Nghiên cứu biện pháp nâng cao các đặc tính khí động cánh máy bay không người lái

BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO BỘ QUỐC PHÒNG 
 VIỆN KHOA HỌC VÀ CÔNG NGHỆ QUÂN SỰ 
 TRẦN DUY DUYÊN 
 NGHIÊN CỨU BIỆN PHÁP NÂNG CAO CÁC 
ĐẶC TÍNH KHÍ ĐỘNG CÁNH MÁY BAY KHÔNG NGƯỜI LÁI 
 Chuyên ngành: Cơ kỹ thuật 
 Mã số: 62 52 01 01 
 TÓM TẮT LUẬN ÁN TIẾN SĨ KỸ THUẬT 
 Hà Nội - 2017 
 CÔNG TRÌNH ĐƯỢC HOÀN THÀNH TẠI 
VIỆN KHOA HỌC VÀ CÔNG NGHỆ QUÂN SỰ - BỘ QUỐC PHÒNG 
 Người hướng dẫn khoa học: 
 1. TS. Mai Khánh 
 2. GS. TSKH. Nguyễn Đức Cương 
 Phản biện 1: GS.TSKH. Vũ Duy Quang 
 Đại học Bách khoa Hà nội 
 Phản biện 2: PGS. TS. Phạm Vũ Uy 
 Học viện Kỹ thuật quân sự 
 Phản biện 3: TS. Vũ Ngọc Hòe 
 Học viện Phòng không-không quân 
 Luận án được bảo vệ tại hội đồng chấm luận án tiến sĩ và họp tại Viện 
 Khoa học và Công nghệ quân sự vào hồi .....giờ, ngày.... tháng.....năm 2017 
 Có thể tìm hiểu luận án tại: 
 - Thư viện Viện Khoa học và Công nghệ quân sự 
 - Thư viện Quốc gia Việt Nam 
 1 
 MỞ ĐẦU 
 Tính cấp thiết của đề tài: Để nâng cao chất lượng truyền số liệu và tính 
năng bay thì máy bay không người lái (UAV) có nhu cầu phải bay hành trình 
với hệ số lực nâng Cy lớn, khi này nếu giảm được hệ số lực cản Cx sẽ tăng 
khối lượng tải có ích trên UAV. Nâng cao hệ số lực nâng lớn nhất Cymax sẽ cải 
thiện được tính năng cất hạ cánh. 
 Tối ưu hóa hình dạng cánh giữ vai trò quan trọng để nâng cao các đặc 
tính khí động (ĐTKĐ) của máy bay và có rất nhiều các công trình nghiên cứu 
về vấn đề này nhưng tập trung giải quyết bài toán 2D ở vùng tốc độ lớn (hệ số 
Cy nhỏ) có tính đến ảnh hưởng của độ nhớt. Đối với trường hợp hệ số Cy lớn thì 
bắt buộc phải giải bài toán 3D, khối lượng tính toán rất lớn, vì vậy thường phải 
giải với giả thiết là dòng không nhớt (khí lý tưởng). Tuy nhiên do phần lớn 
UAV có kích thước nhỏ, bay với tốc độ chậm cho nên số Reynols (Re) nhỏ, 
không thể bỏ qua độ nhớt của không khí khi xét bài toán giảm hệ số Cx và tăng 
hệ số Cymax. Do đó khối lượng tính toán theo các phương pháp hiện có sẽ rất 
lớn, đòi hỏi phải dùng các máy siêu tính. Từ các lý do kể trên việc nghiên cứu 
phương pháp cải thiện hình dạng cánh để nâng cao các ĐTKĐ của UAV là 
vấn đề có ý nghĩa cấp thiết, vừa có ý nghĩa khoa học, vừa có ý nghĩa thực tiễn 
quan trọng để tăng tải có ích và cải thiện tính năng cất hạ cánh cho UAV giám 
sát từ xa. 
 Mục tiêu của luận án: giảm hệ số lực cản Cx cánh UAV với ràng buộc 
hệ số lực nâng Cy=const khi bay hành trình với hệ số Cy lớn nhưng vẫn đảm 
bảo hệ số Cx tăng không đáng kể khi bay hành trình với hệ số Cy nhỏ. Đồng 
thời xác định hình dạng cánh để tăng hệ số Cymax so với các loại cánh kinh 
điển tương đương. 
 Nội dung nghiên cứu: giải các bài toán tối ưu hóa hình dạng cánh để 
giảm hệ số Cx với ràng buộc hệ số Cy=const (bài toán 1) và tăng hệ số Cymax 
(bài toán 2). Khi đó tìm được các hình dạng cánh tối ưu, so sánh với cánh 
kinh điển và rút ra nhận xét. 
 Đối tượng và phạm vi nghiên cứu: tối ưu hóa cánh UAV cỡ nhỏ ở vùng 
tốc độ nhỏ. Chỉ nghiên cứu và so sánh các cánh có cùng bình đồ và độ dày 
tương đối, khi đó có thể xem các cánh này tương đương về trọng lượng và 
không xét đến bài toán độ bền kết cấu. 
 Phương pháp nghiên cứu: giải bài toán ngược của lý thuyết xoáy rời rạc 
tuyến tính để xác định hình dạng mặt cong trung bình của cánh đáp ứng phân 
 2 
bố tải khí động cho trước thỏa mãn 2 điều kiện [102]: tải khí động tại mép 
trước cánh bằng không (dòng chảy tiến nhập êm) và phân bố tải khí động tối 
ưu theo lý thuyết mặt nâng tuyến tính đối với cánh mỏng (phân bố hệ số lực 
nâng tại các thiết diện của cánh theo sải cánh là hình elip). Tiếp theo là 
bồi đắp thêm độ dày cho mặt cong trung bình (theo dạng profile NACA) để 
được hình dạng cánh ban đầu (cánh cận tối ưu) và xác định các tham số ảnh 
hưởng mạnh đến hàm mục tiêu và hàm ràng buộc. Sau đó sử dụng phương 
pháp tối ưu hóa bằng phương pháp số theo gradient để tối ưu hóa hàm mục 
tiêu này. Kết quả cánh tối ưu được so sánh với cánh kinh điển tương đương. 
Kiểm chứng kết quả nghiên cứu bằng cách thổi thực nghiệm một số mô hình 
cánh điển hình trong ống thổi khí động (OTKĐ) thuộc Viện chuyên ngành kết 
cấu công trình xây dựng – Bộ Xây dựng. 
 Ý nghĩa khoa học của luận án: nghiên cứu hệ thống và cơ sở khoa học 
vấn đề tối ưu hóa cánh máy bay ở chế độ bay hành trình với hệ số lực nâng 
lớn và chế độ cất hạ cánh. 
 Ý nghĩa thực tiễn của luận án: tăng được khối lượng tải có ích trên 
UAV khi bay hành trình với hệ số lực nâng lớn. Cải thiện tính năng cất hạ 
cánh có ý nghĩa lớn khi UAV cất hạ cánh trên địa hình phức tạp hoặc phóng 
từ hệ thống dàn phóng. 
 Luận án gồm phần mở đầu, kết luận và 4 chương (132 trang), ngoài ra có 
phần phụ lục trình bày code chương trình. 
 Chương 1. TỔNG QUAN VỀ VẤN ĐỀ NGHIÊN CỨU 
1.1. Vấn đề tối ưu hóa hệ số lực cản Cx 
1.1.1. Tìm hiểu tình hình nghiên cứu trên thế giới 
 Có 2 phương pháp chính tối ưu hóa hình dạng khí động cánh: 
* Phương pháp thiết kế ngược [48]: bản chất là xác định biên dạng profile 
đáp ứng qui luật phân bố vận tốc cho trước trên bề mặt cánh. Sự phân bố vận 
tốc như thế nào để hệ số lực cản nhỏ nhất là nhược điểm lớn nhất của phương 
pháp thiết kế ngược vì chưa có cơ sở lý thuyết nào chứng minh được điều 
này, tuy nhiên ưu điểm của phương pháp này là thời gian và chi phí tính toán 
không lớn. 
* Phương pháp thiết kế thuận [48]: bản chất là tìm một lời giải tối ưu đối 
với hàm mục tiêu (ví dụ hệ số lực cản nhỏ nhất) với điều kiện ràng buộc cho 
trước bằng cách: tham số hóa hình dạng cánh (các biến thiết kế); sử dụng 
 3 
thuật toán tối ưu hóa bằng phương pháp số và lặp các biến thiết kế; trình giải 
CFD đánh giá các hàm mục tiêu và cập nhật trong quá trình lặp; kết quả là 
hình dạng cánh tối ưu được xuất ra trong quá trình tối ưu hóa và lặp các biến 
thiết kế. Nhược điểm: chi phí và khối lượng tính toán rất lớn. 
 Một số lượng rất lớn các công trình trên thế giới đã nghiên cứu về vấn đề 
tối ưu hóa hình dạng khí động của cánh [73], [74], [60], [61], [64], [70], [65], 
[71], [72], [49], [76], [77], [44], [45], [75], 
1.1.2. Tìm hiểu tình hình nghiên cứu trong nước 
 Chủ yếu nghiên cứu về vấn đề tương tác khí động. 
 Tại Liên Xô cũ, tác giả Nguyễn Đức Cương [2] nghiên cứu tối ưu hóa 
cánh máy bay chiến đấu tốc độ cận âm. Bản chất là đẩy lùi sự xuất hiện dòng 
vượt âm cục bộ trên cánh là nguyên nhân chủ yếu làm tăng lực cản. 
1.2. Vấn đề nâng cao hệ số lực nâng lớn nhất Cymax 
 Chủ yếu sử dụng cánh tà, cánh tà có nhiều khe [5]. Với sự gia tăng góc 
thả cánh tà và kích thước khe hở đến một mức độ nào đó sẽ tăng rất nhiều hệ 
số Cymax. Phương pháp nghiên cứu thực nghiệm trong OTKĐ xác định góc thả 
cánh tà tối ưu là phương pháp chính được sử dụng cho đến nay. 
1.3. Một vài phương pháp số thông dụng giải bài toán tối ưu hóa 
1.3.1. Phương pháp hướng giảm: [10], [18]. 
1.3.2. Phương pháp gradient: [10], [18], [19], [25], [27], [31], 
1.3.3. Phương pháp Newton: [10], [18], [19], [38], 
1.3.4. Phương pháp gradient liên hợp: [10], [18], [19], [36], [38],.. 
1.3.5. Giải thuật di truyền: [1], [26], [27], [31], [56], [59], [79], 
1.4. Tổng quan các phương pháp tính toán đặc tính khí động 
1.4.1. Phương pháp giải tích 
1.4.2. Phương pháp thử nghiệm: [24], [29], [42], [63], [78]. 
1.4.3. Phương pháp số 
* Các phương pháp tính toán số cổ điển: 
+ Phương pháp panel: [58]. 
+ Phương pháp xoáy rời rạc (PPXRR): [3], [9], [11], [12], [13], 
* Các phương pháp động lực học lưu chất tính toán: 
+ Phương pháp sai phân hữu hạn: [50]. 
+ Phương pháp thể tích hữu hạn: [17]. 
+ Phần mềm tính toán Ansys: [39], [40], [41]. 
 4 
1.5. Những tồn tại và hướng nghiên cứu của luận án 
 Các công trình tối ưu hóa hình dạng cánh phần lớn nghiên cứu ở vùng 
tốc độ lớn (hệ số Cy nhỏ), khối lượng tính toán lớn. 
+ Tối ưu hóa cánh 3D khi hệ số Cy lớn (bắt buộc phải xét bài toán 3D) và số 
Re nhỏ, chưa có công trình nào đề cập tới. 
+ Các nghiên cứu nâng cao hệ số Cymax chủ yếu bằng phương pháp thực 
nghiệm trong OTKĐ, chưa có công trình nào nghiên cứu chặt chẽ bằng 
phương pháp số. 
+ Chưa có nghiên cứu cánh thích nghi ở các chế độ bay khác nhau bằng cánh 
nhiều lớp. 
 Hướng nghiên cứu của luận án: kết hợp ưu điểm phương pháp thiết kế 
ngược và phương pháp thiết kế thuận. Với cách tiếp cận phương pháp thiết kế 
ngược nhanh chóng xác định được hình dạng cánh ban đầu tiệm cận đến hình 
dạng cánh tối ưu, sau đó sử dụng phương pháp thiết kế thuận tiếp tục tối ưu 
hóa hình dạng cánh ban đầu này để đạt được hình dạng cánh tối ưu. 
1.6. Kết luận chương 1 
 UAV có nhu cầu bay hành trình với hệ số lực nâng Cy lớn. Bài toán thứ 
nhất của luận án là tối ưu hóa hình dạng cánh để giảm hệ số Cx ở chế độ bay 
hành trình với hệ số Cy lớn nhưng vẫn đảm bảo hệ số Cx tăng không đáng kể ở 
chế độ bay hành trình với hệ số Cy nhỏ. Khi đó sẽ tăng được khối lượng tải có 
ích trên UAV 
 Để cải thiện tính năng cất hạ cánh thì bài toán thứ hai của luận án là tối 
ưu hóa hình dạng cánh để nâng cao hệ số Cymax. 
 Chương 2. TỐI ƯU HÓA HÌNH DẠNG CÁNH MỘT LỚP 
2.1. Đặt vấn đề 
 Xác định hình dạng cánh ban đầu tiệm cận đến hình dạng cánh tối ưu 
giữ vai trò rất quan trọng. Tối ưu hóa hình dạng cánh một lớp với bộ tham số 
tối ưu hóa gồm các tham số đại diện cho hình dạng cánh ban đầu và tham số 
góc tấn để được hình dạng cánh tối ưu. 
2.2. Phương pháp và thuật toán xác định hình dạng cánh một lớp cận tối 
ưu 
2.2.1. Đề xuất hàm phân bố tải khí động đảm bảo dòng chảy tiến nhập êm 
và tối ưu theo lý thuyết mặt nâng tuyến tính đối với cánh mỏng trên bình đồ 
cánh hình chữ nhật 
 5 
 ̅ √ ( ) (2.5) 
b (dây cung); L (sải cánh); S (diện tích cánh); (hệ số lực nâng của cánh); x, 
z (tọa độ theo phương dây cung và phương sải cánh); Gốc tọa độ thuộc mặt 
phẳng đối xứng và nằm tại mép trước cánh; 
2.2.2. Đề xuất phương pháp xác định mặt cong trung bình đáp ứng phân 
bố tải khí động cho trước trên cánh 
 Luận án xây dựng được hệ phương trình đại số tuyến tính (2.16) xác định 
các góc tấn cục bộ (độ dốc cục bộ đường trung bình tại các mặt cắt khác 
nhau): 
 ̅
 ∑ ∑ ̅ ̅ (2.16) 
trong đó: n, N là số dải chia theo phương sải cánh và dây cung cánh; i, j là chỉ 
 ̅ 
số đặc trưng cho vị trí của xoáy theo hàng dọc, hàng ngang; là đạo hàm 
cường độ xoáy trên ô thứ ij theo góc ; ̅ là tải khí động tại ô thứ ij của 
mặt cong dưới góc tấn α; ̅ là tải khí động tại ô thứ ij của tấm phẳng dưới 
góc tấn α; 
 Tích phân các góc tấn cục bộ , khi đó xây dựng được công thức xác 
định tọa độ yij tương ứng với tọa độ xij của mặt cong: 
 ̅̅ ̅̅ ̅
{ (2.17) 
 ̅̅̅̅̅ ̅̅̅̅̅
 ∑ ( ) 
 Tập hợp các điểm (xij, yij) xác định mặt cong trung bình cánh thỏa mãn 
phân bố tải khí động cho trước. 
2.2.3. Xác định hình dạng cánh theo mặt cong trung bình 
 Bản chất là bồi thêm bề dày cho mặt cong trung bình, ví dụ theo dạng 
profile NACA [37]. 
2.2.4. Kết quả tính toán hình dạng cánh một lớp cận tối ưu 
 Trên cơ sở các mục từ 2.2.1-2.2.3 thiết lập được chương trình phần mềm 
tính toán xác định hình dạng cánh một lớp cận tối ưu. 
 Tính toán cánh một lớp cận tối ưu với các số liệu đầu vào: 
 0
+ Hệ số lực nâng của cánh =0.8; góc tấn tính toán =8 ; 
+ Dây cung b=0.337[m]; sải cánh L=1[m]; 
+ Độ dày tương đối lớn nhất ̅ =12%; n=N=41; 
 6 
 Hình 2.9. Hình dạng một nửa cánh một lớp cận tối ưu tương ứng hệ số lực 
 nâng của cánh =0.8 
 Với hình dạng cánh này, kết quả mô phỏng bằng phần mềm Ansys: 
Cy=0.85, sai khác so với PPXRR (Cy=0.8) là 7%. Sai số nhỏ có thể chấp nhận 
được và khẳng định độ tin cậy chương trình tính toán. 
2.3. Tối ưu hóa hình dạng cánh một lớp 
2.3.1. Xây dựng bài toán tối ưu hóa hệ số lực cản Cx 
 Luận án lựa chọn bộ tham số ( ) để tối ưu hóa hình dạng cánh, 
trong đó α là góc tấn, là góc xoắn hình học bổ sung thêm góc xoắn hình học 
giữa dây cung profile mút cánh và dây cung profile gốc cánh của cánh cận tối 
ưu và hệ số đại diện cho hình dạng mặt cong trung bình của cánh cận tối 
ưu (vừa có xoắn khí động, vừa có xoắn hình học). Bài toán được đặt ra như 
sau: cho trước C =const, tìm bộ 3 tham số ( ) sao cho: 
 y 
 ( ) với ( ) (2.22) 
 ( ) 
hay ( ) với ( ) (2.23) 
 ( )
điều kiện ràng buộc được thực hiện ở một chế độ bay hành trình với hệ số lực 
nâng . 
2.3.2. Thuật toán tối ưu hóa hệ số lực cản Cx có ràng buộc hệ số lực nâng 
Cy=const bằng phương pháp số theo gradient 
 Hình (2.19) trình bày cách xác định “hướng giảm nhanh nhất” hệ số Cx 
và đảm bảo hệ số Cy “tiệm cận” đến mặt cong ràng buộc 
gần nhất với cùng một bước đi xác định. , là véc tơ gradient hệ số 
Cx, Cy tại điểm tính toán thứ k nằm trên mặt cong ràng buộc Cy=const; là 
hình chiếu của véc tơ trên mặt phẳng vuông góc với véc tơ tại 
điểm tính toán thứ k; Cxmin là hệ số Cx đạt giá trị nhỏ nhất tương ứng với 
nghiệm của bài toán tối ưu hóa. Theo tài liệu [2], [46]: để đi đến điểm tối ưu 
 7 
Cxmin nhanh nhất phải đi theo hướng véc tơ chiếu tại điểm tính toán thứ 
k. Công thức xác định véc tơ chiếu : 
 (2.34) 
 | |
I, P lần lượt là ma trận đơn vị và ma trận chiếu cỡ 3x3. là ma trận 
chuyển vị của ma trận và | | là bình phương mô đun véc tơ . 
Thuật toán số tối ưu hóa được thể hiện trên hình (2.20): 
 Hình 2.19. Cách xác định hướng giảm hệ số Cx nhanh nhất đảm bảo hệ số Cy 
 tiệm cận gần nhất đến mặt cong ràng buộc trong không gian 3 chiều bằng 
 phương pháp số theo gradient 
 Hình 2.20. Thuật toán số tối ưu hóa hệ số Cx có ràng buộc Cy=const 
+ Điểm xuất phát là điểm 1: , tính các véc tơ gradient và , 
tính véc tơ chiếu theo công thức (2.34). Chọn bước đi xác định được 
 8 
điểm . Điểm không nằm trên mặt cong ràng buộc, tại điểm này phải 
điều chỉnh các biến phụ thuộc để xác định được điểm 2: nằm trên mặt 
cong ràng buộc Cy=const. 
+ Điều kiện hội tụ: hệ số Cx bắt đầu tăng hoặc hệ số K bắt đầu giảm, đồng 
thời mô đun véc tơ chiếu | | | |. 
+ Nếu số bước lặp là n thì . 
2.3.3. Kết quả tối ưu hóa và nhận xét 
 Minh họa kết quả tối ưu hóa cánh 1 lớp: 
Dây cung: b=0.337[m]; Sải cánh: L=1[m]; Độ dày tương đối: ̅ =12%; 
Điều kiện ràng buộc: =0.3; Điều kiện tính toán: vận tốc V=30[m/s], 
độ cao H=0[m]; n=41, N=21; Kết quả tối ưu hóa: 
 =11.3 tại điểm ( ) =(2.80, 0.40, 0.3) 
+ Gọi hình dạng cánh tìm được khi tối ưu hóa với điều kiện ràng buộc 
 = 0.3 là cánh tối ưu Cyopt =0.3; 
 0
+ Góc xoắn hình học bổ sung =0.4 không đáng kể. Mặt cong trung bình 
cánh cận tối ưu có góc xoắn hình học về cơ bản là tối ưu; 
+ Đồ thị K=f(Cy) cánh tối ưu Cyopt=0.3 và một số cánh kinh điển tương đương 
được thể hiện trên các hình 2.26, 2.28: 
- Khi Cy>0.25 (vùng Cy lớn): hệ số chất lượng khí động cánh tối ưu Cyopt=0.3 
tương đương cánh có độ cong 4% nhưng cải thiện hơn rất nhiều so với cánh 
có profile đối xứng. 
 Hình 2.26. Đồ thị K=f(Cy) cánh tối ưu Cyopt=0.3 và một số cánh kinh điển 
 tương đương 
 9 
 Cụ thể khi Cy=1.2: K(cánh tối ưu Cyopt=0.3)=K(cánh có độ cong 
4%)=6.7; K(cánh có profile đối xứng)=6, khi đó hệ số K cánh tối ưu Cyopt=0.3 
và cánh có độ cong 4% cải thiện 12% so với cánh có profile đ ... n 3 lần) kích thước dây cung 2 
cánh phía sau (hình 3.11, 3.12) với mong muốn vẫn giảm được hệ số Cx và 
tăng được hệ số Cymax so với cánh kinh điển và bằng quá trình điều khiển bộ 
tham số (α, 1, 2) đến các bộ tham số tối ưu sẽ có cánh 3 lớp thích nghi với 
các chế độ bay khác nhau. Phương án cánh 3 lớp được đề xuất có các tham số 
hình học: 
 Hình 3.11. Mặt cắt cánh 3 lớp thích nghi Hình 3.12. Hình dạng cánh 3 lớp thích nghi 
 16 
+ Dây cung cánh 3 lớp: b0=0.337[m]; Sải cánh L=1[m]; 
+ Dây cung cánh 1, cánh 2, cánh 3: b1=0.8b0, b2= b3=0.1b0; 
+ Kích thước khe hở: h1=h2=1%b0; 
+ Các cánh thành phần có profile đối xứng (profile NACA 0015). 
Khi đó độ dày lớn nhất của cánh 1:c1max=15%b1=12%b0. 
3.4.1. So sánh với cánh 1 lớp tương đương 
 Tối ưu hóa cánh 3 lớp được đề xuất ở các chế độ bay hành trình với hệ số 
Cy khác nhau và chế độ cất hạ cánh. Dưới đây là kết quả so sánh hệ số chất 
lượng khí động và hệ số Cymax so với cánh kinh điển. 
* So sánh hệ số chất lượng khí động: 
+ Khi Cy=1.6 (đại diện hệ số Cy lớn, hình 3.22): 
- K(cánh 3 lớp thích nghi)=5.4; K(cánh tối ưu Cyopt=0.3)=4.9; 
- K(cánh có độ cong 4%)=5.0; 
 Hệ số K cánh 3 lớp thích nghi tăng 8% so với cánh tối ưu Cyopt=0.3 và 
cánh có độ cong 4%, trong khi đó cánh có profile đối xứng không đạt được hệ 
số lực nâng này. 
 Hình 3.22. Đồ thị K=f(Cy) cánh 3 lớp thích nghi và các cánh 1 lớp tương đương 
+ Khi Cy=0.1 (đại diện cho hệ số Cy nhỏ, hình 3.24): 
- K(cánh 3 lớp thích nghi)=5.55; K(cánh tối ưu Cyopt=0.3)=5.48; 
- K(cánh có profile đối xứng)=5.7; K(cánh có độ cong 4%)=5.2; 
 Hệ số K cánh 3 lớp thích nghi cơ bản tương đương cánh tối ưu Cyopt=0.3, 
kém 2.6% so với cánh có profile đối xứng và cải thiện 6.7% so với cánh có độ 
cong 4%. 
+ Tương tự, ở các hệ số Cy lớn khác thì hệ số K cánh 3 lớp thích nghi vẫn duy 
trì cải thiện đáng kể so với các cánh 1 lớp. 
 17 
 Hình 3.24. Đồ thị K=f(Cy) cánh 3 lớp thích nghi và các cánh 1 lớp tương đương 
 vùng hệ số Cy nhỏ 
* So sánh hệ số lực nâng lớn nhất Cymax: 
 Kết quả tối ưu hóa hệ số lực nâng lớn nhất Cymax: 
 ( ) =2 tại điểm =(21.20, 170, 33.60) 
 Ở chế độ cất hạ cánh, ý nghĩa cánh 3 lớp thích nghi tương tự cánh sử 
dụng cánh tà có nhiều khe nhưng ở đây đã tìm được điểm tối ưu để có cánh 
thích nghi ở chế độ bay này. 
3.5. Kết luận chương 3 
 Tối ưu hóa một số phương án cánh 3 lớp và xác định được các điểm tối 
ưu tương ứng với từng chế độ bay. Phương án cánh 3 lớp có dây cung các 
cánh thành phần bằng nhau có hệ số chất lượng khí động và hệ số Cymax được 
cải thiện rất nhiều so với cánh kinh điển nhưng gặp khó khăn điều khiển 2 
cánh phía sau, vì vậy có thể áp dụng riêng ở 1 chế độ bay. Cánh 3 lớp thích 
nghi đã khắc phục được nhược điểm trên nhưng vẫn đảm bảo sự cải thiện 
đáng kể hệ số chất lượng khí động so với cánh 1 lớp. Phương án cánh này chế 
tạo khá đơn giản và điều khiển được trong khi bay nên có tính khả thi cao. 
 Chương 4. THỰC NGHIỆM KIỂM CHỨNG 
4.1. Kiểm chứng mô hình tính bằng thực nghiệm 
 Để kiểm chứng kết quả tính toán, tiến hành thí nghiệm một số mô hình 
cánh trong OTKĐ –OT để đánh giá và củng cố thêm độ tin cậy các kết quả 
tính toán. Trong điều kiện cho phép về kinh phí và thời gian nên chỉ kiểm 
chứng hiệu quả giảm hệ số Cx một số mô hình cánh tối ưu điển hình so với 
mô hình cánh có profile đối xứng. 
 18 
Mô hình thí nghiệm 
 Các mô hình cánh thí nghiệm có các tham số hình học giống với 
các kích thước cánh tương ứng ở chương 2 và chương 3, làm bằng gỗ, 
hoàn toàn đặc và được phay bằng máy CNC: 
+ Mô hình cánh có profile đối xứng (hình 4.1); 
+ Mô hình cánh tối ưu Cyopt=0.3 (hình 4.2); 
+ Mô hình cánh 3 lớp thích nghi (hình 4.3). 
 Hình 4.1. Mô hình thí nghiệm cánh có Hình 4.2. Mô hình thí nghiệm cánh tối ưu 
 profile đối xứng Cyopt=0.3 
Các phương án thí nghiệm 
+ Mô hình cánh có profile đối xứng: 
thực nghiệm tại các góc tấn: α=00, 50, 
100, 150, 200. 
+ Mô hình cánh tối ưu Cyopt=0.3: 
thực nghiệm tại các góc tấn: α=-50, 00, 
50, 100, 150, 200. 
+Mô hình cánh ba lớp thích nghi: thực Hình 4.3. Mô hình thí nghiệm cánh 3 lớp 
nghiệm tại các góc tấn và góc lệch của 2 thích nghi 
cánh phía sau: 
 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0
(α, δ1, δ2)= (0 , 0 , 0 ), (5 , 0 , 0 ), (10 , 0 , 0 ), (0 , 10 , 18 ), (5 , 10 , 18 ); (10 , 
100, 180), (150, 100, 180), (100, 200, 280). 
4.2. Phương pháp thí nghiệm 
4.2.1. Điều kiện thí nghiệm 
 0
+ Nhiệt độ không khí:TH=14 [C]; 
+ Áp suất khí quyển ở độ cao H =0[m]: PH=760mmHg; 
 3
+ Độ ẩm không khí: 80%; Mật độ không khí: H=1.225[kg/m ]; 
+ Vận tốc dòng khí trung bình: V= 21.5[m/s]; 
+ Re 5.105; M 0.062. 
 19 
 Các mô hình cánh sử dụng trong thí nghiệm có kích thước như mô hình 
thực, các tham số của nó trong quá trình thổi thực nghiệm là các tham số đầu 
vào để tiến hành tính toán bằng lý thuyết (phần mềm Ansys) và cuối cùng là 
so sánh với kết quả thí nghiệm. Vì thế, quá trình thí nghiệm cánh mô hình 
trong OTKĐ thì các yếu tố đồng dạng hoàn toàn được đáp ứng. 
4.2.2. Phương pháp xử lý số liệu thí nghiệm 
 Các hệ số Cx, Cy, K được tính theo các công thức [7]: 
 Tương ứng mỗi thí nghiệm, máy khí động đo trong thời gian 33s, 1s đo 
được 500 kết quả. Vì vậy sẽ đo được 16500 kết quả tương ứng với các lực và 
momen khí động (Fx, Fy, Fz, Mx, My, Mz) và theo lý thuyết các hệ số Cx(i), 
Cy(i) là những hệ số không đổi ở mỗi kết quả đo nhưng thực tế cho thấy 
chúng thay đổi liên tục do vận tốc dòng khí chảy bao mô hình cánh ở từng 
thời điểm là khác nhau (mặc dù không nhiều) dẫn đến dao động của cây 
chống và mô hình cánh thí nghiệm, khi đó các sensor của cân khí động bị biến 
dạng làm cho các kết quả đo dao động xung quanh giá trị thực của nó. Vì vậy 
phải lấy trung bình các giá trị Cx(i), Cy(i) tính được ở từng thời điểm trong 
quá trình đo để được kết quả thí nghiệm. 
4.3. Kiểm chứng mô hình tính toán 
 Mô hình và kết quả thí nghiệm thu được sau xử lý có độ tin cậy đủ điều 
kiện để kiểm chứng mô hình tính toán. 
* Mô hình cánh có profile đối xứng (hình 4.26, 4.27): 
+ Đường đặc tính Cy=f(α): sai lệch lớn nhất là 15% tương ứng với phương án 
thí nghiệm α=50 (hình 4.26). 
 Hình 4.26. Đồ thị Cy=f(α) cánh có profile đối xứng 
 20 
+ Đường đặc tính K=f(Cy): sai lệch lớn nhất là 16% tương ứng với phương án 
thí nghiệm α=00 (hình 4.27). 
 Hình 4.27. Đồ thị K=f(Cy) cánh có profile đối xứng 
* Mô hình cánh tối ưu Cyopt=0.3 (hình 4.29, 4.30): 
+ Đường đặc tính Cy=f(α): sai lệch lớn nhất là 10% tương ứng với phương án 
thí nghiệm α=00 (hình 4.29). 
 Hình 4.29. Đồ thị Cy=f(α) cánh tối ưu Cyopt=0.3 
+ Đường đặc tính K=f(Cy): sai lệch lớn nhất là 15% tương ứng với phương 
án thí nghiệm α=00 (hình 4.30). 
* Mô hình cánh 3 lớp thích nghi (hình 4.32): 
+ Hệ số lực nâng Cy: sai lệch lớn nhất là 13% tương ứng phương án thí 
 0 0 0
nghiệm (α, δ1, δ2)= (0 , 10 , 18 ). 
 21 
+ Đường đặc tính K=f(Cy): sai lệch lớn nhất là 11% tương ứng phương án thí 
 0 0 0
nghiệm (α, δ1, δ2)= (5 , 0 , 0 ). 
 Các sai số này có thể chấp nhận được và các đường thực nghiệm 
Cy=f(α), K=f(Cy), Cy =f(Cx) phản ánh tương đối chính xác qui luật đường đặc 
tính của chúng. 
 Hình 4.30. Đồ thị K=f(Cy) cánh tối ưu Cyopt=0.3 
 Hình 4.32. Đồ thị K=f(Cy) cánh 3 lớp thích nghi 
 Vì các điểm thực nghiệm có độ tản mát khá nhiều so với giá trị thực tế 
(đó là các sai số ngẫu nhiên trong mỗi lần thí nghiệm) và để so sánh được hệ 
số Cx các mô hình cánh thí nghiệm phải xây dựng được đường thực nghiệm 
(gần đúng) trên cơ sở các điểm thực nghiệm theo nguyên tắc bình phương tối 
thiểu [8]. Ý tưởng phương pháp này là từ các điểm thực nghiệm đã có phải 
 22 
tìm một đường cong trơn liên tục sao cho tổng bình phương khoảng cách từ 
các điểm thực nghiệm đến đường cong đó là bé nhất. Dưới đây là đồ thị thực 
nghiệm đường đặc tính K=f(Cy) các mô hình cánh thí nghiệm: 
 Hình 4.34. Đồ thị thực nghiệm đường đặc tính K=f(Cy) các mô hình cánh thí 
 nghiệm 
 Nhận xét: hệ số K cánh tối ưu Cyopt=0.3 và cánh 3 lớp thích nghi được 
cải thiện rất nhiều so với cánh có profile đối xứng khi hệ số Cy lớn (khoảng 
Cy=0.6 trở lên). Ví dụ tương ứng với Cy=0.8, hệ số K cánh 3 lớp thích nghi và 
cánh tối ưu Cyopt=0.3 cải thiện tương ứng 7.4% và 15% so với cánh có profile 
đối xứng. Tuy nhiên, khi Cy=1.1 trở lên thì hệ số K cánh 3 lớp thích nghi có 
xu hướng cải thiện hơn so với cánh tối ưu Cyopt=0.3. 
 Các kết quả thực nghiệm hoàn toàn phù hợp với các kết quả tính toán lý 
thuyết đã được cập trong chương 2 và chương 3. 
4.4. Kết luận chương 4 
 Xây dựng phương pháp và các nội dung thí nghiệm xác định một số 
ĐTKĐ cánh tối ưu Cyopt=0.3, cánh 3 lớp thích nghi và cánh có profile đối 
xứng. Mô hình và kết quả thí nghiệm đánh giá khá đầy đủ mối quan hệ giữa 
các hệ số Cx, Cy, K tương ứng góc tấn và góc lệch 2 cánh phía sau. 
 Kết quả thực nghiệm và lý thuyết có sai số lớn nhất 16% đối với mô hình 
cánh có profile đối xứng, 15% đối với mô hình cánh tối ưu Cyopt=0.3 và 13% 
đối với mô hình cánh 3 lớp thích nghi. Các sai số này có thể chấp nhận được 
và phương pháp thí nghiệm, xử lý số liệu trong luận án có thể sử dụng để 
 23 
kiểm chứng các tính toán lý thuyết về ĐTKĐ cánh cô lập, đặc biệt là các bài 
toán tối ưu hóa hình dạng cánh. Kết quả thí nghiệm các mô hình cánh trong 
OTKĐ có kết quả tương đối phù hợp với kết quả lý thuyết được đề cập trong 
chương 2 và chương 3. 
 KẾT LUẬN VÀ KIẾN NGHỊ 
 Luận án nghiên cứu phương pháp xác định các hình dạng cánh UAV 
giảm hệ số lực cản Cx và tăng hệ số lực nâng lớn nhất Cymax so với cánh kinh 
điển ở các chế độ bay hành trình với hệ số lực nâng Cy lớn và chế độ cất hạ 
cánh. Kết quả nghiên cứu cho thấy: 
1. Cánh một lớp tối ưu đã “dung hòa” hệ số lực cản Cx các cánh kinh điển có 
độ cong khác nhau. Ví dụ đối với cánh tối ưu Cyopt=0.3: 
+ Khi Cy=0.1 (hệ số lực nâng nhỏ): hệ số Cx giảm 6% so với cánh có độ cong 
tương đối 4% và tăng 4% so với cánh có profile đối xứng. 
+ Khi Cy=1.2 (hệ số lực nâng lớn): hệ số Cx tương đương cánh có độ cong 
tương đối 4% và giảm 12% so với cánh có profile đối xứng. 
 Khi UAV phải bay hành trình với hệ số lực nâng Cy khác nhau, bằng 
cách nào đó nếu thay đổi được mặt cong trung bình của cánh đến mặt cong 
trung bình của cánh một lớp tối ưu tương ứng với chế độ bay này, khi đó sẽ 
có cánh thích nghi giảm hệ số lực cản ở mọi chế độ bay hành trình và cánh 
này có hình dạng khá tương đồng với cánh chim - tối ưu hóa của thiên nhiên. 
 Ở chế độ cất hạ cánh, hệ số lực nâng lớn nhất Cymax cũng tăng so với 
cánh kinh điển (ví dụ khi =0.8, hệ số Cymax tăng 23% so với cánh có độ 
cong tương đối 2%, tăng 39% so với cánh có profile đối xứng). Mức độ cải 
thiện càng nhiều khi hệ số lực nâng xác định mặt cong trung bình của cánh 
càng lớn. 
2. Cánh nhiều lớp tại các điểm tối ưu giảm rất nhiều hệ số lực cản Cx (11%-
31%) và tăng đáng kể hệ số lực nâng lớn nhất Cymax (34%-101%) so với cánh 
kinh điển, đặc biệt hiệu quả giảm hệ số lực cản ở các hệ số lực nâng Cy lớn. 
+ Các phương án cánh 3 lớp có dây cung các cánh thành phần bằng nhau có 
hệ số lực cản Cx và hệ số lực nâng lớn nhất Cymax tại điểm tối ưu được cải 
thiện rất nhiều so với cánh kinh điển nhưng khó điều khiển 2 cánh phía sau. 
Phương án cánh này nên áp dụng riêng ở một chế độ bay (ví dụ chế độ cất hạ 
cánh hoặc một chế độ bay hành trình). 
 24 
+ Phương án cánh 3 lớp thích nghi (hai cánh phía sau với dây cung nhỏ) chế 
tạo khá đơn giản và có thể điều khiển được các cánh thành phần trong khi bay 
nên có tính khả thi cao. 
Những đóng góp mới của luận án: 
1. Đề xuất phương pháp xác định các hình dạng cánh máy bay có hệ số lực 
cản Cx giảm (12%-31%) so với các loại cánh kinh điển ở các chế độ bay hành 
trình với hệ số lực nâng Cy lớn. 
2. Đề xuất phương pháp xác định các hình dạng cánh nhiều lớp có hệ số lực 
nâng lớn nhất Cymax được nâng cao (từ 1.34 đến 2 lần) so với các loại cánh 
kinh điển ở chế độ cất hạ cánh. Đã ứng dụng vào khảo sát một dạng cánh ba 
lớp ở các chế độ bay khác nhau. 
Một số kiến nghị: 
 Đây là những kết quả nghiên cứu ban đầu, trong đó chỉ nghiên cứu cho 
đối tượng là cánh cô lập ở vùng tốc độ nhỏ. Vì vậy cần phải tiếp tục nghiên 
cứu và phát triển theo hướng: Nghiên cứu biện pháp nâng cao các đặc tính 
khí động cánh máy bay không người lái có xét đến các thành phần khác của 
máy bay: đuôi ngang, thân...ở vùng tốc độ dưới âm, cận âm và trên âm. 
 DANH MỤC CÁC CÔNG TRÌNH KHOA HỌC ĐÃ CÔNG BỐ 
1. Nguyễn Đức Cương, Nguyễn Phú Khánh, Trần Duy Duyên, 2012, “Nâng cao 
tính năng bay của máy bay không ngưới lái bằng cách ứng dụng cánh siêu nâng”, 
Tuyển tập công trình Hội nghị khoa học Cơ học Thủy khí toàn quốc năm 2012, Hà 
nội, tr. 89-94. 
2. Nguyễn Đức Cương, Trần Duy Duyên, 2013, “ So sánh một số đặc tính khí động 
của cánh nhiều lớp và cánh kinh điển tương đương”, Tuyển tập công trình Hội nghị 
khoa học Cơ học Thủy khí toàn quốc năm 2013, Hà nội, tr. 101-106. 
3. Nguyễn Đức Cương, Mai Khánh, Trần Duy Duyên, 2014, “Nâng cao tính năng 
bay của máy bay không ngưới lái ở chế độ bay có hệ số lực nâng lớn”, Tuyển tập 
công trình Hội nghị khoa học Cơ học Thủy khí toàn quốc năm 2014, Hà nội, tr. 69-
75. 
4. Lã Hải Dũng, Trần Duy Duyên, Vũ Minh Tâm, Trần Quốc Cường, Trần Phú 
Hoành, 2014, “Nghiên cứu đặc tính khí động của cánh máy bay khi sử dụng cánh tà 
có khe hở”, Tuyển tập công trình Hội nghị khoa học Cơ học Thủy khí toàn quốc 
năm 2014, Hà nội, tr. 145-153. 
5.Trần Duy Duyên, Nguyễn Đức Thành, Mai Khánh, Nguyễn Đức Cương, 2015, 
“Nâng cao chất lượng khí động của cánh máy bay không người lái bằng cách thay 
đổi mặt cong trùng bình của cánh”, Tạp chí khoa học và kỹ thuật-Số 170 (8-2015)- 
Học viện KTQS, Hà nội, tr. 63-72. 
6. Trần Duy Duyên, Nguyễn Đức Cương, Mai Khánh, Nguyễn Đức Thành, Vũ Hòa 
Bình, 2015, “Nâng cao hệ số lực nâng lớn nhất của cánh máy bay không người lái 
bằng cách ứng dụng cánh nhiều lớp phẳng”, Tạp chí khoa học và kỹ thuật-Số 38 (8-
2015)- Viện Khoa học và Công nghệ QS, Hà nội, tr. 11-16. 
7. Trần Duy Duyên, Nguyễn Đức Cương, Mai Khánh, Nguyễn Đức Thành, 2015, 
“Nâng cao một số đặc tính khí động học của cánh máy bay không người lái bằng 
cách thay đổi mặt cong trung bình của cánh nhiều lớp”, Đặc san kỷ niệm 50 năm 
thành lập Viện Khoa học và Công nghệ QS (10-2015), Hà nội, tr. 123-129. 
8. Trần Duy Duyên, Nguyễn Đức Cương, Mai Khánh, Nguyễn Đức Thành, Nguyễn 
Chí Sĩ, Tạ Văn Nhâm, Phan Tùng Sơn, 2015, “Nâng cao một số đặc tính khí động 
học của cánh máy bay không người lái bằng cách ứng dụng cánh nhiều lớp thích 
nghi”, Tuyển tập công trình Hội nghị khoa học Cơ học Thủy khí toàn quốc năm 
2015, Hà nội, tr. 139-146. 
9. T. D. Duyen, N.D. Cuong, M. Khanh, N.D. Thanh, “ A quick computational 
method for improving aerodynamic shape of UAV wing”, Proceedings of the 
International Conference on Advances in Computational Mechanics 2017: ACOME 
2017, 2 to 4 August 2017, Phu Quoc Island, Vietnam. The Publisher intends to 
publish the Work under the imprint Springer.