Nghiên Cứu Tiếng Ồn Khí Động Trên Máy Bay Trực Thăng

Tài liệu nghiên cứu Nghiên ứu tiếng ồn khí động trên máy bay trự thăng, tổng hợp lý thuyết và thực hành, cung cấp kiến thức chuyên sâu về .

• Tác giả: Nguyễn Hoàng Sơn
• Người hướng dẫn: PGS. Hoàng Thị Kim Dung
• Trường học: Trường Đại Học Bách Khoa Hà Nội
• Chuyên ngành: Kỹ Thuật Cơ Khí Động Lực
• Đề tài: Nghiên Cứu Tiếng Ồn Khí Động Trên Máy Bay Trực Thăng
• Loại tài liệu: Luận Văn Thạc Sĩ
• Năm xuất bản: 2019
• Địa điểm: Hà Nội

Mục lục chi tiết

• LỜI CAM ĐOAN
• LỜI CẢM ƠN
• 1. CHƯƠNG 1: TỔNG QUAN VỀ MÁY BAY TRỰC THĂNG VÀ MÁY BAY TRỰC THĂNG KHÔNG NGƯỜI LÁI
• 1.1. Giới thiệu chung
• 1.2. Cấu tạo chung của máy bay trực thăng
• 1.3. Cơ chế hoạt động của máy bay trực thăng
• 1.4. Sơ lược về máy bay trực thăng không người lái
• 1.4.1. Ưu nhược điểm của máy bay không người lái
• 1.4.2. Một số mẫu UAV trực thăng phun thuốc trừ sâu trên thế giới
• 1.5. Giới thiệu UAV trực thăng phun thuốc trừ sâu của nhóm nghiên cứu
• 2. CHƯƠNG 2: CƠ SỞ LÝ THUYẾT XÁC ĐỊNH TIẾNG ỒN KHÍ ĐỘNG
• 2.1. Các đại lượng đặc trưng của âm thanh
• 2.1.1. Bước sóng, chu kỳ dao động, và vận tốc âm
• 2.1.2. Độ cao của âm, âm sắc của âm
• 2.1.3. Áp suất âm, mức áp suất âm
• 2.1.4. Cường độ âm, mức cường độ âm
• 2.1.5. Sự truyền âm
• 2.1.6. Phạm vi âm nghe thấy của con người
• 2.2. Định nghĩa tiếng ồn
• 2.3. Phân loại tiếng ồn
• 2.4. Tác hại của tiếng ồn
• 2.5. Tiếng ồn có nguồn gốc khí động
• 2.5.1. Tính toán tiếng ồn có nguồn gốc khí động
• 2.5.2. Tiếng ồn trên máy bay trực thăng
• 3. CHƯƠNG 3: MÔ PHỎNG VÀ ĐÁNH GIÁ KẾT QUẢ
• 3.1. Cơ sở lý thuyết tính toán
• 3.2. Mô phỏng khí động cánh máy bay trực thăng
• 3.2.1. Xây dựng mô hình hình học
• 3.2.2. Chia lưới mô hình
• 3.2.3. Thiết lập các điều kiện biên
• 3.2.4. Phân tích và tính toán kết quả
• 3.3. Mô phỏng âm học cánh máy bay trực thăng
• 3.3.1. Phương pháp các mô hình nguồn trên dải tần số rộng
• 3.3.2. Các bước thiết lập trong Ansys Fluent
• 3.3.3. Kết quả mô phỏng với cánh máy bay trực thăng
• 3.4. Nghiên cứu sự thay đổi biên dạng cánh chong chóng mang tới đặc tính khí động và âm học của nó
• 3.4.1. Các đặc điểm chung
• 3.4.2. Các đặc trưng hình học
• 3.4.2.1. Đường kính của CCM
• 3.4.2.2. Hình dạng cánh trên mặt bằng
• 3.4.2.3. Profil của cánh
• 3.4.2.4. Góc đặt của phân tố cánh
• 3.4.2.5. Độ xoắn hình học của cánh
• 3.4.2.7. Diện tích quét của CCM
• 3.4.2.8. Phụ tải riêng trên diện tích quét
• 3.4.2.9. Hệ số điền đầy
• 3.4.3. Mô phỏng đặc tính chong chóng mang với các biên dạng khác nhau
• TÀI LIỆU THAM KHẢO

Tóm tắt

I. Tổng Quan Về Tiếng Ồn Khí Động Máy Bay Trực Thăng MBTT

Lịch sử phát triển máy bay trực thăng (MBTT) gắn liền với lịch sử hàng không. Ý tưởng về MBTT thậm chí ra đời trước cả máy bay cánh bằng. Leonardo Da Vinci đã có bản vẽ thiết bị bay theo nguyên tắc trực thăng từ thế kỷ XV. Tuy nhiên, ý tưởng chỉ thành hiện thực vào cuối thế kỷ XIX khi có động cơ nhiệt. Nhiều nhà kỹ thuật hàng không đã thử nghiệm các mô hình MBTT. Louis và Jacque Breguet (Pháp) chế tạo mô hình bay lên được năm 1907, nhưng không điều khiển được. Igor Ivanovich Sikorsky (Nga) thí nghiệm trực thăng đầu tiên năm 1908. Paul Cornu (Pháp) bay lên được bằng trực thăng tự chế năm 1907, nhưng rất khó điều khiển. Những nghiên cứu ban đầu này đặt nền móng cho sự phát triển của MBTT hiện đại. Việc nghiên cứu tiếng ồn khí động của MBTT là một phần quan trọng trong quá trình phát triển này, nhằm giảm thiểu tác động tiêu cực đến môi trường và sức khỏe con người.

1.1. Lịch Sử Phát Triển Máy Bay Trực Thăng Từ Da Vinci Đến Hiện Đại

Từ bản vẽ sơ khai của Da Vinci đến những thử nghiệm đầu tiên vào cuối thế kỷ XIX, sự phát triển của MBTT trải qua nhiều giai đoạn. Các nhà phát minh như Breguet, Sikorsky, và Cornu đóng vai trò quan trọng trong việc hiện thực hóa ý tưởng về một phương tiện bay thẳng đứng. Việc nghiên cứu và giải quyết các vấn đề kỹ thuật, bao gồm cả tiếng ồn khí động, là yếu tố then chốt để MBTT trở thành một phương tiện giao thông và công cụ hữu ích trong nhiều lĩnh vực.

1.2. Cấu Tạo Chung Của Máy Bay Trực Thăng Các Bộ Phận Cơ Bản

MBTT bao gồm các bộ phận chính: chong chóng mang (CCM), thân máy bay, càng, chong chóng lái (CCL), động cơ và hệ thống truyền động. Chong chóng mang tạo lực nâng và lực đẩy, chong chóng lái đảm bảo cân bằng và điều khiển hướng bay. Động cơ cung cấp năng lượng cho cả hai. Tất cả các bộ phận này phối hợp hoạt động để MBTT có thể cất cánh, hạ cánh thẳng đứng, bay lơ lửng và di chuyển linh hoạt. Việc tối ưu hóa thiết kế các bộ phận này, đặc biệt là chong chóng mang và chong chóng lái, có thể giúp giảm tiếng ồn khí động.

II. Vấn Đề Tiếng Ồn Khí Động MBTT Thách Thức và Tác Hại

Tiếng ồn khí động là một vấn đề lớn đối với máy bay trực thăng, đặc biệt là trong các ứng dụng dân sự và quân sự. Tiếng ồn này gây khó chịu cho người dân sống gần khu vực hoạt động của MBTT, ảnh hưởng đến sức khỏe và chất lượng cuộc sống. Trong quân sự, tiếng ồn có thể làm lộ vị trí của MBTT, gây nguy hiểm cho phi hành đoàn. Do đó, việc nghiên cứu và giảm thiểu tiếng ồn khí động là một thách thức quan trọng. Nghiên cứu này tập trung vào nguồn gốc tiếng ồn từ chong chóng lái.

2.1. Nguồn Gốc Tiếng Ồn Khí Động Trên Máy Bay Trực Thăng Tổng Quan

Tiếng ồn MBTT phát sinh từ nhiều nguồn, bao gồm động cơ, hộp số và đặc biệt là chong chóng mang và chong chóng lái. Tiếng ồn khí động do chong chóng mang tạo ra là do sự tương tác giữa cánh quạt và không khí, tạo ra áp suất dao động và xoáy. Tiếng ồn khí động do chong chóng lái tạo ra cũng tương tự, nhưng thường có tần số cao hơn. Các yếu tố ảnh hưởng đến tiếng ồn bao gồm tốc độ quay, hình dạng cánh quạt và điều kiện khí quyển. Nghiên cứu tập trung vào nguyên nhân tiếng ồn phát ra từ trường áp suất biến đổi quanh bề mặt chong chóng lái.

2.2. Tác Hại Của Tiếng Ồn Khí Động Ảnh Hưởng Đến Sức Khỏe và Môi Trường

Tiếng ồn lớn và liên tục có thể gây ra nhiều tác hại đến sức khỏe, bao gồm mất ngủ, căng thẳng, suy giảm thính lực và các bệnh tim mạch. Ngoài ra, tiếng ồn còn ảnh hưởng đến môi trường, làm gián đoạn sinh hoạt của động vật hoang dã và làm giảm giá trị bất động sản. Việc giảm thiểu tiếng ồn MBTT là cần thiết để bảo vệ sức khỏe con người và bảo vệ môi trường.

III. Phương Pháp Mô Phỏng Âm Học Phân Tích Tiếng Ồn MBTT Hiệu Quả

Để nghiên cứu tiếng ồn khí động MBTT, phương pháp mô phỏng âm học là một công cụ hiệu quả. Mô phỏng cho phép các nhà nghiên cứu phân tích chi tiết các nguồn gây ồn và dự đoán mức độ tiếng ồn trong các điều kiện hoạt động khác nhau. Các phần mềm mô phỏng hiện đại có thể tích hợp các mô hình khí động học và âm học, cho phép đánh giá toàn diện hiệu quả của các giải pháp giảm ồn. Luận văn này sử dụng Ansys Fluent để mô phỏng âm học chong chóng lái.

3.1. Cơ Sở Lý Thuyết Tính Toán Khí Động Học và Âm Học Kết Hợp

Mô phỏng âm học dựa trên các nguyên tắc cơ bản của khí động học và âm học. Đầu tiên, cần tính toán dòng khí quanh cánh quạt để xác định phân bố áp suất và vận tốc. Sau đó, sử dụng các phương trình âm học để tính toán sự lan truyền của âm thanh từ nguồn đến các điểm quan sát. Các mô hình rối (turbulence models) như k-omega SST được sử dụng để mô phỏng dòng khí rối. Việc chuyển đổi từ áp suất khí động sang áp suất âm cần được thực hiện chính xác để đảm bảo kết quả mô phỏng đáng tin cậy.

3.2. Quy Trình Mô Phỏng Âm Học Xây Dựng Mô Hình và Thiết Lập Thông Số

Quy trình mô phỏng âm học bao gồm các bước: xây dựng mô hình hình học của cánh quạt, chia lưới mô hình, thiết lập các điều kiện biên (vận tốc, áp suất), giải các phương trình khí động học và âm học, và phân tích kết quả. Việc chọn lưới phù hợp (orthogonal quality) và các thông số mô phỏng có ảnh hưởng lớn đến độ chính xác của kết quả. Ansys Fluent cung cấp nhiều công cụ để hỗ trợ quá trình mô phỏng, bao gồm các mô hình nguồn trên dải tần số rộng (Broadband Noise Source Models) và phương pháp tương tự âm học (Acoustic Analogy).

IV. Kết Quả Mô Phỏng và Đánh Giá Tiếng Ồn Cánh MBTT Chi Tiết

Kết quả mô phỏng cho thấy phân bố áp suất trên cánh quạt không đồng đều, tạo ra các vùng áp suất cao và thấp. Sự thay đổi áp suất này là nguyên nhân chính gây ra tiếng ồn khí động. Mô phỏng cũng cho thấy sự hình thành xoáy ở đầu cánh, góp phần làm tăng tiếng ồn. Việc phân tích quang phổ tiếng ồn cho phép xác định các tần số gây ồn chủ yếu. Các kết quả này cung cấp thông tin quan trọng để thiết kế cánh quạt giảm ồn.

4.1. Phân Bố Áp Suất và Vận Tốc Ảnh Hưởng Đến Tiếng Ồn Khí Động

Phân bố áp suất trên cánh quạt là yếu tố quyết định đến tiếng ồn khí động. Vùng áp suất cao tạo ra lực đẩy, trong khi vùng áp suất thấp tạo ra lực hút. Sự thay đổi áp suất đột ngột tạo ra sóng âm. Vận tốc dòng khí quanh cánh quạt cũng ảnh hưởng đến tiếng ồn. Vận tốc cao tạo ra nhiều xoáy hơn, làm tăng tiếng ồn. Mô phỏng cho phép quan sát chi tiết phân bố áp suất và vận tốc để hiểu rõ cơ chế phát sinh tiếng ồn.

4.2. Quang Phổ Tiếng Ồn Xác Định Tần Số Gây Ồn Chủ Yếu

Phân tích quang phổ tiếng ồn cho phép xác định các tần số gây ồn chủ yếu. Thông thường, tiếng ồn MBTT có nhiều thành phần tần số, nhưng có một số tần số nổi bật hơn. Các tần số này thường liên quan đến tốc độ quay của cánh quạt và các đặc tính khí động học của cánh quạt. Việc giảm thiểu các tần số gây ồn chủ yếu có thể làm giảm đáng kể tổng mức ồn.

V. Nghiên Cứu Thay Đổi Biên Dạng Cánh Tối Ưu Tiếng Ồn và Khí Động Học

Hình dạng cánh quạt có ảnh hưởng lớn đến cả đặc tính khí động học và âm học. Nghiên cứu này khảo sát sự thay đổi biên dạng cánh chong chóng mang và tác động của nó đến đặc tính khí động và âm học. Các thông số như đường kính cánh, hình dạng cánh trên mặt bằng, profil cánh, góc đặt cánh và độ xoắn cánh được xem xét. Mục tiêu là tìm ra biên dạng cánh tối ưu, cân bằng giữa hiệu suất khí động và tiếng ồn thấp.

5.1. Các Thông Số Hình Học Cánh Ảnh Hưởng Đến Hiệu Suất và Tiếng Ồn

Các thông số hình học cánh như đường kính, hình dạng mặt bằng, profil cánh, góc đặt và độ xoắn có ảnh hưởng lớn đến hiệu suất khí động học và tiếng ồn. Ví dụ, cánh có profil khí động tốt sẽ tạo ra lực nâng lớn hơn với cùng một mức cản, giúp tăng hiệu suất. Độ xoắn cánh giúp phân bố lực nâng đều hơn trên toàn bộ chiều dài cánh, giảm thiểu xoáy đầu cánh và tiếng ồn. Việc tối ưu hóa các thông số này là một bài toán phức tạp, đòi hỏi sự kết hợp giữa kiến thức lý thuyết và kinh nghiệm thực tế.

5.2. Kết Quả Mô Phỏng Với Các Biên Dạng Khác Nhau Đánh Giá và So Sánh

Mô phỏng được thực hiện với các biên dạng cánh khác nhau để đánh giá và so sánh hiệu suất khí động học và tiếng ồn. Kết quả cho thấy có sự khác biệt đáng kể giữa các biên dạng. Một số biên dạng tạo ra lực nâng lớn hơn, nhưng cũng gây ra nhiều tiếng ồn hơn. Một số biên dạng khác có hiệu suất thấp hơn, nhưng lại êm hơn. Việc lựa chọn biên dạng cánh tối ưu phụ thuộc vào yêu cầu cụ thể của ứng dụng.

VI. Kết Luận và Hướng Phát Triển Giảm Tiếng Ồn MBTT Tương Lai

Luận văn đã trình bày một nghiên cứu về tiếng ồn khí động MBTT, tập trung vào mô phỏng âm học và ảnh hưởng của biên dạng cánh. Kết quả mô phỏng cung cấp thông tin hữu ích để thiết kế cánh quạt giảm ồn. Trong tương lai, cần có thêm nhiều nghiên cứu thực nghiệm để xác thực kết quả mô phỏng và phát triển các giải pháp giảm ồn hiệu quả hơn. Nghiên cứu âm học cho chong chóng lái của máy bay trực thăng có thể giúp người đọc tiếp cận cũng như có cái nhìn tổng quan nhất về âm học khí động cánh quay.

6.1. Tóm Tắt Kết Quả Nghiên Cứu Đóng Góp và Hạn Chế

Nghiên cứu này đã đóng góp vào việc hiểu rõ hơn cơ chế phát sinh tiếng ồn khí động MBTT và ảnh hưởng của biên dạng cánh. Tuy nhiên, nghiên cứu vẫn còn một số hạn chế, chủ yếu là do thiếu điều kiện thực nghiệm. Trong tương lai, cần có thêm nhiều nghiên cứu thực nghiệm để xác thực kết quả mô phỏng và phát triển các giải pháp giảm ồn hiệu quả hơn.

6.2. Hướng Nghiên Cứu Tiếp Theo Thực Nghiệm và Giải Pháp Giảm Ồn

Các hướng nghiên cứu tiếp theo bao gồm: thực hiện các thí nghiệm đo tiếng ồn trên MBTT thực tế, phát triển các mô hình mô phỏng chính xác hơn, nghiên cứu các vật liệu hấp thụ âm thanh để giảm tiếng ồn, và thiết kế các hệ thống điều khiển cánh chủ động để giảm tiếng ồn. Mục tiêu cuối cùng là giảm thiểu tiếng ồn MBTT để bảo vệ sức khỏe con người và bảo vệ môi trường.

Nội dung chính

Tổng quan nghiên cứu

Tiếng ồn khí động trên máy bay trực thăng là một vấn đề kỹ thuật quan trọng, ảnh hưởng đến hiệu suất hoạt động và môi trường xung quanh. Theo báo cáo của ngành hàng không, mức áp suất âm của tiếng ồn máy bay trực thăng có thể lên tới 120 dB, vượt xa ngưỡng chịu đựng của con người trong thời gian dài. Đặc biệt, với sự phát triển nhanh chóng của máy bay trực thăng không người lái (UAV) phục vụ trong nông nghiệp, như UAV trực thăng phun thuốc trừ sâu, tiếng ồn khí động trở thành thách thức cần giải quyết để đảm bảo an toàn và giảm thiểu ô nhiễm tiếng ồn.

Luận văn tập trung nghiên cứu tiếng ồn khí động trên máy bay trực thăng, đặc biệt là UAV trực thăng phun thuốc trừ sâu do nhóm nghiên cứu tại Trường Đại học Bách Khoa Hà Nội phát triển. Mục tiêu chính là xác định nguyên nhân gây ra tiếng ồn khí động, xây dựng mô hình mô phỏng tiếng ồn dựa trên các thông số hình học và vận hành của cánh quay, từ đó đề xuất giải pháp giảm thiểu tiếng ồn. Phạm vi nghiên cứu tập trung vào mô phỏng tiếng ồn khí động của chong chóng lái và chong chóng mang trong điều kiện vận tốc quay khoảng 700 vòng/phút, phù hợp với đặc tính hoạt động thực tế của UAV.

Nghiên cứu có ý nghĩa quan trọng trong việc nâng cao hiệu quả thiết kế máy bay trực thăng không người lái, giảm thiểu tác động tiếng ồn đến môi trường và sức khỏe con người, đồng thời góp phần phát triển công nghệ mô phỏng âm học khí động trong lĩnh vực kỹ thuật cơ khí động lực.

Cơ sở lý thuyết và phương pháp nghiên cứu

Khung lý thuyết áp dụng

Luận văn dựa trên các lý thuyết âm học khí động học và mô hình toán học về dòng chảy rối để phân tích tiếng ồn khí động trên máy bay trực thăng. Hai lý thuyết chính được áp dụng gồm:

• Lý thuyết Lighthill (1952): Phương trình sóng Lighthill mô tả sự hình thành và lan truyền sóng âm do các dao động rối trong dòng khí. Phương trình này cho phép xác định các nguồn phát âm do dòng chảy rối và tương tác với bề mặt vật thể.

• Mô hình Ffwocs-Williams and Hawkings: Mở rộng lý thuyết Lighthill, mô hình này tính toán tiếng ồn phát sinh từ bề mặt vật thể chuyển động trong chất lưu, bao gồm các thành phần do áp suất và vận tốc bề mặt.

Các khái niệm chuyên ngành quan trọng bao gồm:

• Áp suất âm (Sound Pressure, SPL): Đại lượng đo áp suất dao động do sóng âm gây ra, đơn vị là Pascal (Pa) hoặc decibel (dB).

• Cường độ âm (Sound Intensity): Năng lượng âm truyền qua một đơn vị diện tích trong một đơn vị thời gian, đơn vị W/m².

• Tiếng ồn khí động (Aerodynamic Noise): Tiếng ồn phát sinh do chuyển động không ổn định của khí và tương tác với bề mặt vật thể, đặc biệt là các cánh quay của máy bay trực thăng.

• Mô hình rối k-ω SST: Mô hình tính toán dòng chảy rối kết hợp ưu điểm của mô hình k-ε và k-ω, giúp mô phỏng chính xác dòng khí quanh cánh quay.

Phương pháp nghiên cứu

Nghiên cứu sử dụng phương pháp mô phỏng số dựa trên phần mềm Ansys Fluent để phân tích khí động học và âm học của cánh máy bay trực thăng. Cỡ mẫu nghiên cứu là mô hình cánh Profil NACA 0015 với chiều dài dây cung 130 mm và sải cánh 3.5 m, mô phỏng trong miền không gian kích thước 28 m x 21 m x 21 m.

Phương pháp chọn mẫu là mô phỏng CFD (Computational Fluid Dynamics) với mô hình rối k-ω SST, phù hợp để mô phỏng dòng chảy rối quanh cánh quay. Lưới tính toán được chia thành gần 1 triệu phần tử với chất lượng Orthogonal Quality đạt khoảng 0.63, đảm bảo độ chính xác và hội tụ của bài toán.

Timeline nghiên cứu kéo dài trong năm 2019, bao gồm các bước: xây dựng mô hình hình học, chia lưới, thiết lập điều kiện biên, chạy mô phỏng khí động và âm học, phân tích kết quả và đánh giá mức độ tiếng ồn tại các điểm thu nhận âm thanh.

Kết quả nghiên cứu và thảo luận

Những phát hiện chính

1. Mức áp suất âm tại các điểm thu nhận: Mô phỏng cho thấy mức áp suất âm tại điểm gần cánh quay đạt khoảng 85 dB khi rotor quay ở 700 vòng/phút, cao hơn mức tiếng ồn nền khoảng 30 dB. Mức áp suất âm giảm dần theo khoảng cách, với điểm cách rotor 10 m còn khoảng 60 dB.

2. Ảnh hưởng của biên dạng cánh đến tiếng ồn: So sánh ba biên dạng cánh khác nhau cho thấy biên dạng cánh có độ xoắn hình học thấp hơn giúp giảm mức cường độ âm trung bình khoảng 5-7% so với biên dạng chuẩn.

3. Phân bố áp suất và dòng chảy: Trường áp suất tĩnh và vận tốc dòng khí quanh cánh cho thấy sự xuất hiện của các xoáy đầu cánh, là nguyên nhân chính gây ra tiếng ồn BVI (Blade-Vortex Interaction). Mức cường độ âm tại các vị trí tương tác xoáy đầu cánh tăng lên đến 90 dB.

4. Hiệu quả mô hình rối k-ω SST: Mô hình rối này cho kết quả phù hợp với các dữ liệu thực nghiệm, giúp mô phỏng chính xác các đặc tính dòng chảy rối và tiếng ồn khí động phát sinh.

Thảo luận kết quả

Nguyên nhân chính gây ra tiếng ồn khí động trên máy bay trực thăng là do sự tương tác giữa dòng khí rối và bề mặt cánh quay, đặc biệt là hiện tượng BVI. Mức áp suất âm cao tại các điểm gần cánh quay phản ánh sự tập trung năng lượng âm do các xoáy đầu cánh. Kết quả mô phỏng phù hợp với các nghiên cứu quốc tế về tiếng ồn khí động trên trực thăng, đồng thời cung cấp dữ liệu cụ thể cho UAV trực thăng phun thuốc trừ sâu.

Việc thay đổi biên dạng cánh và góc xoắn hình học có thể giảm thiểu tiếng ồn, tuy nhiên cần cân nhắc ảnh hưởng đến lực nâng và hiệu suất bay. Mô hình rối k-ω SST được đánh giá là phù hợp cho các bài toán khí động học phức tạp của cánh quay, giúp tiết kiệm thời gian và chi phí so với thực nghiệm.

Dữ liệu có thể được trình bày qua biểu đồ phân bố mức áp suất âm theo trục X, Y, Z và bảng so sánh mức cường độ âm giữa các biên dạng cánh, giúp trực quan hóa hiệu quả các giải pháp thiết kế.

Đề xuất và khuyến nghị

1. Tối ưu hóa biên dạng cánh: Thiết kế cánh với độ xoắn hình học và profil phù hợp để giảm thiểu hiện tượng BVI, từ đó giảm mức tiếng ồn khí động. Chủ thể thực hiện: nhóm thiết kế UAV, thời gian: 6-12 tháng.

2. Ứng dụng vật liệu hấp thụ âm: Sử dụng vật liệu cách âm hoặc phủ lớp hấp thụ trên bề mặt cánh và chong chóng lái để giảm truyền âm. Chủ thể thực hiện: nhà sản xuất vật liệu và nhóm kỹ thuật, thời gian: 12 tháng.

3. Cải tiến mô hình mô phỏng: Phát triển mô hình CFD kết hợp LES (Large Eddy Simulation) để mô phỏng chính xác hơn các xoáy lớn và tiếng ồn broadband. Chủ thể thực hiện: nhóm nghiên cứu, thời gian: 12-18 tháng.

4. Thử nghiệm thực tế và đo đạc: Thiết lập hệ thống đo tiếng ồn thực tế tại các điểm xung quanh UAV trong quá trình bay để xác thực mô hình và điều chỉnh thiết kế. Chủ thể thực hiện: phòng thí nghiệm và nhóm vận hành UAV, thời gian: 6 tháng.

Đối tượng nên tham khảo luận văn

1. Nhà thiết kế và kỹ sư UAV: Nắm bắt kiến thức về tiếng ồn khí động và mô phỏng âm học để cải tiến thiết kế máy bay trực thăng không người lái, nâng cao hiệu suất và giảm ô nhiễm tiếng ồn.

2. Nhà nghiên cứu âm học khí động: Sử dụng luận văn làm tài liệu tham khảo về phương pháp mô phỏng tiếng ồn khí động, đặc biệt trong lĩnh vực cánh quay và UAV.

3. Cơ quan quản lý môi trường và hàng không: Đánh giá tác động tiếng ồn của UAV trực thăng trong nông nghiệp và đề xuất các quy định về mức tiếng ồn cho phép.

4. Doanh nghiệp sản xuất UAV và vật liệu cách âm: Áp dụng kết quả nghiên cứu để phát triển sản phẩm UAV thân thiện môi trường và vật liệu giảm tiếng ồn hiệu quả.

Câu hỏi thường gặp

1. Tiếng ồn khí động là gì và tại sao nó quan trọng với máy bay trực thăng?
   Tiếng ồn khí động là âm thanh phát sinh do chuyển động không ổn định của khí và tương tác với bề mặt cánh quay. Nó ảnh hưởng đến hiệu suất bay và gây ô nhiễm tiếng ồn, đặc biệt với UAV hoạt động gần khu dân cư.

2. Phương pháp mô phỏng nào được sử dụng trong nghiên cứu?
   Nghiên cứu sử dụng phần mềm Ansys Fluent với mô hình rối k-ω SST để mô phỏng dòng chảy rối và tiếng ồn khí động quanh cánh máy bay trực thăng.

3. Các yếu tố nào ảnh hưởng đến mức tiếng ồn khí động?
   Biên dạng cánh, vận tốc quay rotor, hiện tượng BVI và đặc tính dòng chảy rối là các yếu tố chính ảnh hưởng đến mức tiếng ồn khí động.

4. Làm thế nào để giảm tiếng ồn khí động trên UAV trực thăng?
   Có thể giảm tiếng ồn bằng cách tối ưu hóa thiết kế cánh, sử dụng vật liệu hấp thụ âm, cải tiến mô hình mô phỏng và thử nghiệm thực tế để điều chỉnh thiết kế.

5. Nghiên cứu này có thể áp dụng cho các loại máy bay khác không?
   Phương pháp và kết quả nghiên cứu có thể áp dụng cho các loại máy bay có cánh quay khác, giúp cải thiện thiết kế và giảm tiếng ồn khí động trong nhiều lĩnh vực hàng không.

Kết luận

• Luận văn đã xây dựng thành công mô hình mô phỏng tiếng ồn khí động trên máy bay trực thăng, đặc biệt là UAV phun thuốc trừ sâu, với mức áp suất âm tại điểm gần cánh quay đạt khoảng 85 dB.
• Phân tích chi tiết các nguồn phát tiếng ồn, trong đó hiện tượng BVI là nguyên nhân chính gây ra tiếng ồn cao.
• Mô hình rối k-ω SST được áp dụng hiệu quả trong mô phỏng dòng chảy rối và tiếng ồn khí động, phù hợp với điều kiện vận hành thực tế.
• Đề xuất các giải pháp thiết kế và kỹ thuật nhằm giảm thiểu tiếng ồn, góp phần nâng cao hiệu quả và thân thiện môi trường cho UAV trực thăng.
• Các bước tiếp theo bao gồm thử nghiệm thực tế, phát triển mô hình mô phỏng nâng cao và ứng dụng vật liệu giảm tiếng ồn, nhằm hoàn thiện công nghệ và mở rộng ứng dụng trong ngành hàng không.

Quý độc giả và các nhà nghiên cứu được khuyến khích tiếp tục phát triển và ứng dụng các kết quả nghiên cứu này để nâng cao chất lượng và hiệu quả của các hệ thống máy bay trực thăng không người lái trong tương lai.

Trích đoạn nội dung tài liệu

Chương 1 - TỔNG QUAN VỀ MÁY BAY TRỰC THĂNG VÀ MÁY BAY TRỰC THĂNG KHÔNG NGƯỜI LÁI 1.1 Giới thiệu chung Lịch sử phát triển MBTT gắn liền với lịch sử phát triển hàng không và lịch sử máy bay có cánh cố định. Ý tưởng về MBTT còn ra đời trước cả ý tưởng máy bay cánh bằng. Ngày nay, khi nghiên cứu di sản của họa sỹ vĩ đại người Ý Leonardo Da Vinci – thế kỉ XV, người ta đã tìm thấy bản vẽ của một thiết bị bay theo nguyên tắc của trực thăng ngày nay, nó có cánh quạt ngang quay bằng dây chun vặn lại. Nhưng cũng giống như máy bay có cánh cố định, các ý tưởng bay của trực thăng chỉ có ý nghĩa hiện thực ở cuối thế kỷ XIX khi con người đã có động cơ nhiệt là nguồn năng lượng để bay.

1 Hình ảnh máy bay trực thăng Song hành cùng các nhà tiên phong của máy bay cánh cố định ngay từ thế kỷ 19 một loạt nhà kỹ thuật hàng không như Jan Bahyl, Oszkár Asbóth, Louis Breguet, Paul Cornu, Emile Berliner, Ogneslav Kostovic Stepanovic và Igor Ivanovich Sikorsky đã đưa ra thử nghiệm các mô hình máy bay trực thăng. Ngày 24 tháng 8 năm 1907 lần đầu tiên mô hình trực thăng bay lên được, nó do anh em Louis và Jacque Breguet người 7 Pháp chế tạo dưới sự cố vấn kỹ thuật của giáo sư Charles Richet. Mô hình này hoàn toàn không thể điều khiển nổi và không thể chở nổi người, chỉ có thể bay lên được 50 cm. Tại nước Nga Igor Ivanovich Sikorsky sau này trở thành nhà tiên phong trực thăng và nhà công nghiệp sản xuất trực thăng nổi tiếng thế giới đã thí nghiệm trực thăng đầu tiên của mình vào năm 1908.

Người đầu tiên "bay" lên được bằng trực thăng là nhà sáng chế người Pháp nhà sản xuất xe đạp Paul Cornu. Ngày 13 tháng 11 năm 1907 ông này tự chế trực thăng của mình, tự lái và bay lên được 50 cm và ngồi trên không khí được 20 giây. Trực thăng đầu tiên này rất khó, gần như không điều khiển nổi.2 Cấu tạo chung của máy bay trực thăng Hình 1. 2: Các bộ phận chính của máy bay trực thăng Chong chóng mang (CCM): được truyền chuyển động từ động cơ Thân máy bay: dùng để bố trí phi hành đoàn, hành khách, các trang thiết bị và hàng hóa.

Càng: để đỗ hoặc di chuyển trên mặt đất. 8 Chong chóng lái (CCL): đảm bảo sự cân bằng trên đường bay và điều khiển đường bay của máy bay. Động cơ: để truyền chuyển động cho chong chóng mang, chong chóng lái và các trang thiết bị khác. Hệ thống truyền động: để truyền mômen xoắn từ động cơ tới chong chóng mang và chong chóng lái.

Tất cả các bộ phận của MBTT được bắt chặt với thân hoặc bố trí trong thân 1.3 Cơ chế hoạt động của máy bay trực thăng Về mặt phân loại, máy bay trực thăng là khí cụ bay nặng hơn không khí, bay được nhờ lực nâng khí động học (lực nâng Zhukovsky) được tạo bởi chong chóng mang nằm ngang. Cũng như đối với máy bay thông thường, lực nâng khí động học được tạo thành khi có chuyển động tương đối của cánh nâng đối với không khí, nhưng khác với máy bay thông thường là cánh nâng gắn cố định với thân máy bay, trực thăng có cánh nâng là loại cánh quạt quay ngang hay còn gọi là chong chóng mang (thường có từ 2 đến 6 cánh quay trong mặt phẳng nằm ngang tùy thuộc vào đặc tính của máy bay trực thăng). Với đặc điểm của chong chóng mang như vậy, khi chong chóng mang quay vẫn bảo đảm được sự chuyển động tương đối của không khí đối với chong chóng mang và tạo lực nâng khí động học trong khi bản thân máy bay không cần chuyển động. Vì vậy máy bay trực thăng có thể bay đứng treo một chỗ và thậm chí bay lùi[4].

3: Các lực tác dụng lên profil cánh Trong đó: Weight: Trọng lượng của máy bay trực thăng (N) Lift: Lực nâng khí động học (N) Drag: Lực cản khí động học (N) Thrust: Lực đẩy tạo bởi động cơ (N) Khi không khí chảy qua cánh, theo nguyên lí Bernuli tại mặt dưới sẽ có áp suất cao hơn so với mặt trên và hệ quả là sẽ xuất hiện một lực tác động từ dưới lên vuông góc với cánh. Lực nâng đó có độ lớn bằng tổng diện tích các cánh nhân với chênh lệch áp suất hai mặt. Độ chênh lệch áp suất phụ thuộc vào hình dạng thiết diện cánh tức là phụ thuộc vào hình dạng khí động của cánh, góc tấn – góc chảy của không khí tương đối với vật khí động, và vận tốc dòng chảy (đồng nghĩa với vận tốc quay của cánh quạt). Như vậy khi chong chóng mang đạt đến vận tốc quay nào đó thì chênh lệch áp suất (đồng nghĩa với lực nâng) sẽ đủ để thắng trọng lực và trực thăng có thể bay lên được.

Chong chóng mang của máy bay trực thăng là một hoặc vài bộ cánh quạt quay ngang. Khi chong chóng mang quay nó tạo sự chuyển động tương đối của chong chóng mang và không khí và tạo lực nâng. Như vậy đối với máy bay có cánh cố định thì chuyển động tương đối của cánh nâng đối với không khí là chuyển động của chính máy bay, nên lực nâng chỉ có khi máy bay có đủ vận tốc, mất vận tốc sẽ mất lực nâng nên máy bay cánh cố định không thể bay đứng một chỗ. Trực thăng cũng theo nguyên tắc lực 10 nâng khí động học nhưng các cánh quay là cánh quạt ngang quay xung quanh trục nên vẫn đảm bảo chuyển động tương đối với không khí và có lực nâng khi trực thăng vẫn đứng yên, nên trực thăng có thể bay đứng một chỗ thậm chí bay lùi.

Chính vì sự khác nhau khi tạo lực nâng như vậy dẫn đến sự khác nhau về sử dụng công suất của trực thăng và máy bay cánh cố định: Đối với trực thăng gần như toàn bộ công suất động cơ máy bay là để tạo lực nâng chỉ một phần rất nhỏ để tạo lực đẩy ngang. Trong khi đó phần lớn công suất của máy bay cánh cố định là để tạo lực đẩy ngang chỉ có một phần nhỏ để tạo lực nâng một cách gián tiếp. Chính vì vậy nếu có cùng công suất máy thì máy bay trực thăng chở được nặng hơn nhiều máy bay có cánh cố định, nhưng vận tốc thì kém xa. Đây là điểm khác nhau rất lớn của hai loại máy bay này về khía cạnh công suất và tính năng.

Nguyên lý điều khiển bay và tính ổn định Điều khiển bay của máy bay trực thăng là rất phức tạp, phức tạp hơn nhiều so với máy bay cánh cố định. Tất cả các loại máy bay trực thăng đều có nguyên lý điều khiển chung như sau: Hình 1. 4: Máy bay trực thăng khi làm việc Để thay đổi lực nâng của toàn bộ đĩa của chong chóng mang nói chung thì thông qua hai cách hoặc đồng thời thay đổi góc tấn chung của tất cả các cánh (góc tấn của lá cánh quạt còn gọi là bước lá cánh quạt) của đĩa cánh quạt và điều này làm thay đổi lực nâng mà không cần tăng giảm số vòng quay của cánh quạt. Cách thứ hai là giữ nguyên góc tấn chung của đĩa cánh quạt nâng nhưng thay đổi công suất động cơ làm thay đổi 11 vận tốc vòng quay và sẽ làm thay đổi lực nâng.

Thường thì để tăng giảm lực nâng phi công phải thành tục điều khiển thông qua cả hai cách thức này. Để thay đổi góc tấn đồng đều chung cho mọi cánh, người ta điều khiển bằng cần điều khiển gọi chung theo thuật ngữ tiếng Anh là cần collective (tên đầy đủ là collective pitch control lever nghĩa là điều khiển chung cho tất cả các cánh hay điều khiển tập trung bước lá). Bộ phận điều khiển để thay đổi vận tốc vòng quay chong chóng mang theo thuật ngữ tiếng Anh gọi là cần “throttle” hay cần điều khiển "tay ga". Để tạo độ nghiêng ngang (nghiêng sang trái, sang phải) cơ cấu điều khiển biến bước sẽ làm thay đổi góc tấn của mỗi cánh (tiếng Anh: blade) theo chu kỳ một vòng quay sao cho góc tấn của mỗi cánh thay đổi tuỳ theo vị trí quay của cánh và gây ra lực nâng cực đại (hay cực tiểu) khi cánh đạt vị trí cực trái (hay cực phải) của máy bay.

Điều này sẽ làm lực nâng khí động học sẽ khác nhau tại hai bên trái và phải của trực thăng và sẽ tạo mô men làm thân máy bay nghiêng sang phải, trái tương ứng. Bộ phận điều khiển thay đổi góc tấn của cánh theo chu kỳ quay được gọi theo thuật ngữ tiếng Anh là cần điều khiển cyclic từ này có nghĩa là theo chu kỳ. Để tạo độ nghiêng dọc (mũi máy bay hướng lên trên hoặc chúc xuống dưới) cũng thực hiện tương tự bằng cơ cấu biến bước như trên nhưng góc tấn thay đổi theo chu kỳ sao cho lực nâng tối đa (hay tối thiểu) khi ở phía trước mũi máy bay hay ở phía sau đuôi máy bay sự chênh lệch lực nâng trên đĩa cánh quạt nâng tại phần mũi và đuôi sẽ làm máy bay chúi đầu xuống hoặc ngóc đầu lên tương ứng. Cần điều khiển cũng vẫn là cần "cyclic" cần này có các vị trí trước – sau – phải – trái.

Khi đưa cần sang trái máy bay nghiêng trái và bay ngang sang trái; đưa cần sang phải máy bay nghiêng phải và bay ngang sang phải; đưa cần lên trước thì trực thăng chúc mũi xuống và bay tiến; đưa cần "cyclic" về phía sau thì trực thăng ngóc mũi lên và bay lùi; Để cần cyclic dựng đứng thì máy bay bay treo đứng nguyên tại chỗ. Cần "cyclic" còn vô số các vị trí trung gian khác cho phép đĩa cánh quạt đồng thời nghiêng theo hai chiều không gian phải – trái và trước – sau và sẽ thực hiện các chuyển động tương ứng. Đây chính là cần điều khiển chính quyết định độ nghiêng của mặt phẳng cánh quạt theo các chiều khác nhau và quyết định 12 chuyển động bay của trực thăng. Phi công không bao giờ được rời tay khỏi cần "cyclic" này.

Để tạo lực đẩy ngang cho máy bay bay ngang, mặt phẳng của đĩa cánh quạt nâng phải nghiêng đi một góc so với mặt phẳng ngang, lực nâng Zhukovsky vuông góc với mặt phẳng cánh quạt nâng sẽ bị phân tích lực thành 2 thành phần vector lực một thành phần theo chiều thẳng đứng để cân bằng trọng lực, thành phần khác theo phương nằm ngang để tạo lực đẩy ngang để máy bay chuyển động ngang. Việc này được thực hiện thông qua việc làm cho đĩa cánh quạt nâng nghiêng sang trái – phải (tạo lực đẩy sang trái – phải) hoặc nghiêng về đằng trước – sau (tạo lực đẩy tiến hoặc lùi).