật, 8/2015. [3]. Nguyễn Đức Cương, Mai Khánh, Nguyễn Đức Thành, Trần Duy Duyên, “Nâng cao hệ số lực nâng lớn nhất của máy bay không người lái bằng cách ứng dụng cánh nhiều lớp phẳng”,Tạp chí Nghiên cứu KH-CNQS, 8/2015. [4]. Lã Hải Dũng, Trần Duy Duyên, Vũ Minh Tâm, Trần Quốc Cường, Trần Phú Hoành, “Nghiên cứu đặc tính khí động học của cánh máy bay khi sử dụng cánh tà có khe hở”,Tuyển tập công trình Hội nghị Khoa học Cơ học Thủy khí Toàn quốc năm 2014, NXB Khoa học tự nhiên và Công nghệ, 2014. ABSTRACT IMPROVING OF AERODYNAMIC CHARACTERISTICS OF OF THE UAV WING BY VARIATION OF THE MEAN SURFACE OF MULTILAYER WING This paper presents methods for determining the shape of multilayer wing (namely three-layer wing), while the mean surface of the wing is determined by linear vortex lattice theory. Meanwhile, the authors use gradient method of optimization to improve the lift – to – drag ratio in the cruise flight mode with large lift coefficient and improving the maximal lift coefficient of wing created above. Calculation results and optimimal multilayer wing shapes may be applied on UAVs. Keywords: UAV, CFD, Multilayer wing shape optimization. Nhận bài ngày 9 tháng 07 năm 2015 Hoàn thiện ngày 18 tháng 08 năm 2015 Chấp nhận đăng ngày 10 tháng 9 năm 2015 Địa chỉ: 1 Viện Khoa học và Công nghệ QS 2 Hội Hàng không – Vũ trụ Việt nam * Email: duyduyen85@gmail.com