ỨNG DỤNG PHƯƠNG PHÁP SỐ TRONG TÍNH TOÁN KẾT CẤU MÁY BAY

TRƯỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA HÀ NỘI
VIỆN CƠ KHÍ ĐỘNG LỰC
─────── * ───────

ỨNG DỤNG PHƯƠNG PHÁP SỐ TRONG
TÍNH TỐN KẾT CẤU MÁY BAY
THIẾT KẾ KẾT CẤU VÀ KIỂM BỀN CÁNH UAV

Sinh viên
Nguyễn Quang Huy
Hồng Trọng Nghĩa
Nguyễn Đức Chí Thành

MSSV
20151684
20162650
20153390

Giáo viên hướng dẫn: TS. Vũ Đình Quý

Hà Nội 6/2019

1


MỤC LỤC
TĨM TẮT......................................................................................................................... 3
1. MỞ ĐẦU.................................................................................................................... 3
2. ĐẶT BÀI TỐN........................................................................................................4
2.1. Cơ sở lý thuyết......................................................................................................4
2.2. Mô phỏng kết cấu cánh UAV................................................................................4

3. TÍNH TỐN KHÍ ĐỘNG TÁC ĐỘNG LÊN CÁNH.............................................5
1.

Xây dựng mơ hình hình học:.................................................................................6

2.

Chia lưới...............................................................................................................9

Cài đặt các thơng số vật lý và điều kiện biên................................................................11
3.

Chạy mô phỏng...................................................................................................12

4.

Đánh giá kết quả.................................................................................................13

4. THIẾT KẾ KẾT CẤU CÁNH................................................................................18
4.1. Thiết kế kết cấu cánh..........................................................................................18
4.2. Thiết kế các chi tiết:............................................................................................18
4.3. Thiết kế vỏ cánh:................................................................................................24
4.4. Lắp ghép các chi tiết:..........................................................................................24
5. MÔ PHỎNG KIỂM BỀN.......................................................................................25
5.1. Chọn vật liệu (Engineering Data).......................................................................25
5.2. Hình học (Geometry)..........................................................................................26
5.3. Chia lưới.............................................................................................................26
5.4. Điều kiện biên.....................................................................................................28
5.5. Tính tốn (các trường hợp vật liệu).....................................................................30
6. KẾT LUẬN..............................................................................................................35

2


TÓM TẮT
Báo cáo nghiên cứu khả năng chịu tải trọng của cánh máy bay UAV dạng thẳng
trong quá trình hoạt động. Nghiên cứu khí động tác động lên cánh như áp suất
cũng như lực khí động, thiết kế kết cấu cánh từ đó kiểm nghiệm bền của cánh và
đưa ra kết luận, đánh giá.

1. MỞ ĐẦU

Hiện nay thiết bị bay không người lái UAV ngày càng được sử dụng rộng rãi
trong nhiều lĩnh vực khác nhau, cho cả mục đích quân sự và dân sự. UAVs có thể
được dùng để theo dõi, tuần tiễu, trinh sát, dập lửa v.v... Đặc trưng chung của loại
thiết bị bay này là vận tốc nhỏ và thời gian bay trên khơng rất dài, có thể tính bằng
ngày. Hơn nữa để hoạt động ở nhiều chế độ khác nhau thì độ bền của UAV cũng
rất quan trọng, do đó việc kiểm nghiệm bền của UAV là điều bắt buộc và cần thiết.
UAV có nhiều bộ phận, nhóm chọn cánh máy bay để kiểm nghiệm tính toán
3


Do cánh là bộ phận tạo lực nâng trực tiếp cho máy bay nên nó sẽ chịu momen, lực
cắt,.. lớn tác động vào. Hơn nữa cánh cũng là nơi tiếp xúc trực tiếp với dịng khí
khi UAV bay, nên nó cũng chịu những yếu tố của dịng khí,…
Thiết kế kết cấu cánh là việc đầu tiên, tiên quyết để chế tạo cũng như kiểm
nghiệm cánh UAV, việc thiết kế với bao nhiêu thanh xà, rib, spar,… ảnh hưởng rất
nhiều đến q trình tính tốn bền.
Các phương án sử dụng các vật liệu khác nhau được nhóm đưa ra để kiểm
nghiệm bền bởi các vật liệu khác nhau như gỗ hay hợp kim nhôm. Từ những vật

liệu khác nhau cho các bộ phận ta có thể thấy được sự bền thơng qua các vật liệu
khi chế tạo cánh UAV.

2.

ĐẶT BÀI TOÁN.
2.1. Cơ sở lý thuyết.
Khí động: Cánh UAV bay được là do có lực nâng
Kết cấu: cánh UAV thực chất cấu tạo bởi các thanh dầm bằng các vật liệu khác
nhau, trong điều kiện hoạt động chúng chịu những lực phân bố, tập trung như lực
cắt, trọng lực, lực khí động tác dụng lên, khi đó xuất hiện những momen uốn, cắt,
xoắn… Những momen này cũng tuân theo các công thức vật lý đã học như tính
dịng lực cắt, tính momen, chuyển vị, ứng suất…
2.2. Mô phỏng kết cấu cánh UAV.
Thiết kế và kiểm bền kết cấu cánh UAV với cấu hình và các thơng số như sau:

Hình 1: Kích thước và cấu hình cánh
Profile cánh cho trước: EPPLER 212
4


Hình 2: Profile Eppler 212

Đối tượng nghiên cứu là cánh UAV có profile là EPPLER 212, cánh thẳng, sải
cánh 6m, góc đặt cánh là 4 độ (Hình 1). Ta nghiên cứu cánh do cánh chịu tác động
lực chính của cánh máy bay. Kết cấu chịu lực của cánh được mô phỏng chi tiết để
đảm bảo việc tính tốn cũng như kiểm nghiệm kết cấu. Các bộ phận của cánh như
vỏ hay các thanh xà, spar, stringers, xà dọc, xà ngang,.. được làm bằng gỗ và hợp
kim nhôm.
Các thông số, dữ liệu khi tính tốn tải trọng:

-

Sải cánh: 6 m

-

Vân tốc bay: 25 m/s

-

Mật độ khơng khí: 1,225 kg/m3

-

Diện tích cánh: 2172464.65/2

3. TÍNH TỐN KHÍ ĐỘNG TÁC ĐỘNG LÊN CÁNH
Trong q trình hoạt động của máy bay, sự chênh lệch áp suất giữa mặt trên và
dưới sẽ tạo ra lực nâng cho cánh. Chính sự lực nâng này đồng thời gây ra ứng suất,
biến dạng và chuyển vị trong kết cấu của cánh. Do đó, sự phân bố áp suất trên
cánh là một thông số vô cùng quan trọng và cần thiết để thiết kế kết cấu cánh máy
bay.
Sự phân bố áp suất trên cánh phụ thuộc vào đặc điểm hình học của cánh, góc
đặt cánh, tốc độ của máy bay, xốy đầu mút cánh… Nhóm sẽ tiến hành mơ phỏng
cánh để lấy áp suất phân bố này.
 Các bước thực hiện
1. Xây dựng mơ hình hình học:
Mơ hình được xây dựng bằng cách lấy tọa độ quỹ tích điểm của airfoil có
profile EPPLER 212. Từ đây áp vào phần mềm SOLIDWORKS. Các tọa độ của
profile được tính tốn hợp lý và căn chỉnh cho đúng với kích thước cánh cho

trước.

5


Mơ phỏng khí động chưa cần thiết đến cấu trúc bên trong cánh nên ta chỉ cần cánh
là một khối đặc (Hình)

Mơ hình cánh nhìn tổng quan

Mơ hình cánh nhìn theo trục y

6


Mơ hình cánh theo trục x

Sau khi xây dựng xong mơ hình hình học bằng Soildwork nhóm imports cánh đã
được vẽ vào Geometry trong phần mềm Ansys 18.2.

Trong module Geometry nhóm sẽ sử lý trong mơi trường DesignModeler, . Tại
đây, một khối khí bao quanh mơ hình cánh sẽ được xây dựng. Đây chính là khối
khí được sử dụng để mơ phỏng. Khối khí bao quanh phải đảm bảo bao trùm toàn
bộ cánh, đồng thời, khoảng cách giữa các mặt bên của khối và cánh phải thích hợp
để tránh bị ảnh hưởng.
Sau khi xây dựng, khối khí có kích thước 4x4x1, gồm 11 mặt, 24 cạnh và 16 điểm.
Mơ hình cánh được chỉnh nghiêng 4 độ so với phương nằm ngang (góc đặt cánh).

7

Hình 3: Mơ hình cánh trong DesignModeler

Hình 4: Mơ hình hình học mơ phỏng cánh

2. Chia lưới.
Từ design sẵn có ta tiến hành chia lưới, để đạt kết quả và chất lượng tốt và
chính xác nhất nhóm dung phần mềm chia lưới bằng module ICEM

8


Hình 5: Lưới có cấu trúc chia bằng ICEM

Hình 6: Lưới trên bề mặt cánh
Thông số lưới:
NODES 2,780,127
QUADS 147,726
HEXA
2,705,903
Chất lượng lưới theo tiêu chí determinant 2x2x2

9


Hình 7: Chất lượng lưới theo tiêu chí determinant 2x2x2
Các bề mặt sẽ được đặt tên để thuận tiện cho việc thiết lập điều kiện biên ở bước
sau.
SYMMETRY
WING

OUTLET

INLET
BOX
Hình 8: Các mặt được đặt tên
Cài đặt các thông số vật lý và điều kiện biên
Phương pháp giải mơ hình là phương pháp dựa trên áp suất (pressure-based)
bởi dịng chảy có vận tốc 25m/s tức là dịng dưới âm.
Mơ hình rối được sử dụng trong bài là mơ hình Relizable K-epsilon với phương
pháp Enhanced Wall Treatment.
Lưu chất là khơng khí với các thông số:
Khối lượng riêng
Độ nhớt động học

1.225 kg/m3
1.7894e-5 kg/ms

Điều kiện biên được đặt theo bảng dưới đây:
Mặt
INLET
OUTLET
WING

Loại biên
Velocity-inlet
Pressure-outlet
Wall
10

Điều kiện
25 m/s
0 Pa
No slip wall


BOX
Wall
SYMMETRY symmetry
Lựa chọn phương pháp rời rạc hóa và sai số hội tụ

No slip wall
symmetry

Phương pháp rời rạc hóa phương trình vị phân được lựa chọn là Coupled,
second order upwind để đạt kết quả mơ phỏng chính xác nhất.
Sai số hội tụ được đặt bằng 10-6 tại tất cả các ẩn, ngoại trừ ẩn continuity bằng 10-4
do ẩn này khó hội tụ.
3. Chạy mơ phỏng
Bài tốn được chạy mơ phỏng với 1000 vòng lặp. Kết quả lịch sử hội tụ như
hình bên dưới.

Hình 9: Lịch sử dội tụ của phương pháp giải

11


400
350

LIFT (N)

300
250
200
150
100
50
0

0

200

400

600

800

1000

1200

ITERAT IONS
Hình 10: Lịch sử hội tụ của lực nâng trên cánh
4. Đánh giá kết quả
Để đánh giá tính chính xác của mơ hình mơ phỏng, các đường dịng, trường áp
suất phân bố trên cánh sẽ được xuất. Đồng thời lực nâng trên cánh sẽ được tính
chính xác để so sánh với thực tế.

Hình 11: Đường dịng qua cánh

12


Có thể thấy mơ hình đã mơ phỏng được hiện tượng đường dòng qua cánh, đặc biệt
là hiện tượng xảy ra xoáy đầu mút tại wing tip. Xoáy đầu mút này ảnh hưởng đến
một phần lực nâng tác dụng lên cánh.

Hình 12: Xốy tại khu vực đầu mút cánh

13


14


Hình 13: Áp suất lần lượt tại mặt trên và mặt dưới của cánh
Mơ hình đã chỉ ra được sự thay đổi áp suất trên hai bề mặt cánh. Mặt dưới cánh áp
suất phân bố đồng nhất, ngoại trừ khu vực đầu mũi cánh áp suất bị giảm đi do tác
dụng của xốy. Trong khi đó, mặt trên cánh áp suất thay đổi theo đường phi tuyến.
Chính điều này đã tạo ra lực nâng cho cánh.
Giá trị lực nâng tác dụng lên cánh được xác định bằng cách tạo một biến lực theo
phương y đặt tại cánh. Kết quả như hình bên dưới:

Hình 14: Lực nâng tác dụng lên cánh
Như vậy giá trị lực nâng bằng 343.215 N. Để biết được giá trị này có chính xác
với thực tế hay khơng, nhóm tiến hành tính tốn lý thuyết lực nâng trên cánh.
Dựa trên các thông số cánh: profile Eppler 212, góc tấn 4 độ, tra đồ thị lực nâng

theo góc tấn được hệ số lực nâng

15


Hình 15: Đồ thị hệ số lực nâng theo góc tấn
Lực nâng tác dụng lên cánh tính bởi cơng thức:
Trong đó: , , .
Vậy:
Sai số mơ phỏng:
Như vậy, kết quả mô phỏng rất gần với thực tế, cho kết quả đáng tin cậy.

4. THIẾT KẾ KẾT CẤU CÁNH
16


4.1.

Thiết kế kết cấu cánh

Nhóm thực hiện xây dựng hình học kết cấu bằng phền mềm SOLIDWORKS. Các
bước thực hiện
 Xây dựng từng bộ phận của cánh như rib, spar, dầm,…
 Lắp ghép các chi tiết kết cấu hoàn chỉnh
 Xuất bản vẽ sang ANSYS Mechanical để mô phỏng.
4.2.

Thiết kế các chi tiết:

Khung sườn cánh được vẽ từ profile Eppler 212. . Nhóm thiết kế tổng cộng 10

ribs. Trong đó, 6 ribs bằng nhau nằm ở khu vực cánh có tiết diện không đổi, 4 ribs
tiết diện thay đổi nằm ở khu vực cánh hình thang.
Các thơng số của cánh cũng như các chi tiết được mô tả chi tiết trong Hình

5
4
1
3
2

Trong đó

17


Vị trí
1

Tên gọi
Spar

2

Spar

3

Spar

Thiết diện

18


4

Spar

5

Spar

6

Rip

Có 5 thiết diện, chiều dày mỗi rib là
10mm

(6). Hình ảnh các rib với các tiết diện khác nhau:
Có tất cả 5 loại thiết diện của các rib khác nhau có độ dài và thiết diện nhỏ dần
theo chiều mũi tên xanh.

19


20


Mặt cắt các profil trên kết cấu cánh

Khoảng cách chi tiết của từng vị trí kết cấu bên trong cánh:

21


¼ dây cung

10mm

22


4.3.

Thiết kế vỏ cánh:

Vỏ cánh được thiết kế với độ dày 3mm. Vỏ được thiết kế sao cho nó
vừa khít với kết cấu khung.

Chi tiết vỏ cánh
4.4.

Lắp ghép các chi tiết:

23


Từ kết cấu hồn chỉnh nhóm tiến hành lắp ghép tạo thành kết cấu hoàn chỉnh

Từ kết cấu bên trong hồn chỉnh nhóm lắp vỏ vào để hồn chỉnh cánh. Hình vẽ
sẽ được xuất sang modul ANSYS Mechanical và xử lý trong mơi trường
DesignModeler.
5.

MƠ PHỎNG KIỂM BỀN
Nhóm dùng modul Static Structural có tích hợp sẵn trong Ansys để mơ phỏng và
kiểm bền.

5.1.

Chọn vật liệu (Engineering Data)
24


 Nhóm sử dụng chủ yếu hai vật liệu chính là gỗ và hợp kim nhôm. Ta sẽ thay đổi
hai vật liệu này lần lượt vào vỏ cánh, các thanh xà, rib,… để tiến hành so sánh và
kiểm nghiệm bền với mỗi vật liệu khác nhau.
 Các thông số vật liệu của gỗ và hợp kim nhôm hiển thị chi tiết trong bảng sau:
Vật liệu
Density
Isotropic Elasticity
Young’modulus
Poisson’s Ratio
Bulk Modulus
Shear Modulus
Altemating Stress R-Ratio
Tensile Yield Strength
Compressive Yield Strength
Tensile Ultimate Strength

Compressive
Ultimate
Strength

Gỗ Balsa
2770

Hợp kim nhôm
220

Đơn vị
Kg m^-3

7.1E+10
0.33
6.6908E+10
2.6692E+10

5.6856E+08
0.38
7.8967E+08
2.06E+08

Pa
Pa
Pa
Pa

2.8E+0.8
2.8E+0.8

1.38E+07
1.39E+07
1.4E+07
0

Pa
Pa
Pa
Pa

5.2. Hình học (Geometry)
Từ hình học đã xây dựng chi tiết, hồn chỉnh trong phần 4, nhóm thực hiện
import vào Geometry trong module Static Structural, và thực hiện chỉnh sửa bằng
Design Modeler

Ảnh Import vào Design Modeler
25