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

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.
Nội dung trích xuất từ tài liệu:
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 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 (C Lmax ) 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 C L nhỏ), tuy nhiên, hệ số (C Lmax ) 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 (C Lmax ) 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  . Đặc biệt, bằng cách   S   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 (C Lmax ) . Ta sẽ tiếp tục sử dụng bộ 3 tham số  α, φ1, φ2  có ảnh hưởng mạnh nhất đến các hệ số khí động [3] để tối ưu hóachất lượng khí động và hệ số CLmax 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); + φ1 : 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 Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Kỷ niệm 55 năm Viện KHCNQS, 10 - 2015 123  Tên lửa & Thiết bị bay ước φ1  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). + φ 2 : 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 φ 2  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  α, φ1, φ2 opt sao cho: C D = f  α, φ1 , φ2   min  CD  ; C L = const (1) Bài toán 2: Cần tìm bộ 3 tham số  α, φ1, φ2 opt sao cho: C Lmax = f  α, φ1, φ2   max  CLmax  (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  α, φ1 , φ2 0 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 C Lmax 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: a1 a2 α 1 b1 V 2 b b2 3 bo 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 ba ...