Tính toán thiết kế tối ưu cánh máy bay làm từ vật liệu composite có tính đến tính dị hướng - Nguyễn Hồng Phong

Journal of Science and Technology 54 (5A) (2016) 217-226 TÍNH TOÁN THIẾT KẾ TỐI ƯU CÁNH MÁY BAY LÀM TỪ VẬT LIỆU COMPOSITE CÓ TÍNH ĐẾN TÍNH DỊ HƯỚNG Nguyễn Hồng Phong1, Phạm Chung2, Nguyễn Hải Nam2 1Viện Độ bền nhiệt đới, Trung tâm Nhiệt đới Việt – Nga, Đường Nguyễn Văn Huyên, Cầu Giấy, Hà Nội 2Khoa Hàng không Vũ trụ, Học viện Kỹ thuật Quân sự, 236 Hoàng Quốc Việt, Hà Nội *Email: pchunghk2002@gmail.com Đến Tòa soạn: 15/6/2016; Chấp nhận đăng: 6/12/2016 TÓM TẮT Nghiên cứu khả năng giảm tải trọng tính toán lên cánh bằng cách sử dụng tính dị hướng của vật liệu composite trong vỏ cánh của thiết bị bay không người lái cánh thẳng dạng “Predator”. Nghiên cứu các phương án tổ hợp hướng sợi khác nhau và tìm ra được tổ hợp hướng sợi tối ưu. Thực hiện tối ưu hóa khối lượng kết cấu với việc áp dụng các tiêu chuẩn phá hủy vật liệu composite và so sánh các tiêu chuẩn. Từ khóa: cánh máy bay, vật liệu composite, tính dị hướng, thiết bị bay không người lái. 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...[1]. Đặc trưng chung của loại thiết bị bay này là vận tốc nhỏ và thời gian bay trên không rất dài, có thể tính bằng ngày. Bởi vậy, việc giảm tải trọng kết cấu thiết bị bay là một đòi hỏi cấp thiết. Một trong những phương pháp giảm khối lượng kết cấu là sử dụng vật liệu composite. Loại vật liệu này khác với các vật liệu truyền thống như hợp kim nhôm bởi khối lượng riêng nhỏ hơn hẳn. Vật liệu composite cũng có tính chất dị hướng tùy thuộc vào tổ hợp hướng sợi khác nhau. Tính chất dị hướng của kết cấu từ vật liệu composite đã được sử dụng khi thiết kế máy bay có cánh mũi tên ngược. Tính chất này cho phép gắn biến dạng uốn với biến dạng xoắn của cánh qua đó tác động đến tải trọng. UAVs thường có cánh thẳng độ dãn dài lớn, do đó hiệu ứng giảm tải từ đuôi cánh không xảy ra giống như trường hợp cánh mũi tên ngược, do vậy không thể giảm mô men uốn tính toán. Việc sử dụng các hệ thống tự động để giảm tải trọng trong các thiết bị bay này cũng rất khó khăn do thiếu các bộ phận điều khiển cần thiết. Có phương án sử dụng tính dị hướng của vật liệu composite trong vỏ cánh thẳng của thiết bị bay không người lái, cho phép lựa chọn hướng sợi tối ưu của các lớp đơn trong vật liệu composite đa lớp, nhằm giảm góc tấn mặt cắt của cánh nhờ kết hợp biến dạng uốn với biến dạng Nguyễn Hồng Phong, Phạm Chung, Nguyễn Hải Nam 218 xoắn. Khả năng này có thể được sử dụng như một hệ thống gián tiếp và gần như miễn phí để giảm tải trọng tính toán. Trong bài báo thực hiện nghiên cứu ảnh hưởng tính dị hướng đến sự giảm góc vặn của cánh thẳng theo sải cánh và tìm ra tổ hợp hướng sợi tối ưu của vật liệu composite đa lớp. Chỉ ra rằng, mô men uốn và khối lượng kết cấu cánh giảm do sử dụng tính dị hướng đó. 2. ĐẶT BÀI TOÁN 2.1. Cơ sở lí thuyết Như đã biết, hệ số lực nâng được tính theo công thức: ( )y yC Cα α α= + Δ (1) trong đó, α và αΔ lần lượt là góc tấn và số gia của góc tấn. Trong trường hợp cánh mũi tên, số gia góc tấn mặt cắt cánh được tính theo công thức [2]: Cos w Sinα θ χ χ′Δ = − (2) trong đó χ - góc mũi tên, θ - góc xoắn mặt cắt theo dòng của cánh, w′ - độ uốn của cánh tại mặt cắt. Số hạng thứ nhất của công thức (2) tương ứng với biến dạng xoắn, và số hạng thứ hai – biến dạng uốn của cánh máy bay. Chính do số hạng thứ hai này mà góc tấn mặt cắt của cánh bị giảm. Tuy nhiên trong tường hợp cánh thẳng 0χ = , do vậy hiệu ứng giảm góc tấn mặt cắt từ số hạng thứ hai không còn, dẫn tới khi bị biến dạng, tải trọng lên cánh không bị giảm. Trong bài báo này đưa ra một phương án giải quyết vấn đề giảm tải trọng lên cánh bằng cách sử dụng tính dị hướng của vật liệu composite trong vỏ cánh. 2.2. Mô phỏng kết cấu cánh UAV Đối tượng nghiên cứu là UAV kiểu “Predator” là loại UAV có cánh thẳng, độ giãn dài lớn. Sải cánh 16,18 m, khối lượng cất cánh 1 tấn, diện tích cánh 12,46 m2 (Hình 1). Việc mô phỏng và tính toán được thực hiện trên tổ hợp chương trình phần tử hữu hạn MSC.Patran/Nastran [3]. Để đơn giản hóa, chỉ nghiên cứu hộp cánh, bởi vì hộp cánh là bộ phận chịu lực quan trọng nhất của cánh máy bay. Kết cấu chịu lực của hộp cánh được mô phỏng chi tiết để đảm bảo đánh giá chính xác góc xoắn của kết cấu. Vỏ hộp cánh được mô phỏng bằng vật liệu composite T300/N5208 (Sợi carbon/ nền epoxy) [4]. Các bộ phận chịu lực khác như stringers, nẹp ngang, đai xà dọc, thành xà dọc được mô phỏng bằng hợp kim nhôm. Sơ đồ đặt lực lên hộp cánh được mô tả ở Hình 2. Vật liệu composite có cấu tạo 11 lớp, phân bố đối xứng nhau qua lớp giữa. Tổ hợp hướng sợi là tổ hợp hướng đặc trưng thường sử dụng trong ngành chế tạo máy bay: 00/450/00/-450/00/900/00/-450/00/450/00. Phân bố tải trọng khí động (z)q theo sải cánh được xác định thông qua đại lượng lưu số vận tốc (z)Г , đại lượng này tỷ lệ thuật với cung cánh b(z): ( )( ) ( ) ( ) tb nfG nfG b z nfGq z z b z L L b S = Γ = × = (3) trong đó n, f, btb lần lượt là quá tải, hệ số an toàn và cung trung bình của cánh. Tính toán thiết kế tối ưu cánh máy bay làm từ vật liệu composite có tính đến tính dị hướng 219 Hình 1. Mô hình UAV "Predator" và hộp cánh Hình 2. Sơ đồ đặt lực hộp cánh (màu đỏ là tải trọng phân bố, hướng từ dưới lên trên) Các dữ liệu khi tính toán tải trọng: - Sải cánh: l = 16,18 m; - Vận tốc bay: V = 300 km/h = 83,33 m/s; - Mật độ không khí: 1, 225ρ = kg/m3; - Hệ số lực nâng theo góc tấn: 0,11yCα = ; - Diện tích hộp cánh: Sh = 5,84 m2; - Diện tích cánh: Sc= 12,46 m2; - Khối lượng cất cánh: G = 1000 kg; - Quá tải: n = 4 - Hệ số an toàn: f = 1,3. Với mô hình kết cấu hộp cánh như đề xuất, khi chịu tải trọng thì trạng thái biến dạng kết cấu có dạng đặc trưng được mô tả trên Hình 3. Nguyễn Hồng Phong, Phạm Chung, Nguyễn Hải Nam 220 Hình 3. Trạng thái biến dạng của hộp cánh khi thay đổi hướng sợi đi -200 (phương án a) và áp dụng tiêu chuẩn Hill. 2.3. Phương án tính toán Từ tổ hợp hướng sợi ban đầu, sẽ khảo sát hai phương án bằng cách thay đổi tổ hợp hướng sợi đó (cộng thêm) lần lượt là 10o, 20o, 30o, 40o, 0o, -10o, -20o, -30o, -40o cho 1 phương án. Tổng cộng 18 lần tính cho 2 phương án với bước thay đổi là 5o. Để tìm ra tổ hợp hướng sợi tối ưu của vật liệu composite mà tại đó cánh máy bay xoắn lớn nhất theo hướng giảm góc tấn, xem xét hai phương án: a. Từ tổ hợp hướng sợi ban đầu, thay đổi hướng của các lớp composite có hướng sợi là 00 trong khoảng từ -400 đến 400 quanh trục OZ với bước thay đổi là 100. Ở mỗi lần thay đổi tiến hành tối ưu hóa khối lượng kết cấu bằng cách cho phép độ dày của các lớp thay đổi. b. Thay đổi cả tổ hợp hướng sợi ban đầu sang các góc lệch đi 100 cũng trong khoảng từ - 400 đến 400 và tại mỗi lần xoay tiến hành tối ưu hóa khối lượng kết cấu. Ở đây trục OZ trùng với xà dọc trước của cánh. Góc hướng sợi được coi là dương nếu sợi hướng ra ngoài hộp cánh. Điều kiện biên của quá trình tối ưu hóa khối lượng là các lớp composite phải thỏa mãn 3 tiêu chuẩn độ bền Hill, Ứng xuất tối đa, Tsai-Wu [5]. 3. KẾT QUẢ VÀ THẢO LUẬN Dưới tác dụng của tải trọng khí động ở công thức (3), hộp cánh không chỉ bị biến dạng uốn mà còn bị biến dạng xoắn theo hướng tăng hoặc giảm góc tấn tùy thuộc vào hướng sợi composite trong vỏ cánh. Tính toán chỉ ra rằng, ở phương án a, khi áp dụng 3 tiêu chuẩn, việc thay đổi hướng sợi một góc -200 sẽ đưa đến sự xoắn lớn nhất của cánh theo hướng giảm góc tấn. Nghĩa là ở trường hợp phương án a, tổ hợp hướng sợi tối ưu của vật liệu composite là: -200/- 450/-200/450/-200/900/-200/450/-200/-450/-200. Còn trường hợp phương án b, tổ hợp hướng tối ưu của vật liệu composite sẽ là -300/-750/-300/150/-300/600/-300/150/-300/-750/-300, nghĩa là phải thay đổi cả tổ hợp hướng ban đầu thêm một giá trị -300. Nhận thấy rằng góc xoắn kết cấu theo sải cánh trong trường hợp phương án a lớn gần gấp đôi trong trường hợp phương án b (Hình 4). Tính toán thiết kế tối ưu cánh máy bay làm từ vật liệu composite có tính đến tính dị hướng 221 Hình 4. Góc xoắn mặt cắt theo sải cánh Cũng cần lưu ý rằng, khi áp dụng cả ba tiêu chuẩn phá hủy vật liệu composite, giá trị góc xoắn cánh khác nhau nhưng không nhiều. Mặc dù vậy, ở phương án a, khi áp dụng tiêu chuẩn Ứng suất tối đa cánh máy bay xoắn nhiều nhất, còn ở phương án b – khi áp dụng tiêu chuẩn Hill. Kết quả tối ưu hóa khối lượng kết cấu được trình bày ở Hình 5. Ở đây thấy rằng, việc áp dụng ba tiêu chuẩn khác nhau đưa đến kết quả không khác nhau nhiều về khối lượng tối ưu trong cả hai phương án a và b. Hình 5. Khối lượng tối ưu của kết cấu hộp cánh khi sử dụng ba tiêu chuẩn phá hủy composite Để so sánh giá trị lực cắt Q(z) và mô men uốn M(z) theo sải cánh, giả sử rằng ban đầu cánh hoàn toàn cứng. Khi đó góc tấn tất cả mặt cắt bằng 0α , đại lượng này có thể được tính theo công thức sau [4]: 2 0 0 2y VQ nfG C Sα ρα= = (4) Nguyễn Hồng Phong, Phạm Chung, Nguyễn Hải Nam 222 Từ đó suy ra 0 2 2 8.9 y nfG V C Sα α ρ ° = = Khi bị biến dạng, cánh sẽ bị xoắn theo hướng giảm góc tấn một giá trị ( )упр zα . Khi đó phân bố lực cắt và mô men uốn theo sải cánh có tính đến biến dạng đàn hồi sẽ được tính theo công thức [5]: ( )20 /2 1( ) ( ) 2 z y упр L Q z C z V b z dzα α α ρ⎡ ⎤= +⎣ ⎦∫ (5) /2 ( ) ( ) z L M z Q z dz= ∫ (6) Tính toán được thực hiện bằng phương pháp hình thang, sử dụng chương trình Mathematica 7.0. Kết quả được trình bày ở Hình 6: Hình 6. Phân bố lực cắt và mô men uốn theo sải cánh Trong đó đường số 1 biểu diễn giá trị lực cắt và mô men uốn trong trường hợp cánh hoàn toàn cứng, đường màu đỏ tương ứng với phương án sử dụng tiêu chuẩn Hill, đường màu xanh lá cây – tiêu chuẩn Ứng suất tối đa, đường màu xanh nước biển – tiêu chuẩn Tsai-Wu. Trên hình thấy rằng, giá trị mô men uốn có tính đến sự đàn hồi trong trường hợp phương án a giảm trung bình 50%, còn phương án b – 30 % so với khi cánh cứng trong cả ba trường hợp sử dụng ba tiêu chuẩn khác nhau. Tải trọng khí động phân bố có tính đến độ đàn hồi khi đó sẽ là: 2 1 0( ) [ ( )] ( )2y упр Vq z C z b zα ρα α= + (7) Khi đặt tải trọng này lên cánh và tiến hành tính toán tối ưu hóa khối lượng, thu được kết quả như ở Bảng 1. Tính toán thiết kế tối ưu cánh máy bay làm từ vật liệu composite có tính đến tính dị hướng 223 Bảng 1. Độ giảm khối lượng tối ưu của kết cấu khi đặt các tải trọng khác nhau Tiêu chuẩn Khối lượng Phương án a Phương án b Hill Ứng suất tối đa Tsai-Wu Hill Ứng suất tối đa Tsai- Wu 3m , kg 25.42 25.82 25.96 24.47 24.64 24.54 7m , kg 23.08 23.04 23.18 23.50 23.30 23.68 7 3 3( ) / mm m− -9.2% -10.7% -10.7% -3.8% -5.4% -3.5% Trong đó 3m và 7m lần lượt là khối lượng tối ưu kết cấu hộp cánh khi đặt các tải trọng ở công thức (3) và (7) lên cánh. Có thể thấy ở phương án a khối lượng tối ưu của kết cấu giảm nhiều hơn so với phương án b. Bởi vì máy bay phải bảo đảm được tải trọng theo thiết kế 0Q , mà thực tế khi biến dạng, tổng tải trọng lên cánh đã bị giảm do cánh bị xoắn, bởi vậy cần nâng cánh lên một góc 1α , mà giá trị này được tính toán từ công thức: ( ) 0 2 0 1 1 ( ) 2 y упр wL Q C z V b z dzα α α ρ⎡ ⎤= +⎣ ⎦∫ (8) Khi cánh được nâng lên góc 1α , thì tải trọng lên cánh có tính đến biến dạng đàn hồi sẽ là: 2 2 1( ) [ ( )] ( )2y упр Vq z C z b zα ρα α= + (9) Giá trị lực cắt theo sải cánh trong các trườn hợp khác nhau lúc này sẽ thay đổi, kết quả tính toán được biểu diễn ở Hình 7: Hình 7. Lực cắt theo sải cánh trong các trường hợp khác nhau Nguyễn Hồng Phong, Phạm Chung, Nguyễn Hải Nam 224 Giá trị mô men uốn có tính đến sự bảo toàn tải trọng trong trường hợp phương án a giảm xuống hơn 15 %, còn phương án b khoảng 10 % so với trường hợp không tính đến biến dạng đàn hồi. Giá trị mô men uốn theo sải cánh lúc này sẽ thay đổi, kết quả tính toán được biểu diễn dưới Hình 8: Hình 8. Mô men uốn theo sải cánh trong các trường hợp khác nhau Khi đặt tải trọng ở công thức (9) lên cánh và tiến hành tính toán tối ưu hóa khối lượng, thu được kết quả như Bảng 2: Bảng 2. Độ giảm khối lượng tối ưu của kết cấu khi đặt các tải trọng khác nhau Tiêu chuẩn Khối lượng Phương án a Phương án b Hill Ứng suất tối đa Tsai-Wu Hill Ứng suất tối đa Tsai- Wu 3m , kg 25.42 25.82 25.96 24.47 24.64 24.54 9m , kg 24.45 24.72 24.89 24.38 24.51 24.36 9 3 3( ) / mm m− -3.82% -4.26% -4.12% +0.16% -1.06% -0.73% Từ bảng trên thấy rằng, việc sử dụng tiêu chuẩn Ứng suất tối đa cho kết quả giảm khối lượng tối ưu nhiều hơn so với các tiêu chuẩn còn lại. Khi tính toán phương án tổ hợp hướng sợi gốc cho thấy cánh bị vặn theo hướng tăng góc tấn, do đó làm tăng tải trọng và mô men uốn. Dưới đây đưa ra so sánh một trường hợp phương án a so với tổ hợp hướng sợi ban đầu (Bảng 3). Tính toán thiết kế tối ưu cánh máy bay làm từ vật liệu composite có tính đến tính dị hướng 225 Bảng 3. Độ giảm khối lượng tối ưu của kết cấu của phương án a so với tổ hợp góc đặt ban đầu Tiêu chuẩn Khối lượng Hill Ứng suất tối đa Tsai-Wu m3, kg 25.42 25.82 25.96 m7, kg 23.08 23.04 23.18 7 3 3( ) / mm m− -9.2% -10.7% -10.7% m0, kg 26.15 26.31 26.43 (m7-m0)/m0 -11.74% -12.43% -12.30% 4. KẾT LUẬN Nghiên cứu chỉ ra rằng, đối với thiết bị bay không người lái có cánh thẳng độ giãn dài lớn, việc sử dụng tính dị hướng của vật liệu composite trong vỏ cánh làm cho cánh bị biến dạng xoắn theo hướng giảm tải trọng. Đây là một con đường gián tiếp để giảm khối lượng kết cấu. Đối với cụ thể hộp cánh vừa nghiên cứu, tổ hợp hướng sợi -200/-450/-200/450/-200/900/- 200/450/-200/-450/-200 của vật liệu composite trong vỏ cánh sẽ làm cho cánh bị xoắn theo hướng giảm góc tấn lớn nhất, điều này dẫn đến sự giảm đáng kể giá trị mô men uốn, gián tiếp làm giảm khối lượng kết cấu cánh. Việc sử dụng ba tiêu chuẩn phá hủy composite đưa đến các kết quả không khác nhau nhiều về khối lượng tối ưu. Mặc dù vậy đây cũng là căn cứ để thực hiện các nghiên cứu thực nghiệm trên mẫu kết cấu để nghiên cứu sâu hơn vấn đề này. TÀI LIỆU THAM KHẢO 1. Vasilin N.Y. A. - “Bezpilotnye letatelnye apparati, Minsk, POPURRI, 2003. 2. Dmitriev V. G., Chizov V. M. - Osnovi prochnosti i proektirovanie silovoy koncnruksii letatelnukh apparatov, SAGI, 2005. 3. Rubnikov E. K., Volodin C. B., Sobolev R. U. - Inzinernye raccheti mekhanicheskix konctruksii v systeme MSC.Patran – Nastran. Chat' I. Uchebnoe pocobie, MIIT, 2003. 4. Tsai S. W. - Composite Designs, 4th ed, Think Composites. Dayton, OH, 1988. 5. Ochoa O. O. and Reddy J. N. - Finite Element Analysis of Composite Laminates, Kluwer Academic Publishers. SMIA 7. ISBN 0-7923-1125-6. Nguyễn Hồng Phong, Phạm Chung, Nguyễn Hải Nam 226 ABSTRACT OPTIMAL DESIGN OF A COMPOSITE WING FOR AN AIRPLANE WITH TAKING INTO ACCOUNT THE ANISOTROPIC CHARACTERISTICS Nguyen Hong Phong1, Pham Chung2, Nguyen Hai Nam2 1Tropical Science and Technology, Nguyen Van Huyen street, Ha Noi, Viet Nam 2Faculty of aerospace, Military Technical Academy, Hoang Quoc Viet street, Ha Noi, Viet Nam Email: pchunghk2002@gmail.com This study considered the possibility of reducing design loads on straight wing of UAV like “Predator” using composite material in wing skins. Research on different variants of anisotropy was taken and optimal distributions of orientation angles of composite material were obtained. The optimization of structural weight was conducted using different failure criteria of composite materials and optimal variants were compared. Keywords: UAV, composite material, anisotropy, optimization, failure criteria.