Design and cost optimization of a 40 kg payload hybrid agriculture drone

Luận văn tốt nghiệp này trình bày quá trình tính toán thiết kế cho mô hình máy bay phun thuốc trừ sâu có tải trọng 40 kg sử dụng hệ rotor đồng trục kết hợp với cơ cấu điều khiển của quad

TRƯỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA

Design And Cost Optimization

Of a 40 Kg Payload Hybrid Agriculture Drone

Chuyên Ngành: Kỹ Thuật Hàng Không

Mã số: 8520120

LUẬN VĂN THẠC SĨ

TP HỒ CHÍ MINH, tháng 6 năm 2020

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 vănnày đều được dẫn nguồn và có độ chính xác cao nhất trong phạm vi hiểubiết của tôi

Tôi xin cảm ơn quý thầy cô trong Bộ môn Kỹ thuật Hàng không – Đại học Bách khoa Tp Hồ Chí Minh, thầy Vũ Ngọc Ánh đã tận tình hướng dẫn, giúp đỡ, chỉ dạy Đồng thời tôi cũng xin cảm ơn các thành viên trong nhóm nghiên cứu đã nhiệt tình hỗ trợ tôi trong thời gian qua để tôi có thể hoàn thành luận văn của mình

Đặng Trung Duẩn

Luận văn tốt nghiệp này trình bày quá trình tính toán thiết kế cho mô hình máy bay phun thuốc trừ sâu có tải trọng 40 kg sử dụng hệ rotor đồng trục kết hợp với cơ cấu điều khiển của quadrotor, đồng thời tính toán tối ưu giá thành của

mô hình

Nội dung luận văn gồm các phần chính như sau: phần đầu giới thiệu tổng quan

về mô hình rotor đồng trục và mô hình quadrotor, phần tiếp theo trình bày các

lý thuyết phục vụ cho việc tính toán các thông số khí động lực học cho quadrotor

và cho rotor đồng trục Sau đó, giải thuật tính khối lượng cất cánh tối đa của mô hình và giải thuật tối ưu giá thành sẽ được trình bày Khi đã có được khối lượng cất cánh tối đa ứng với chi phí nhỏ nhất thì kích thước của các bộ phận quan trọng của mô hình cần cho quá trình thiết kế sẽ được tính toán Phần cuối cùng trình bày kết quả đạt được và các đánh giá

Từ khóa: rotor đồng trục, giải thuật tối ưu, quadrotor, khí động lực học, kết cấu

…

This thesis presents the design and cost optimization process for a 40 kg pesticide sprayer model using a coaxial rotor system with a combination of a quadrotor control mechanism

The thesis content consists of the following parts: the first part introduces an overview of the coaxial rotor and the quadrotor, the next part presents the theories for calculating the aerodynamic parameters for quadrotor and coaxial system Then, the maximum takeoff weight calculation and cost optimization algorithm of the model will be presented Once the maximum takeoff weight has been achieved, and the size of the important parts of the model needed for the design process will be calculated The final section presents the results and the assessments

Keywords: Coaxial system, Optimization algorithms, Quadrotor,

Aerodynamics, Structure …

Lời cam kết iii

Lời cảm ơn iv

Tóm tắt luận văn v

Abstract vi

Mục lục vii

Chú giải ký hiệu ix

Ký tự ix

Ký tự hy lạp x

Chữ viết dưới xi

Danh mục hình ảnh xii

Danh mục bảng biểu xvi

1

Giới thiệu luận văn 1

1.1 Lý do chọn đề tài 1

1.1.1 Tính cấp thiết 1

1.1.2 Mục đích nghiên cứu 2

1.2 Tổng quan tài liệu 2

1.3 Mục tiêu, đối tượng và phạm vi nghiên cứu 7

1.4 Phương pháp tiếp cận 8

9

Cơ sở lý thuyết 9

2.1 Phương pháp phần tử cánh kết hợp động lượng (BEMT) 9

2.1.1 Cho rotor đơn của quadrotor 9

2.1.2 Hệ rotor đồng trục 11

2.2 Thuật toán tối ưu 16

2.2.1 Tối ưu dựa trên građien (Gradient – base optimization) 17

2.2.2 Hàm Fmincon trong phần mềm Matlab 21

2.3 Đặc tính của một số thành phần chức năng 22

2.3.1 Động cơ quadrotor 22

2.3.2 ESC (Electronic Speed Controller) 27

2.3.3 Pin 29

2.3.4 Cánh quạt của quadrotor 32

2.3.5 Động cơ đốt trong cho rotor đồng trục 34

2.3.6 Cánh rotor đồng trục 37

2.3.7 Bộ truyền động 38

2.3.8 Bình đựng thuốc 39

40

Quy trình tính toán thiết kế và kết quả 40

3.1 Tối ưu hóa khí động lực học 40

3.1.1 Chọn góc đặt cánh tối ưu cho rotor đồng trục 40

3.2 Tính các thông số khí động lực học của rotor đồng trục 46

3.5 Tính dòng điện động cơ tiêu thụ 50

3.6 Tính điện trở trong của pin, hiệu suất động cơ 51

3.7 Tính KV, dòng điện, dung lượng pin 54

3.8 Giải thuật tính khối lượng cất cánh của mô hình 54

3.9 Tính toán giá thành sản phẩm 60

3.9.1 Giá phần cứng 60

3.9.2 Chi phí hoạt động 64

3.9.3 Tính toán độ nhạy các tham số đầu vào 65

3.9.4 Tính toán tối ưu giá thành cho mô hình hoạt động trong năm năm 70

3.9.5 Kết quả tính toán tối ưu giá thành 71

3.10 Kết quả tính khối lượng cất cánh 73

3.10.1 Chọn các bộ phận 73

75

Kiểm nghiệm sai số giữa tính toán và lựa chọn 75

4.1 Sai lệch khối lượng của các thiết bị: pin, ESC, motor, động cơ đốt trong … 75 4.2 Tỉ lệ lực cản 76

4.2.1 Ống xoay trục chính, bộ bánh răng đảo chiều 77

4.2.2 Thân 77

4.2.3 Motor 78

4.2.4 Cánh tay quadrotor 79

4.2.5 Càng đáp 79

4.2.6 Khớp nối trục với cánh 80

4.3 Tổng lực cản theo phương trọng lực 80

81

Kết luận và hướng phát triển 81

5.1 Kết quả đạt được 81

5.2 Hạn chế vào hướng phát triển 82

Tài liệu tham khảo 83

Phụ Lục 88

Ký tự

𝑚𝑝𝑟𝑜𝑝𝑠 Khối lượng cánh rotor đồng trục kg

𝑀𝐶 Moment uốn tại điểm C Nm

𝑇𝑢 Lực đẩy của rotor trên trong bộ rotor đồng trục N

𝑇𝑙 Lực đẩy của rotor dưới trong bộ rotor đồng trục N

𝑉𝑖 Vận tốc dòng khí qua bề mặt rotor theo phương thẳng đứng m/s

Hình 1-1: Hình dạng xoáy của rotor đồng trục: a) khoảng cách 2 rotor =1D, b) khoảng cách 2 rotor = 0.5D, c) khoảng cách 2 rotor = 0.25D, d) hình dạng xoáy

3D [4] 3

Hình 1-2: Hình dạng dòng vào rotor đồng trục theo thực nghiệm: a) H/R=0.25, b) H/R=0.5, c) H/R=1 [5] 4

Hình 1-3: Đồ thị phương pháp tỉ số nhiên liệu [22] 5

Hình 1-4: Lưu đồ phương pháp tỉ số nhiên liệu [22] 6

Hình 1-5: Giải thuật thiết kế cho multicopter [23] 6

Hình 2-1: Mô hình của phương pháp kết hợp phần tử cánh và động lượng [25] 10

Hình 2-2: Trường hợp hai tầng cánh đặt rất gần nhau (trường hợp 1 và 2) [16] 12

Hình 2-3: Hình ảnh minh họa trường hợp 3 và 4 [16] 12

Hình 2-4: Các thành phần lực và vận tốc tại phần tử cánh [25] 15

Hình 2-5: Cấu tạo của motor điện có chổi quét (trái) và động cơ điện không chổi quét (phải) [27] 23

Hình 2-6: Đồ thị biểu diễn khối lượng của motor theo hệ số KV [24] 25

Hình 2-7: Điện trở trong của motor theo công suất của motor [24] 26

Hình 2-8: Khối lượng của ESC biểu diễn theo cường độ dòng điện liên tục tối đa [24] 28

Hình 2-9: Tương quan giữa điện trở trong của ESC theo cường độ dòng điện liên tục tối đa [24] 29

Hình 2-11: Tương quan khối lượng pin và dung lượng pin [34] 32

Hình 2-12: Các loại cánh quạt quadrotor trên thị trường 33

Hình 2-13: Phân bố góc đặt cánh dọc theo lá cánh [24] 33

Hình 2-14: Phân bố tỉ lệ dây cung cánh c/R dọc theo lá cánh [24] 33

Hình 2-15: Tương quan giữa khối lượng cánh và đường kính cánh [24] 34

Hình 2-16: Đặc tính tiêu thụ nhiên liệu của động cơ Rotax 912 [33] 36

Hình 2-17: Tương quan giữa công suất và khối lượng động cơ hướng trục 36

Hình 2-18: Tương quan giữa chiều dài cánh và khối lượng cánh của rotor đồng trục 38

Hình 2-19: Tương quan giữa khối lượng và công suất của bộ truyền động 38

Hình 2-20: Bình đựng thuốc trừ sâu 39

Hình 3-1: Cánh được dùng trong thí nghiệm của Harrington [15] 42

Hình 3-2: Hệ thống thí nghiệm của Harrington [15] 42

Hình 3-3: Kiểm nghiệm lý thuyết BEMT hiệu chỉnh với thực nghiệm [16] thông qua quan hệ giữa hệ số công suất và hệ số lực đẩy của Harrington Rotor 2 42

Hình 3-4: Kiểm định lý thuyết BEMT đã hiệu chỉnh với thực nghiệm [16] thông qua quan hệ giữa hệ số lực đẩy và hiệu suất của rotor đồng trục trên rotor 2 của Harrington 43

Hình 3-5: Kiểm định lý thuyết BEMT đã hiệu chỉnh với thực nghiệm [16] thông qua quan hệ giữa hệ số lực đẩy và hiệu suất của rotor đồng trục trên rotor 1 của Harrington 43

Hình 3-6: So sánh phân bố tỉ số dòng vào trên rotor phía dưới giữa các lý thuyết 43

Hình 3-8: Hệ số lực cản và hệ số lực nâng của biên dạng cánh NACA0012 [34]

45

Hình 3-9: Giải thuật chọn góc đặt cánh tối ưu cho rotor đồng trục 46

Hình 3-10: Giải thuật tính khối lượng cất cánh của mô hình 59

Hình 3-11: Mô hình thiết kế 60

Hình 3-12: Xu hướng giá thành của ống cacbon 60

Hình 3-13: Xu hướng giá thành của bình chứa chất lỏng 61

Hình 3-14: Xu hướng giá thành cánh Drone 61

Hình 3-15: Biểu đồ giá thành động cơ theo công suất 62

Hình 3-16: Xu hướng giá thành của ESC 62

Hình 3-17: Xu hướng giá thành của Motor 63

Hình 3-18: Xu hướng giá thành của Pin 63

Hình 3-19: Xu hướng biến đổi chi phí tổng của mô hình theo tỉ lệ phân chia lực nâng 65

Hình 3-20: Đồ thị xu hướng giá thành của các bộ phận phần cứng 66

Hình 3-21: Đồ thị sự thay đổi giá thành hoạt động của sản phẩm 67

Hình 3-22: Xu hướng giá thành mô hình khi số cells pin thay đổi 68

Hình 3-23: Xu hướng thay đổi giá thành khi đường kính quadrotor thay đổi 68 Hình 3-24: Dòng điện cực đại pin cần xả theo số cells của pin và đường kính quadrotor 69

Hình 3-25: kV yêu cầu của motor theo số cells của pin và kích thước cánh của quadrotor 69

Hình 3-26: Giải thuật tinh toán tối ưu giá thành sản phẩm 70

4560 W [35] 73

Hình 3-28: Thông số hình học của động cơ Tiger U12II 120kV [35] 74

Hình 3-29: Động cơ Moki 250cc 5 cylinder [36] 74

Hình 4-1: Phân bố vận tốc dòng khí qua rotor dưới 77

Hình 6-1: Hệ số lực cản cho một vài cố thể 88

Hình 6-2: Hệ số lực cản cho một vài cố thể 3D với Re > 10 4 89

Hình 6-3: : Hệ số lực cản cho một vài cố thể 2D với Re > 4 10 89

Bảng 2-1: Bảng các thông số đầu vào 21

Bảng 2-2: Bảng các thông số đầu ra 22

Bảng 2-3: Năng lượng riêng, mật độ năng lượng, công suất riêng của một số loại pin [31] 30

Bảng 3-1: Chi phí đầu tư ban đầu 72

Bảng 3-2: Chi phí hoạt động 72

Bảng 3-3: Tổng chi phí trong năm năm 72

Bảng 3-4: Giá thành một số mô hình thương mại 72

Bảng 3-5: Thông số thiết kế của mô hình 73

Bảng 3-6: Các thành phần khối lượng của mô hình 73

Bảng 4-1: Sai lệch của các hệ số 75

Bảng 4-2: Mức chênh lệch số Reynolds, số Mach dùng làm đầu vào so với số Reynolds , số Mach của mô hình tính được trong giải thuật 76

Giới thiệu luận văn

Trong chương này, cấu hình rotor đồng trục, cấu hình quadrotor và tình hình nghiên cứu máy bay mô hình trong và ngoài nước sẽ được giới thiệu một cách tổng quan

1.1 Lý do chọn đề tài

1.1.1 Tính cấp thiết

Tính đến thời điểm hiện tại, nước ta đã trải qua nhiều gia đoạn phát triển Nhiều công cuộc công nghiệp hóa, hiện đại hóa đất nước được triển khai và thu được nhiều thành quả Tuy nhiên, nhìn chung, nước ta vẫn là nước nông nghiệp Đa số người dân sống bằng việc canh tác ruộng đất, trồng trọt, chăn nuôi… Việc ứng dụng công nghệ, máy móc vào nông nghiệp chưa được chú trọng Điều này khiến cho bà con nông dân vẫn làm theo lối canh tác cũ, rất vất vả, cực nhọc và có hại cho sức khỏe Một trong số đó là việc phun thuốc bằng phương pháp thủ công đã trở nên rất lạc hậu, kém hiệu quả, tác động xấu đến sức khỏe người nông dân và con cháu của họ Hưởng ứng cuộc cách mạng công nghệ 4.0 về việc ứng dụng máy móc công nghệ cao vào canh tác và sản xuất nông nghiệp, máy bay phun thuốc trừ sâu là một giải pháp công nghệ đột phá giúp việc phun thuốc được thực hiện một cách tự động, nhanh chóng, hiệu quả và an toàn cho sức khỏe của nông dân Đối với những diện tích canh tác lớn, việc sử dụng máy bay phun thuốc tự

bảo việc ngăn ngừa và phòng chống dịch bệnh được thực hiện nhanh chóng và kịp thời

Hiện nay, máy bay phun thuốc trừ sâu được sản xuất chủ yếu là loại nhiều rotor

sử dụng năng lượng điện là chủ yếu Loại máy bay này gặp phải vấn đề về thời gian bay và lượng dung dịch mang theo Qua khảo sát thị trường, các máy bay phun thuốc trừ sâu chỉ mang được tối đa 10 - 20 lít dung dịch và thời gian hoạt động tối đa cũng chỉ 10 - 20 phút Điều này buộc người sử dụng phải pha dung dịch thuốc rất đậm đặc để phun và phải thực hiện nhiều lần bay mới bao phủ hết những cánh đồng lớn Mô hình máy bay phun thuốc trừ sâu với sự kết hợp giữa rotor đồng trục và quadrotor sẽ giải quyết được 2 vấn đề trên (rotor đồng trục sử dụng động cơ xăng và quadrotor dùng động cơ điện)

1.1.2 Mục đích nghiên cứu

Mục đích của nghiên cứu này là tính toán thiết kế và tối ưu giá thành của một mô hình máy bay phun thuốc trừ sâu sử dụng hệ thống năng lượng Hybrid với sự kết hợp giữa rotor đồng trục và quadrotor nhằm giải quyết vấn đề về thời gian bay và tải trọng mang theo đã được đặt ra

1.2 Tổng quan tài liệu

Rotor đồng trục đã xuất hiện trong đầu thế kỷ XIX Mẫu thiết kế rotor đồng trục sớm nhất xuất phát từ ý tưởng của Bright ở năm 1861 và mô hình của d’Amècourt năm 1862 Sau đó, các mẫu thực nghiệm được Igor Sikorsky chế tạo năm 1910 Và mẫu trực thăng sử dụng rotor đồng trục chở người đầu tiên được phát triển bởi Emile Berliner, Corradino d’Ascanio, và Louis Breguet năm 1930 [1, 2]

Rotor đồng trục là loại rotor có 2 tầng cánh đồng trục quay ngược chiều nhau Nhờ hai rotor có chiều quay ngược nhau nên hệ thống loại bỏ phần năng lượng lãng phí cho việc khử moment của rotor chính Tuy nhiên, sự ảnh hưởng qua lại giữa 2 tầng cánh của rotor đồng trục tác động nhiều đến hiệu suất của nó Sự tác động

chia lực và moment cho 2 tầng cánh (Hình 1-1) Hiệu suất đạt giá trị tối ưu khi hai tầng cánh đặt cách nhau một khoảng 0.9R và chúng cân bằng moment [3, 4, 5]

Sự tác động qua lại giữa các rotor trong các cấu hình nhiều rotor là nguyên nhân làm giảm hiệu suất của hệ thống Tuy nhiên, cấu hình một rotor lại tốn một phần năng lượng cho việc khử moment của rotor Do đó, cấu hình rotor đồng trục là cấu hình ít lãng phí năng lượng hơn [6, 7] Thế nhưng, trong các nhu cầu cần đảm bảo tính an toàn và dễ sử dụng, cấu hình quadrotor hay hexacopter sẽ phù hợp hơn [8, 9] Dù vậy, đặc tính ổn định và điều khiển của rotor đồng trục cũng đã được nghiên cứu kỹ lưỡng qua nhiều công trình và đảm bảo tính khả thi của cấu hình [10, 11]

Vì hiệu suất hệ thống là một yếu tố ảnh hưởng đến giá thành hoạt động của mô hình, nên việc tính toán tối ưu hiệu suất rotor đồng trục cũng nằm trong quá trình tính toán tối ưu giá thành của sản phẩm Bên cạnh đó, để dễ đàng trong việc điều khiển và tăng tính an toàn khi hoạt động, quadrotor sẽ được tích hợp vào trong hệ thống rotor đồng trục Do đó, khi tối ưu khí động lực học cho các rotor, cần xem xét sự ảnh hưởng qua lại giữa các rotor từ đó lựa chọn phương án bố trí phù hợp

Hình 1-1: Hình dạng xoáy của rotor đồng trục: a) khoảng cách 2 rotor =1D, b) khoảng cách 2

rotor = 0.5D, c) khoảng cách 2 rotor = 0.25D, d) hình dạng xoáy 3D [4]

Sự mất mát do rối bên trong dòng xả của rotor cũng gây giảm hiệu suất Do đó, thiết kế cần giảm rối bên trong dòng xả và rối do tác động của khung thân Để giảm rối bên trong dòng xả, phân bố tỉ số dòng vào phải là một hằng số trên toàn rotor Theo lý thuyết kết hợp động lượng và phần tử cánh, điều này sẽ xảy ra khi rotor có phân bố xoắn lý tưởng [12, 13] Tuy nhiên, phân bố xoắn lý tưởng không thích hợp cho hoạt động thực tế Xoắn lý tưởng gây khó khăn trong xây dựng kết cấu và chế tạo cánh vì khi hoạt động, khu vực có góc xoắn cánh cao bị uốn xoắn

do tác động của khí đàn hồi [14] dẫn tới hiệu quả do xoắn lý tưởng mang lại không còn ý nghĩa Ngoài ra, phương trình phân bố dây cung cánh cũng ảnh hưởng tới hiệu suất cánh Nhiều công trình đã khảo sát điều này như thí nghiệm trong hầm gió của Harrington [15] Ngoài ra, trong hệ thống rotor đồng trục, rotor phía dưới

sẽ hoạt động với tác động của rotor phía trên Khi đường kính rotor phía dưới bằng đường kính rotor phía trên, chỉ có một phần của rotor phía dưới bị tác động bởi dòng xả của rotor phía trên Do đó, trong trường hợp này cần tối ưu xoắn cánh của rotor phía dưới cho phù hợp Theo các phương pháp giải tích, tại vùng ranh giới của phần chịu ảnh hưởng và vùng không chịu ảnh hưởng của tầng trên sẽ có sự thay đổi vận tốc dòng vào đột ngột [16, 17] Do đó, khi tối ưu xoắn cánh cho tầng dưới cũng sẽ gặp phải hiện tượng xoắn cánh và dây cung cánh thay đổi đột ngột tại vị trí này Để tránh điều đó, một số đề tài đã dùng cách xấp xỉ bằng phương trình tuyến tính cho các giá trị xoắn cánh và dây cung cánh gần vị trí này Một phương pháp khác để loại bỏ sự không liên tục của dòng vào tại vị trí này là chỉnh sửa lại hàm mất mát đỉnh cánh (tiploss Frandtl) rồi áp dụng cho vị trí này [18]

Do đó mẫu thiết kế trong luận văn này sẽ không có ống bao cho rotor

Hệ thống Hybrid đã được phát triển nhiều cho xe ôtô Tuy nhiên, sự rung động của động cơ xăng trong hệ thống Hybrid trên ôtô không được chú ý nhiều Thế

định của hệ thống, các cảm biến, hệ thống định vị và thu phát tính hiệu sẽ bị nhiễu bởi rung động của động cơ xăng Vậy nên, hệ thống Hybrid cần được bố trí và thiết kế sao cho rung động của động cơ xăng được cách ly khỏi các bộ phận khác

Về bộ truyền động, quy trình thiết kế chi tiết cho bộ truyền xích, đai, bánh răng được xây dựng dựa trên các tính toán lý thuyết về sức bền vật liệu và các dữ liệu thực nghiệm Với các thông số đầu vào như công suất, moment, vận tốc quay, tuổi thọ mong muốn chúng ta sẽ tính toán được các thông số cho bộ truyền động của

hệ thống [21]

Việc tính toán thiết kế các loại máy bay trực thăng đã được thực hiện trong những năm giữa thế kỷ XX Năm 1955, phương pháp tính toán thiết kế máy bay trực thăng theo tỉ số nhiên liệu (Ratio fuel method) được giới thiệu bởi Wagner [22] Giải thuật này xác định khối lượng cất cánh của hệ thống bằng cách xem xét đường đặc tính của tỉ số khối lượng nhiên liệu yêu cầu và tỉ số khối lượng nhiên liệu sẵn

có

Hình 1-3: Đồ thị phương pháp tỉ số nhiên liệu [22]

Hình 1-4: Lưu đồ phương pháp tỉ số nhiên liệu [22]

Trong những năm gần đây, quadrotor phát triển mạnh và được ứng dụng vào nhiều lĩnh vực đời sống Việc tính toán thiết kế cho quadrotor theo đó cũng được chú trọng nghiên cứu và phát triển Giải thuật thiết kế quadrotor chủ yếu đựa trên đặc tính của các thiết bị điện và các tính toán về khí động lực học Năm 2017, Winslow

và các cộng sự đã giới thiệu công trình tính toán thiết kế quadrotor của mình Bằng cách khảo sát đặc tính khối lượng của các bộ phận như: cánh, motor, ESC, pin, khung thân và đặc tính điện động của các thiết bị điện để xấp xỉ thành các hàm liên tục biểu diễn các đặc tính Đồng thời, ông kết hợp với các tính toán về khí động lực học để tạo nên một giải thuật thiết kế Giải thuật này sẽ cho chúng ta biết khối lượng cất cánh tối đa của mô hình và thông số của các bộ phận cấu thành để phục vụ cho việc chế tạo

Bán kính vùng

hoạt động, R

Trần Bay Thiết Kế

Tải Trọng Thiết Kế

Công suất yêu cầu khi bay tiến

Đặc tính công suất động cơ xăng

Công suất cài đặt

Lựa chọn lưu lượng nhiên liệu nhỏ nhất tại vận tốc bay tối ưu

Tỉ số khối lượng rỗng cho trần hover riêng

Tỉ số khối lượng bình chứa nhiên liệu rỗng trên khối lượng cất cánh

Nhiên liệu yêu cầu cho bay leo

Nhiên liệu yêu cầu cho bay tiến

Nhiên liệu yêu cầu cho khởi động và bay rà

Tỉ số khối lượng nhiên liệu yêu cầu

Tỉ số khối lượng nhiên liệu sẵn có

Khối lượng cất cánh thiết kế thấp nhất

Tài liệu [24] đã đưa ra được một quy trình tính toán thiết kế tối ưu cho quadrotor phun thuốc trừ sâu Quy trình này giúp chúng ta ước lượng một cách tương đối chính xác khối lượng tổng thể của mô hình và của từng bộ phận với các thông số đầu vào như thời gian bay, tải trọng mang theo Đây là một quy trình dựa trên các phép tính khí động lực học kết hợp với các phương trình đặc trưng của các bộ phận từ các nguồn dữ liệu trên thị trường Bằng ý tưởng đó, đề tài này sẽ phát triển một quy trình tính toán thiết kế cho mô hình máy bay hybrid kết hợp hệ thống rotor đồng trục và quadrotor

Để máy bay phun thuốc trừ sâu đến được với người nông dân thì nó phải chứng minh được sự hiệu quả và ưu việt hơn các phương pháp truyền thống Vì vậy việc tính toán giá thành sản xuất và chi phí hoạt động của một máy bay phun thuốc là bước quyết định cho việc đưa máy bay đến được với bà con nông dân Ngoài việc tính toán thiết kế máy bay phun thuốc, đề tài này còn tập trung tính toán giá thành cho máy bay phun thuốc Giá thành được tính toán ở đây gồm có giá thành sản xuất một chiếc máy bay phun thuốc trừ sâu và các chi phí vận hành nó trong vòng

5 năm

1.3 Mục tiêu, đối tượng và phạm vi nghiên cứu

Nghiên cứu này gồm 2 nội dung chính: tính toán lựa chọn các thông số thiết kế và tính toán giá thành của một máy bay phun thuốc trừ sau (thuốc dạng lỏng) Đây là một ý tưởng mới nên quy trình tính toán để lựa chọn các thông số thiết kế phải được xây dựng mới trên cơ sở các lý thuyết, kết quả tính toán cho từng thành phần riêng lẻ bao gồm: tính toán cho rotor đơn [25], tính toán cho hệ rotor đồng trục [16], quy trình toán cho hệ quadrotor [24], tính toán cho hệ thống truyền động [21] Việc tối ưu hóa các thành phần riêng lẽ của hệ thống cũng đã được thực hiện qua nhiều đề tài trước đó và có nhiều kết quả giá trị như: tối ưu khí động cho hệ rotor đồng trục trong tài liệu [16], tối ưu cho hệ thống chong chóng đẩy [13] Tuy nhiên việc tối ưu khi xem xét tác động qua lại giữa các thành phần trong hệ thống thì chưa có công trình nghiên cứu nào công bố Vì vậy, trọng tâm nội dung tối ưu của nghiên cứu này là tối ưu các bộ phận của hệ thống đặt trong các tác động của

bộ phận khác Bên cạnh đó, việc tính toán giá thành máy bay được thực hiện bằng cách khảo sát giá thành các bộ phận cấu thành và các thành phần liên quan

1.4 Phương pháp tiếp cận

- Khảo sát, tổng hợp dữ liệu để xây dựng các hàm đặc trưng của các thiết bị,

bộ phận cấu tạo nên mô hình Qua đó xây dựng các thông số thiết kế cho

mô hình

- Xây dựng các chương trình con để tính toán thông số kỹ thuật (công suất,moment, kích thước, dung lượng pin, vận tốc xoay ) cho các đối tượngthiết kế khác nhau dựa vào yêu cầu và đặc trưng của đối tượng đó

- Sử dụng phương pháp kết hợp giữa lý thuyết phần tử cánh và lý thuyết độnglượng cho khối tính các thông số khí động của rotor đồng trục và quadrotorcần thiết cho quá trình thiết kế

- Sử dụng phương pháp cân bằng năng lượng, bằng cách ước đoán giá trịkhối lượng cất cánh cực đại ban đầu, kết nối các chương trình con và tạovòng lặp bằng Matlab để tìm giá trị khối lượng cất tối đa của mô hình vàcác thông số cần thiết khác

- Dùng các lý thuyết về sức bền vật liệu để tính toán kết cấu cho mô hình

- Tối ưu hóa giá thành bằng phương pháp dựa vào Građien ( Gradient –Based Optimization)

- Xây dựng thuật toán

Cơ sở lý thuyết

Chương này trình bày cơ sở lý thuyết cho các chương trình con, nội dung gồm:

- Trình bày phương pháp kết hợp giữa lý thuyết phần tử cánh và lý thuyết

động lượng để tính toán các thông số khí động lực học cho các rotor như lực đẩy, lực cản, công suất yêu cầu, tốc độ quay…

- Trình bày thuật toán tối ưu theo phương pháp dựa trên građien và hàm

fmincon trong phần mềm Matlab.

- Trình bày các đặc tính của các thiết bị chính như: động cơ đốt trong, động

cơ điện, ESC, pin, chong chóng.

2.1 Phương pháp kết hợp lý thuyết phần tử cánh

và lý thuyết động lượng (BEMT)

2.1.1 Cho rotor đơn của quadrotor

Phương pháp này là sự kết hợp giữa lý thuyết phần tử cánh và lý thuyết động lượng Chúng ta xét một phần tử vành khăn trên rotor, sau đó áp dụng lý thuyết phần tử cánh và lý thuyết động lượng cho phần tử vành khăn này để tìm ra phân

bố tỉ số dòng vào phần tử vành khăn Nội dung của lý thuyết phần tử cánh, lý thuyết động lượng và lý thuyết kết hợp giữa phần tử cánh và động lượng đã được trình bày rất chi tiết trong tài liệu tham khảo [25] của Leishman Mục này chỉ sử dụng các kết quả của các lý thuyết đó để áp dụng vào trường hợp cụ thể của quadrotor

Hình 2-1: Mô hình của phương pháp kết hợp phần tử cánh và động lượng [25]

Kết quả quan trọng của lý thuyết này là phân bố tỉ số dòng vào của đơn rotor được tính theo biểu thức sau [25]



l

C : là hệ số độ dốc của đường lực nâng của biên dạng cánh

σ: độ che phủ của rotor

Để tìm được hàm phân bố tỉ số dòng vào thì phải biết F, nhưng F là một hàm theo

tỉ số dòng vào Sự ràng buộc này được giải quyết bằng cách giả sử F là một hằng

số cho trước, tỉ số dòng vào được xác định theo biểu thức (2-1) Sau đó F sẽ được

xác định lại nhờ các biểu thức (2-2), (2-3) Sau đó tiếp tục tính , sau 4 đến 5 lần lặp lại quá trình trên, các kết quả thu được sẽ hội tụ

Đối với thiết kế này, quadrotor sẽ hoạt động bên dưới hệ rotor đồng trục và chịu dòng sau của rotor đồng trục Trường hợp này tương tự như trường hợp bay leo của quadrotor Khi đó, ta coi như quadrotor đang bay leo thẳng đứng với vận tốc bằng với vận tốc dòng khí từ hệ rotor đồng trục xả xuống, ta gọi vận tốc này là Vc

- Trường hợp 1: hai tầng cánh đặt rất gần nhau, xem như chúng cùng nằmtrên 1 mặt phẳng và lực đẩy của 2 tầng rotor là như nhau Khi đó, mức tăngcông suất sẽ là 41% [16]

- Trường hợp 2: hai tầng cánh đặt rất gần nhau (xem như chúng nằm trêncùng 1 mặt phẳng) và moment của hai tầng cánh bằng nhau về độ lớn.Trường hợp này cũng có mức tăng công suất là 41% [16]

- Trường hợp 3: tầng cánh dưới đặt tại vùng mà dòng sau của tầng cánh trên

co thắt cực đại, và chúng hoạt động tạo lực đẩy bằng nhau Khi đó, mứctăng công suất là 28% [16]

- Trường hợp 4: cách bố trí hai tầng cánh giống trường hợp 3, nhưng với điềukiện là moment giữa hai tầng cánh bằng nhau Khi đó mức tăng công suất

là 21% [16]

Hình 2-2: Trường hợp hai tầng cánh đặt rất gần nhau (trường hợp 1 và 2) [16]

Hình 2-3: Hình ảnh minh họa trường hợp 3 và 4 [16]

Để phù hợp với mục tiêu của đề tài, trường hợp thứ 4 sẽ được chọn làm phương

án thiết kế Với phương án này, mức công suất tiêu thụ sẽ thấp hơn, đồng thời hai tầng cánh triệt tiêu moment của nhau nên không cần tới rotor đuôi Điều này giúp rotor nhỏ gọn, linh hoạt hơn

Phương pháp BEMT cho hệ rotor đồng trục được dựa trên phương pháp cho rotor đơn Bởi vì tầng cánh dưới có một phần diện tích chịu ảnh hưởng bởi dòng xả của tầng cánh trên, nên tầng rotor dưới được chia ra hai khu vực để áp dụng BEMT Đối với tầng cánh trên, tỉ số dòng vào được tính theo biểu thức [16]

Đối với tầng cánh dưới, tại khu vực không chịu ảnh hưởng của tầng cánh trên, tỉ

số dòng vào được tính theo biểu thức (2-6) Tại khu vực chịu ảnh hưởng bởi dòng

xả của tầng cánh trên, tỉ số dòng vào được tính theo biểu thức sau [16]

2.1.2.1 Hiệu chỉnh hệ số Prandtl cho vùng biên giữa vùng chịu ảnh

hưởng và vùng không chịu ảnh hưởng

Theo các biểu thức (2-6), (2-7) thì tại vị trí chuyển tiếp giữa vùng chịu ảnh hưởng

và vùng không chịu ảnh hưởng, tỉ số dòng vào sẽ có bước nhảy Điều này là phi thực tế vì tính liên tục về áp suất không khí và tính nhớt không cho phép điều này xảy ra Để phân bố tỉ số dòng vào liên tục tại điểm đó, hệ số Prandtl sẽ được hiệu chỉnh lại cho phân bố dòng vào của từng khu vực

Đối với vùng chịu ảnh hưởng của dòng xả của tầng trên Hệ số Prandtl được hiệu chỉnh lại như sau [18]

2

12

Trong đó : c mid− là một nửa độ lệch của hàm phân bố tỉ số dòng vào ban đầu của

vùng không bị ảnh hưởng và vùng bị ảnh hưởng tại vị trí chuyển tiếp [18]

12

Khi đó hàm phân bố tỉ lệ dòng vào sẽ trở thành

Đối với vùng bị ảnh hưởng [18]

2.1.2.2 Tính hệ số lực đẩy, hệ số công suất, hệ số moment cho các rotor

Sau khi có được hàm phân bố tỉ số dòng vào, góc dòng vào 𝜙 được tính theo biểu thức

dTdC

( 2 2) ( )

12

12c

2.2 Thuật toán tối ưu

Tối ưu là một công cụ rất mạnh mẽ và linh hoạt, nó có thể được áp dụng trong bất

kỳ ngành kỹ thuật nào Nếu chia nhỏ ra thì chủ đề tối ưu có ba lĩnh vực chính:

2.2.1 Tối ưu dựa trên građien (Gradient – base optimization)

Tối ưu dựa trên građien liên quan tới các thuật toán dựa vào sự tính toán và xem xét građien của hàm mục tiêu Tùy vào độ phức tạp của vấn đề cần tối ưu, tối ưu

dự theo građien được xây dựng thành nhiều thuật toán tương ứng với các đặc điểm của hàm mục tiêu như: thuật toán tổng quát cho hàm liên tục, phương pháp giảm

độ dốc, phương pháp građien liên hợp, phương pháp Newton, phương pháp Quasi

- Newton, phương pháp vùng tin cậy Việc chọn được phương pháp tối ưu thíchhợp sẽ giúp việc tối ưu được thực hiện nhanh chóng, tiết kiệm tài nguyên và tăng

độ tin cậy cho kết quả thu được Luận văn này dùng phương pháp vùng tin cậy (Trust region algorithm) để chạy bài toán tối ưu

2.2.1.1 Thuật toán tổng quát cho hàm liên tục

Tất cả các thuật toán tối ưu dựa trên građien với các biến không bị ràng buộc được

mô tả như sau:

Bước 1: Chúng ta bắt đầu với số vòng lặp k = 0, điểm khởi đầu 𝑥𝑘

Bước 2: Kiểm tra điều kiện hội tụ: Nếu đều kiện hội tụ được thỏa mãn, thuật toán dừng lại và 𝑥𝑘 chính là điểm tối ưu

Bước 3: Tính toán hướng tìm kiếm: tính vector 𝑝𝑘 chỉ hướng trong không gian n

chiều mà chúng ta sẽ tìm kiếm theo nó

Bước 4: Tính toán chiều dài bước nhảy: tìm hệ số dương 𝛼𝑘 sao cho 𝑓(𝑥𝑘 + 𝛼𝑘𝑝𝑘) < 𝑓(𝑥𝑘)

Bước 5: Cập nhật biến thiết kế: cho 𝑥𝑘+1 = 𝑥𝑘 + 𝛼𝑘𝑝𝑘, 𝑘 = 𝑘 + 1 và trở lại bước

2

2.2.1.2 Điều kiện tối ưu

Xét hàm mục tiêu 𝑓(𝑥) với x là vector n hướng 𝑥 = [𝑥1, 𝑥2, … , 𝑥𝑛]𝑇

Vector građien của hàm mục tiêu được cho bởi các đạo hàm từng phần tương ứng với các biến độc lập [26]

f x

(2-29)

Trong trường hợp nhiều biến, vector građien trực giao với mặt tiếp tuyến siêu

phẳng của mặt bao của hàm số f

Các đạo hàm cao hơn của các hàm đa biến được định nghĩa như trong trường hợp

một biến Tuy nhiên, trong khi građien của hàm n biến là một vectơ n chiều, đạo hàm bậc hai của một hàm n biến được định nghĩa bởi 2

n đạo hàm riêng (đạo hàm

của n đạo hàm riêng đầu tiên liên hệ với n biến)

được thể hiện trong ma trận vuông đối xứng gọi là ma trận Hess [26]

Nếu f là hàm bậc 2, ma trận Hess của hàm f là hằng số, và hàm f có thể được

biểu diễn như sau [26]

( * ) ( )* ( )* 1 2 ( * )

,2

Với 0  1,  là một đại lượng vô hướng, p là một vector n chiều

Giả sử *

x là điểm mà hàm mục tiêu đạt giá trị nhỏ nhất cục bộ Khi đó, với mọi

vector p đều tồn tại một phần tử hữu hạn  sao cho f x( *+p) ( ) f x* , đây là điều kiện gần như tiên quyết Nếu điều kiện này được thỏa mãn, thì

Với trường hợp hàm đơn biến, chúng ta xem xét số hạng đầu tiên Vì p là một

vector tùy ý và  có thể âm hoặc dương, nên mọi thành phần của vector građien

Để rõ hơn, chúng ta cần xem xét các định nghĩa sau [26]:

• Ma trận 𝐻 ∈ ℝ𝑛×𝑛 là xác định dương nếu 𝑝𝑇𝐻𝑝 > 0 với mọi vector kháckhông 𝑝 ∈ ℝ𝑛 (Nếu 𝐻 = 𝐻𝑇 thì tất cả trị riêng của H đều dương).

• Ma trận 𝐻 ∈ ℝ𝑛×𝑛 là bán xác định dương nếu 𝑝𝑇𝐻𝑝 ≥ 0 với mọi vector

𝑝 ∈ ℝ𝑛 (Nếu 𝐻 = 𝐻𝑇 thì tất cả trị riêng của H là dương hoặc bằng 0).

• Ma trận 𝐻 ∈ ℝ𝑛×𝑛 là xác định nếu tồn tại 𝑝, 𝑞 ∈ ℝ𝑛 sao cho 𝑝𝑇𝐻𝑝 > 0 và

𝑞𝑇𝐻𝑞 < 0 (Nếu 𝐻 = 𝐻𝑇 thì các trị riêng của H không xác định tính âm

-• Ma trận 𝐻 ∈ ℝ𝑛×𝑛 là xác định âm nếu 𝑝𝑇𝐻𝑝 < 0 với mọi vector kháckhông 𝑝 ∈ ℝ𝑛 (Nếu 𝐻 = 𝐻𝑇 thì tất cả trị riêng của H đều âm).

2.2.1.3 Thuật toán vùng tin cậy (Trust region algorithm)

Vùng tin cậy, hay phương pháp bước nhảy thu hẹp là một cách tiếp cận khác để giải quyết các điểm hạn chế của phương pháp Newton, phát sinh từ ma trận Hess không xác định dương hoặc các hàm mục tiêu là hàm phi tuyến bậc cao

Một cách để giải thích những vấn đề này là: chúng phát sinh từ thực tế rằng chúng

ta đang ở bên ngoài vùng mà phương trình xấp xỉ bậc hai còn phù hợp Như vậy chúng ta có thể khắc phục vấn đề này bằng cách hạn chế hàm bậc hai trong một vùng xung quanh 𝑥𝑘 mà ở đó chúng ta có thể tin cậy mô hình bậc hai

Thuật toán vùng tin cậy

Bước 1: Chọn điểm bắt đầu 𝑥0, tham số hội tụ 𝜀𝑔 và kích thước khởi tạo của vùng tin cậy, ℎ0

Bước 2: Tính 𝑔(𝑥𝑘) ≡ 𝛻𝑓(𝑥𝑘) Nếu ‖𝑔(𝑥𝑘)‖ ≤ 𝜀𝑔 thì dừng lại Ngoài ra, tiếp tục.Bước 3: Tính 𝐻(𝑥𝑘) ≡ 𝛻2𝑓(𝑥𝑘) và giải bài toán bậc hai

Bước 7: Đặt 𝑘 = 𝑘 + 1, quay lại bước 2

Giá trị ban đầu của h thường là 1 Các điều kiện dừng tương tự đã được sử dụng

trong các phương pháp građien khác có thể được áp dụng

2.2.2 Hàm Fmincon trong phần mềm Matlab

Hàm fmincon được xây dựng trên nền tảng Matlab, nó được dùng để tìm giá trị nhỏ nhất của hàm đa biến, phi tuyến và bị ràng buộc

Bài toán đặt ra: Tìm giá trị nhỏ nhất của hàm 𝑓(𝑥) thỏa các điều kiện sau

{

𝑐(𝑥) ≤ 0𝑐𝑒𝑞(𝑥) = 0

𝐴 ⋅ 𝑥 ≤ 𝑏𝐴𝑒𝑞 𝑥 = 𝑏𝑒𝑞

𝑙𝑏 ≤ 𝑥 ≤ 𝑢𝑏

(2-34)

Trong đó 𝑏 và 𝑏𝑒𝑞 là các vector, 𝐴 và 𝐴𝑒𝑞 là các ma trận, 𝑐(𝑥) và 𝑐𝑒𝑞(𝑥) là các hàm trả về vector, 𝑓(𝑥) là một hàm trả về một giá trị vô hướng 𝑓(𝑥), 𝑐(𝑥) và 𝑐𝑒𝑞(𝑥) có thể là các hàm phi tuyến

Cấu trúc của hàm như sau

x = fmincon( fun, x0, A, b, Aeq, beq, lb, ub, nonlcon, options )

[x, fval, exitflag, output, lamda, grad, hessian] = fmincon( )

2.2.2.1 Các thông số đầu vào

Bảng 2-1: Bảng các thông số đầu vào

fun Hàm cần tìm giá trị nhỏ nhất fun là một hàm của vector x và trả về

một giá trị vô hướng f, hàm mục tiêu được tính toán tại x fun có thể chấp nhận trường hợp đặc biệt như là một hàm được tạo thủ công từ một file (m.file của matlab)

có thể là hàm được xây dựng thủ công thành m.file hoặc thành hàm nặc danh

problem Objective Hàm mục tiêu

x0 Giá trị ban đầu của x

Aineq Ma trận của các ràng buộc bằng bất phương trình phi tuyến bineq Vector của các ràng buộc bằng bất phương trình phi tuyến Aeq Ma trận của các ràng buộc bằng phương trình phi tuyến beq Vector của các ràng buộc bằng phương trình phi tuyến

lb Vector của các giới hạn dưới

ub Vector của các giới hạn trên

nonlcon Hàm ràng buộc phi tuyến

solver ‘fmincon’

options Các tùy chọn được tạo bằng hàm optimoptions

Trong mục ‘options’, chúng ta có thể tùy chọn thuật toán tối ưu muốn sử dụng, các hiện thị trong không gian làm việc khi chương trình chạy, các đồ thị Trong luận văn này, thuật toán vùng tin cậy (Trust region algorithm) được sử dụng

2.2.2.2 Các thông số đầu ra

Bảng 2-2: Bảng các thông số đầu ra

exitflag Là một số nguyên cho biết lý do thuật toán bị dừng,

grad Građien tại x

hessian Ma trận Hess tại x

lambda Cấu trúc gồm nhiều nhân tử Lagrange của biến x Cụ thể như bên dưới

ineqlin Bất phương trình tuyến tính

eqlin Phương trình tuyến tính

ineqnonlin Bất phương trình phi tuyến

eqnonlin Phương trình phi tuyến

output Cấu trúc bao gồm nhiều thông tin về sự tối ưu hóa Cụ thể như sau

iterations Số vòng lặp đã thực hiện

funcCount Số lượng các định giá của hàm

lssteplength Kích thước của bước nhảy trong dò tìm theo dãy

(line search) có liên quan tới hướng dò tìm constrviolation Giá trị lớn nhất của hàm ràng buộc

Stepsize Độ dài của sự dịch chuyển sau cùng của biến x

algorithm Thuật toán tối ưu được sử dụng

cgiterations Tổng số vòng lặp của phương pháp PCG

firstorderopt Đo lường mức độ tối ưu của đạo hàm cấp một Message Tin nhắn thoát khỏi giải thuật

2.3 Đặc tính của một số thành phần chức năng

2.3.1 Động cơ quadrotor

Để thuận lợi cho việc điều khiển vốn là thế mạnh của quadrotor, động cơ sử dụng cho quadrotor là động cơ điện, gọi là motor, nó chuyển hoá điện năng thành cơ

năng Trên thị trường có nhiều loại động cơ điện, quadrotor dùng động cơ điện

DC không chổi than (brushles DC motor – BLDC) Ưu điểm của loại động cơ này

là không có chổi than nên vận tốc quay cao, điện trở trong thấp, không bị tổn thất công suất khi qua chổi quét nên hiệu suất cũng cao hơn

Cấu tạo của BLDC gồm 2 bộ phận chính là stator có nhiều cuộn dây cảm ứng từ

và rotor có nhiều nam châm vĩnh cửu Stator là bộ phận đứng yên, các cuộn dây của nó tạo ra từ trường quay làm cho rotor quay BLDC được chia làm 2 loại nhỏ là: loại có vỏ ngoài quay và loại có phần lõi quay Motor có phần lõi quay thường cho hệ số tốc độ 𝐾𝑉 (RPM/V) thấp hơn các loại động cơ điện khác, và moment xoắn tạo ra nhiều hơn

Hình 2-5: Cấu tạo của motor điện có chổi quét (trái) và động cơ điện không chổi quét (phải)

[27]

2.3.1.1 Thông số 𝑲𝑽

𝐾𝑉 là hằng số tốc độ không tải của động cơ BLDC, có đơn vị là RPM/V Thông

số này cho ta biết mối quan hệ giữa điện áp và tốc độ quay không tải của động cơ, tương ứng với 1 Volt điện áp cấp cho động cơ thì động cơ sẽ quay với 𝐾𝑉 RPM

Ví dụ khi cấp 1volt cho động cơ 200 𝐾𝑉 thì nó sẽ quay với tốc độ 200 RPM, khi cấp 2 Volt thì nó quay với tốc độ 400 RPM

Đối với trường hợp có tải thì ta có biểu thức sau [28]:

m v