Luanvan về mô phỏng bằng X plane

(1)

ĐẠI HỌC QUỐC GIA TP. HỒ CHÍ MINH

TRƯỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA

KHOA KỸ THUẬT GIAO THÔNG

BỘ MÔN KỸ THUẬT HÀNG KHÔNG

CHƯƠNG TRÌNH KỸ SƯ CHẤT LƯỢNG CAO VIỆT PHÁP

---o0o---

LUẬN VĂN ĐẠI HỌC

ỨNG DỤNG X-PLANE TRONG MÔ PHỎNG

BAY THỰC NGHIỆM CỦA MÁY BAY KHÔNG

NGƯỜI LÁI LOẠI NHỎ

SVTH: Nguyễn Khôi Nguyên

MSSV: G1002167

GVHD: Tiến Sĩ Ngô Khánh Hiếu

(2)

(3)

(4)

(5)

Lời cam kết

Tôi cam kết:

- Đây là luận văn tốt nghiệp do tôi thực hiện.

- Các số liệu, kết quả nêu trong luận văn là trung thực và chưa từng được ai công bố trong bất kỳ công trình nào khác.

- Các đoạn trích dẫn và số liệu kết quả sử dụng để so sánh trong luận văn này đều được dẫn nguồn và có độ chính xác cao nhất trong phạm vi hiểu biết của tôi

(6)

(7)

Lời cảm ơn

Tôi xin gửi lời cảm ơn chân thành nhất đến tất cã những cá nhân và tập thể đã giúp đỡ tôi trong suốt quá trình làm luận văn này, tuy nhiên, hơn hết, tôi xin cảm ơn thầy Ngô Khánh Hiếu vì sự hỗ trợ tận tình, cùng với những kiến thức thầy đã dạy cho tôi không những học thuật mà còn về kinh nghiệm cuộc sống. Tôi cũng xin cảm ơn toàn thể các giảng viên của bộ môn hàng không vì những đóng góp không mệt mỏi trong suốt quá trình tôi học tại đại học Bách Khoa.

Cuối cùng, tôi xin dành trọn lòng biết ơn đến bố, mẹ tôi vì đã hết lòng quan tâm, động viên tôi trong suốt quá trình theo học đại học Bách Khoa và hơn hết là đã luôn dõi theo tôi trong từng bước trưởng thành

(8)

(9)

Nội dung

Lời cam kết ... iii

Lời cảm ơn ... v

Nội dung ... vii

Tóm tắt luận văn ... x

Abstract ... xii

Chú giải ... xiv

Kí hiệu ... xiv

Chữ la mã ... xv

Danh mục hình ảnh - List of Figures ... xvi

Danh mục bảng biểu - List of Tables ... xx

Chương 1 X-Plane và các phần mềm hỗ trợ ... 1

1.1 Phần mềm xây dựng mô hình bay Plane Maker 10 ... 1

1.1.1 Giới thiệu ... 1

1.1.2 Giao diện của Plane Maker ... 2

1.2 Xây dựng mô hình ... 3

1.2.1 Các quy ước cơ bản ... 3

1.2.2 Xây dựng thân ... 4

1.2.3 Xây dựng cánh, đuôi ... 8

1.2.4 xây dựng càng đáp và thiết lập các thông số liên quan. ... 12

1.3 Xây dựng các hệ thống trên máy bay ... 13

1.3.1 Thiết lập thông số của hệ thống lực đẩy ... 13

1.3.2 Thiết lập thông số đặc tính của máy bay. ... 17

(10)

viii

2.1 Tình huống một ... 19

2.1.1 Cơ sở lý thuyết về biểu đồ Drag Polar. ... 19

2.1.2 Kịch bản bay bằng ... 22

2.2 Tình huống hai ... 22

2.2.1 Cơ sở lý thuyết ổn định tĩnh dọc ... 22

2.2.2 Kịch bản bay ... 29

Chương 3 Áp dụng X-Plane cho mô hình Cessna 1300 EP ... 31

3.1 Xây dựng mô hình trên X-Plane ... 31

3.1.1 Giới thiệu mô hình Cessna 1300 EP ... 31

3.1.2 Quá trình xây dựng mô hình ... 32

3.2 Kết quả chạy mô phỏng ... 53

3.2.1 Thiết bị ... 53

3.2.2 Cài đặt phần cứng và phần mềm ... 54

3.2.3 Mô phỏng và xử lí số liệu ... 57

Chương 4 Triển khai bay thực nghiệm trên mô hình Cessna 1300 EP ... 63

4.1 Cài đặt mô hình ... 63

4.2 Bay thực nghiệm ... 64

4.3 Xử lí kết quả và so sánh với kết quả từ mô phỏng ... 65

4.4 Thử nghiệm mạch APM autopilot cho bay thực nghiệm ... 67

Chương 5 Kết luận và các hướng phát triển ... 69

REFERENCES ... 70

Phụ lục A: kết quả đường đặc tính giữa hệ số lực nâng và góc bánh lái độ cao tại trọng tâm là 0.84ft ... 71

Phụ lục B: Mã matlab dùng để ngoại suy điểm trung hòa ... 72

(11)

(12)

x

Tóm tắt luận văn

Luận văn được thực hiện với mục đích ứng dụng chương trình bay mô phỏng X-Plane vào trong công tác bay thử nghiệm mô hình, Vấn đề đặc ra trong quá trình làm luận văn đó là xây dựng mô hình như thế nào, kế đến đó là việc xác minh lại liệu kết quả của chương trình X-Plane có đang tin cậy hay không. Ưu điểm của chương trình bay mô phỏng X-Plane là cho phép người sử dụng có thể tự mình xây dựng nên mô hình, và có thể tạo ra các tình huống giả lập giống với thực tế, nhờ sự đa năng này mà X-Plane, hiện nay, đang được nước ngoài ứng dụng trong công tác bay giả lập, cũng như tạo ra các tình huống bay thử nghiệm và kiểm chứng trước khi tiến hành bay thử nghiệm thực tế. Luận văn này sẽ đi chi tiết vào quy trình dựng lại một mô hình, kế đến là quy trình bay thử nghiệm các tình huốn giả lập định trước.

(13)

(14)

xii

Abstract

The subjet of this thesis is to create a set of procedure for modeling an airplane in X-Plane, a flight simulation software, after modeling a test flight of real model will be conducted to roughtly validate the result form simulation to real model. The result will be discussed and suggestion will be made.

In this work, all of the procedures are cover in detail, both in modeling and creating a test case for simulating the model that have just create. The procedure of acquiring data from real test-flight and result will be given, include comparison to simulation’s result and suggestion.

(15)

(16)

xiv

Chú giải

Kí hiệu

w AR _{Tỉ lệ hình dạng của cánh đuôi} - t L

C_ _{Hệ số lực nâng cho đuôi ngang} _-

Hệ số lực cản - Hệ số lực nâng Hệ số lực kéo - b D C _{Hệ số lực cản do thân gây ra} _- Hệ số moment tại trọng tâm - Hệ số moment gây ra bởi góc tới -

c _{Dây cung cánh trung bình}

f m C _ Hệ số momen do thân gây ra - B f C _{Hệ số nhớt thân} _-

Hệ số moment gây ra bởi bái lái hướng - 0w

m

C Hệ số moment tại không góc tới bằng không

cho cánh -

0 f m

C Hệ số moment tại không góc tới bằng không

cho thân - D _{Lực cản} b d _{Đường kính gốc thân} m _{Đường kính cánh quạt} m _{Tỉ số tiến} - L _{Lực nâng do cánh tạo ra} N _{Số vòng quay của động cơ} Vòng/s WB

R _{Hệ số hiệu chỉnh giao thoa thân cánh} -

S _{Diện tích cánh} 2 m

 

SS e Diện tích ướt của thân 2 m REF

S _{Diện tích tham chiếu của cánh} 2

m B S Diện tích phần mặt cắt thân có đường kính lớn nhất 2 m

(17)

Lực kéo của động cơ

H

V _{Tỉ số thể tích của đuôi ngang} -

V _{Vận tốc} m/s Trọng lượng máy bay N ac x _{Vị trí tâm khí động} m cg x _{Vị trí trọng tâm} m

Chữ la mã

𝛼 Góc tới của cánh do

 _{Hiệu suất đuôi} _-

 Góc downwash do

 Hiệu suất của cánh tà -

e

 Góc của bánh lái độ cao do

(18)

xvi

Danh mục hình ảnh - List of Figures

Hình 1-1 Giao diện của phần mềm Plane-Maker ... 2

Hình 1-2 Các thông số tọa độ ... 3

Hình 1-3 Quy định trục, chiều dương trên trục ... 4

Hình 1-4 Các bảng trong mục "Fuselage" ... 4

Hình 1-5 Chèn hình mẫu vào bảng Top/Bottom ... 5

Hình 1-6 Thông số ở bảng "Section" ... 5

Hình 1-7 Các thông số vị trí của thân... 6

Hình 1-8 Thao tác với các mặt cắt ... 6

Hình 1-9 Thao tác với các điểm trên mặt cắt ... 7

Hình 1-10 Tạo hình thân phụ ... 7

Hình 1-11 Mục Wings trong phần mềm Plane-Maker ... 8

Hình 1-12 Thông số cơ bản của cánh ... 9

Hình 1-13 Gán bề mặt điều khiển cho phần cánh ... 10

Hình 1-14 Tùy chỉnh các phần cánh ... 10

Hình 1-15 Thiết lập cánh phụ ... 11

Hình 1-16 Thiết lập bề mặt điều khiển ... 11

Hình 1-17 Thiết lập càng đáp ... 12 Hình 1-18 Thông số cơ bản của động cơ ... 13 Hình 1-19 Thông số cần ga ... 14 Hình 1-20 Thông số hình học của cánh quạt ... 15 Hình 1-21 Thông số động cơ ... 16 Hình 1-22 Thiết lập cánh quạt ... 17

(19)

Hình 1-23 Thiết lập viewpoint ... 17

Hình 1-24 Thiết lập trọng tâm ... 18

Hình 2-1 Mô hình lực tác dụng lên máy bay ... 19

Hình 2-2 Thay đổi của CT theo J ... 21

Hình 2-3 Sơ đồ đường bay ... 22

Hình 2-4 Đồ thị vị trí điểm trung hòa ... 24

Hình 2-5 Quy ước về dấu của góc bánh lái độ cao ... 25

Hình 2-6 Biểu đồ hiệu suất của bánh lái độ cao ... 25

Hình 2-7 Độ dốc của đường hệ số Moment theo C_Lhay α ... 26

Hình 2-8 Phương trình (2.15) tại 3 vị trí trọng tâm khác nhau ... 26

Hình 2-9 Phương pháp ngoại suy tìm điểm trung hòa ... 27

Hình 2-10 Biểu đồ phụ thuộc của vận tốc vào góc bánh lái ... 28

Hình 2-11 Biểu đồ phụ thuộc của lực nâng vào góc bánh lái ... 28

Hình 2-12 Biểu đồ hệ số góc của đường lực nâng ... 29

Hình 2-13 Biểu đồ mối lien hệ giữa vị trí điểm trung hòa và hệ số lực nâng cân bằng ... 29

Hình 2-14 Sơ đồ đường bay ... 30

Hình 3-1 Mô hình Cessna 1300 EP ... 31

Hình 3-2 Quy ước kích thước thân ... 33

Hình 3-3 Hệ số hiệu chỉnh giao thoa thân và cánh ... 33

Hình 3-4 Hệ số ma sát nhớt bề mặt ... 34

Hình 3-5 Bảng tra giới hạn số Reynold ... 35

Hình 3-6 Thông số mặt cắt thân trong phần mềm Plane-Maker ... 37

(20)

xviii

Hình 3-8 Mục chọn đường dẫn và gốc đặt ảnh trong phần mềm Autocad ... 37

Hình 3-9 Mục Measurement scale trong hộp thoại Format ... 38

Hình 3-10 Ví dụ về việc nhân tỉ lệ kích thước ... 39

Hình 3-11 Vị trí điểm mốc ... 39

Hình 3-12 Vị trí các mặt cắt trong phần mềm Plane-Maker ... 39

Hình 3-13 Lệnh Polyline trong phần mềm Autocad ... 40

Hình 3-14 Đường Polyline vẽ theo biên dạng cánh ... 40

Hình 3-15 Mục 3 Point trong phần mềm Autocad ... 41

Hình 3-16 Hộp thoại APPLOAD ... 42

Hình 3-17 Tọa độ mặt cắt nhập vào phần mềm Plane-Maker... 43

Hình 3-18 Kết quả thu được ... 44

Hình 3-19 Chiều dài cung cánh ở gốc ... 44

Hình 3-20 Góc vểnh ... 45

Hình 3-21 Cách nối 2 phần cánh với nhau ... 45

Hình 3-23 Kiểm tra chiều dài dây cung cánh ... 46

Hình 3-24 Kết quả xây dựng cánh ... 47

Hình 3-25 Hình dạng cánh đuôi ngang ... 48

Hình 3-26 Kết quả sau khi nhập thông số ... 49

Hình 3-27 Kết quả xây dựng đuôi đứng và đuôi ngang ... 49

Hình 3-28 Hình dạng đuôi đứng ... 49

Hình 3-29 Hiệu chỉnh dây cung cánh đuôi đứng ... 51

Hình 3-30 Hiệu chỉnh dây cung cánh đuôi đứng ... 51

(21)

Hình 3-32 Mạch điều khiển APM ... 53

Hình 3-33 Thiết lập X-Plane ... 54

Hình 3-34 Thiết lập cổng kết nối phần mềm và phần cứng ... 55

Hình 3-35 Giao diện Mission Planner ... 56

Hình 3-36 Giao diện chức năng mô phỏng ... 56

Hình 3-37 Thiết lập phần cứng ... 57

Hình 3-38 Giao diện nạp firmware ... 57

Hình 3-39 Thực hiện mô phỏng ... 58

Hình 3-40 Sơ đồ đường bay tự động ... 58

Hình 3-42 Đường đặc tính Drag-Polar ... 59

Hình 3-43 Kết quả đường nội suy ... 61

Hình 3-44 Kết quả biểu đồ vị trí trung hòa với hệ số lực nâng ... 62

Hình 4-1... 63

Hình 4-2... 64

Hình 4-3 Vệt bay thể hiện trên phần mềm Google Earth... 64

Hình 4-4 minh họa cho việc chọn vệt bay có trạng thái bay bằng. ... 65

(22)

xx

Danh mục bảng biểu - List of Tables

Bảng 3.1 Thông số của mô hình máy bay Cessna 1300 EP ... 31 Bảng 3.2 Độ nhám bề mặt của các loại vật liệu ... 34 Bảng 3.3 Các thông số của mô hình đo được trên Autocad ... 35 Bảng 3.4 Vận tốc hoạt động ... 36 Bảng 3.5 Tổng hợp các thông số ... 36 Bảng 3.6 Các hệ số lực cản ... 36 Bảng 3.7 Các vị trí mặt cắt thân ... 38 Bảng 3.8 Tọa độ các điểm trên mặt cắt ... 42 Bảng 3.9 Thông số cánh ... 45 Bảng 3.10 Thông số đuôi ngang ... 48 Bảng 3.11 Thông số đuôi đứng ... 50 Bảng 3.12 Vị trí đặt động cơ ... 52 Bảng 3.13 Chiều dài dây cung cánh trung bình ... 60 Bảng 3.14 Bảng vị trí trọng tâm ... 60 Bảng 3.15 Hệ số đường nội suy ... 61

(23)

(24)

(25)

X-Plane và các phần mềm hỗ trợ

Chương 1

X-Plane và các phần mềm hỗ trợ

Phần mềm X-Plane sử dụng lý thuyết phần tử cánh để mô phỏng lại đặc tính bay của mô hình, nhờ sử dụng lý thuyết này mà X-Plane có thể mô phỏng gần như chính xác thực tế bằng cách chia mỗi bộ phận của máy bay thành nhiều phần nhỏ để tính toán lực và sau đó tổng hợp lại trên cả mô hình để có kết quả mô phỏng hoàn chỉnh. Hơn nữa, cho phép người sử dụng tự xây dựng mô hình giả lập của mình, kể cả máy bay trực thăng, tên lửa, máy bay có trục cánh quạt xoay ( tilt-rotor).

Để mô phỏng bay trong X-Plane thì bước đầu tiên là xây dựng mô hình, Việc sử dụng và lấy dữ liệu từ X-Plane sẽ được trình bày trong chương III.

1.1 Phần mềm xây dựng mô hình bay Plane Maker 10

1.1.1 Giới thiệu

1.1.1.1 Tổng quan

Phần mềm Plane Maker cho phép người dùng có thể thiết kế và mô phỏng hầu hết những mô hình máy bay có thể tưởng tượng được từ những thông số vật lí như khối lượng, chiều dài sải cánh, v.v. Sau đó phần mềm X-Plane sẽ mô phỏng lại cách mà mô hình này bay trong thực tế.

Một cách tổng quát quy trình xây dựng một mô hình trong Plane Maker sẽ có các bước như sau:

1. Lựa chọn thiết kế.

2. Dựng thân, cánh, đuôi của máy bay.

3. Dựng các chi tiết phụ như càng đáp, giá treo động cơ.

4. Cài đặt các thông số của hệ thống và tính chất bên trong bao gồm: động cơ, hệ thống điện, khối lượng, cân bằng, góc nhìn khi mô phỏng.

(26)

Nguyễn Khôi Nguyên 2

5. Cài đặt thêm các chi tiết phụ như các bề mặt điều khiển đặc biết. 6. Tạo bảng điều khiển 2-D.

7. Bay thử mô hình trong X-Plane và tinh chỉnh các thông số mô hình theo thứ tự các bước từ 1-6 đến khi đạt được kết quả mô phỏng tương đương với mô hình thật.

8. Cài đặt các chi tiết sơn, vật thể 3-D, v.v.

Quy trình xây dựng mô hình này là một quy trình chung và tùy thuộc cách tiếp cận mà ta có thể có các quy trình khác phù hợp hơn.

1.1.2 Giao diện của Plane Maker

Hình 1-1 Giao diện của phần mềm Plane-Maker

Việc sử dụng Plane Maker là tương tự như các phần mềm thiết kế hiện nay, việc tạo mới, lưu và mở mô hình là khá đơn giản. Tuy vậy để di chuyển mô hình lên, xuống và qua trái, phải cần phải dùng các phím mũi tên trên bàn phím, và để xoay mô hình phải dùng các phím W, A, S, D.

(27)

1.2 Xây dựng mô hình

Phần này sẽ giới thiệu một cách chi tiết cách xây dựng thân, đuôi, cánh, và càng đáp.

1.2.1 Các quy ước cơ bản

1.2.1.1 Điểm mốc

Tất cã các thành phần của thân mô hình sẽ được đặt theo vị trí tương đối so với điểm mốc. điểm mốc này do chính người dùng định nghĩa và nó có thể là đầu mũi của thân hay nằm ngay điểm trọng tâm của thân, tuy nhiên với mỗi điểm mốc khác nhau các bộ phân của thân sẽ có vị trí tương đối khác nhau. Do đó nên lựa chọn điểm mốc phù hợp để việc xây dựng mô hình dễ dàng về sau.

1.2.1.2 Định nghĩa về tọa độ của các bộ phận

Hình 1-2 Các thông số tọa độ

Hình 1-2 cho ta thấy ba biến để cài đặt vị trí của một bộ phận. “long arm” là độ dài tính theo trục dọc thân mô hình, “vert arm” là độ dài tính theo trục thẳng đứng và “lat arm” là độ dài tính theo trục ngang, chiều dương của khoảng cách được xác định theo Hình 1-3.

(28)

Hình 1-3 Quy định trục, chiều dương trên trục

1.2.2 Xây dựng thân

Để bắt đầu ta vào mục “Fuselage” theo , thư mục Fuselage sẽ được bật lên, bao gồm 3 bản là Section, Top/Bottom, Front/Back

Hình 1-4 Các bảng trong mục "Fuselage"

Theo Error! Reference source not found. ta thấy các bảng “Section” sẽ thể hiện ác mặt cắt ngang của than máy bay, số lượng các mặt cắt cũng như vị trí và hình dạng của chúng có thể được điều chỉnh. “Top/Bottom” thể hiện ba hình chiếu của thân máy bay dựa vào các mặt cắt ngang đã xây dựng ở Section, các điểm vẫn có thể được di chuyển bằng chuột để hiểu chỉnh hình dạng của thân. “Front/Back” cho ta thấy hình chiếu dọc thân máy bay từ trước và sau, tương tự như mục Top/Bottom ta có thể hiệu chỉnh các điểm bằng chuột. Tất cã các bản của thư mục Fuselage đều hiển thị mô hình xây dựng dưới dạng điểm và lưới (wideframe). Bên cạnh đó để việc xây dựng mô hình được chính xác hơn, Plane-Maker cho phép ta chèn hình ảnh chiếu đứng và chiếu cạnh của mô hình, ta có thể thấy ởHình 1-5, kích chuột vào nút “Load image” và chọn hình ảnh đã cho vào thư mục Plane-Maker từ trước, chú ý hình ảnh phải là file .bmp 8 bit

(29)

.

Hình 1-5 Chèn hình mẫu vào bảng Top/Bottom

Sau khi đã làm quen với các bản trong thư mục “Fuselage” ta sẽ thực hiện xây dựng thân máy bay theo các bước như sau:

1. Bắt đầu với bản Section, từ Hình 1-6 , ta chọn số lượng mắt cắt sẽ cấu thành nên thân (thông thường là 20) và số lượng điểm trên mỗi nữa mặt cắt đó (thông thường là 9), bán kính thân tối đa của các mặt cắt. Hệ số lực cản hình học Cd sẽ được tra bằng biểu đồ dựa trên diện tích thân nhìn theo hướng dọc trục.

Hình 1-6 Thông số ở bảng "Section"

Kế đến ta xác định vị trí của toàn bộ thân so với điểm mốc và tinh chỉnh bằng bản thông số bên dưới. Trong đó “long arm”, “lat arm”, “vert arm” đã

(30)

được giải thích từ phần trên, “heading offset” để điều chỉnh hướng của thân sang trái với giá trị âm và ngược lại, “pitch offset” là hướng của thân ngóc lên với giá trị dương và xoay xuống với giá trị âm, “roll offset” là xoay cả thân, chú ý các trục xoay có gốc tọa độ là điểm mốc. Tham khỏa thêm tại Hình 1-7.

Hình 1-7 Các thông số vị trí của thân

(31)

2. Xác định vị trí của từng điểm trong các mặt cắt việc này được thực hiện nhờ hộp thoại Cross-Section box, ta dùng chuột bấm chọn một điểm và chỉnh thông số vị trí của các điểm đó so với điểm mốc bằng các nút số 5 và 6 trong Hình 1-9, tương tự chọn vị trí của từng mặt cắt. Hình 1-8 và Hình 1-9minh họa các bước này.

3. Chuyển qua bản Top/Bottom để điều chỉnh lại các điểm trên mặt cắt dựa vào hình vẽ chiếu đứng và chiếu cạnh đã chèn vào. 4. Thay đổi giữa 3 bản để hiệu chỉnh nhằm có được mô hình

chính xác nhất.

5. Nếu thân máy bay có các thành phần phụ gắn thêm vào thân chính ta có thể vào mục “Misc Bodies” để thêm các

hình dạng phụ đó, minh họa ở Hình 1-10. VIệc xây dựng sẽ tương tự như các bước từ 1 đến 4 với một chú ý duy nhất đó là phải đánh dấu vào hộp thoại như hình

Hình 1-10 Tạo hình thân phụ

Hình 1-9 Thao tác với các điểm trên mặt cắt

(32)

1.2.3 Xây dựng cánh, đuôi

Cách xây dựng cánh trong Plane-Maker là chia nhỏ cánh thàng các phần có kích thước, thông số biên dạng cũng như bề mặt điều khiển giống nhau, mỗi phần này được gọi là wing section, với các cánh đơn giản ta có thể thiết lập cánh bằng một phần duy nhất còn đối với các cánh phức tạp ta có thể chia nhỏ thành bốn hoặc nhiều phần hơn, thông số hình học cũng như bề mặt điều khiển của các phần là độc lập với nhau.

1 Thiết lập thông số cơ bản

Vào mục “Wings”. Trong mục này sẽ có rất nhiều bảng khác nhau, “wing” cho phép tạo ra các phần của cánh chính, “horizontal stabilizer” tạo và thiết lập cánh ổn định ngang, “vertical stabilizer” tạo và thiết lập cánh ổn định đứng.

Hình 1-11 Mục Wings trong phần mềm Plane-Maker

Ta sẽ vào bảng “Wing”, Hình 1-11, để tạo và thiết lập cánh chính trước. trong bảng này sẽ có các hộp thông số:

1. “Foil Specs” cho phép thiết lập tất cả các thông số hình học cơ bản của cánh, ngoài các thông số về vị trí tương tự như phần thân ta sẽ có các thông số đặc trưng của cánh như sau, tham khảo Hình 1-12.

 Semi-length: là chiều dài của phần cánh từ gốc cánh đến mũi cánh tính từ vị trí 25% đường chord.

(33)

 Root chord: chiều rộng của biên dạng cánh tại gốc.  Tip chord: chiều rộng của biên dạng cánh tại mũi.

 Sweep: là góc lùi sau của cánh, sẽ mang dấu dương khi cánh lùi về phía sau.

 Dihedral: là góc vểnh của cánh

Hình 1-12 Thông số cơ bản của cánh hinh 13

2. “Element Specs” cho phép ta thiết lập vị trí các bề mặt điều khiển trên phần cánh dang xây dựng, theo Hình 1-13. Số trong ô màu đỏ là số miếng mà phần cánh sẽ được chia ra, các miếng này có kích thước bằng nhau, mỗi miếng sẽ cho phép tùy chỉnh về góc tới, cũng như bề mặt điều khiển của từng miếng. Bên cạnh đó mỗi miếng còn đóng vai trò là một phần tử để X-Plane thực hiện mô phỏng và tổng kết quả giả lập của từng phần tử chính là kết quả gia lập cho cả mô hình. Phần màu xanh cho phép ta cài đặt góc tới của từng miếng.

(34)

Hình 1-13 Gán bề mặt điều khiển cho phần cánh hinh 14

Bên cạnh đó ta có thể thay đổi hình dạng của từng miếng trong phần cánh bằng cách bấm vào ô “customize chords” ta sẽ thấy xuất hiện bảng như hình và các thông số tùy biến, “Chord ratio” là tỉ lệ chiều rộng của biên dạng cánh, 1 tương ứng với chiều rộng bằng với chiều rộng mà Plane-Maker đã tính toán, “Chord offset” là vị trí tương đối của miếng với những phần còn lạ, dễ thấy Hình 1-14.

Bên cạnh đó nếu những chi tiết cánh hoặc đuôi quá phức tạp và mục “Wings” không đủ để xây dựng ta có thể sử dụng thêm mục “Misc Wing” để tạo ra thêm những phần cánh còn thiếu, cách xây dựng cũng tương tự như đã hướng dẫn ở trên, Hình 1-15.

Hình 1-14 Tùy chỉnh các phần cánh hinh 15

(35)

Hình 1-15 Thiết lập cánh phụ hinh 16

1.2.3.1 Thiết lập thông số của các bề mặt điều khiển

Để thiết lập các thông số cho bề mặt điều khiển đầu tiên ta vào mục “Control Geometry” trong mục này sẽ có rất nhiều bảng, Hình 1-16. Tuy nhiên trong phần xây dựng mô hình ta chỉ cần quan tâm đến bảng “Controls” các bảng còn lại sẽ được sử dụng để tinh chỉnh mô hình sau khi bay thử.

Hình 1-16 Thiết lập bề mặt điều khiển

Trong bảng “Controls” ta sẽ thấy có từng thiết lập cụ thể cho ailerons, elevators, rudders cho đến flaps. Các thiết lập cũng tuân theo một quy tắc chung đó là ở phần “Chord ratio” ô bên trái là tỉ lệ chiều rộng bề mặt điều khiển so với chiều rộng của cánh tại gốc, còn bên phải là tại mũi. Tại ”control surface up/down” sẽ cho ta thiết lập về biên độ hoạt động của bề mặt điều khiển tính theo độ, bên trái là khi vểnh lên và bên phải là vểnh xuống.

Bằng cách này ta sẽ thiết lập được thông số bề mặt điều khiện. Bên cạnh đó, ta có thể thiết lập thông số cho flaps, slats cũng như speed brakes, tuy nhiên, do độ phức tạp của mô hình là không cao nên trong báo cáo này sẽ không đề cập đến.

(36)

1.2.4 xây dựng càng đáp và thiết lập các thông số liên quan.

Để xây dựng càng đáp ta vào mục “Landing Gear” , mô hình không thể thu hạ càng đáp, do đó ta vào bảng “Gear Data” bỏ chọn “gear is retractable”. Kế đến bật bảng “Gear Loc”, Hình 1-17, bảng này cho phép ta thiết lập tất cã các thông số cơ bản cho càng đáp, mỗi cột tương ứng với một càng đáp, do đó ở mục “gear type” ta sẽ chọn none cho các càng không sử dụng, “lateral” cho cấu hình các bánh đặt song song nhau trên cùng 1 càng, “long” cho cấu hình bánh trước-bánh sau.

Hình 1-17 Thiết lập càng đáp

Ba thông số tiếp theo nhằm thiết lập vị trí của từng càng. Thông số tiếp theo là “lon angle” là góc mà càng sẽ hướng về sau hay ra trước theo trục dọc thân, “lat angle” là góc mà càng sẽ nghiên sang trái hoặc sáng phải, kế đến là “leg length” đây là thông số thể hiện chiều dài của càng đáp, “tire radius” là bán kính của bánh xe, “tire semi-width” là nữa chiều rộng của bánh. Chú ý với càng đáp nào đảm nhận chứ năng dẫn hướng thì phải đánh vào ô “this gear steers”

(37)

1.3 Xây dựng các hệ thống trên máy bay

các hệ thống trên máy bay bao gồm hệ thống lực đẩy, hệ thống điện, hệ thống thủy lực, v.v. Tuy nhiên do đây là mô hình UAV do đó việc xây dựng các hệ thống chỉ tập trung vào phần hệ thống lực đẩy.

1.3.1 Thiết lập thông số của hệ thống lực đẩy

Động cơ cùng với cánh quạt hoặc các thiết bị tạo lực đẩy máy bay được gom chung vào nhóm hệ thống lực đẩy. Để bắt đầu thiết lập các thông số động cơ ta vào mục “Engine Specs”, sử dụng bảng “Location” để thiết lập số lượng cũng như loại động cơ, việc chọn số lượng và loại động cơ sẽ có ảnh hưởng đến những thiết lập sau đó. Ở đây ta chọn động cơ điện và số lượng là 1, thấy trên Hình 1-18

Hình 1-18 Thông số cơ bản của động cơ

1.3.1.1 Thiết lập thông số cơ bản

Những thông số cơ bản này là giống nhau với tất cã các loại động cơ.

 Vị trí: ngoài 3 thông số cơ bản về vị trí ta sẽ còn có thêm , “vertical cant” có góc dương sẽ làm cho động cơ hướng mũi lên, “side cant” có giá trị dương sẽ làm cho động cơ xoay theo chiều kim đồng hồ khi nhìn từ trên nhìn xuống.

(38)

 Cần ga: trong hộp “GENERAL ENGINE SPECS” như hình, ta sẽ chọn “max forwards throttle” là 1.00 tương ứng với vị trí cần ga cao nhất sẽ cho ra 100% công suất động cơ, “max reverse throttle” là 0.00 vì mô hình không có chế độ đảo chiều động cơ. Các thông số khác không quan trọng với động cơ điện có cánh quạt cố định (fixed pitch), Hình 1-19.



Hình 1-19 Thông số cần ga

1.3.1.2 Thiết lập thông số cho động cơ cánh quạt

Với các mô hình chúng ta xây dựng, chủ yếu là dùng hệ thống lực đẩy bằng cánh quạt. Do đó phần trình bày sẽ chỉ tập trung vào cách thiết lập thong số cho động cơ cánh quạt. Trước hết vào bảng “Location” thiết lập thông số bao gồm số cánh quạt và loại cánh, ở đây ta chọn “fixed”. Kế đến là số lá cánh quạt cũng như chiều quay là cùng chiều kim đồng hồ, “CW” hay ngược lại, “CCW”. Các ô bên cạnh là dành cho trực thăng do đó không cần đánh vào, tham khảo Hình 1-18.

Ngay dưới là bảng thông số hình học của cánh quạt, Hình 1-20, bao gồm các thông số:

 “prop radius”: bán kính của cánh quạt tính theo feet.

 “root and tip chord” : chiều rộng của lá cánh quạt tại gốc, và bên phải là tại ngọn.

(39)

 “min and max pitch”: chỉ dành cho các cánh quạt có thể thay đổi góc pitch.

 “design RPM”: là thông số vận tốc cánh quạt tối ưu, thông số này do nhà sản xuất cánh quạt cung cấp.

 “design spd acf, prop”: ô bên trái là vận tốc thiết kế của gió qua cánh quạt, thường là vận tốc tới của máy bay cộng với một nữa vận tốc xoay của cánh quạt (propwash), tính theo knot. Ô bên phải là vận tốc dòng đi qua tại mũi cánh quạt.

 “engine to gear ratio” là hiệu suất truyền của động cơ đến cánh quạt, do mô hình dẫn động trực tiếp, ta chọn giá trị 1.

Hình 1-20 Thông số hình học của cánh quạt

Tiếp tục thiết lập thông số cho động cơ, Hình 1-21. Vào bảng “Description” các thông số cần nhập vào là:

 “maximum allowable power” : công suất cực đại của động cơ cung cấp được tại mặt biển. Do động cơ điện nên công suất không thay đổi theo độ cao.

(40)

 “idle: chọn bằng không do là động cơ điện.

 “Transmission losses” là tổn hao do truyền động, chọn bằng không do dùng động cơ điện.

Các thông số khác không sử dụng đến do mô hình dùng động cơ điện có bước cánh quạt cố định.

Sau đó vẫn trong bảng “Description” sẽ có mục như hình 23 để thiết lập thông số cho cánh quạt, trong các thông số này chỉ có “prop mass ratio”, tỉ lệ khối lượng riêng của vật liệu làm cánh quạt so với khối lượng riêng của nhôm, là cần thiết lập. các thông số khác không liên quan đến cấu hình hệ thống lực đẩy ta đã chọn.

(41)

Hình 1-22 Thiết lập cánh quạt

1.3.2 Thiết lập thông số đặc tính của máy bay.

1.3.2.1 Thiết lập góc nhìn

Vào mục “Viewoint” để thiết lập góc nhìn khi giả lập mô hình trong X-Plane. Trong bảng “Default ta nhập vào tầm nhìn của người điều khiển, phần tô dạ quan của Hình 1-23.

(42)

1.3.2.2 Thiêt lập khối lượng và trọng tâm.

Vào mục “Weight & Balance”, mục này cho phép ta thiết lập khối lượng cũng như trọng tâm của mô hình.

Về thiết lập trong tâm, theo hình, ta nhận thấy trọng tâm được thiết lập theo 2 chiều, “long CG” thiết lập vị trí của trọng tâm nằm cách xa bao nhiêu so với điểm mốc với 3 thông số, giới hạn trước, vị trí thiết kế, giới hạn sau. “vert CG”, là độ cao của trọng tâm so với điểm mốc, Hình 1-24.

Thiết lập khối lượng, ta vào bảng “weight” do mô hình là máy bay điện do đó ta chỉ cần thiết lập “empty weight” bằng với khối lượng “max weight”.

(43)

Xây dựng tình huống bay thử nghiệm

Chương 2

Xây dựng tình huống bay thử nghiệm

Bay thử nghiệm là cần thiết nhằm giúp cho người thiết kế xác thực lại các tính toán lý thuyết đã hợp lý chưa và từ đó đưa ra các đánh giá và thay đổi hợp lý trong thiết kế ban đầu.

2.1 Tình huống một

Tình huống bay thử nghiệm này được lập ra nhằm khảo sát lại biểu đồ Drag Polar, việc chọn khảo sát đặc tính Drag Polar vì biểu đồ này đặc trưng cho từng mô hình máy bay và có thể được sử dụng để tính toán các đặc tính bay khác.

2.1.1 Cơ sở lý thuyết về biểu đồ Drag Polar.

Để tìm ra biểu đồ lực cản cho mô hình, ta khảo sát quá trình bay bằng, các phương trình cân bằng lực như sau:

Hình 2-1 Mô hình lực tác dụng lên máy bay. Reference (Initial Flight Test of half-scale Unmanned Air Vehicle, Master thesis, Naval Postgraduate School, 09/1989)

2 1 2 L W L V C S (2.1) 2 1 2 r D T D V C S (2.2)

(44)

Với  là khối lượng riêng của không khí tại độ cao thực hiện thử nghiệm, V là vận tốc của máy bay so với dòng khí, S là diện tích cánh, T_r là lực đẩy động cơ cung cấp, W là trọng lượng máy bay lúc thử nghiệm.

Từ hai phương trình (II.1.1) và (II.1.2) ta có thể xác định được hệ số lực nâng và lực cản của mô hình 2 2 D T C V S   _(2.3) 2 2 L W C V S   (2.4)

Với lức đẩy động cơ được tính theo công thức:

2 4

r T

T C n d _(2.5)

Với n là số vòng quay của cánh quạt trong một giây, d là đường kính cánh quạt, C_T là hệ số lực đẩy của từng loại cánh quạt cụ thể, hệ số này có thể được tham khảo tại Tỉ số tiến của cánh quạt là một đại lượng vô thứ nguyên (J) được tính bằng cộng thức:

V J

n

(45)

Hình 2-2 Thay đổi của CT theo J. Reference (Propeller performance data at low Reynold numbers, John B.Brandt and

Michael S.Selig, University of Illinois at Urbana-Champaign, USA)

Hệ số lực cản toàn thể có thể được viết dưới dạng sau:

0

2

1 2

D D L L

C C K C K C _(2.7)

Với CD là hệ số lực cả, CL là hệ số lực nâng, CD0 là hệ số lực nâng tối thiểu, K1 và

K₂ là các hằng số.

Nếu ta giả sử lực cản là nhỏ nhất khi lực nâng là không ta sẽ có phương trình như sau:

0

2

D D L

C C KC _(2.8)

Sau đó thực hiện vẽ đồ thị CD theo

2

L

C từ các số liệu thu thập được trong quá trình

bay thử nghiệm là vận tốc vòng quay, vận tốc của mô hình, đây chính là biểu đồ Drag-Polar

(46)

2.1.2 Kịch bản bay bằng

Kịch bản bay bằng được thực hiện trong điều kiện lặn gió, nhằm giảm tối đa sai lệch kết quả do gió gây ra vì khối lượng máy bay là 1.5kg và vận tốc bay tối đa chỉ đạt được 20 m/s vận tốc này là ko quá lớn so với vận tốc gió của môi trường là từ 0.5 đến 3 m/s dẫn đến khả năng kết quả đo được là không chính xác.

Hình 2-3 Sơ đồ đường bay

Máy bay sẽ cất cánh và tiến đến điểm A từ đó giữ đường bay thẳng đến điểm B, sau đó quay lại và tiến hành bay ngược chiều từ C về D.

Chú ý: quá trình bay thử phải thực hiện bay ngược và xuôi gió, tránh hiện tượng gió ngang vì sẽ làm ảnh hưởng đến kết quả đo.

2.2 Tình huống hai

Tình huống bay thử nghiệm thứ hai nhằm xác định lại điểm cân bằng (neutral point) trong trường hợp bánh lái độ cao không tự do di chuyễn khi có nhiểu, mà chỉ chịu sự điều khiển của cần lái. (Stick-fixed).

Đây là một trong những đặc tính ổn định tĩnh dọc quan trọng cần được xác định.

2.2.1 Cơ sở lý thuyết ổn định tĩnh dọc

Tổng Pitching moment tác động trên máy bay bao gồm nhiều thành phần, Pitching moment gây ra bởi cánh, thân, đuôi là ba phần đóng góp nhiều nhất.

(47)

Xây dựng tình huống bay thử nghiệm 0 cg e m m m m e C C C C      _(2.9) Với





0 0w 0f t 0 m m m H L w t C C C V C_   i i _(2.10) 1 w f t cg ac m L m H L x x d C C C V C c c d             _  _  _  _     (2.11) m C là hệ số moment  là góc tới

 là hệ số áp suất động hay hiệu suất đuôi

0

 là góc downwash khi góc tới tại cánh chính (_w ) bằng không. 2 aw L w C d d AR 

  là tốc độ thay đổi góc downwash theo góc tới.

 

/

H t t

V l S Sc là tỉ số thể tích của đuôi ngang.

Từ phương trình (2.11) ta có thể dễ dàng tìm được điểm neutral point, có nghĩa là điểm mà tại đó moment pitching không phụ thuột vào góc . Khi trọng tâm bị đặt vượt ra sau điểm này máy bay không cón được ổn định tĩnh dọc.

1 f t w w m L NP ac H L L C C x x d V c c C C d             _  _   (2.12)

(48)

Hình 2-4 Đồ thị vị trí điểm trung hòa reference(Flight Stability and Automatic Control - 2nd Nelson, 1974)

Từ Hình 2-4 ta nhận thấy, máy bay sẽ đạt trạng thái cân bằng, tức 0

cg

m

C  , tại một vận tốc duy nhất, ứng với mỗi vị trí trọng tâm. Do đó để tăng tính cơ động vì máy bay không thể chỉ hoạt động tại một vận tốc, bề mặt điều khiển bánh lái độ cao được sử dụng để tạo ra trang thái cân bằng với dãi vận tốc rộng hơn và không phải thay đổi vị trí trọng tâm. Phương trình mô tả cho cân bằng moment khi có tính đến bánh lái độ cao: 0 cg e m m m m e C C C C      _(2.13) Trong đó: e t m H L C V C      (2.14) Với: e m

C _ là hệ số moment gây ra bởi bánh lái độ cao, e

 là góc mở của bánh lái độ cao so với bề mặt cánh, quy ước về dấu của góc này được thể hiện bằng Hình 2-5.

 là hiệu suất của bánh lái độ cao, được tra từ đồ thị Hình 2-6, phụ thuộc vào diện tích đuôi đứng và diện tích bánh lái độ cao.

(49)

Hình 2-5 Quy ước về dấu của góc bánh lái độ cao . Reference(Flight Stability and Automatic Control - 2nd Nelson, 1974)

Hình 2-6 Biểu đồ hiệu suất của bánh lái độ cao. Reference(Flight Stability and Automatic Control - 2nd Nelson, 1974) Từ phương trình (2.13) ta có đồ thị mô tả lại ảnh hưởng của bánh lái độ cao đến trạng thái cân bằng tĩnh dọc của máy bay. Hình 2-7 thể hiện đồ thị này, trong đồ thị ta nhận thấy độ dốc của đường hệ số moment là không thay đổi, như vậy máy bay đang hoạt động tại cùng một vị trí trọng tâm, tuy nhiên với góc bánh lái độ cao thay đổi, ta thấy đường lực nâng bị tịnh tiến về phía trước hoặc sau, vậy với mỗi vận tốc bay ta có thể điều chỉnh cho máy bay đạt tráng thái cân bằng nhờ bánh lái độ cao.

(50)

Hình 2-7 Độ dốc của đường hệ số Moment theo CL hay α. reference(Flight Stability and Automatic Control - 2nd

Nelson, 1974)

Vậy với khi máy bay vận hành với hệ số lực nâng khác nhau, hay có thể hiểu là tốc độ khác nhau, sẽ có một giá trị góc bánh lái độ cao tương ứng giúp cho máy bay đạt trạng thái cân bằng. Từ phương trình (2.14) ta có thể tìm được mối liên hệ giữa 2 giá trị này 0 trim trim e e m L m L e m L m L C C C C C C C C            (2.15)

Hình 2-8 là đồ thị thể hiện phương trình (2.15) tại 3 vị trí trọng tâm khác nhau.

Hình 2-8 Phương trình (2.15) tại 3 vị trí trọng tâm khác nhau. reference(Flight Stability and Automatic Control - 2nd Nelson, 1974).

Tiếp tục đạo hàm phương trình (2.15) theo

trim

L

(51)

Xây dựng tình huống bay thử nghiệm trim trim e e e m L m L m L d C dC C C C C          (2.16)

Phương trình (2.16) cho ta thấy rằng khi phương trình có giá trị là 0 thì tương đương với Cm_ 0, vậy trạng thái cân bằng được thiết lập.

Nhờ nhận xét này ta có thể vẽ đồ thị của hàm trim trim e L d dC  với vị trí trọng tâm, và ngoại

suy để tìm ra điểm trim trim e L d dC  = 0.

Hình 2-9 cho ta ví dụ về cách tìm ra điểm Neutral Point, đường ngoại suy được tạo ra từ các giá trị độ dốc và vị trí trọng tâm khác nhau, nhưng có hệ số lực nâng lúc cân bằng

 

trim

L

C bằng nhau.

Hình 2-9 Phương pháp ngoại suy tìm điểm trung hòa. Reference(Flight Stability and Automatic Control - 2nd Nelson, 1974).

Vậy việc tìm đồ thị ảnh hưởng giữa hệ số lực nâng lúc cân bằng

 

trim

L

C và vị trí điểm trung hòa (Neutral Point) được quy về tìm đồ thì giữa vận tốc cân bằng (Trim Speed) và góc bánh lái độ cao cân bằng

 

trim

e

 , lấy kết quả tại nhiều thiết lập vị trí trọng tâm khác nhau, ít nhất là 3 vị trí trọng tâm. Hình 2-10 cho ta thấy kết quả thu được.

(52)

Hình 2-10 Biểu đồ phụ thuộc của vận tốc vào góc bánh lái. Reference(Flight testing of fixed-wing aircraft, Ralph D.Kimberlin.) Kế đến ta vẽ lại đồ thị giữa hệ số lực nâng cân bằng

 

trim L C và giá trị

 

trim e

 , Hình 2-11 minh họa cho kết quả sẽ đạt được.

Hình 2-11 Biểu đồ phụ thuộc của lực nâng vào góc bánh lái. Reference(Flight testing of fixed-wing aircraft, Ralph D.Kimberlin).

Cuối cùng tại mỗi giá trị

 

trim L C ta sẽ tìm được 3 độ dốc trim trim e L d dC          khác nhau ứng với

3 vị trí trọng tâm khác nhau, dùng 3 cặp giá trị này để ngoại suy ra vị trí điểm trung hòa, ví dụ minh họa cho bước này ở Hình 2-12

(53)

Thực hiện quá trình này với càng nhiều giá trị

 

trim

L

C càng tốt, kết quả cuối cùng được thể hiện ở Hình 2-13.

Hình 2-12 Biểu đồ hệ số góc của đường lực nâng. Reference(Flight testing of fixed-wing aircraft, Ralph D.Kimberlin).

Hình 2-13 Biểu đồ mối lien hệ giữa vị trí điểm trung hòa và hệ số lực nâng cân bằng. Reference(Flight testing of fixed-wing aircraft, Ralph D.Kimberlin).

2.2.2 Kịch bản bay

kịch bản bay bằng được thực hiện trong điều kiện lặn gió, nhằm giảm tối đa sai lệch kết quả do gió gây ra vì khối lượng máy bay là 1.5kg và vận tốc bay tối đa chỉ đạt được 20 m/s vận tốc này là ko quá lớn so với vận tốc gió của môi trường là từ 0.5 đến 3 m/s dẫn đến khả năng kết quả đo được là không chính xác.

(54)

Hình 2-14 Sơ đồ đường bay

Máy bay sẽ cất cánh và tiến đến điểm A từ đó giữ đường bay thẳng đến điểm B, sau đó quay lại và tiến hành bay ngược chiều từ C về D. Trong quá trình bay từ điểm A đến B và điểm C đến điểm D chúng ta sẽ giữ mô hình bay cân bằng ở nhiều vận tốc, lưu lại dữ liệu vận tốc thật của dòng khí và góc vểnh của bánh lái độ cao nhằm duy trì trạng thái cân bằng này. Thực hiện lấy dữ liệu như vậy cho ít nhất 3 thiết đặt vị trí trọng tâm khác nhau. Các bước phân tích dữ liệu sẽ được trình bày ở chương III Chú ý: quá trình bay thử phải thực hiện bay ngược và xuôi gió, tránh hiện tượng gió ngang vì sẽ làm ảnh hưởng đến kết quả đo.

(55)

Áp dụng X-Plane cho mô hình Cessna 1300 EP

Chương 3

Áp dụng X-Plane cho mô hình Cessna 1300 EP

3.1 Xây dựng mô hình trên X-Plane

3.1.1 Giới thiệu mô hình Cessna 1300 EP

Hình 3-1 Mô hình Cessna 1300 EP

Mô hình sử dụng để xây dựng mô phỏng trên phần mềm X-Plane lả Cessna 182 1300EP, mô hình này sử dụng động cơ điện, có thiết kế mô phỏng lại máy bay Cessna 182. Các thông số cơ bản của mô hình được trình bày lại trong bảng 1

Bảng 3.1 Thông số của mô hình máy bay Cessna 1300 EP

Sải cánh (mm) 1320

Trọng lượng cất cánh (kg) 1.45-1.5 Biên dạng cánh chính NACA 2412

Diện tích cánh (m2) 0.2088

Biên dạng đuôi NACA 2412

Về hệ thống lực đẩy, mô hình sử dụng động cơ Brushless Motor có chỉ số vòng quay là 1100KV, 12 cực. Bộ điều tốc 70A và nguồn pin 2200mAh, kết hợp với cánh quạt 11x7.

(56)

Hệ thống điều khiển sử dụng bộ điều khiển 6 kênh kết hợp với 4 servo.

3.1.2 Quá trình xây dựng mô hình

3.1.2.1 Tính toán hệ số lực cản khi lực nâng bằng không gây ra bởi thân

Tính toán hệ số lực cản ảnh hưởng bởi thân khi lực nâng bằng không, Ta có công thức để tính hệ số lực cản này như sau:

 

0 3 60 1 0.0025 B b S B e B D _B f WB D REF REF B S S C C R C d S S d                 (3.1) Và

 

3 0.029 b f b D D b d d C C        (3.2) Với:

 d_b /d là tỉ lệ giữa đường kính gốc và đường kính lớn nhất của thân minh hoạ theo hình 1.



 

S_{s e} là diện tích ướt của thân trừ đi phần diện tích đặt cánh và đuôi.

 SB là diện tích phần mặt cắt phía trước lớn nhất.

 SREF là diện tích hình chiếu của cánh.

 RWB hệ số hiệu chỉnh sự giao thoa thân cánh đạt được từ hình 2, là một hàm theo số Mach và số Reynold thân dựa trên chiều dài thực tế thân, _B.

 Cf_B hệ số nhớt trên tấm phẳng cho dòng rối của thân, bao gồm ảnh hưởng của độ nhám vật liệu bề mặt tấm, tra ở bảng 1, và là hàm theo số Mach và số Reynold dựa trên chiều dài thân B. Giá trị Cf_B được tìm từ Hình 3-3 và Hình 3-4

(57)

Áp dụng X-Plane cho mô hình Cessna 1300 EP 

 

D_f b C là hệ số lực cản khi lực nâng bằng không gậy ra do phần gốc, có công thức như sau:

 

_

_

3

 

60 1 0.0025 / f B s B e D f b B B S C C d S d  _ _     _ _       (3.3)

Hình 3-2 Quy ước kích thước thân. Reference (Methods for estimating drag polar of subsonic airplane, Jan Roskam, 1973).

Hình 3-3 Hệ số hiệu chỉnh giao thoa thân và cánh. Reference (Methods for estimating drag polar of subsonic airplane, Jan Roskam, 1973).

(58)

Hình 3-4 Hệ số ma sát nhớt bề mặt. Reference (Methods for estimating drag polar of subsonic airplane, Jan Roskam, 1973).

(59)

Hình 3-5 Bảng tra giới hạn số Reynold. Reference (Methods for estimating drag polar of subsonic airplane, Jan Roskam, 1973).

Từ bảng vẽ mô hình ta đưa vào phần mềm Autocad, tiến hành đo đạc các thông số cần thiết để ước lượng một cách chính xác nhất có thể hệ số lực cản do thân gây ra.

Bảng 3.3 Các thông số của mô hình đo được trên Autocad

b d 0.1 (m) d 0.1753 (m) B 0.88 (m)

 

SS e 0.33 (m 2₎ B S 0.0237 (m2) REF S 0.2088 (m2) Chọn vận tốc bay của mô hình sẽ là từ 50 km/h đến 90 km/h chọn vận tốc để tính số Reynold bằng 70 km/h.

(60)

Với Re V B   và M V RT   Bảng 3.4 Vận tốc hoạt động v 19.4 (m/s) Re 809099 M 0.06 Kế đến từ bảng 1 chọn giá trị 3 0.08 10 k    (inches), sau đó dùng Hình 3-3 và Hình 3-4 để tra ra giá trị B f

C , dùng Hình 3-3 để tra ra giá trị R_WB, ở đây ta không thể tra ra do nằm ngoài giới hạn của đượng nội suy nên ướt lượng sơ bộ và cho bằng 1.

Bảng 3.5 Tổng hợp các thông số k (m) B k Cut off Re Computed Re CfB RWB 43307 2934800 809099 0.0047 1

Từ tất cã các giá trị vừa tìm được ta thế vào công thức để có kết quả

Bảng 3.6 Các hệ số lực cản

 

CDf _b 0.097304 b D C 0.017258

 

CD0 _B 0.013 3.1.2.2 Xây dựng thân

Như đã giới thiệu ở chương I, mô hình thân được xây dựng bằng cách chia thân ra thành nhiều mặt cắt suốt dọc chiều dài thân, mỗi mặt cắt sẽ được xác định bằng vị trí của nó so với điểm gốc. Và biên dạng của từng mặt cắt sẽ được định nghĩa bằng 9 điểm, số mặt cắt để dựng lên mô hình thân ta chọn 13 mặt. Hệ số lực cản tính ở phía trên cũng được nhập vào trong bước này.

(61)

Hình 3-6 Thông số mặt cắt thân trong phần mềm Plane-Maker

Để có thể đo đạc và lây số liệu từ bản vẽ. Ta sẽ chèn bản vẽ thành hình nền trong không gian làm việc của Autocad bằng cách vào Insert và chọn Raster Image Reference, minh họa cho bước này bằng Hình 3-7, sau đó chọn đường dẫn là hình ảnh bản vẽ, tiếp tục chọn hệ số tỉ lệ là 1, vị trí đặt ảnh tại gốc tọa độ của không gian làm việc, Hình 3-8 minh họa bước này.

Hình 3-7 Mục Raster Image Reference trong phần mềm Autocad

(62)

Kế đến ta sẽ xác định hệ số tỉ lệ kích thước để bản vẽ có kích thước sải cánh là 1m3 như mô hình hiện có. Việc xác định hệ số này là cần thiết vì ta chỉ cần xác định 1 lần, sau đó các kết quả đo được sẽ được Autocad tự chia theo đúng tỉ lệ.

Cách xác định tỉ lệ này như sau. Đầu tiên đo độ dài của một nữa cánh ta sẽ được khoảng cách này là 1.4686 m ta cần khoảng cách này chỉ còn 0.66 m do sải cánh là 1.32 m do đó tỉ lệ sẽ là 0.66/1.4686=0.4494. Mở hộp thoại Format và chọn Dimensions Style, chọn Modify, vào mục Measurement scale, đánh vào 0.4494, Hình 3-9.

Hình 3-9 Mục Measurement scale trong hộp thoại Format

Kết quả thu được sẽ như Hình 3-10, như vậy bước tiếp theo ta sẽ xác định vị trí của các mặt cắt so với điểm gốc, chọn điểm gốc là điểm nằm trên trục cánh quạt và ở ngay trung điểm của cánh quạt, Hình 3-11 cho phép dễ hình dung hơn.

Dựa vào kết quả do đạc ta có bản thông số vị trí của các mặt cắt như sau

Bảng 3.7 Các vị trí mặt cắt thân vị trí x(ft) A-A 0.134559 B-B 0.441883 C-C 0.7326 D-D 1.090122 E-E 1.362463 F-F 1.550807 G-G 2.170793 H-H 2.751651

(63)

Hình 3-10 Ví dụ về việc nhân tỉ lệ kích thước

Hình 3-11 Vị trí điểm mốc

Từ các giá trị vừa đo nhập số liệu vị trí của từng mặt cắt vào phần mềm Plane-Maker. Do phần mêm Plane-Maker sự dụng thang đo là feet do đó ta phải chuyện đơn vị cho các thông số, bên cạnh đó Plane-Maker chỉ cho phép độ chính xác đến 10-2 nên cần làm tròn mọi giá trị đến 2 con số sau dấu phẩy. Kết quả có được như Hình 3-12.

Hình 3-12 Vị trí các mặt cắt trong phần mềm Plane-Maker

Tiến hành lấy 9 điểm trên một nữa biện dạng của từng mặt cắt, nữa biên dạng này khi lấy đối xứng qua trục thẳng đứng sẽ tạo ra biên dạng hoàn chỉnh. Vấn đề là phải chọn những điểm như thế nào để với chừng đó số điểm có thể dựng lại được những đoạn cong gần giống nhất với biên dạng. Trong Autocad, ta mở Draw và chọn lệnh Polyline, lệnh này sẽ vẽ biên dạng của mặt cắt từ các điểm cho trước, tuy nhiên các điểm này có thể được điểu chỉnh sau khi vẽ để các đường cong thật trùng với biên

(64)

dạng nhất có thể. Chú ý rằng số điểm tối đa cho mỗi biên dạng là 9 điểm và số điểm này trên tất cã các biên dạng phải giống nhau. Hình 3-13 minh họa cho việc sự dụng lệnh Polyline và Hình 3-14 minh họa cách thức đặt cá điểm tao nên đường Polyline để đường này giống nhất với biên dạng, các điểm hình vuông chính là các điểm mà Autocad dùng để dựng lên biên dạng, ta có thể điều chỉnh những điểm này, để có được các đường cong gần nhất với biên dạng thật.

Hình 3-13 Lệnh Polyline trong phần mềm Autocad

Hình 3-14 Đường Polyline vẽ theo biên dạng cánh

Bước tiếp theo sẽ là lấy số liệu về vị trí của 9 điểm ta vừa xác định được. Với mỗi mặt cắt, số liệu về vị trí cho từng điểm chỉ còn thiếu khoảng cách trên trục X, Y so với điểm gốc, vì khoảng cách trên trục Z đã được xác định tại bước xác định vị trí từng mặt cắt. Ta nhận thấy trên bản vẽ, việc chọn điểm gốc trùng với trục của máy bay có ưu điểm đó là các mặt cắt cũng có thể hiện vị trí mà trục này đi qua, chấm đỏ trên Hình 3-11 chính là vị trí trục máy bay đi qua. Vậy ta chỉ cần xác định vị trí tương đối của 9 diểm vừa xác định với điểm mà trục máy bay giao với mặt cắt ( điểm màu đỏ). Để lấy số liệu vị trí các điểm này một cách nhanh chóng và hiệu quả. Việc đầu tiên thực hiện sẽ là dời gốc tọa độ về điểm màu đỏ, do ta chỉ cần khoảng cách giữa trục máy bay với biên dạng theo 2 trục X, Y, dời trục bằng lệnh

(65)

3Point,Hình 3-15. Sau khi kích vào lệnh, Autocad sẽ yêu cầu ta chọn điểm đầu tiên là điểm gốc, điểm thứ 2 phải nằm trên trục X và điểm thứ 3 phải nằm trên trục Y. Bằng cách này dữ liệu tọa độ cũng chính là dữ liệu về khoảng cách trên từng trục cho mỗi điểm.

Kế đến dùng một lệnh được lập trình sẵn để sử dụng trên Autocad, tham khảo từ internet, có tên là “Click2XLS.vlx”. Lệnh này sau khi được nạp vào Autocad sẽ chuyển mọi dữ liệu tọa độ của điểm mà ta chọn vào file excel. Nhờ câu lệnh này việc lấy dữ liệu điểm sẽ được làm nhanh chóng và chính xác. Tuy nhiên, câu lệnh này chỉ xuất ra dữ liệu tọa độ chứ chưa nhân cho hệ số tỉ lệ, do vậy cần chú ý xử lí số liệu này trước khi nhập vào Plane-Maker.

Cách thức nhập câu lệnh vào Autocad được hướng dẫn cụ thể như sau. Phía dưới màn hình giao diện Autocad, ta sẽ thấy khung lệnh Command, đánh vào khung lệnh này câu lệnh “APPLOAD”, một cửa sổ sẽ hiện ra như Hình 3-16, chọn đường dẫn của file và bấm load. Sau đó khi muốn sử dụng câu lệnh chỉ cần đánh vào khung Command dòng chữ “Click2XLS” thì câu lệnh sẽ được thực thi.

Hình 3-15 Mục 3 Point trong phần mềm Autocad

Từ các bước trên ta sẽ thu được dữ liệu điểm của từng mặt, dữ liệu này được trình bày trong Bảng 3.8, với các thông số vị trí đã được chuyển ra đơn vị là Feet.

(66)

Hình 3-16 Hộp thoại APPLOAD Bảng 3.8 Tọa độ các điểm trên mặt cắt Mặt cắt X (ft) Y (ft) Mặt cắt X (ft) Y (ft) Mặt cắt X (ft) Y (ft) A-A 0.126 0.000 B-B 0.189 -0.001 G-G 0.227 -0.001 0.124 0.089 0.182 0.117 0.224 0.058 0.102 0.150 0.157 0.178 0.207 0.097 0.059 0.181 0.105 0.211 0.168 0.116 0.013 0.182 0.000 0.217 0.063 0.112 -0.037 0.161 -0.130 0.213 0.000 0.086 -0.082 0.125 -0.192 0.178 -0.011 0.062 -0.133 0.061 -0.211 0.117 -0.015 0.033 -0.151 0.000 -0.215 -0.001 -0.016 0.000 C-C 0.360 0.000 D-D 0.340 0.000 H-H 0.227 -0.001 0.360 0.212 0.340 0.213 0.227 0.019 0.217 0.234 0.223 0.234 0.216 0.035 -0.002 0.237 -0.003 0.234 0.202 0.047 -0.104 0.230 -0.102 0.223 0.150 0.049 -0.155 0.217 -0.145 0.209 0.118 0.045 -0.199 0.178 -0.174 0.178 0.094 0.031 -0.213 0.120 -0.189 0.134 0.081 0.016 -0.215 0.000 -0.193 0.000 0.077 0.000 E-E 0.288 0.000 F-F 0.229 0.000 0.281 0.116 0.223 0.107

(67)

Áp dụng X-Plane cho mô hình Cessna 1300 EP 0.250 0.189 0.201 0.165 0.184 0.215 0.150 0.194 -0.003 0.214 -0.001 0.192 -0.079 0.202 -0.065 0.175 -0.118 0.177 -0.102 0.142 -0.146 0.124 -0.117 0.095 -0.149 0.000 -0.120 0.000

Từ các số liệu này, nhập từng điểm vào trong Plane-Maker để tạo ra tiết diện thân của mô hình, Hình 3-17 minh họa cho kết quả làm được.

Hình 3-17 Tọa độ mặt cắt nhập vào phần mềm Plane-Maker

Sau đó ta đưa hình ảnh hình chiếu đứng và chiếu cạnh của mô hình vào để so sánh với mô hình thân vừa dựng được. Bước này chỉ có ý nghĩa so sánh lại những kết quả mà ta vừa làm được, có thể thực hiện những tinh chỉnh nhỏ trong từng mặt cắt nếu thấy hình dạng mô hình chưa thật sự giống với hình chiếu của thân, chú ý Plane-Maker chỉ cho phép nhập hình ảnh mang định dạng 24-bit Bitmap. Hình 3-18 minh họa kết quả xây dựng thân với các hình chiếu trên bản vẽ.