Nghiên cứu thực nghiệm hiệu suất tiêu thụ năng lượng của máy bay nhiều chong chóng mang

BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO
TRƢỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA HÀ NỘI
---------------------------------------

BÙI MẠNH THẮNG

NGHIÊN CỨU THỰC NGHIỆM HIỆU SUẤT TIÊU THỤ NĂNG
LƢỢNG CỦA MÁY BAY NHIỀU CHONG CHÓNG MANG

Chuyên ngành :

Kỹ thuật Cơ khí Động lực

LUẬN VĂN THẠC SĨ KHOA HỌC
CHUYÊN NGÀNH KỸ THUẬT CƠ KHÍ ĐỘNG LỰC
NGƢỜI HƢỚNG DẪN KHOA HỌC
TS. Vũ Đình Quý

HÀ NỘI - NĂM 2018


CỘNG HÒA XÃ HỘI CHỦ NGHĨA VIỆT NAM
Độc lập – Tự do – Hạnh phúc

BẢN XÁC NHẬN CHỈNH SỬA LUẬN VĂN THẠC SĨ
Họ và tên tác giả luận văn: Bùi Mạnh Thắng
Đề tài luận văn: Nghiên cứu thực nghiệm hiệu suất tiêu thụ năng lƣợng của
máy bay nhiều chong chóng mang.
Chuyên ngành: Kỹ thuật Cơ khí động lực
Mã số HV: CBC17010
Tác giả, Ngƣời hƣớng dẫn khoa học và Hội đồng chấm luận văn xác nhận tác

giả đã sửa chữa, bổ sung luận văn theo biên bản họp Hội đồng ngày 30/10/2018 với
các nội dung sau:
- Đƣa ra tài liệu tham khảo vào các phần đƣợc trích dẫn.
- Sửa lại lề của các trang danh mục hình ảnh.
- Chỉnh lại định dạng của các công thức đƣa ra ở phần lý thuyết các trang
19, 20.
- Bổ sung các đồ thị để đánh giá thêm về phần kết quả.

Ngày
Giáo viên hƣớng dẫn

tháng

năm 2018

Tác giả luận văn

CHỦ TỊCH HỘI ĐỒNG


LỜI CAM ĐOAN
Tôi – Bùi Mạnh Thắng, học viên lớp Cao học Kỹ thuật Cơ khí Động lực
khóa CLC2017B Trƣờng Đại học Bách khoa Hà Nội – cam kết luận văn này là cơng
trình nghiên cứu của bản thân tơi dƣới sự hƣớng dẫn của TS. Vũ Đình Quý – Viện
Cơ khí Động lực – Đại học Bách khoa Hà Nội. Các số liệu, kết quả nêu trong luận
văn là trung thực và chƣa từng đƣợc ai công bố trong bất kỳ cơng trình nào khác.
Tác giả luận văn xin chịu trách nhiệm về nghiên cứu của mình.

Hà Nội, ngày

tháng

năm 2018

Tác giả

Bùi Mạnh Thắng


Xác nhận của giáo viên hƣớng dẫn về mức độ hoàn thành của luận văn tốt nghiệp và
cho phép bảo vệ:
...................................................................................................................
...................................................................................................................

Hà Nội, ngày

tháng

năm 2018

Giảng viên hƣớng dẫn

TS. Vũ Đình Quý


TÓM TẮT NỘI DUNG LUẬN VĂN

Trong thời gian gần đây các nhà khoa học đã tập trung nghiên cứu tính hiệu
quả của UAV nhiều chong chóng mang sử dụng phƣơng án cánh kép đồng trục do
khả năng mang tải lớn hơn so với UAV sử dụng cánh đơn. Tuy nhiên việc nghiên

cứu tính tốn thiết kế là khá khó khăn do phải khắc phục hạn chế về khí động học
làm ảnh hƣởng tới chất lƣợng về lực nâng dẫn đến hiệu quả thấp hơn so với lƣợng
năng lƣợng tiêu hao.
Trong đồ án này chúng ta sẽ nghiên cứu và tính toán hiệu suất tiêu hao năng
lƣợng của cánh đơn và phƣơng án cánh kép đồng trục đồng thời đƣa ra những so
sánh về tính hiệu quả của UAV sử dụng phƣơng án cánh kép đồng trục mang lại so
với UAV chỉ sử dụng cánh đơn.

ABSTRACT OF THESIS
In recent years scientists have focused on the efficiency of the propeller
UAV carries many schemes used by the Multirotor-coaxial capable of carrying
larger loads than UAV multirotor. However, the study design calculations is quite
difficult due to overcome aerodynamic constraints affecting the quality of the lift
leading to less efficient than energy consumption.
In this project we will study and calculate the energy consumption
performance of single wing and double wing coaxial plans and make comparisons
of the effectiveness of UAV using biplane plans to bring coaxial against the single
wing UAV use only.


MỤC LỤC
CHƢƠNG I: GIỚI THIỆU CHUNG VÀ CƠ SỞ LÝ THUYẾT .......................................... 3

1.1 Giới thiệu chung. ...............................................................................................3
1.1.1 Giới thiệu chung về máy bay khơng ngƣời lái nhiều chong chóng mang
(multirotor)...........................................................................................................3
Trong phần tiếp, ta sẽ xem xét nguyên lý hoạt động của loại multirotor đơn
giản và phổ biến nhất – quadcopter. ....................................................................4
1.1.2 Lịch sử phát triển. .......................................................................................4
1.1.3 Phân loại UAV nhiều chong chóng mang. .................................................5

1.1.4 Ứng dụng và hƣớng phát triển. ...................................................................6
1.2 Nguyên lý hoạt động của quadcopter ................................................................7
1.2.1 Khái quát nguyên lý chung .........................................................................7
1.2.2 Lực đẩy tĩnh của cách quạt (thrust) ............................................................8
1.2.3 Moment cản của cánh quạt (drag) ..............................................................8
1.2.4 Tổng hợp lực trên thân máy bay .................................................................9
1.3 Lý thuyết khí động trên cánh đơn, cánh kép ...................................................10
1.3.1 Xét mơ hình khí động trên một cánh đơn. ................................................10
CHƢƠNG 2: XÂY DỰNG BỘ THÍ NGHIỆM ĐO LỰC NÂNG, CƠNG SUẤT ............. 15

2.1 Sơ đồ nguyên lý bộ thí nghiệm........................................................................15
2.2 Các đối tƣợng cần đo .......................................................................................15
2.3 Các đại lƣợng cần đo .......................................................................................16
2.3.1 Các đại lƣợng cần đo ................................................................................16
2.3.2 Xác định giới hạn đo và độ chính xác của thiết bị đo...............................17
2.4 Các thiết bị thí nghiệm ....................................................................................17
2.4.1 Bộ đo tốc độ quay cánh quạt Digital Tachometer. ...................................18
2.4.2 Động cơ Sunny Sky X 2212 ....................................................................19
2.4.3 Bộ điều tốc (ESC). ...................................................................................20
2.4.6 Bộ thu tín hiệu (Receiver).........................................................................23
2.4.7 Thiết bị cảm ứng lực (Loadcell). ..............................................................23

i


2.4.8 Board mạch Arduino Uno R3 ...................................................................24
2.4.9 Mạch chuyển đổi lực Loadcell HX711 ....................................................26
2.4.10 Thiết bị đo tốc độ quay cánh quạt ...........................................................27
2.4.11 Thiết bị Aligent 34970. ..........................................................................28
2.4.12 Thiết bị đo điện áp và cƣờng độ dòng điện. ...........................................28

2.5 Tổng quan nguyên lý .......................................................................................29
2.6 Thiết kế lắp đặt bộ thí nghiệm. .......................................................................30
2.6.1 Thiết kế lắp đặt. ........................................................................................30
2.3.2 Các bƣớc tiến hành thí nghiệm. ................................................................33
CHƢƠNG 3: THỰC NGHIỆM ĐO LỰC ĐẨY VÀ HIỆU SUẤT .................................... 34

3.1. Phân tích kết quả đo lực đẩy và vận tốc của cánh đơn. ..................................35
3.1.1.Cánh GF 8045 ...........................................................................................35
3.1.2 Cánh GF 1045 ...........................................................................................36
3.1.3 Cánh GF 1245 ...........................................................................................37
3.1.4 So sánh kết quả lực đẩy phụ thuộc vào vận tốc của 3 loại cánh đơn khác
nhau. ...................................................................................................................38
3.2 Phân tích kết quả đo lực đẩy và vận tốc cánh kép đồng trục. ........................39
3.2.1 Cánh kép đồng trục GF 8045. ...................................................................39
3.2.2 Cánh kép đồng trục GF 1045. ...................................................................40
3.2.3 Cánh kép đồng trục GF 1245. ...................................................................41
3.2.4 So sánh kết quả lực đẩy phụ thuộc vào vận tốc sử dụng cánh kép đồng
trục với 3 loại cánh khác nhau ...........................................................................42
3.3 So sánh lực đẩy phụ thuộc vào vận tốc của cánh kép đồng trục so với hai cánh
đơn đặt trên cùng một mặt phẳng. .........................................................................43
3.3.1 Cánh GF 8045 ...........................................................................................43
3.3.2 Cánh GF 1045 ...........................................................................................44
3.3.3 Cánh GF 1245 ...........................................................................................46
3.4 Phân tích kết quả tính hiệu suất tiêu hao năng lƣợng phƣơng án cánh kép
đồng trục. ...............................................................................................................47

ii


3.4.1. Cánh kép đồng trục GF 8045. ..................................................................47

3.4.2. Cánh kép đồng trục GF 1045 ...................................................................49
3.4.3. Cánh kép đồng trục GF 1245 ...................................................................50
3.4.4. So sánh kết quả hiệu suất tiêu hao năng lƣợng phụ thuộc vào vận tốc
phƣơng án cánh kép đồng trục. ..........................................................................51
3.5 So sánh hiệu suất tiêu hao năng lƣợng phụ thuộc vào vận tốc trong hai trƣờng
hợp hai cánh đơn độc lập và cánh kép đồng trục. .................................................52
3.5.1 Cánh GF 8045 ...........................................................................................52
3.5.2 Cánh GF 1045 ...........................................................................................53
3.5.3 Cánh GF 1245 ...........................................................................................54

iii


DANH MỤC HÌNH ẢNH
Hình 1: Một số loại multirotor phổ biến ..................................................................... 4
Hình 2: Một số loại máy bay nhiều chong chóng mang. ............................................ 6
Hình 3:Các chuyển động cơ bản của quadcopter ........................................................ 7
Hình 4:Lực đẩy, moment xoắn của các cánh quạt tác động lên thân máy bay ........... 9
Hình 5: Mơ hình khí động của một cánh quạt........................................................... 10
Hình 6: Mơ hình dịng chảy qua hệ thống cánh kẹp đồng trục ................................. 12
Hình 7: Phân bố lực cánh kép đồng trục ................................................................... 13
Hình 8: Sơ đồ nguyên lý bộ thí nghiệm .................................................................... 15
Hình 9:Các đối tƣợng đo gồm có động cơ (Controller&Motor), cánh quạt (Blade) 16
Hình 10: Bộ đo tốc độ quay cánh quạt Digital Tachometer...................................... 18
Hình 11: Động cơ Sunny Sky X 2212 ...................................................................... 19
Hình 12: Sơ đồ nguyên lý bộ điều tốc (ESC)............................................................ 20
Hình 13: Đồ thị dạng xung điều chế PWM. .............................................................. 20
Hình 14:Mạch nghiên cứu điều khiển tải bằng PWM .............................................. 21
Hình 15:Sơ đồ xung của van điều khiển và đầu ra ................................................... 21
Hình 16: Pin Lipo Tiger Power ................................................................................. 22

Hình 17: Bộ phát tín hiệu (bộ điều khiển) ................................................................ 23
Hình 18: Bộ thu tín hiệu ............................................................................................ 23
Hình 19: Loadcell Mavil ........................................................................................... 24
Hình 20: Board mạch Arduino Uno R3 .................................................................... 25
Hình 21: Giao diện ngơn ngữ làm việc Arduino ....................................................... 26
Hình 22: Mạch HX711 .............................................................................................. 27
Hình 23: Bộ đo tốc độ quay cánh quạt Digital Tachometer...................................... 27
Hình 24: Máy Agilent 4970 ...................................................................................... 28
Hình 25: Thiết bị đo điện áp cƣờng độ dòng điện pin Lipo ...................................... 29
Hình 26:Tổng quan sơ đồ nguyên lý của thiết bị đo ................................................. 29

iv


Hình 27: Thiết kế 3D mơ hình thí nghiệm đo lực đẩy cánh kép. .............................. 31
Hình 28: Bộ gá cánh đồng phẳng .............................................................................. 31
Hình 29: Bộ gá cánh đồng trục ................................................................................. 31
Hình 30: Hình ảnh bộ thí nghiệm hai chong chóng đồng trục .................................. 32
Hình 31:Sơ đồ mắc nối mạch cảm biến Loadcell ..................................................... 32
Hình 32: Thiết kế board mạch Arduino .................................................................... 33
Hình 33: Đồ thị điện áp ra của loadcell theo thời gian. ............................................ 34
Hình 34: Đồ thị lực đẩy phụ thuộc vào vận tốc cánh GF8045.................................. 35
Hình 35: Đồ thị lực đẩy phụ thuộc vào vận tốc cánh GF1045.................................. 36
Hình 36: Đồ thị lực đẩy phụ thuộc vào vận tốc cánh GF1245.................................. 37
Hình 37: Đồ thị so sánh lực đẩy phụ thuộc vào vận tốc với 3 loại cánh đƣờng kính
khác nhau................................................................................................................... 38
Hình 38: Đồ thị lực đẩy phu thuộc vào vận tốc cánh kép đồng trục GF8045. ......... 39
Hình 39: Đồ thị lực đẩy phu thuộc vào vận tốc cánh kép đồng trục GF1045. ......... 40
Hình 40: Đồ thị lực đẩy phu thuộc vào vận tốc cánh kép đồng trục GF1245. ......... 41
Hình 41: Đồ thị so sánh lực đẩy phụ thuộc vào vận tốc sử dụng cánh kép đồng trục

của 3 loại cánh khác nhau. ........................................................................................ 42
Hình 42: Đồ thị so sánh lực đẩy phụ thuộc vào vận tốc giữa 2 cánh đơn và cánh kép
đồng trục GF 8045 .................................................................................................... 43
Hình 43: Đồ thị hiệu suất lực đẩy phụ thuộc vào vận tốc giữa 2 cánh đơn và cánh
kép đồng trục GF 8045 .............................................................................................. 44
Hình 44: Đồ thị so sánh lực đẩy phụ thuộc vào vận tốc giữa 2 cánh đơn và cánh kép
đồng trục GF 1045 .................................................................................................... 45
Hình 45: Đồ thị hiệu suất lực đẩy phụ thuộc vào vận tốc giữa 2 cánh đơn và cánh
kép đồng trục GF 1045 .............................................................................................. 45
Hình 46: Đồ thị so sánh lực đẩy phụ thuộc vào vận tốc giữa 2 cánh đơn và cánh kép
đồng trục GF 1245 .................................................................................................... 46
Hình 47: Đồ thị hiệu suất lực đẩy phụ thuộc vào vận tốc giữa 2 cánh đơn và cánh
kép đồng trục GF 1245 .............................................................................................. 47

v


Hình 48: Đồ thị hiệu suất tiêu hao năng lƣợng phụ thuộc vận tốc cánh kép đồng trục
GF8045. .................................................................................................................... 48
Hình 49: Đồ thị hiệu suất tiêu hao năng lƣợng phụ thuộc vận tốc cánh kép đồng trục
GF1045. .................................................................................................................... 49
Hình 50: Đồ thị hiệu suất tiêu hao năng lƣợng phụ thuộc vận tốc cánh kép đồng trục
GF1245. .................................................................................................................... 50
Hình 51: Đồ thị so sánh hiệu suất phụ thuộc vào vận tốc sử dụng cánh kép đồng trục
của 3 loại cánh khác nhau. ........................................................................................ 51
Hình 52: Đồ thị so sánh hiệu suất phụ thuộc vào vận tốc giữa 2 cánh đơn và cánh
kép đồng trục GF 8045 .............................................................................................. 53
Hình 54: Đồ thị so sánh hiệu suất phụ thuộc vào vận tốc giữa 2 cánh đơn và cánh
kép đồng trục GF 1045 .............................................................................................. 54
Hình 55: Đồ thị hiệu suất tiêu hao năng lƣợng phụ thuộc vào vận tốc giữa 2 cánh

đơn và cánh kép đồng trục GF 1045 ......................................................................... 54
Hình 56: Đồ thị so sánh hiệu suất phụ thuộc vào vận tốc giữa 2 cánh đơn và cánh
kép đồng trục GF 1245 .............................................................................................. 55
Hình 57: Đồ thị hiệu suất tiêu hao năng lƣợng phụ thuộc vào vận tốc giữa 2 cánh
đơn và cánh kép đồng trục GF 1245 ......................................................................... 56

vi


DANH MỤC BẢNG BIỂU
Bảng 1: Thông số kĩ thuật của bộ đo tốc độ quay tachometer ..................................18
Bảng 2: Thông số kĩ thuật động cơ Sunny Sky X2212 .............................................19
Bảng 3: thông số kĩ thuật pin Lipo:...........................................................................22
Bảng 4: thông số kĩ thuật của Loadcell : ...................................................................24
Bảng 5: Kết quả đo vận tốc và lực đẩy cánh quạt GF8045 .......................................35
Bảng 6: Kết quả đo vận tốc và lực nâng cánh quạt GF1045 .....................................36
Bảng 7: Kết quả đo vận tốc và lực đẩy cánh quạt GF1245 .......................................37
Bảng 8: Kết quả đo vận tốc và lực đẩy của 3 loại cánh đƣờng kính khác nhau ......38
Bảng 9: Kết quả đo vận tốc và lực đẩy cánh kép đồng trục GF8045........................39
Bảng 10: Kết quả đo vận tốc và lực đẩy cánh kép đồng trục GF1045......................40
Bảng 11: Kết quả đo vận tốc và lực đẩy cánh kép đồng trục GF1245......................41
Bảng 12: Kết quả đo vận tốc và lực đẩy sử dụng cánh kép đồng trục của 3 loại cánh
khác nhau...................................................................................................................42
Bảng 13: Lực đẩy phụ thuộc vào vận tốc trong 2 trƣờng hợp cánh đơn và cánh kép
đồng trục GF 8045 ....................................................................................................43
Bảng 14: Lực đẩy phụ thuộc vào vận tốc trong 2 trƣờng hợp cánh đơn và cánh kép
đồng trục GF 1045 ....................................................................................................44
Bảng 15: Lực đẩy phụ thuộc vào vận tốc trong 2 trƣờng hợp cánh đơn và cánh kép
đồng trục GF 1245 ....................................................................................................46
Bảng 16: Kết quả đo vận tốc và công suất cánh kép đồng trục GF8045 ..................48

Bảng 17: Kết quả đo vận tốc và công suất cánh kép đồng trục GF1045 ..................49
Bảng 18: Kết quả đo vận tốc và công suất cánh kép đồng trục GF1245 ..................50
Bảng 19: Kết quả hiệu suất tiêu hao năng lƣợng phụ thuộc vào vận tốc sử dụng cánh
kép đồng trục của 3 loại cánh khác nhau. .................................................................51
Bảng 20: Hiệu suất tiêu hao năng lƣợng phụ thuộc vào vận tốc trong 2 trƣờng hợp
cánh đơn và cánh kép đồng trục GF 8045 .................................................................52
Bảng 21: Hiệu suất tiêu hao năng lƣợng phụ thuộc vào vận tốc trong 2 trƣờng hợp
cánh đơn và cánh kép đồng trục GF 1045 .................................................................53
Bảng 22: Hiệu suất tiêu hao năng lƣợng phụ thuộc vào vận tốc trong 2 trƣờng hợp
cánh đơn và cánh kép đồng trục GF 1245 .................................................................55

vii


DANH MỤC CÁC KÍ HIỆU
T:……………………………………là lực đẩy của cánh quạt hƣớng lên trên

v và v :…………………………….. là các vận tốc cận trên và cận dƣới
v2 và v1 : …………….....là các vận tốc phía trên và phía dƣới của cánh quạt
p và p : …………………………...…là các áp suất cận trên và cận dƣới
p1 và p2 : ……………………là các áp suất phía trên và dƣới của cánh quạt

v0 :…………………………………………. là vận tốc dịng đi vào cánh quạt
 :…………………………………………………...…. Là mật độ khơng khí

: ……………………………………………………………….hệ số lực đẩy
T :………………………………………………………………… Lực đẩy (N)
:…………………….………………… khối lƣợng riêng của khơng khí (Kg/𝑚 )
A: ……………………………………………………diện tích cánh quạt (𝑚 )
: …………………………………………………...tốc độ quay roto (vòng/s)

: …………………………………………………………...hệ số năng lƣợng
h:…………………………………………….. khoảng cách giữa 2 rotor (mm)
P: ……………………………………………………………..năng lƣợng (W)
Q: ……………………………………………………………...mô-men (N.m)
PL: ……………………………………………....năng lƣợng tải tiêu thụ (g/W)
Re: …………………………………………………………………..số Reynol
M: …………………………………………………………………….số Mach
R: …………………………………………………...bán kính cánh quạt (mm)
N:……………………………………………………………... Là lực tác động
k: ……………………………………………………..hệ số riêng của loadcell
V

: ………………………………………………………………Hiệu điện thế

U:……………………………………………………………………… Điện áp
I: ………………………………………………………….Cƣờng độ dòng điện
H:………………………………………………. hiệu suất tiêu hao năng lƣợng

viii


LỜI MỞ ĐẦU
Chƣa đầy nửa thể kỉ, sự phát triển đột phá của khoa học cơng nghệ nói chung
và kĩ thuật điện-điện tử nói riêng đã giúp chúng ta tạo nên bƣớc nhảy vọt trong nền
văn minh của nhân loại. Con ngƣời, đang dần khai phá, chinh phục những công
nghệ mà trƣớc đó đã từng là giấc mơ trong suốt hàng ngàn năm. Một trong số đó là
lĩnh vực hàng không.
Công nghiệp hàng không đã bắt đầu với máy bay ném bom quân sự trong thế
chiến thứ nhất, nhƣng sau một chặng đƣờng phát triển, trải qua thế chiến thứ hai,
ngƣời ta nhận thấy tiềm năng ứng dụng khổng lồ của máy bay không chỉ giới hạn

trong lĩnh vực quân sự. Công nghệ của quân sự đã tạo đà cho những chiếc máy bay
thƣơng mại, trực thăng ra đời vào khoảng thập niên 60, và chúng đã chiếm lĩnh cả
thị phần lẫn sự quan tâm của con ngƣời trong suốt nửa còn lại của thế kỉ XIX. Chỉ
với vài năm gần đây, mới xuất hiện một hƣớng đi đầy tiền năng cho ngành hàng
khơng, đó là máy bay khơng ngƣời lái – DRONE.
Drone có nhiều khả năng ƣu việt nhƣ tính cơ động, có thể hoạt động ở những
nơi mà con ngƣời khó tiếp cận. Ngồi ra cịn đƣợc ứng dụng rộng rãi trong một số
lĩnh vực nhƣ quan sát núi lửa, kiểm tra môi trƣờng, gieo trồng, phun thuốc trừ sâu
nông nghiệp…
Thuật ngữ “Drone” dần trở nên phổ biến trong bối cảnh nền công nghiệp vi xử
lý công nghiệp sản xuất linh kiện điện tử phát triển mạnh mẽ. Điều đó tạo điều kiện để
giá thành drone đại chúng hơn, dễ ứng dụng hơn, thời gian hoàn thiện nhanh hơn.
Nhƣng đồng nghĩa với đó là thời gian “sống”, hay khả năng cạnh tranh của các giải
pháp kĩ thuật sử dụng trên chính bản thân drone cũng ngắn hơn. Nghiên cứu và phát
triển Drone hiện nay vừa là cơ hội lớn mang tính đột phá vừa là một thách thức đối với
ngƣời phát triển, khi mà nền tảng công nghệ đang thay đổi chóng mặt mỗi ngày.
Đối nghịch với điều đó, ngƣời ta lại nhận ra rằng có quá nhiều vấn đề cần giải
quyết nếu muốn thiết kế một chiếc drone hoàn thiện, giải quyết trọn vẹn tất cả những
vấn đề ấy có thể mất tới hàng năm trời, đơn cử ở một chiếc quadcopter, bộ phận quan
trọng nhất là 4 chiếc quạt nằm ở 4 góc của drone, để điều khiển drone cân bằng trong
không trung, ngƣời kĩ sƣ thiết kế hệ thống truyền động cần nắm rất rõ khơng chỉ đặc
tính của động cơ kéo tải quạt gió, mà cịn phải nắm đƣợc đặc tính động học của cánh
quạt, yêu cầu nhƣ vậy thực sự là trở ngại cả về lý thuyết lẫn thực tiễn.
Trên phƣơng diện lý thuyết, nó u cầu xây dựng mơ hình phi tuyến cho
động cơ xuất phát từ sự thay đổi các tham số động cơ theo nhiệt độ, ma sát không

1


khí. Sự thay đổi lực đẩy của cánh quạt theo vận tốc… và rất nhiều các tham số thay

đổi khác. Một chiếc động cơ của quadcopter khi hoạt động có thể đạt vận tốc vài
chục nghìn vịng trong một phút, kiểm sốt chính xác theo lý thuyết đƣợc tất cả đặc
tính động học ở tốc độ cao nhƣ vậy là rất ít khả thi.
Đối với Drone sử dụng nhiều chong chóng mang khi tăng số lƣợng động cơ
sẽ tăng khả năng mang tải nhƣng cũng ảnh hƣởng tới kích thƣớc và khối lƣợng nên
mang lại hiệu quả khơng cao. Tính tốn hiệu suất của động cơ khi đó là một vấn đề
quan trọng khi thiết kế Drone.
Chính vì lý do trên em đã quyết định chọn đề tài “Nghiên cứu thực nghiệm
hiệu suất tiêu thụ năng lƣợng của máy bay nhiều chong chóng mang” với mục
tiêu trƣớc mắt là tìm hiểu về các đặc tính của động cơ nhƣ lực đẩy, vận tốc và quan
trọng là hiệu suất tiêu hao năng lƣợng cũng nhƣ đƣa ra đƣợc phƣơng án tối ƣu cho
cánh quạt để hiệu suất tiêu hao năng lƣợng là tối ƣu nhất. Trong thời gian tiếp theo
em mong có thể thiết kế chế tạo thành cơng một chiếc UAV nhiều chong chóng
mang sử dụng nhiều chong chóng mang với khả năng mang tải lớn với hiệu suất
tiêu hao năng lƣợng cao.
Trong quá trình thực hiện luận văn, em xin chân thành cảm ơn đến sự hƣớng
dẫn và giúp đỡ tận tình của các thầy cơ trong bộ mơn, đặc biệt là thầy giáo hƣớng
dẫn TS.Vũ Đình Quý đã tạo mọi điều kiện để cho em hoàn thành luận văn này.
Do hạn chế về mặt kiến thức và kinh nghiệm làm việc, nên luận văn không
tránh khỏi những sai sót, chúng em rất mong nhận đƣợc những nhận xét và góp ý từ
các thầy cơ để chúng em có thể hồn thiện kiến thức cho bản thân và có thêm kinh
nghiệm để phục vụ cho những công việc sau này.
Em xin chân thành cám ơn!

2


CHƢƠNG I: GIỚI THIỆU CHUNG VÀ CƠ SỞ LÝ THUYẾT
1.1 Giới thiệu chung.
1.1.1 Giới thiệu chung về máy bay không ngƣời lái nhiều chong chóng mang

(multirotor).
Multirotor hay multicopter là họ thiết bị bay sử dụng quạt phản lực có nhiều
hơn 2 cánh quạt [6]. Nhìn chung chúng có ƣu điểm là kết cấu cơ khí đơn giản. Để
điều khiển chuyển động của máy bay trong khơng khí, máy bay trực thăng thơng
thƣờng có từ 2 cánh quạt trở xuống u cầu khả năng cánh quạt phải thay đổi đƣợc
góc pitch (độ nghiêng của mặt phẳng cánh quạt so với mặt phẳng ngang, góc pitch
càng lớn thì lực đẩy phản lực càng mạnh nhƣng moment cản của khơng khí lên trục
động cơ cũng càng lớn), trong khi mutirotor không cần thay đổi góc pitch, chúng sự
dụng sự chênh lệch lực nâng hay moment xoắn giữa các cánh quạt với nhau để điều
khiển máy bay. Chính nhờ nguyên lý này làm cho kết cấu cánh quạt của multirotor
rất đơn giản, tin cậy.
Nhìn chung hiện nay, công nghệ multirotor mới chỉ phổ biến trong lĩnh vực
máy bay không ngƣời lái. Sở dĩ bởi vì multirotor yêu cầu khả năng cân bằng tự
động, đồng nghĩa với yêu cầu động cơ phải dễ điều khiển. Động cơ điện tƣơng đối
dễ điều khiển nhƣng lại có công suất thấp, các loại pin hiện tại cũng chƣa đủ cung
cấp năng lƣợng cho động cơ trong thời gian dài. trong khi các động cơ xăng hàng
khơng có cơng suất cao nhƣng khó điều khiển chính xác vận tốc, nếu có thì thời
gian đáp ứng cũng rất chậm.
Multirotor phổ biến hiện nay thƣờng thấy là tricopter, quadcopter,
hexacopter và octocopter… chúng có tƣơng ứng 3, 4, 6, 8… cánh quạt.
Để nâng cao tính ổn định và giảm trọng lƣợng của máy bay, ngƣời ta cũng có
thể sử dụng 2 cánh quạt đồng trục, quay ngƣợc chiều với nhau.

3


Hình 1: Một số loại multirotor phổ biến
Trong phần tiếp, em sẽ xem xét nguyên lý hoạt động của loại multirotor đơn
giản và phổ biến nhất – quadcopter.
1.1.2 Lịch sử phát triển.

Đầu thế kỷ 20, những nghiên cứu đầu tiên về máy bay nhiều chong chóng
mang đã bắt đầu xuất hiện [6]. Etienne Oemichen là một trong những kỹ sƣ đầu tiên
đã cố gắng thử nghiệm thiết kế mơ hình này. Etienne Oemichen đã tiến hành nghiên
cứu vào năm 1920 và đã hoàn thành và cho ra đời phiên bản “Oemichen No.1”. Mơ
hình này gồm có 4 chong chóng mang và động cơ 25 mã lực (xấp xỉ 18,65 kW); tuy
nhiên trong chuyến bay thử nghiệm thì phiên bản Oemichen No.1 lại không thể thu
đƣợc kết quả bay nhƣ mong đợi. Hai năm sau đó, Oemichen đã hồn thành phiên
bản thứ 2: “Oemichen No.2”. Phiên bản thứ hai này gồm có 4 chong chóng mang và
8 cánh quạt tàu bay với động cơ 125 mã lực (xấp xỉ 93,25 kW).Trong khi Oemichen
đã bắt đầu nghiên cứu những phiên bản đầu tiên của mình từ rất sớm tại Pháp, thì tại
Hoa Kỳ, mãi tới tháng 1 năm 1921, tiến sĩ George de Bothezat và Ivan Jerome mới
bắt đầu, và chuyến bay thử nghiệm đầu tiên của họ bắt đầu đƣợc tiến hành vào
tháng 10 năm 1922 tại Dayton, Ohio. Phiên bản do Bothezat và Jerome thiết kế đã
đạt trọng lƣợng cất cánh 1700kg và bao gồm bốn chong chóng mang 6 cánh với
động cơ 220 mã lực (xấp xỉ 164,12 kW). Sau nhiều lần thử nghiệm, máy bay trực
thăng của họ đã đạt đƣợc mức thời gian bay tối đa 1 phút 42 giây và độ cao 1,8m
[7].
Nhận thấy vai trò to lớn của máy bay nhiều chong chóng mang, nhiều quốc
gia đã phát triển cho máy bay nhiều chong chóng mang cho mục đích quân sự trong

4


đó Bell Helicopter Textron và Boeing Integrated Defense Systems phát triển Bell
Boeing Quad Tilt là trực thăng chuyên chở hàng hóa và dàn trận cho các lính nhảy
dù. Tại Việt Nam việc nghiên cứu máy bay nhiều chong chóng mang ở nƣớc ta chỉ
dừng lại ở các loại máy bay mơ hình, nhƣng đã thu đƣợc nhiều thành tựu đáng kể.
Các sản phẩm làm ra hoạt động tốt và có tính ứng dụng cao.
1.1.3 Phân loại UAV nhiều chong chóng mang.
Ngƣời ta thƣờng phân loại uav nhiều chong chóng mang theo số lƣợng động

cơ [6]. Tên gọi lần lƣợt cho chúng là quadcopter (4 động cơ), hexacopter (6 động
cơ), Octorcopter (8 động cơ) v.v…
Ngồi ra ngƣời ta cịn dựa vào sự sắp xếp của động cơ:
 Y4- Copter: Sử dụng bốn động cơ, hai động cơ đƣợc lắp độc lập trên hai
cánh tay đòn, hai động cơ còn lại lắp trên cánh tay đòn còn lại.
 H-Quad: Phần thân đƣợc làm kéo dài về hai phía, và cánh tay địn đƣợc
lắp song song ở phần cuối của thân, động cơ đƣợc đặt về hai phía cánh tay địn.
 V-Tail Quad: Giống H-Quad nhƣng cánh tay địn phía trƣớc đƣợc làm dài
ra và phía sau ngắn lại nghiêng một góc so với phƣơng dọc trục
 Y6- Copter: Sử dụng sáu động cơ giống Hexacopter nhƣng cấu hình lại
giống Tricopter vì sắp xếp các cặp động cơ lắp đồng trục và theo hƣớng lênxuống.
 X8- Copter: Sử dụng bốn cánh tay đòn với hai động cơ lắp đồng trục lênxuống.
 H8- Copter: Cấu hình nhƣ hai đƣờng ray lắp song song và bốn động cơ
đƣợc lắp trên một đƣờng ray.

5


Hình 2: Một số loại máy bay nhiều chong chóng mang.
a) quad rotor; b) Y4 copter; c) Y6 copter;
d) X6 copter; e) Hexa rotor; f) X8 copter
1.1.4 Ứng dụng và hƣớng phát triển.
Sự phát triển chóng mặt của cơng nghệ giúp máy bay không ngƣời lái (UAV)
đảm nhiệm đƣợc nhiều nhiệm vụ hơn và chứng tỏ đƣợc sự ƣu việt của mình trong
hoạt động thực tế. Tại các quốc gia có thâm niên phát triển cơng nghệ máy bay
khơng ngƣời lái (nhƣ Hoa Kỳ, Anh, Nga, Trung Quốc, Israel…), loại phƣơng tiện
bay này đã đạt đƣợc những đặc tính vƣợt trội nhƣ: hầu nhƣ không hạn chế về thời
gian tác nghiệp trên không; khả năng điều khiển từ xa với tầm điều khiển đƣợc kéo
dài; có thể mang vũ khí tấn cơng các mục tiêu, khả năng tự động hóa, khả năng
phân tích dữ liệu, xử lý với tốc độ cao, điều khiển thời gian thực, khả năng ngụy

trang chống rađa đối phƣơng và đặc biệt có thể thay thế hồn tồn các loại máy bay
có ngƣời lái.
Với những đặc tính nhƣ vậy, UAV ngày càng có mặt nhiều hơn trên chiến
trƣờng, đóng vai trị quan trọng trong các hoạt động do thám, tuần tra, giám sát
khác, thậm chí có thể đảm nhiệm tấn công điện tử, tiến hành tấn công bằng bom và
tên lửa, tiến hành phá hủy hoặc ngăn chặn các hệ thống phịng khơng, các mắt xích
hoặc toàn bộ hệ thống liên lạc của đối thủ, cũng nhƣ tiến hành các nhiệm vụ tìm
kiếm và giải cứu. Bên cạnh sự hỗ trợ đắc lực của chúng trong lĩnh vực quân sự, tại
nhiều quốc gia, ngƣời ta đã sử dụng “robot biết bay” UAV để thực hiện các nhiệm

6


vụ “hiền lành” hơn trong các hoạt động dân sự và nghiên cứu khoa học nhƣ phát
hiện cháy rừng, bảo trì đƣờng bộ, chăm sóc mùa màng, tìm kiếm nạn nhân trong các
thiên tai, giám sát các mỏ và đƣờng ống dẫn dầu, khí đốt, theo dõi sự cố hạt nhân,
sự di cƣ của động vật, giúp giải cứu tàu thuyền,...
Với những ứng dụng to lớn của UAV trong cả lĩnh vực quân sự và dân sự
nhƣ vậy, thì việc tập trung nghiên cứu các UAV có khả năng mang tải lớn là rất
quan trọng. Phƣơng án động cơ cánh kép đồng trục đang là một phƣơng án tối ƣu
cho UAV nhiều chong chóng mang đang đƣợc các nhà khoa học tập trung nghiên
cứu với khả năng mang tải lớn mà vẫn đảm bảo về kích thƣớc và khối lƣợng.
1.2 Nguyên lý hoạt động của quadcopter
1.2.1 Khái quát nguyên lý chung
Quadcopter đƣợc điều khiển bằng 4 động cơ đƣợc nối tới cánh quạt tƣơng
ứng [5]. Các cánh quạt đƣợc đặt cố định và song song nhau tại 4 góc của khung cơ
khí. Cánh quạt trƣớc và sau quay ngƣợc chiều kim đồng hồ, trong khi đó cánh bên
trái và phải quay cùng chiều để cân bằng momen xoắn đƣợc tạo ra trên khung.
Ngun lý của quadcopter có thể mơ tả một cánh định tính:
- Ở trạng thái cân bằng, cả 4 động cơ đều hoạt động với cùng lực đẩy, cùng

moment xoắn, 2 động cơ kề nhau luôn triệt tiêu moment xoắn của nhau, giúp máy
bay giữ đƣợc một góc cố định so với kim la bàn.
- Khi cần di chuyển về bên trái (hoặc phải), ta giảm lực đẩy ở động cơ trái
(hoặc phải) và tăng lực đẩy ở động cơ phải (hoặc trái), nhƣng tổng moment xoắn
của 2 động cơ này không đổi (và bằng tổng moment xoắn của 2 động cơ còn lại).
Hành động này làm khung máy bay nghiêng về phía trái (hoặc phải), cũng có nghĩa
là thay đổi góc roll. Vector lực đẩy khơng cịn cùng phƣơng với vector trọng lực
nữa, mà sẽ gồm 2 thành phần. Một thành phần cùng phƣơng với vector trọng lực
giúp triệt tiêu trọng lực và một thành phần tạo lực đẩy máy bay di chuyển về phía
trái theo phƣơng ngang.
- Khi cần xoay trịn (thai đổi góc yaw), ta giảm tổng moment xoắn của 2
động cơ đối diện nhau và tăng moment xoắn của 2 động cơ cịn lại.

Hình 3:Các chuyển động cơ bản của quadcopter

7


1.2.2 Lực đẩy tĩnh của cách quạt (thrust)
Nhƣ phân tích định tính nguyên lý ở trên, ta nhận thấy mọi chuyển động của
quadcopter đều thực hiện dựa trên hai đại lƣợng sản sinh bằng hệ truyền động cánh
quạt, đó là lực đẩy, và moment xoắn. Việc điều khiển hai đại lƣợng này giúp chúng
ta điều khiển gián tiếp tất cả chuyển động khác của quadcopter [5].
Khi nói lực đẩy của cánh quạt, ta cần hiểu gồm có 2 ngữ cảnh, là lực đẩy tĩnh
(static thrust) và lực đẩy động (dynamic thrust) [2]. Lực đẩy tĩnh là lực đẩy trong
điều kiện tốc độ dịng chảy đầu vào cánh quạt bằng khơng (máy bay đứng yên tại
chỗ dƣới mặt đất), còn lực đẩy động là lực đẩy khi máy bay chuyển động trong
khơng khí, ở đó tốc độ dịng khơng khí chảy qua máy bay khác khơng. Một cách
ƣớc lƣợng mà nói, lực đẩy động sẽ giảm dần tỉ lệ nghịch theo tốc độ dịng chảy của
khơng khí. Điều đó, cộng với ảnh hƣởng của ma sát khơng khí (tỉ lệ thuận với tốc

độ dòng chảy), làm cho tất cả máy bay khi thiết kế, đều có giới hạn về vận tốc tối đa
có thể đạt đƣợc.
Trong tài liệu này khi nói tới lực đẩy chúng ta hiểu đó là lực đẩy tĩnh vì
quadcopter hoạt động hầu nhƣ ở trạng thái vận tốc dịng chảy bằng khơng (bay
thẳng đứng giữ ngun vị trí). Việc tính tốn lực đẩy tĩnh là một bƣớc quan trọng
khi thiết kế máy bay, bƣớc này đảm bảo rằng việc lựa chọn động cơ, và cánh quạt
cho máy bay là tối ƣu.
Về lý thuyết, lực đẩy của mỗi cánh quạt thứ 𝑖 đƣợc tính theo cơng thức:
𝑓𝑖=𝐶𝑇 𝐴𝑟2𝜔𝑖2=𝐶𝑇 𝜋𝑟4𝜔𝑖2, 𝑖=1,2,3,4
Trong đó:
- 𝑘=𝐶𝑇 𝐴𝑟2 là các thành phần khơng phụ thuộc vào động cơ
- 𝐶𝑇 là hệ số lực đẩy khí động học của cánh quạt, phụ thuộc vào cấu trúc
cánh quạt
-

là mật độ khơng khí (𝑘𝑔𝑚3)

- 𝐴=𝜋𝑟2 là diện tích tác dụng của cánh quạt (𝑚2)
- 𝜔 là tốc độ góc của động cơ thứ i (𝑟𝑝𝑚)
1.2.3 Moment cản của cánh quạt (drag)
Moment cản của cánh quạt cũng chính là moment xoắn của động cơ (thơng
qua trục quay) [2].
Về lý thuyết, moment cản của cánh quạt có thể tính bằng:

8


𝑀𝑖=𝑏𝜔𝑖2+𝐼𝑀𝜔𝑖=12𝐶𝐷 𝐴𝑟2𝜔𝑖2+𝐼𝑀𝜔𝑖 (𝑁.𝑚)
Trong đó:
- 𝑏=12𝐶𝐷 𝐴𝑟2 là các thành phần không phụ thuộc vào động cơ

- 𝐶𝐷 là hệ số lực cản khí động học của cánh quạt, phụ thuộc vào cấu trúc
cánh quạt
- 𝐼𝑀 là moment quán tính của tổ hợp rotor và cánh quạt thứ 𝑖
Từ công thức trên nhận thấy moment cản của cánh quạt phụ thuộc vào 2
thành phần, thứ nhất là moment gây ra do lực cản khơng khí, thành phần này tỉ lệ
với hệ số cản 𝑏 và bình phƣơng vận tốc, thành phần thứ hai gây ra do sự thay đổi
vận tốc của động cơ, nghĩa là nó tạo ra gia tốc góc gây ra moment phản lực ngƣợc
chiều với chiều thay đổi tốc độ.
1.2.4 Tổng hợp lực trên thân máy bay

Hình 4:Lực đẩy, moment xoắn của các cánh quạt tác động lên thân máy bay
Tổng lực đẩy của các cánh quạt tác động lên thân máy bay, là ma trận 𝑇𝐵,
đƣợc xác định bằng vector 3 chiều tƣơng ứng với (Roll, Pitch, Yaw) nhƣ sau:

0

TB   0
 4

 i 1

9






fi 


Tổng moment xoắn của các cánh quạt tác động lên thân máy bay, là ma trận
𝜏𝐵, đƣợc xác định nhƣ sau


l.k .(2 2  4 2 ) 


 B  l.k .(12  32 ) 
 4

 

Mi
 i 1


Trong đó, 𝑙 là khoảng cách giữa trục rotor động cơ và trọng tâm của máy bay.
Dễ dàng nhận thấy tất cả chuyển động của máy bay có thể thực hiện thơng qua thay
đổi lực đẩy và moment. Lấy ví dụ, khi điều khiển máy bay thay đổi góc roll, ta giảm
vận tốc động cơ thứ 2 và tăng vận tốc động cơ thứ 4. Khi điều khiển thay đổi góc
pitch, ta giảm vận tốc động cơ thứ 1 và tăng vận tốc động cơ thứ 3. Khi điều khiển
thay đổi góc Yaw, ta giảm vận tốc của 2 động cơ cùng 1 đƣờng chéo và tăng vận
tốc 2 động cơ cịn lại.
1.3 Lý thuyết khí động trên cánh đơn, cánh kép
1.3.1 Xét mơ hình khí động trên một cánh đơn.

Hình 5: Mơ hình khí động của một cánh quạt.
 T: là lực đẩy của cánh quạt hƣớng lên trên.



v và v : là các vận tốc cận trên và cận dƣới.



v2 và v1 : là các vận tốc phía trên và phía dƣới của cánh quạt.



p và p : là các áp suất cận trên và cận dƣới.

10




p1 và p2 : là các áp suất phía trên và dƣới của cánh quạt.



v0 : là vận tốc dòng đi vào cánh quạt.
Khơng khí phía trên và cung cấp năng lƣợng ngƣợc trở lại cho tầng khơng

khí phía dƣới. Do đó để tiện cho việc tính tốn, ta giả thiết nhƣ sau:
+ Lƣợng khí tƣơng tác (nhƣ Hình 3.1) đƣợc coi nhƣ một ống thơng lƣợng
khơng có sự tƣơng tác với bên ngoài.
+ Cánh quạt khi quay coi nhƣ một đĩa kín (khi tốc độ quay lớn thì sẽ có vơ
số cánh quạt).
+ Cánh quạt có độ dày vơ cùng nhỏ.

+ Vận tốc theo phƣơng đứng của dịng khơng khí qua cánh quạt nhƣ trên
hình vẽ là liên tục. Khơng khí ở đây là khí lý tƣởng, khơng nén.

T  S. p  S ( p2  p1 )

(1)

Trong đó: S là diện tích của đĩa trịn do cánh quạt tạo nên.
Nhƣng nếu xét theo độ thay đổi của khối lƣợng khơng khí đi qua cánh quạt
thì ta có :

T  m.a  m.

v
 m.v  m.v1.(v  v )
t

(2)

Do đó từ (1) và (2) ta có :

v1 

p1  p2
 (v  v )

(3)

Với  : Là mật độ khơng khí.
Vì ta giả thiết dịng khơng khí qua cánh quạt nhƣ trên hình vẽ là liên tục cho

nên ta có v1  v2 . Xét 2 phần trên và dƣới của cánh quạt. Áp dụng định luật
Bernoulli cho hai phần này ta có :

1
2

1
2

2
p   v
 p1   v12

1
2

1
2

2
p   v
 p2   v22

(4)
(5)

Kết hợp (4) và (5) và có v1  v2 và xem nhƣ trong điều kiện khơng khí bình thƣờng
thì p  p . Ta có:

11

1
2
 (v 2   v
)  p1  p2
2

(6)

Kết hợp (3) với (6) ta đƣợc:

1
2

v1  (v  v )

(7)

Mặt khác ta có :

v2  (v0  v )  v0  v2  v  v1  v

(8)

Do đó từ (7) và (8) ta đƣợc :

1
2

v0  (v  v )

(9)

Thay (9) (3) và (2) vào (1) ta đƣợc :

T  2..S.v1.v0

(10)

Trong trƣờng hợp v  0 thì từ (8) và (10) ta sẽ có :

T  2..S.v02

(11)

Mặt khác ta có lực đẩy T  m.g (trọng lƣợng) do đó thay vào (11) ta có:

v0 

m.g
 .S

(12)

1.3.2 Xét hệ thống cánh kép đồng trục.

Hình 6: Mơ hình dịng chảy qua hệ thống cánh kẹp đồng trục

12