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

Nghiên cứu thực nghiệm hiệu suất tiêu thụ năng lượng của máy bay nhiều chong chóng mang Nghiên cứu thực nghiệm hiệu suất tiêu thụ năng lượng của máy bay nhiều chong chóng mang Nghiên cứu thực nghiệm hiệu suất tiêu thụ năng lượng của máy bay nhiều chong chóng mang luận văn tốt nghiệp,luận văn thạc sĩ, luận văn cao học, luận văn đại học, luận án tiến sĩ, đồ án tốt nghiệp luận văn tốt nghiệp,luận văn thạc sĩ, luận văn cao học, luận văn đại học, luận án tiến sĩ, đồ án tốt nghiệp

Trang 1

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

-

BÙI MẠNH THẮNG

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

Chuyên ngành : Kỹ thuật Cơ khí Động lực

LUẬN VĂN THẠC SĨ KHOA HỌC CHUYÊN NGÀNH KỸ THUẬT CƠ KHÍ ĐỘNG LỰC

NGƯỜI HƯỚNG DẪN KHOA HỌC

TS Vũ Đình Quý

HÀ NỘI - NĂM 2018

Trang 2

CỘNG HÒA XÃ HỘI CHỦ NGHĨA VIỆT NAM

Độc lập – Tự do – Hạnh phúc

BẢN XÁC NHẬN CHỈNH SỬA LUẬN VĂN THẠC SĨ

Họ và tên tác giả luận văn: Bùi Mạnh Thắng

Đề tài luận văn: Nghiên cứu thực nghiệm hiệu suất tiêu thụ năng lượng của

máy bay nhiều chong chóng mang

Chuyên ngành: Kỹ thuật Cơ khí động lực

Mã số HV: CBC17010

Tác giả, Người hướng dẫn khoa học và Hội đồng chấm luận văn xác nhận tác giả đã sửa chữa, bổ sung luận văn theo biên bản họp Hội đồng ngày30/10/2018 với các nội dung sau:

- Đưa ra tài liệu tham khảo vào các phần được trích dẫn

- Sửa lại lề của các trang danh mục hình ảnh

- Chỉnh lại định dạng của các công thức đưa ra ở phần lý thuyết các trang

Trang 3

LỜI CAM ĐOAN

Tôi – Bùi Mạnh Thắng, học viên lớp Cao học Kỹ thuật Cơ khí Động lực khóa CLC2017B Trường Đại học Bách khoa Hà Nội – cam kết luận văn này là công trình nghiên cứu của bản thân tôi dưới sự hướng dẫn của TS Vũ Đình Quý – Viện

Cơ khí Động lực – Đại học Bách khoa Hà Nội Các số liệu, kết quả nêu trong luận văn là trung thực và chưa từng được ai công bố trong bất kỳ công trình nào khác

Tác giả luận văn xin chịu trách nhiệm về nghiên cứu của mình

Hà Nội, ngày tháng năm 2018

Tác giả

Bùi Mạnh Thắng

Trang 4

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

Hà Nội, ngày tháng năm 2018

Giảng viên hướng dẫn

TS Vũ Đình Quý

Trang 5

TÓM TẮT NỘI DUNG LUẬN VĂN

Trong thời gian gần đây các nhà khoa học đã tập trung nghiên cứu tính hiệu quả của UAV nhiều chong chóng mang sử dụng phương án cánh kép đồng trục do khả năng mang tải lớn hơn so với UAV sử dụng cánh đơn Tuy nhiên việc nghiên cứu tính toán thiết kế là khá khó khăn do phải khắc phục hạn chế về khí động học làm ảnh hưởng tới chất lượng về lực nâng dẫn đến hiệu quả thấp hơn so với lượng năng lượng tiêu hao

Trong đồ án này chúng ta sẽ nghiên cứu và tính toán hiệu suất tiêu hao năng lượng của cánh đơn và phương án cánh kép đồng trục đồng thời đưa ra những so sánh về tính hiệu quả của UAV sử dụng phương án cánh kép đồng trục mang lại so với UAV chỉ sử dụng cánh đơn

ABSTRACT OF THESIS

In recent years scientists have focused on the efficiency of the propeller UAV carries many schemes used by the Multirotor-coaxial capable of carrying larger loads than UAV multirotor However, the study design calculations is quite difficult due to overcome aerodynamic constraints affecting the quality of the lift leading to less efficient than energy consumption

In this project we will study and calculate the energy consumption performance of single wing and double wing coaxial plans and make comparisons

of the effectiveness of UAV using biplane plans to bring coaxial against the single wing UAV use only

Trang 6

MỤC LỤC

CHƯƠNG I: GIỚI THIỆU CHUNG VÀ CƠ SỞ LÝ THUYẾT 3

1.1 Giới thiệu chung 3

1.1.1 Giới thiệu chung về máy bay không người lái nhiều chong chóng mang (multirotor) 3

Trong phần tiếp, ta sẽ xem xét nguyên lý hoạt động của loại multirotor đơn giản và phổ biến nhất – quadcopter 4

1.1.2 Lịch sử phát triển 4

1.1.3 Phân loại UAV nhiều chong chóng mang 5

1.1.4 Ứng dụng và hướng phát triển 6

1.2 Nguyên lý hoạt động của quadcopter 7

1.2.1 Khái quát nguyên lý chung 7

1.2.2 Lực đẩy tĩnh của cách quạt (thrust) 8

1.2.3 Moment cản của cánh quạt (drag) 8

1.2.4 Tổng hợp lực trên thân máy bay 9

1.3 Lý thuyết khí động trên cánh đơn, cánh kép 10

1.3.1 Xét mô hình khí động trên một cánh đơn 10

CHƯƠNG 2: XÂY DỰNG BỘ THÍ NGHIỆM ĐO LỰC NÂNG, CÔNG SUẤT 15

2.1 Sơ đồ nguyên lý bộ thí nghiệm 15

2.2 Các đối tượng cần đo 15

2.3 Các đại lượng cần đo 16

2.3.1 Các đại lượng cần đo 16

2.3.2 Xác định giới hạn đo và độ chính xác của thiết bị đo 17

2.4 Các thiết bị thí nghiệm 17

2.4.1 Bộ đo tốc độ quay cánh quạt Digital Tachometer 18

2.4.2 Động cơ Sunny Sky X 2212 19

2.4.3 Bộ điều tốc (ESC) 20

2.4.6 Bộ thu tín hiệu (Receiver) 23

2.4.7 Thiết bị cảm ứng lực (Loadcell) 23

Trang 7

2.4.8 Board mạch Arduino Uno R3 24

2.4.9 Mạch chuyển đổi lực Loadcell HX711 26

2.4.10 Thiết bị đo tốc độ quay cánh quạt 27

2.4.11 Thiết bị Aligent 34970 28

2.4.12 Thiết bị đo điện áp và cường độ dòng điện 28

2.5 Tổng quan nguyên lý 29

2.6 Thiết kế lắp đặt bộ thí nghiệm 30

2.6.1 Thiết kế lắp đặt 30

2.3.2 Các bước tiến hành thí nghiệm 33

CHƯƠNG 3: THỰC NGHIỆM ĐO LỰC ĐẨY VÀ HIỆU SUẤT 34

3.1 Phân tích kết quả đo lực đẩy và vận tốc của cánh đơn 35

3.1.1.Cánh GF 8045 35

3.1.2 Cánh GF 1045 36

3.1.3 Cánh GF 1245 37

3.1.4 So sánh kết quả lực đẩy phụ thuộc vào vận tốc của 3 loại cánh đơn khác nhau 38

3.2 Phân tích kết quả đo lực đẩy và vận tốc cánh kép đồng trục 39

3.2.1 Cánh kép đồng trục GF 8045 39

3.2.4 So sánh kết quả lực đẩy phụ thuộc vào vận tốc sử dụng cánh kép đồng trục với 3 loại cánh khác nhau 42

3.3 So sánh lực đẩy phụ thuộc vào vận tốc của cánh kép đồng trục so với hai cánh đơn đặt trên cùng một mặt phẳng 43

3.3.1 Cánh GF 8045 43

3.3.2 Cánh GF 1045 44

3.3.3 Cánh GF 1245 46

3.4 Phân tích kết quả tính hiệu suất tiêu hao năng lượng phương án cánh kép đồng trục 47

Trang 8

3.4.4 So sánh kết quả hiệu suất tiêu hao năng lượng phụ thuộc vào vận tốc phương án cánh kép đồng trục 51

3.5 So sánh hiệu suất tiêu hao năng lượng phụ thuộc vào vận tốc trong hai trường hợp hai cánh đơn độc lập và cánh kép đồng trục 52

3.5.1 Cánh GF 8045 52

3.5.2 Cánh GF 1045 53

3.5.3 Cánh GF 1245 54

Trang 9

DANH MỤC HÌNH ẢNH

Hình 1: Một số loại multirotor phổ biến 4

Hình 2: Một số loại máy bay nhiều chong chóng mang 6

Hình 3:Các chuyển động cơ bản của quadcopter 7

Hình 4:Lực đẩy, moment xoắn của các cánh quạt tác động lên thân máy bay 9

Hình 5: Mô hình khí động của một cánh quạt 10

Hình 6: Mô hình dòng chảy qua hệ thống cánh kẹp đồng trục 12

Hình 7: Phân bố lực cánh kép đồng trục 13

Hình 8: Sơ đồ nguyên lý bộ thí nghiệm 15

Hình 9:Các đối tượng đo gồm có động cơ (Controller&Motor), cánh quạt (Blade) 16 Hình 10: Bộ đo tốc độ quay cánh quạt Digital Tachometer 18

Hình 11: Động cơ Sunny Sky X 2212 19

Hình 12: Sơ đồ nguyên lý bộ điều tốc (ESC) 20

Hình 13: Đồ thị dạng xung điều chế PWM 20

Hình 14:Mạch nghiên cứu điều khiển tải bằng PWM 21

Hình 15:Sơ đồ xung của van điều khiển và đầu ra 21

Hình 16: Pin Lipo Tiger Power 22

Hình 17: Bộ phát tín hiệu (bộ điều khiển) 23

Hình 18: Bộ thu tín hiệu 23

Hình 19: Loadcell Mavil 24

Hình 20: Board mạch Arduino Uno R3 25

Hình 21: Giao diện ngôn ngữ làm việc Arduino 26

Hình 22: Mạch HX711 27

Hình 23: Bộ đo tốc độ quay cánh quạt Digital Tachometer 27

Hình 24: Máy Agilent 4970 28

Hình 25: Thiết bị đo điện áp cường độ dòng điện pin Lipo 29

Hình 26:Tổng quan sơ đồ nguyên lý của thiết bị đo 29

Trang 10

Hình 27: Thiết kế 3D mô hình thí nghiệm đo lực đẩy cánh kép 31

Hình 28: Bộ gá cánh đồng phẳng 31

Hình 29: Bộ gá cánh đồng trục 31

Hình 30: Hình ảnh bộ thí nghiệm hai chong chóng đồng trục 32

Hình 31:Sơ đồ mắc nối mạch cảm biến Loadcell 32

Hình 32: Thiết kế board mạch Arduino 33

Hình 33: Đồ thị điện áp ra của loadcell theo thời gian 34

Hình 34: Đồ thị lực đẩy phụ thuộc vào vận tốc cánh GF8045 35

Hình 37: Đồ thị so sánh lực đẩy phụ thuộc vào vận tốc với 3 loại cánh đường kính khác nhau 38

Hình 38: Đồ thị lực đẩy phu thuộc vào vận tốc cánh kép đồng trục GF8045 39

Hình 41: Đồ thị so sánh lực đẩy phụ thuộc vào vận tốc sử dụng cánh kép đồng trục của 3 loại cánh khác nhau 42

Hình 42: Đồ thị so sánh lực đẩy phụ thuộc vào vận tốc giữa 2 cánh đơn và cánh kép đồng trục GF 8045 43

Hình 43: Đồ thị hiệu suất lực đẩy phụ thuộc vào vận tốc giữa 2 cánh đơn và cánh kép đồng trục GF 8045 44

Trang 11

Hình 48: Đồ thị hiệu suất tiêu hao năng lƣợng phụ thuộc vận tốc cánh kép đồng trục GF8045 48Hình 49: Đồ thị hiệu suất tiêu hao năng lƣợng phụ thuộc vận tốc cánh kép đồng trục GF1045 49Hình 50: Đồ thị hiệu suất tiêu hao năng lƣợng phụ thuộc vận tốc cánh kép đồng trục GF1245 50Hình 51: Đồ thị so sánh hiệu suất phụ thuộc vào vận tốc sử dụng cánh kép đồng trục của 3 loại cánh khác nhau 51Hình 52: Đồ thị so sánh hiệu suất phụ thuộc vào vận tốc giữa 2 cánh đơn và cánh kép đồng trục GF 8045 53Hình 54: Đồ thị so sánh hiệu suất phụ thuộc vào vận tốc giữa 2 cánh đơn và cánh kép đồng trục GF 1045 54Hình 55: Đồ thị hiệu suất tiêu hao năng lƣợng phụ thuộc vào vận tốc giữa 2 cánh đơn và cánh kép đồng trục GF 1045 54Hình 56: Đồ thị so sánh hiệu suất phụ thuộc vào vận tốc giữa 2 cánh đơn và cánh kép đồng trục GF 1245 55Hình 57: Đồ thị hiệu suất tiêu hao năng lƣợng phụ thuộc vào vận tốc giữa 2 cánh đơn và cánh kép đồng trục GF 1245 56

Trang 12

DANH MỤC BẢNG BIỂU

Bảng 1: Thông số kĩ thuật của bộ đo tốc độ quay tachometer 18

Bảng 2: Thông số kĩ thuật động cơ Sunny Sky X2212 19

Bảng 3: thông số kĩ thuật pin Lipo: 22

Bảng 4: thông số kĩ thuật của Loadcell : 24

Bảng 5: Kết quả đo vận tốc và lực đẩy cánh quạt GF8045 35

Bảng 6: Kết quả đo vận tốc và lực nâng cánh quạt GF1045 36

Bảng 7: Kết quả đo vận tốc và lực đẩy cánh quạt GF1245 37

Bảng 8: Kết quả đo vận tốc và lực đẩy của 3 loại cánh đường kính khác nhau 38

Bảng 9: Kết quả đo vận tốc và lực đẩy cánh kép đồng trục GF8045 39

Bảng 12: Kết quả đo vận tốc và lực đẩy sử dụng cánh kép đồng trục của 3 loại cánh khác nhau 42

Bảng 13: Lực đẩy phụ thuộc vào vận tốc trong 2 trường hợp cánh đơn và cánh kép đồng trục GF 8045 43

Bảng 16: Kết quả đo vận tốc và công suất cánh kép đồng trục GF8045 48

Bảng 19: Kết quả hiệu suất tiêu hao năng lượng phụ thuộc vào vận tốc sử dụng cánh kép đồng trục của 3 loại cánh khác nhau 51

Bảng 20: Hiệu suất tiêu hao năng lượng phụ thuộc vào vận tốc trong 2 trường hợp cánh đơn và cánh kép đồng trục GF 8045 52

Trang 13

DANH MỤC CÁC KÍ HIỆU

T:………là lực đẩy của cánh quạt hướng lên trên

v và v:……… là các vận tốc cận trên và cận dưới

2

v và v1: ……… là các vận tốc phía trên và phía dưới của cánh quạt

pvà p: ……… …là các áp suất cận trên và cận dưới

Trang 14

LỜI MỞ ĐẦU

Chưa đầy nửa thể kỉ, sự phát triển đột phá của khoa học công nghệ nói chung

và kĩ thuật điện-điện tử nói riêng đã giúp chúng ta tạo nên bước nhảy vọt trong nền văn minh của nhân loại Con người, đang dần khai phá, chinh phục những công nghệ mà trước đó đã từng là giấc mơ trong suốt hàng ngàn năm Một trong số đó là lĩnh vực hàng không

Công nghiệp hàng không đã bắt đầu với máy bay ném bom quân sự trong thế chiến thứ nhất, nhưng sau một chặng đường phát triển, trải qua thế chiến thứ hai, người ta nhận thấy tiềm năng ứng dụng khổng lồ của máy bay không chỉ giới hạn trong lĩnh vực quân sự Công nghệ của quân sự đã tạo đà cho những chiếc máy bay thương mại, trực thăng ra đời vào khoảng thập niên 60, và chúng đã chiếm lĩnh cả thị phần lẫn sự quan tâm của con người trong suốt nửa còn lại của thế kỉ XIX Chỉ với vài năm gần đây, mới xuất hiện một hướng đi đầy tiền năng cho ngành hàng không, đó là máy bay không người lái – DRONE

Drone có nhiều khả năng ưu việt như tính cơ động, có thể hoạt động ở những nơi mà con người khó tiếp cận Ngoài ra còn được ứng dụng rộng rãi trong một số lĩnh vực như quan sát núi lửa, kiểm tra môi trường, gieo trồng, phun thuốc trừ sâu nông nghiệp…

Thuật ngữ “Drone” dần trở nên phổ biến trong bối cảnh nền công nghiệp vi xử

lý công nghiệp sản xuất linh kiện điện tử phát triển mạnh mẽ Điều đó tạo điều kiện để giá thành drone đại chúng hơn, dễ ứng dụng hơn, thời gian hoàn thiện nhanh hơn Nhưng đồng nghĩa với đó là thời gian “sống”, hay khả năng cạnh tranh của các giải pháp kĩ thuật sử dụng trên chính bản thân drone cũng ngắn hơn Nghiên cứu và phát triển Drone hiện nay vừa là cơ hội lớn mang tính đột phá vừa là một thách thức đối với người phát triển, khi mà nền tảng công nghệ đang thay đổi chóng mặt mỗi ngày

Đối nghịch với điều đó, người ta lại nhận ra rằng có quá nhiều vấn đề cần giải quyết nếu muốn thiết kế một chiếc drone hoàn thiện, giải quyết trọn vẹn tất cả những vấn đề ấy có thể mất tới hàng năm trời, đơn cử ở một chiếc quadcopter, bộ phận quan trọng nhất là 4 chiếc quạt nằm ở 4 góc của drone, để điều khiển drone cân bằng trong không trung, người kĩ sư thiết kế hệ thống truyền động cần nắm rất rõ không chỉ đặc tính của động cơ kéo tải quạt gió, mà còn phải nắm được đặc tính động học của cánh quạt, yêu cầu như vậy thực sự là trở ngại cả về lý thuyết lẫn thực tiễn

Trên phương diện lý thuyết, nó yêu cầu xây dựng mô hình phi tuyến cho động cơ xuất phát từ sự thay đổi các tham số động cơ theo nhiệt độ, ma sát không

Trang 15

khí Sự thay đổi lực đẩy của cánh quạt theo vận tốc… và rất nhiều các tham số thay đổi khác Một chiếc động cơ của quadcopter khi hoạt động có thể đạt vận tốc vài chục nghìn vòng trong một phút, kiểm soát chính xác theo lý thuyết được tất cả đặc tính động học ở tốc độ cao như vậy là rất ít khả thi

Đối với Drone sử dụng nhiều chong chóng mang khi tăng số lượng động cơ

sẽ tăng khả năng mang tải nhưng cũng ảnh hưởng tới kích thước và khối lượng nên mang lại hiệu quả không cao Tính toán hiệu suất của động cơ khi đó là một vấn đề quan trọng khi thiết kế Drone

Chính vì lý do trên em đã quyết định chọn đề tài “Nghiên cứu thực nghiệm hiệu suất tiêu thụ năng lượng của máy bay nhiều chong chóng mang” với mục

tiêu trước mắt là tìm hiểu về các đặc tính của động cơ như lực đẩy, vận tốc và quan trọng là hiệu suất tiêu hao năng lượng cũng như đưa ra được phương án tối ưu cho cánh quạt để hiệu suất tiêu hao năng lượng là tối ưu nhất Trong thời gian tiếp theo

em mong có thể thiết kế chế tạo thành công một chiếc UAV nhiều chong chóng mang sử dụng nhiều chong chóng mang với khả năng mang tải lớn với hiệu suất tiêu hao năng lượng cao

Trong quá trình thực hiện luận văn, em xin chân thành cảm ơn đến sự hướng dẫn và giúp đỡ tận tình của các thầy cô trong bộ môn, đặc biệt là thầy giáo hướng dẫn TS.Vũ Đình Quý đã tạo mọi điều kiện để cho em hoàn thành luận văn này

Do hạn chế về mặt kiến thức và kinh nghiệm làm việc, nên luận văn không tránh khỏi những sai sót, chúng em rất mong nhận được những nhận xét và góp ý từ các thầy cô để chúng em có thể hoàn thiện kiến thức cho bản thân và có thêm kinh nghiệm để phục vụ cho những công việc sau này

Em xin chân thành cám ơn!

Trang 16

CHƯƠNG I: GIỚI THIỆU CHUNG VÀ CƠ SỞ LÝ THUYẾT

1.1 Giới thiệu chung

1.1.1 Giới thiệu chung về máy bay không người lái nhiều chong chóng mang (multirotor)

Multirotor hay multicopter là họ thiết bị bay sử dụng quạt phản lực có nhiều hơn 2 cánh quạt [6] Nhìn chung chúng có ưu điểm là kết cấu cơ khí đơn giản Để điều khiển chuyển động của máy bay trong không khí, máy bay trực thăng thông thường có từ 2 cánh quạt trở xuống yêu cầu khả năng cánh quạt phải thay đổi được góc pitch (độ nghiêng của mặt phẳng cánh quạt so với mặt phẳng ngang, góc pitch càng lớn thì lực đẩy phản lực càng mạnh nhưng moment cản của không khí lên trục động cơ cũng càng lớn), trong khi mutirotor không cần thay đổi góc pitch, chúng sự dụng sự chênh lệch lực nâng hay moment xoắn giữa các cánh quạt với nhau để điều khiển máy bay Chính nhờ nguyên lý này làm cho kết cấu cánh quạt của multirotor rất đơn giản, tin cậy

Nhìn chung hiện nay, công nghệ multirotor mới chỉ phổ biến trong lĩnh vực máy bay không người lái Sở dĩ bởi vì multirotor yêu cầu khả năng cân bằng tự động, đồng nghĩa với yêu cầu động cơ phải dễ điều khiển Động cơ điện tương đối

dễ điều khiển nhưng lại có công suất thấp, các loại pin hiện tại cũng chưa đủ cung cấp năng lượng cho động cơ trong thời gian dài trong khi các động cơ xăng hàng không có công suất cao nhưng khó điều khiển chính xác vận tốc, nếu có thì thời gian đáp ứng cũng rất chậm

Multirotor phổ biến hiện nay thường thấy là tricopter, quadcopter, hexacopter và octocopter… chúng có tương ứng 3, 4, 6, 8… cánh quạt

Để nâng cao tính ổn định và giảm trọng lượng của máy bay, người ta cũng có thể sử dụng 2 cánh quạt đồng trục, quay ngược chiều với nhau

Trang 17

Hình 1: Một số loại multirotor phổ biến

Trong phần tiếp, em sẽ xem xét nguyên lý hoạt động của loại multirotor đơn giản và phổ biến nhất – quadcopter

8 cánh quạt tàu bay với động cơ 125 mã lực (xấp xỉ 93,25 kW).Trong khi Oemichen

đã bắt đầu nghiên cứu những phiên bản đầu tiên của mình từ rất sớm tại Pháp, thì tại Hoa Kỳ, mãi tới tháng 1 năm 1921, tiến sĩ George de Bothezat và Ivan Jerome mới bắt đầu, và chuyến bay thử nghiệm đầu tiên của họ bắt đầu đƣợc tiến hành vào tháng 10 năm 1922 tại Dayton, Ohio Phiên bản do Bothezat và Jerome thiết kế đã đạt trọng lƣợng cất cánh 1700kg và bao gồm bốn chong chóng mang 6 cánh với động cơ 220 mã lực (xấp xỉ 164,12 kW) Sau nhiều lần thử nghiệm, máy bay trực thăng của họ đã đạt đƣợc mức thời gian bay tối đa 1 phút 42 giây và độ cao 1,8m [7]

Nhận thấy vai trò to lớn của máy bay nhiều chong chóng mang, nhiều quốc gia đã phát triển cho máy bay nhiều chong chóng mang cho mục đích quân sự trong

Trang 18

đó Bell Helicopter Textron và Boeing Integrated Defense Systems phát triển Bell Boeing Quad Tilt là trực thăng chuyên chở hàng hóa và dàn trận cho các lính nhảy

dù Tại Việt Nam việc nghiên cứu máy bay nhiều chong chóng mang ở nước ta chỉ dừng lại ở các loại máy bay mô hình, nhưng đã thu được nhiều thành tựu đáng kể Các sản phẩm làm ra hoạt động tốt và có tính ứng dụng cao

1.1.3 Phân loại UAV nhiều chong chóng mang

Người ta thường phân loại uav nhiều chong chóng mang theo số lượng động

cơ [6] Tên gọi lần lượt cho chúng là quadcopter (4 động cơ), hexacopter (6 động cơ), Octorcopter (8 động cơ) v.v…

Ngoài ra người ta còn dựa vào sự sắp xếp của động cơ:

 Y4- Copter: Sử dụng bốn động cơ, hai động cơ được lắp độc lập trên hai cánh tay đòn, hai động cơ còn lại lắp trên cánh tay đòn còn lại

 H-Quad: Phần thân được làm kéo dài về hai phía, và cánh tay đòn được lắp song song ở phần cuối của thân, động cơ được đặt về hai phía cánh tay đòn

 V-Tail Quad: Giống H-Quad nhưng cánh tay đòn phía trước được làm dài

ra và phía sau ngắn lại nghiêng một góc so với phương dọc trục

 Y6- Copter: Sử dụng sáu động cơ giống Hexacopter nhưng cấu hình lại giống Tricopter vì sắp xếp các cặp động cơ lắp đồng trục và theo hướng lênxuống

 X8- Copter: Sử dụng bốn cánh tay đòn với hai động cơ lắp đồng trục lên- xuống

 H8- Copter: Cấu hình như hai đường ray lắp song song và bốn động cơ được lắp trên một đường ray

Trang 19

Hình 2: Một số loại máy bay nhiều chong chóng mang

a) quad rotor; b) Y4 copter; c) Y6 copter;

d) X6 copter; e) Hexa rotor; f) X8 copter

1.1.4 Ứng dụng và hướng phát triển

Sự phát triển chóng mặt của công nghệ giúp máy bay không người lái (UAV) đảm nhiệm được nhiều nhiệmvụ hơn và chứng tỏ được sự ưu việt của mình trong hoạt động thực tế Tại các quốc gia có thâm niên phát triển công nghệ máy bay không người lái (như Hoa Kỳ, Anh, Nga, Trung Quốc, Israel…), loại phương tiện bay này đã đạt được những đặc tính vượt trội như: hầu như không hạn chế về thời gian tác nghiệp trên không; khả năng điều khiển từ xa với tầm điều khiển được kéo dài; có thể mang vũ khí tấn công các mục tiêu, khả năng tự động hóa, khả năng phân tích dữ liệu, xử lý với tốc độ cao, điều khiển thời gian thực, khả năng ngụy trang chống rađa đối phương và đặc biệt có thể thay thế hoàn toàn các loại máy bay

có người lái

Với những đặc tính như vậy, UAV ngày càng có mặt nhiều hơn trên chiến trường, đóng vai trò quan trọng trong các hoạt động do thám, tuần tra, giám sát khác, thậm chí có thể đảm nhiệm tấn công điện tử, tiến hành tấn công bằng bom và tên lửa, tiến hành phá hủy hoặc ngăn chặn các hệ thống phòng không, các mắt xích hoặc toàn bộ hệ thống liên lạc của đối thủ, cũng như tiến hành các nhiệm vụ tìm kiếm và giải cứu Bên cạnh sự hỗ trợ đắc lực của chúng trong lĩnh vực quân sự, tại nhiều quốc gia, người ta đã sử dụng “robot biết bay” UAV để thực hiện các nhiệm

Trang 20

vụ “hiền lành” hơn trong các hoạt động dân sự và nghiên cứu khoa học như phát hiện cháy rừng, bảo trì đường bộ, chăm sóc mùa màng, tìm kiếm nạn nhân trong các thiên tai, giám sát các mỏ và đường ống dẫn dầu, khí đốt, theo dõi sự cố hạt nhân,

sự di cư của động vật, giúp giải cứu tàu thuyền,

Với những ứng dụng to lớn của UAV trong cả lĩnh vực quân sự và dân sự như vậy, thì việc tập trung nghiên cứu các UAV có khả năng mang tải lớn là rất quan trọng Phương án động cơ cánh kép đồng trục đang là một phương án tối ưu cho UAV nhiều chong chóng mang đang được các nhà khoa học tập trung nghiên cứu với khả năng mang tải lớn mà vẫn đảm bảo về kích thước và khối lượng

1.2 Nguyên lý hoạt động của quadcopter

1.2.1 Khái quát nguyên lý chung

Quadcopter được điều khiển bằng 4 động cơ được nối tới cánh quạt tương ứng [5] Các cánh quạt được đặt cố định và song song nhau tại 4 góc của khung cơ khí Cánh quạt trước và sau quay ngược chiều kim đồng hồ, trong khi đó cánh bên trái và phải quay cùng chiều để cân bằng momen xoắn được tạo ra trên khung

Nguyên lý của quadcopter có thể mô tả một cánh định tính:

- Ở trạng thái cân bằng, cả 4 động cơ đều hoạt động với cùng lực đẩy, cùng moment xoắn, 2 động cơ kề nhau luôn triệt tiêu moment xoắn của nhau, giúp máy bay giữ được một góc cố định so với kim la bàn

- Khi cần di chuyển về bên trái (hoặc phải), ta giảm lực đẩy ở động cơ trái (hoặc phải) và tăng lực đẩy ở động cơ phải (hoặc trái), nhưng tổng moment xoắn của 2 động cơ này không đổi (và bằng tổng moment xoắn của 2 động cơ còn lại) Hành động này làm khung máy bay nghiêng về phía trái (hoặc phải), cũng có nghĩa

là thay đổi góc roll Vector lực đẩy không còn cùng phương với vector trọng lực nữa, mà sẽ gồm 2 thành phần Một thành phần cùng phương với vector trọng lực giúp triệt tiêu trọng lực và một thành phần tạo lực đẩy máy bay di chuyển về phía trái theo phương ngang

- Khi cần xoay tròn (thai đổi góc yaw), ta giảm tổng moment xoắn của 2 động cơ đối diện nhau và tăng moment xoắn của 2 động cơ còn lại

Hình 3:Các chuyển động cơ bản của quadcopter

Trang 21

1.2.2 Lực đẩy tĩnh của cách quạt (thrust)

Như phân tích định tính nguyên lý ở trên, ta nhận thấy mọi chuyển động của quadcopter đều thực hiện dựa trên hai đại lượng sản sinh bằng hệ truyền động cánh quạt, đó là lực đẩy, và moment xoắn Việc điều khiển hai đại lượng này giúp chúng

ta điều khiển gián tiếp tất cả chuyển động khác của quadcopter [5]

Khi nói lực đẩy của cánh quạt, ta cần hiểu gồm có 2 ngữ cảnh, là lực đẩy tĩnh (static thrust) và lực đẩy động (dynamic thrust) [2] Lực đẩy tĩnh là lực đẩy trong điều kiện tốc độ dòng chảy đầu vào cánh quạt bằng không (máy bay đứng yên tại chỗ dưới mặt đất), còn lực đẩy động là lực đẩy khi máy bay chuyển động trong không khí, ở đó tốc độ dòng không khí chảy qua máy bay khác không Một cách ước lượng mà nói, lực đẩy động sẽ giảm dần tỉ lệ nghịch theo tốc độ dòng chảy của không khí Điều đó, cộng với ảnh hưởng của ma sát không khí (tỉ lệ thuận với tốc

độ dòng chảy), làm cho tất cả máy bay khi thiết kế, đều có giới hạn về vận tốc tối đa

có thể đạt được

Trong tài liệu này khi nói tới lực đẩy chúng ta hiểu đó là lực đẩy tĩnh vì quadcopter hoạt động hầu như ở trạng thái vận tốc dòng chảy bằng không (bay thẳng đứng giữ nguyên vị trí) Việc tính toán lực đẩy tĩnh là một bước quan trọng khi thiết kế máy bay, bước này đảm bảo rằng việc lựa chọn động cơ, và cánh quạt cho máy bay là tối ưu

Về lý thuyết, lực đẩy của mỗi cánh quạt thứ 𝑖 được tính theo công thức:

𝑓𝑖=𝐶𝑇 𝐴𝑟2𝜔𝑖2=𝐶𝑇 𝜋𝑟4𝜔𝑖2, 𝑖=1,2,3,4 Trong đó:

- 𝑘=𝐶𝑇 𝐴𝑟2 là các thành phần không phụ thuộc vào động cơ

- 𝐶𝑇 là hệ số lực đẩy khí động học của cánh quạt, phụ thuộc vào cấu trúc cánh quạt

- là mật độ không khí (𝑘𝑔𝑚3

)

- 𝐴=𝜋𝑟2 là diện tích tác dụng của cánh quạt (𝑚2)

- 𝜔 là tốc độ góc của động cơ thứ i (𝑟𝑝𝑚)

1.2.3 Moment cản của cánh quạt (drag)

Moment cản của cánh quạt cũng chính là moment xoắn của động cơ (thông qua trục quay) [2]

Về lý thuyết, moment cản của cánh quạt có thể tính bằng:

Trang 22

𝑀𝑖=𝑏𝜔𝑖2+𝐼𝑀𝜔𝑖 =12𝐶𝐷 𝐴𝑟2𝜔𝑖2+𝐼𝑀𝜔𝑖 (𝑁.𝑚) Trong đó:

- 𝑏=12𝐶𝐷 𝐴𝑟2 là các thành phần không phụ thuộc vào động cơ

- 𝐶𝐷 là hệ số lực cản khí động học của cánh quạt, phụ thuộc vào cấu trúc cánh quạt

- 𝐼𝑀 là moment quán tính của tổ hợp rotor và cánh quạt thứ 𝑖

Từ công thức trên nhận thấy moment cản của cánh quạt phụ thuộc vào 2 thành phần, thứ nhất là moment gây ra do lực cản không khí, thành phần này tỉ lệ với hệ số cản 𝑏 và bình phương vận tốc, thành phần thứ hai gây ra do sự thay đổi vận tốc của động cơ, nghĩa là nó tạo ra gia tốc góc gây ra moment phản lực ngược chiều với chiều thay đổi tốc độ

1.2.4 Tổng hợp lực trên thân máy bay

Hình 4:Lực đẩy, moment xoắn của các cánh quạt tác động lên thân máy bay

Tổng lực đẩy của các cánh quạt tác động lên thân máy bay, là ma trận 𝑇𝐵, được xác định bằng vector 3 chiều tương ứng với (Roll, Pitch, Yaw) như sau:

4

1

00

B

i i

Trang 23

Tổng moment xoắn của các cánh quạt tác động lên thân máy bay, là ma trận

Trong đó, 𝑙 là khoảng cách giữa trục rotor động cơ và trọng tâm của máy bay

Dễ dàng nhận thấy tất cả chuyển động của máy bay có thể thực hiện thông qua thay đổi lực đẩy và moment Lấy ví dụ, khi điều khiển máy bay thay đổi góc roll, ta giảm vận tốc động cơ thứ 2 và tăng vận tốc động cơ thứ 4 Khi điều khiển thay đổi góc pitch, ta giảm vận tốc động cơ thứ 1 và tăng vận tốc động cơ thứ 3 Khi điều khiển thay đổi góc Yaw, ta giảm vận tốc của 2 động cơ cùng 1 đường chéo và tăng vận tốc 2 động cơ còn lại

1.3 Lý thuyết khí động trên cánh đơn, cánh kép

1.3.1 Xét mô hình khí động trên một cánh đơn

Hình 5: Mô hình khí động của một cánh quạt

 T: là lực đẩy của cánh quạt hướng lên trên

 v và v: là các vận tốc cận trên và cận dưới

 v2 và v1: là các vận tốc phía trên và phía dưới của cánh quạt

 pvà p: là các áp suất cận trên và cận dưới

Trang 24

 p1 và p2: là các áp suất phía trên và dưới của cánh quạt

 v0: là vận tốc dòng đi vào cánh quạt

Không khí phía trên và cung cấp năng lượng ngược trở lại cho tầng không khí phía dưới Do đó để tiện cho việc tính toán, ta giả thiết như sau:

+ Lượng khí tương tác (như Hình 3.1) được coi như một ống thông lượng không có sự tương tác với bên ngoài

+ Cánh quạt khi quay coi như một đĩa kín (khi tốc độ quay lớn thì sẽ có vô

số cánh quạt)

+ Cánh quạt có độ dày vô cùng nhỏ

+ Vận tốc theo phương đứng của dòng không khí qua cánh quạt như trên hình vẽ là liên tục Không khí ở đây là khí lý tưởng, không nén

T  S p  S p ( 2 p1) (1) Trong đó: S là diện tích của đĩa tròn do cánh quạt tạo nên

Nhưng nếu xét theo độ thay đổi của khối lượng không khí đi qua cánh quạt thì ta có :

Vì ta giả thiết dòng không khí qua cánh quạt như trên hình vẽ là liên tục cho nên ta có v1v2 Xét 2 phần trên và dưới của cánh quạt Áp dụng định luật Bernoulli cho hai phần này ta có :

Trang 25

2 2 1 2

1

2  v   v  p  p (6) Kết hợp (3) với (6) ta được:

1 1

v     (7) Mặt khác ta có :

T  2  S v1.v0 (10) Trong trường hợp v  0thì từ (8) và (10) ta sẽ có :

T  2  S v02 (11) Mặt khác ta có lực đẩy T  m g (trọng lượng) do đó thay vào (11) ta có:

0

.

m g S

Trang 26

Với công thức tính của các hệ số nhƣ sau:

+ Hệ số lực đẩy: =

(1)

+ Hiệu số công suất: = = = (2)

+ Năng lƣợng tải tiêu thụ: PL =

= (3) Trong đó:

: hệ số lực đẩy P : năng lƣợng (W)

T : Lực đẩy (N) Q : mô-men (N.m)

: khối lƣợng riêng của không khí (Kg/𝑚 ) PL : năng lƣợng tải tiêu thụ (g/W)

A : diện tích cánh quạt (𝑚 ) Re : số Reynol

: tốc độ quay roto (vòng/s) M : số Mach

Trang 27

Gọi P1, T1 và P2, T2 là giá trị trọng lượng của động cơ và lực đẩy do nó tạo ra tương ứng với động cơ trên và dưới

Giá trị lực đẩy động cơ phía trên sẽ được tính:

T1 = M1 - P1 (N) Lực tác dụng lên Loadcell phía dưới chính là tổng giá trị của hai tầng cánh trên và dưới tạo ra, vì vậy giá trị lực do động cơ phía dưới tạo ra được tính:

T2 = M2 - T1 - P2 (N) Nhận xét:

Phương án trên cũng có một số khó khăn nhất định vì dữ liệu về cánh bố trí đồng trục không có và việc tính toán bằng giải tích vô cùng khó khăn Để giải quyết vấn đề này em tiến hành đo thực nghiệm để biết được hiệu suất lực đẩy khi 2 cánh đặt đồng trục so với 2 cánh khi đặt riêng trên một mặt phẳng

Trang 28

CHƯƠNG 2: XÂY DỰNG BỘ THÍ NGHIỆM ĐO LỰC NÂNG, CÔNG SUẤT 2.1 Sơ đồ nguyên lý bộ thí nghiệm

Hình 8: Sơ đồ nguyên lý bộ thí nghiệm

Động cơ quay, sẽ tạo ra một lực F tác dụng trực tiếp vào cảm biến lực Loadcell Khi đó loadcell sẽ đưa ra tín hiệu điện đưa vào máy tính qua thiết bị Aligent Đồng thời chúng ta cũng sử dụng một kênh để đo điện áp biến đổi của pin,

từ đó có thể tính toán công suất của động cơ Kênh đo vận tốc quay thông qua thông qua máy đo vận tốc quay tachometer được sử dụng bằng tay

Với yêu cầu bộ thí nghiệm đơn giản dễ sử dụng nhưng phải cho kết quả chính xác và đầy đủ Em đã tiến hành tìm hiểu và chọn được các thiết bị phù hợp với thí nghiệm

2.2 Các đối tượng cần đo

Ta xác định đối tượng cần đo của hệ truyền động gồm hệ truyền động gồm động cơ, và cánh quạt

Trang 29

Hình 9:Các đối tượng đo gồm có động cơ (Controller&Motor), cánh quạt (Blade)

2.3 Các đại lượng cần đo

2.3.1 Các đại lượng cần đo

Để mô hình hóa hay đánh giá động cơ, ta đo đạc các thông số:

- Điện áp cung cấp 𝑉𝑑𝑐 (𝑉) – thông qua cảm biến “V”

- Dòng điện tiêu thụ trung bình 𝐼(𝐴) – thông qua cảm biến “A”

- Độ mở van (giá trị đặt throttle mà ta tryền cho bộ điều khiển) 𝑥 (%)

- Moment xoắn 𝑇𝑞 (𝑁 𝑚) – thông qua cảm biến “T”

- Tốc độ 𝜔 (𝑟𝑝𝑚) – thông qua cảm biến “S”

Dựa vào đó, tính toán được một số đặc tính của động cơ:

- Công suất cơ: 𝑃𝑚 = 𝑇𝑞 ∗ 𝜔 (𝑊)

- Công suất điện: 𝑃𝑒 = 𝑉𝑑𝑐 ∗ 𝐼(𝑊)

- Hiệu suất động cơ: 𝐻𝑚𝑡 =𝑃𝑚𝑃𝑒(%)

Để mô hình hóa hay đánh giá cánh quạt phản lực, ta đo đạc các thông số:

- Tốc độ cánh quạt 𝜔 (𝑟𝑝𝑚) – thông qua cảm biến “S”

- Moment xoắn cánh quạt tạo ra 𝑇𝑞 (𝑁 𝑚) – thông qua cảm biến “T”

- Lực đẩy do cánh quạt tạo ra 𝑇𝑡 (𝑁) – thông qua cảm biến “F”

Dựa vào đó, tính toán được một số đặc tính của cánh quạt:

- Công suất cơ: 𝑃𝑚 = 𝑇𝑞 ∗ 𝜔 (𝑊) → tương tự đặc tính của động cơ

Trang 30

- Hiệu suất cánh quạt: 𝐻𝑝 =𝑇𝑡𝑃(𝑔𝑊)

Ta cũng đánh giá được hiệu suất của toàn bộ hệ truyền động

- 𝐻 = 𝐻𝑚𝑡 ∗ 𝐻𝑝

2.3.2 Xác định giới hạn đo và độ chính xác của thiết bị đo

Dựa vào thực tế thị trường các thiết bị cung cấp cho drone, dựa vào kinh phí đầu tư cho dự án và nhu cầu cụ thể của đề tài nghiên cứu Em đề ra một số giới hạn

đo, xem như chỉ tiêu mong muốn đạt được của thiết bị đo Gồm có:

Cánh quạt

- Lực đẩy 0 – 80 (N), cấp chính xác 0.1% (độ chính xác 0.08N)

- Moment cản 0 – 2 (Nm), cấp chính xác 0.1% (độ chính xác 0.002Nm)

- Tốc độ quay 1000 – 30000 (rpm), cấp chính xác 0.01% (độ chính xác 2 rpm) Động cơ

- Điện áp đưa vào bộ điều khiển 0 – 30V, cấp chính xác 0.1% (độ chính xác 0.03V)

- Dòng trung bình 0 – 50 (A), cấp chính xác 0.1% (độ chính xác 0.05A)

- Nhiệt độ động cơ 0 – 200oC, cấp chính xác 1% (độ chính xác 2oC)

Tần số lấy mẫu của thiết bị là 80Hz

Độ trễ đữ liệu cho phép là 2s

2.4 Các thiết bị thí nghiệm

Các thiết bị sử dụng trong bộ thí nghiệm:

 Bộ đo tốc độ quay cánh quạt Digital Tachometer

 Thiết bị đo điện áp và cường độ dòng điện

 Động cơ Sunny Sky X 2212

Trang 31

2.4.1 Bộ đo tốc độ quay cánh quạt Digital Tachometer

Bộ đo tốc độ quay cánh quạt Tachometer Là thiết bị đo cầm tay dùng để đo vòng quay và tốc độ bề mặt Màn hình hiển thị rộng cho phép dễ dàng đọc kết quả

đo Máy có chức năng nhớ tự động giá trị min, max, trung bình của các phép đo Nguyên lý hoạt động của thiết bị dựa trên bản chất của tia laser là một loại song điện từ Trong khi đo tốc độ quay cánh quạt tia laser với phạm vi chiếu từ 50 đến 500mm sẽ phản xạ với băng dính chỉ thị đƣợc dán trên cánh Mỗi vòng quay của cánh quạt sẽ đƣợc thiết bị đếm và đƣa ra tốc độ vòng quay (vòng/phút)

Hình 10: Bộ đo tốc độ quay cánh quạt Digital Tachometer Bảng 1: Thông số kĩ thuật của bộ đo tốc độ quay tachometer

Trang 32

2.4.2 Động cơ Sunny Sky X 2212

Động cơ Sunny Sky X 2212 là động cơ không có chổi quét được lắp thiết bị điện mà không cần dùng chổi than chì Loại động cơ này có hiệu suất cao 70 – 80%, tạo ra ít tiếng ồn và tải được dòng điện lớn hơn, có kích thước, khối lượng nhỏ hơn

so với động cơ có chổi quét cùng công suất

Động cơ không chổi than thích hợp cho các UAV vì hợp lý cả hai yêu cầu là giá

cả và hiệu suất Trên thế giới hiện nay, các UAV chủ yếu sử dụng loại động cơ này

Hình 11: Động cơ Sunny Sky X 2212

Bảng 2: Thông số kĩ thuật động cơ Sunny Sky X2212

Trang 33

2.4.3 Bộ điều tốc (ESC)

Hình 12: Sơ đồ nguyên lý bộ điều tốc (ESC)

ESC xác định tốc độ điều khiển dựa vào độ rộng xung PWM (Pulse Wildth Modulation) từ đó thay đổi hiệu điện thế và thay đổi tốc độ Độ rộng xung từ 1ms đến 2ms quy chuẩn theo động cơ RC, tần số điều khiển là 50Hz

Hình 13: Đồ thị dạng xung điều chế PWM

Nguyên lý hoạt động cụ thể của mạch PWM:

Đây là phương pháp được thực hiện theo nguyên tắc đóng ngắt nguồn của tải một cách có chu kì theo luật điều chỉnh thời gian đóng cắt Phần tử thực hiện nhiện

vụ đó trong mạch các van bán dẫn

Trang 34

Hình 14:Mạch nghiên cứu điều khiển tải bằng PWM

Xét hoạt động đóng cắt của một van bán dẫn Dùng van đóng cắt bằng Mosfet (Mosfet là Transistor hiệu ứng trường- Metal Oxide Semiconductor Field Effect Transistor)

Giản đồ xung của van điều khiển và dạng điện áp đầu ra khi dùng PWM

Hình 15:Sơ đồ xung của van điều khiển và đầu ra

Nguyên lý: Trong khoảng thời gian 0 - t0, ta cho van G mở, toàn bộ điện áp nguồn Ud được đưa ra tải Còn trong khoảng thời gian t0 - T, cho van G khóa, cắt nguồn cung cấp cho tải Vì vậy với t0 thay đổi từ 0 cho đến T, ta sẽ cung cấp toàn

bộ, một phần hay khóa hoàn toàn điện áp cung cấp cho tải

Công thức tính giá trị trung bình của điện áp ra tải:

Trang 35

Gọi t1 là thời gian xung ở sườn dương (khóa mở) còn T là thời gian của cả sườn âm và dương, Umax là điện áp nguồn cung cấp cho tải Ta có:

U = Umax.(t1/ T)= Umax.D Với D= t1/T là hệ số điều chỉnh, và trên thực tế để thay đổi tốc độ ta sẽ thay đổi D

Như vậy ta nhìn trên hình đồ thị dạng điều chế xung thì ta có: Điện áp trung bình trên tải sẽ là:

U= Umax D0= 12.20% = 2,4(V) (với D= 20%)

U = Umax D0= 12.40% = 4,8(V) (với D= 40%)

U = Umax D0 = 12.90% = 10,8(V) (với D=90%)

2.4.4 Pin Lipo Tiger Power

Pin Lipo cung cấp điện áp trực tiếp cho động cơ T-Motor và ESC thông qua BEC

Hình 16: Pin Lipo Tiger Power Bảng 3: thông số kĩ thuật pin Lipo:

Dung lượng 2200mAh Tốc độ xả tối đa 35C

2.4.5 Bộ phát tín hiệu (Transmitter)

Bộ phát tín hiệu hay còn gọi là Transmitter (Tx) là bộ phát tín hiệu, có nhiệm

vụ mã hóa các vị trí của các cần điều khiển thành một dãy các tín hiệu điện từ và phát tín hiệu này ra không gian với sự hỗ trợ của một ăng-ten, giống như các thiết bị như đài phát, truyền hình và các thiết bị viễn thông khác

Định dạng
Số trang	71
Dung lượng	2,33 MB