AME – 004 - TSME · It would be a more convenient and faster journey if an aircraft could have been performed like a car in routine life. ... the center of gravity should move to

การประชุมวิชาการเครือข่ายวิศวกรรมเครื่องกลแห่งประเทศไทยครั้งที่33 วันที่ 2-5 กรกฎาคม พ.ศ. 2562 จังหวัดอุดรธานี

AME – 004

การวิเคราะห์สมรรถนะและเสถียรภาพทางการบินของจานบินไร้คนขับขนาดเล็กที่ใชห้ลัก Blended Wing Body

Analysis of Flight Performances and Stability of Unmanned Flying Saucer Based on Blended Wing Body

บริสุทธิ์ พนัธ์มา1และ ผศ.ดร.ธาดา สุขศิลา1*

1 Advanced Propulsions and Rockets Lab ภาควิชาวิศวกรรมเครื่องกลและการบิน-อวกาศ คณะวิศวกรรมศาสตร์ มหาวิทยาลัยเทคโนโลยีพระจอมเกลา้พระนครเหนือ

1518 ถ.ประชาราษฎร์ 1 แขวงวงศ์สว่าง เขตบางซ่ือ กรุงเทพมหานคร 10800 *ติดต่อ: [email protected], เบอร์โทรศัพท์0963519519, เบอร์โทรสาร 025869541

บทคัดย่อ หากสามารถน าเครื่องบินส่วนบุคคลมาใช้เดินทางในชีวิตประจ าวันได้เหมือนรถยนต์จะท าให้เดินทางได้สะดวก

รวดเร็วมากยิ่งขึ้น แต่เนื่องจากขนาดของเครื่องบินส่วนบุคคล โดยเฉพาะปีกที่มีขนาดกว้างกว่ารถยนต์มาก ท าให้เปลืองพื้นที่ส าหรับจอดและเดินทาง การวิจัยนี้มีจุดประสงค์ที่จะท าการออกแบบ สร้างเคร่ืองบินต้นแบบขนาดเล็กและวิเคราะห์ค่าต่างๆ โดยการออกแบบและสร้างเครื่องบินต้นแบบขนาดเล็กนี้จะมีรูปร่างแตกต่างจากเครื่องบินส่วนบุคคลที่ใช้งานอยู่ทั่วไป โดยจะใช้หลัก Blended Wing Body (BWB) เพื่อออกแบบล าตัวให้สามารถสร้างแรงยกได้เช่นเดียวกับปีก ท าให้รูปร่างคล้ายจานบินหรือเรียกว่า Unmanned Flying Saucer (UFS) ในขั้นตอนวิเคราะห์ค่าต่างๆ จะใช้การค านวณสมรรถนะทางการบินโดยใช้โปรแกรม Ansys เพื่อหาค่าสัมประสิทธิ์แรงยก แรงต้านและสัมประสิทธิ์ Pitching โมเมนต์ของ UFS หลังจากนั้นจะน าค่าที่ได้จากการค านวณมาเปรียบเทียบกับค่าที่เกิดจากการทดสอบในอุโมงค์ลม รวมทั้งจะน าผลมาเปรียบเทียบกับเคร่ืองบินส่วนบุคคล Cessna 172 และเครื่องบิน Geobat ซึ่งสรุปได้ว่าค่าสัมประสิทธิ์แรงยกสูงสุด (CL)maxของ UFS มีค่า 1.14 ซึ่งต่ ากว่า Cessna 172 และ Geobat ที่มีค่า 1.4 และ 1.3 ตามล าดับ ส่วนสัมประสิทธิ์แรงต้าน (CD) มีค่าใกล้เคียงกันและสอดคล้องกันทั้ง UFS, Cessna 172 และ Geobat ขณะที่การวิเคราะห์เสถียรภาพ (Staticstability) จะพิจารณาจากสัมประสิทธิ์ Pitching โมเมนต์ (CM) โดยจะมีเสถียรภาพเมื่อค่าความชันของ CM เป็นลบ ซึ่งพบว่า UFS ไม่มีเสถียรภาพต่างจาก Cessna 172 ที่มีเสถียรภาพ ส่วน Geobat มีเสถียรภาพบางช่วงมุมปะทะ ทั้งนี้ในการเปลี่ยนรูปแบบล าตัว UFS ด้วย Airfoil แบบอ่ืน เช่น MH-78, NACA0015, NACA4418 หรือ NACA65114 ก็ตามส่งผลเพียงเล็กน้อยต่อค่าความชันของ CM การวิจัยเพื่อพัฒนาให้ UFS สามารถบินได้เหมือนเครื่องบินปกติ จึงอาจจะต้องเพิ่ม Elevon เพื่อปรับค่าโมเมนต์ให้เป็นศูนย์ รวมถึงใช้การควบคุมแบบป้อนกลับค ำหลัก: Blended Wing Body, Static stability, Pitching moment, การควบคุมแบบป้อนกลับ

Abstract It would be a more convenient and faster journey if an aircraft could have been performed

like a car in routine life. However, the wingspan is much larger than a car, which means it requires more parking space. The purposes of this research are to design, analyze the performances such as the stability of the model aircraft with a smaller wingspan. In the design process of the model aircraft, the Blended Wing Body (BWB) concept has been applied as similar to a saucer, it is called Unmanned Flying Saucer (UFS). In the analyze process, the program Ansys has been calculated the aircraft performances and then compared with the wind tunnel experiment results, experimental data of


AME – 004

Cessna 172 and Geobat. The maximum lift coefficient (CL)max of Ansys calculation of UFS is 1.14; however, the Cessna 172 and Geobat are 1.4 and 1.3, respectively. The drag coefficient (CD) value of UFS is equivalent to Cessna 172 and Geobat. The static stability is computed from a pitching moment coefficient (CM), and it is stable when the slope of CM is negative. However, at the center of the cord, the UFS's slope of CM has a positive value, which means unstable. The slope of CM of Cessna 172 is negative, yet Geobat is negative at several angles of attack. Moreover, different UFS's airfoils: MH-78, NACA0015, NACA4418, and NACA65114 has a small effect on the CM slope. For further development, it might need to install an elevon with a feedback control system to balance the pitching moment. In addition, the center of gravity should move to one-fourth of the cord to compute the slope of CM. Keywords: Blended Wing Body, Static stability, Pitching moment, Feedback control

1. บทน านับตั้งแต่วันที่ 17 ธันวาคม ค.ศ.1903 ที่ Wilbur

และ Orville Wright ได้น าเครื่องบินติดเครื่องยนต์ขึ้นบินส าเร็จเป็นคร้ังแรก [1] จนมาถึงวันนี้เครื่องบินมีสมรรถนะเพิ่มขึ้น สามารถบินด้วยความเร็วเหนือเสียง รองรับน้ าหนักบรรทุกได้มากขึ้น บินได้ระยะทางไกลขึ้น รวมถึงประหยัดเชื้อเพลิงมากข้ึน มีการออกแบบที่พัฒนาไปอย่างมาก โดยเฉพาะอากาศยานที่ใช้ในภารกิจของทหารจะมีการออกแบบที่แตกต่างจากเครื่องบินพาณิชย์ เช่น ปี ค .ศ .1939 Charles H. Zimmerman ไ ด้ อ อ ก แ บ บอากาศยาน Vought V-173 ขน าด 1 ที่ นั่ ง เพื่ อ ใช้ประจ าการในเรือบรรทุกเครื่องบินกองทัพเรือสหรัฐ [2] โดย ล าตัวยานมีรูปร่างแบนคล้ายแพนเค้กจึงเรียกว่า Flying Pancake ดังรูปที่ 1 ใช้ก าลังจากเคร่ืองยนต์ใบพัด 2 เครื่องยนต์ทั้งนี้ Vought V-173 มีจุดเด่นคือสามารถบินขึ้นด้วยระยะที่สั้นมากเพียง 15 เมตร แต่กองทัพเรือสหรัฐได้ยกเลิกโครงการในปี 1947 ในปี ค.ศ. 1952 ทีมออกแบบของ Avro Aircraft ที่น าโดย J.C.M. “Jack” Frost ต้องการออกแบบอากาศยาน Avrocar VZ-9 ที่สามารถบินขึ้นลงในแนวดิ่ง (Vertical Takeoff Landing -VTOL) [3] โดยออกแบบให้มีรูปร่างเหมือนจานบิน ใช้ก าลังจากเครื่องยนต์เจ็ทหมุนใบพัดบริเวณกึ่งกลางล าตัวเพื่ อสร้างแรงยกตัวขึ้นลง แต่ เนื่ องจากปัญหาที่ ไม่สามารถควบคุมเสถียรภาพของ Avrocar VZ-9 จึงท าให้เกิดการแกว่งตัวของยานขณะบินขึ้น อีกทั้งเครื่องยนต์ไม่สามารถสร้างแรงยกเพียงพอที่จะท าให้ Avrocar VZ-9

ลอยขึ้นสูงได้ โครงการจึงได้ถูกยกเลิกหลังจากใช้เงินทุนจากกองทัพอากาศสหรัฐไปมากกว่า 10 ล้านเหรียญสหรัฐ

ในปี 1988 NASA Lanngley Research Center ได้เสนอทุนให้ McDonnell Douglas ออกแบบเครื่องบินโดยสารที่สามารถรองรับผู้ โดยสาร 800 คน บินด้วยความเร็ว 0.85 Mach ได้ไกลถึง 13,000 กิโลเมตร ด้วยหลักการ Blended Wing Body (BWB) [4] ที่ใช้ในการออกแบบเครื่องบิน ซึ่งท าให้ล าตัวเครื่องบินสามารถสร้างแรงยกได้เช่นเดียวกับปีก เป็นผลให้เครื่องบิน BWB มีน้ าหนักลดลง 15% มีค่าสัดส่วนแรงยกต่อแรงต้าน (L/D) สูงขึ้น 21% และใช้น้ ามันเชื้อเพลิงน้อยลง 27% เมื่อเทียบกับการออกแบบเครื่องบินแบบปกติ แต่ก็พบปัญหาที่ส าคัญคือเรื่องการควบคุมและเสถียรภาพของเครื่องบิน BWB ในปี 2010 Bryan Recktenwald ต้องการทดสอบสมรรถนะทางการบินของอากาศยานที่มีลักษณะเป็นวงกลม จึงได้น าแผ่นวงกลมแบนเรียบ (Solid disk) และแผ่นวงกลมเจาะรู (Geobat) ทดสอบในอุโมงค์ลมแล้วเปรียบเทียบผลลัพธ์กับโมเดลของเครื่องบิน Cessna 172 [5] พบว่า Cessna 172 มีสมรรถนะทางการบินที่ดีกว่าคือค่ า CL สู งกว่ า Solid disk และ Geobat อีกทั้ งมีเสถียรภาพทางการบินเนื่องจากค่าความชันของ CM เป็นลบ

ปี 2015 Luca Piancastelli เห็นว่าแม้จะมีการสร้างและทดสอบการบินของ Vought V-173 แต่ก็ ไม่ ได้มีข้อมูลเรื่องสมรรถนะทางการบินเผยแพร่ออกมา จึงได้ออกแบบและวิ เคราะห์สมรรถนะทางการบินของ Vought V-173 [6] โดยใช้โปรแกรม SolidWorks Flow


AME – 004

Simulation ซึ่งให้ผลสอดคล้องกับบันทึกของ Boone T. Guyton นักบินทดสอบของ Vought V-173 ที่กล่าวว่าสามารถควบคุมเคร่ืองบินให้ท ามุมปะทะได้สูงถึง 45˚ [2]

รูปที่ 1 Vought V-173 [2]

2. วัตถุประสงค์และแนวคิดในการออกแบบ UFSวัตถุประสงค์ เพื่ อ วิ เคราะห์หาแนวโน้ มที่ จะ ใช้

เครื่องบินส่วนบุคคลให้เหมือนกับการใช้งานรถยนต์ส่วนบุคคล คือสามารถใช้เพื่อเดินทางในชีวิตประจ าวันและขับไปท างานได้ แต่เนื่องจากเครื่องบินส่วนบุคคลมีล าตัวที่ยาวและปีกที่กว้างกว่าขนาดรถยนต์มาก การวิจัยนี้จึงออกแบบ UFS ให้มีขนาดที่เล็กกว่าและลักษณะแตกต่างจากเครื่องบินทั่วไป โดยใช้แนวคิดออกแบบมาจาก Vought V-173 ซึ่ งล าตัวมีความต่อเนื่ องกับปีกตามหลักการ BWB ทั้งนี้ล าตัว UFS จะออกแบบมาจากวงรี 2 วง ดังรูปที่ 2 มีครีบแนวตั้งและหางเพื่อสร้างเสถียรภาพ โดยมีลักษณะโดยรวมดังรูปที่ 3 ในส่วนการวิเคราะห์สมรรถนะและเสถียรภาพทางการบิน จะใช้โปรแกรม Ansys ค านวณเพื่อเปรียบเทียบกับผลทดสอบ UFS ในอุโมงค์ลม โดยขั้นตอนสุดท้ายจะน า UFS ติดเครื่องยนต์เพื่อทดสอบบินจริงต่อไป

รูปที่ 2 ออกแบบ UFS จากวงรี 2 วง

รูปที่ 3 รูปร่างและโครงสร้าง UFS

3. สร้างประกอบ UFSและทดสอบในอุโมงค์ลม3.1 โครงสร้าง UFS

UFS สร้างจากไม้บัลซ่า ใช้กาวยึดติดโครงสร้างและชิ้นส่วนโดยมีฐานยึดจับ UFS ที่ท าจากอลูมิเนียมเส้นเพื่อยกมุมปะทะใช้ทดสอบในอุโมงค์ลม รูปที่ 4 ซึ่งออกแบบให้ยกมุมปะทะที่ 0º, 5º, 10º, 15º, 20º, 25º, 30º และ 35º เท่านั้น เพื่อไม่ให้ซับซ้อนและยกมุมปะทะได้แม่นย า

รูปที่ 4 ฐานจบัยึดและยกมุมปะทะ UFS

3.2 การทดสอบUFS ในอุโมงค์ลม การทดสอบใช้อุโมงค์ลมที่มหาวิทยาลัยเทคโนโลยี

พระนครเหนือ เป็นอุโมงค์ลมแบบปิดที่มีความเร็วลมสูงสุด 30 เมตรต่อวินาที รูปที่ 5 โดยใช้ Inverter ควบคุมความถี่ของกระแสไฟฟ้าที่จ่ายให้มอเตอร์ชนิด 3 เฟส ก าลัง 10 แรงม้า เพื่อให้ความเร็วลมที่ต้องการ และใช้ Anemometer ชนิดใบพัดเพื่อวัดความเร็วลมที่หน้าต่างสังเกตการณ์ ซึ่งมีขนาดหน้าตัด 0.3 เมตร X 0.3 เมตรและใช้ Load cells แบบ 1 แกน 2 ตัว เพื่อวัดแรงยก (Lift) และแรงต้าน (Drag) โดยท าการวัด 2 ครั้ง แต่ละครั้ งจ ะท ดสอบ ด้ วย Reynolds number 3 ค่ า คื อ174,000 (14 เมตรต่อวินาที ), 224,000 (18 เมตรต่อวินาที) และ 300,000 (24 เมตรต่อวินาที)

รูปที่ 5 การทดสอบ UFS ในอุโมงค์ลม


AME – 004

3.3 การทดสอบ UFS ด้วย Ansys ใช้ โปรแกรม CatiaV5-6R2016 ในการออกแบบ

UFS 3 มิติ เพื่อน าไปวิเคราะห์การไหลของอากาศ โดยใช้สมการ Navier-Stokes เพราะว่าเป็น Incompressible flow เนื่องจากมี Mach<0.3 โดยหาค าตอบด้วยวิธี Finite Volume Method (FDM) ซึ่งเป็นวิธีที่เหมาะกับวิเคราะห์การไหลของอากาศ โดยใช้ โปรแกรม Ansys R17.2 เลือก Fluent เป็ น Solver เลือกใช้ Viscous model แบบ K–epsilon 2 equation model เพื่อให้สอดคล้ อ งกั บ Reynolds number 174,000-300,00 และก าหนดความเร็วลมทางเข้า 24.1 เมตรต่อวินาที อุณหภูมิ 30ºC ความหนาแน่นอากาศ 1.164 กิโลกรัมต่อลูกบาศก์เมตร ความยาวคอร์ด 0.2 เมตร พื้นที่ปีก 0.038ตารางเมตร เพื่อให้สอดคล้องกับสภาพแวดล้อมที่ได้ท าการทดสอบในอุโมงค์ลม

4. วิเคราะห์ผลทดสอบจากอุโมงค์ลมและ Ansysในการวิเคราะห์สมรรถนะทางการบินของ UFS จาก

การทดสอบในอุโมงค์ลมจะใช้ค่า CL, CD, CM แรงยก แรงต้าน และ Pitching โมเมนต์ซึ่งค านวณได้จากรูปที่ 6 ตามสมการ (1)-(6) [7] เพื่อน ามาเปรียบเทียบกับผลจาก Ansys รวมถึงผลของการทดสอบ Geobat ดังรูปที่ 7 และ Cessna 172 ดังรูปที่ 8 ที่มาจากผลวิจัยของ Bryan Recktenwald [5] อันเนื่องจาก UFS มีรูปทรงจานบินซึ่งใกล้เคียงกับ Geobat ที่มีลักษณะเป็นแผ่นกลมเจาะรู

รูปที่ 6 แรงที่กระท าต่อเคร่ืองบิน [8]

เมื่อ L – แรงยกที่เกิดกับ UFS (N) D – แรงต้านที่เกิดขึ้นกับ UFS (N) MCG – Pitching โมเมนตท์ี่จุด CG (Nm) V – ความเร็วของ UFS (m/s) T – แรงขับเครื่องยนต์ (N) W – น้ าหนัก UFS (N) ρ – ความหนาแน่นอากาศ (kg/m3) α – มุมปะทะ UFS (º) S – พื้นที่ปีก UFS (m2) c – ความยาวคอร์ด (m)

LSCVL 2

2

1 (1)

DSCVD 2

2

1 (2)

tan

2

DL CCS

WV

(3)

SV

LCL 2

2

(4)

SV

DCD 2

2

(5)

ScV

MC CG

M 2

2

(6)

รูปที่ 7 Geobat [5]

รูปที่ 8 Cessna 172 [5]

4.1 สัมประสิทธิ์แรงยก (CL) CL ของ UFS จากการทดสอบในอุโมงค์ลมมีค่ า

ใกล้เคียงกันทั้ง 3 ความเร็ว (14 เมตรต่อวินาที, 18 เมตรต่อวินาที และ 24 เมตรต่อวินาที ) โดยมีค่า (CL)max ประมาณ 0.7 ที่มุมปะทะ 25º ดังรูปที่ 9 ซึ่งความชันของ CL สอดคล้องกับผลจาก Ansys แต่ (CL)max จาก Ansys จะมีค่าสูงกว่าคืออยู่ที่ 1.1 ที่มุมปะทะ 38º ซึ่งแตกต่างจาก Cessna 172 ที่มีค่าความชันมากที่สุด ตามมาด้วย Geobat จึงแสดงว่า Cessna 172 และ Geobat จะสร้าง


AME – 004

แรงยกได้มากกว่า UFS เนื่องจากขนาดพื้นที่ปีกที่มากกว่า แต่ UFS มีมุม Stall ที่สูงกว่า อันเนื่องจากรูปร่างของ UFS ที่ยังสร้างแรงยกได้แม้มีมุมปะทะที่สูง

รูปที่ 9 CL ของ UFS, Cessna 172 และ Geobat

4.2 สัมประสิทธิ์แรงต้าน (CD) CD ของ UFS จากการทดสอบในอุโมงค์ลมทั้ ง 3

ความเร็ว มีค่าเพิ่มข้ึนจนถึงมุม 25º ที่ค่า CD จะเพิ่มสูงสุดและลดลง ดังรูปที่ 10 อันเนื่องจากค่า CL ลดลงจากรูปที่ 9 จึงส่งผลให้ CD ลดลงด้วย ขณะที่ CD จาก Ansys มีค่าเพิ่มขึ้นจนถึงมุม 40º ส่วน Cessna 172 และ Geobat มีค่า CD สอดคล้องกับ UFS จนถึงมุม 14º ก็มีค่าเพิ่มขึ้นอย่างรวดเร็ว เนื่องจากเป็นมุม Stall จึงกล่าวได้ว่าจากรู ป ท ร ง ข อ ง UFS, Cessna 172 แ ล ะ Geobat ที่ มีลักษณะลู่ลมทั้ง 3 แบบ จะท าให้ค่า CDไม่แตกต่างกันมาก

รูปที่ 10 CD ของ UFS, Cessna 172 และ Geobat

4.3 สัมประสิทธิ์ Pitching โมเมนต์ (CM) ในการหา Pitching โมเมนต์รอบจุดศูนย์ถ่วง(CG) ซึ่ง

อยู่กึ่งกลางคอร์ด(c/2) จะได้ค่าความชัน CM ที่เป็นบวก ดังรูปที่ 11 แสดงให้เห็นว่า UFS ไม่มี Static stability เพราะจะมี Static stability เมื่อค่าความชันของ CM เป็นลบและมีจุดตัดแกน y ที่เป็นบวกเท่านั้น ดังนั้น Cessna 172 จึงมี Static stability เพราะมีค่าความชัน CM เป็นลบและมีจุดตัดแกน y ที่ เป็นบวก ส่วน Geobat มีค่า

ความชัน CM เป็นลบที่มุมปะทะมากกว่า 5º จึงมี Static stability เพียงบางช่วงมุมปะทะ

รูปที่ 11 CM ของ UFS, Cessna 172 และ Geobat

5. แนวทางปรับปรุง CM ของ UFSเพื่อหาวิธีปรับเปลี่ยนค่าความชัน CM ของ UFS โดย

ใช้ Ansys เพื่อให้มี Static stability ด้วยวิธีการดังนี้ 5.1 เปลี่ยนขนาด UFS spoiler

การปรับเปลี่ยนขนาด UFS spoiler ยาวขึ้น ดังรูปที่ 12 หรือกว้างขึ้น รูปที่ 13 แต่พบว่าค่าความชันของ CM ยังคงเป็นบวก ดังรูปที่ 14 จึงสรุปว่าการเปลี่ยนขนาด Spoiler ไม่ได้ท าให้ UFS มี Static stability

รูปที่ 12 ภาพบน UFS Long tail เทียบกบัขนาดปกต ิ

รูปที่ 13 UFS Wide tail

รูปที่ 14 CM ของ UFS เมื่อเปลี่ยนขนาด Spoiler


AME – 004

5.2 เปลี่ยน UFS airfoil จากการเปลี่ยน Airfoil ของ UFS ที่ใช้แบบรูปที่ 2

เป็น MH-78 Reflexed airfoil ในรูปที่ 15 หรือ NACA 4418 Twisted airfoil รูปที่ 16 หรือ Symmetry airfoilรูปที่ 17 [9] ปรากฏว่าค่าความชัน CM ทั้ง 3 แบบ ยังคงเป็นบวกดัง ดังรูปที่ 18 แม้ว่า MH-78 Reflexed airfoil จะมีค่าความชันเป็นลบที่มุมปะทะมากกว่า 25º แต่ก็ไม่ได้ท าให้มี Static stability ดังนั้นจึงสรุปว่าการเปลี่ยน Airfoil ไม่ได้ท าให้มี UFS มี Static stability

รูปที่ 15 MH-78 Reflexed airfoil

รูปที่ 16 NACA4418 Twisted airfoil

รูปที่ 17 NACA0015 Symmetry airfoil

รูปที่ 18 CM จากการเปลี่ยน UFS airfoil

5.3 เปลี่ยน UFS profiles จากที่ Profile ของ UFS เป็นวงกลมเมื่อมองด้านบน

ดังรูปที่ 19 ได้เปลี่ยนเป็นวงร ี 2 วง ตามการออกแบบ Vought V-173 ดังรูปที่ 20 โดยเลือกใช้ Airfoil แบบ

MH-78 รูปที่ 21 และ NACA0015 รูปที่ 22 [9] พบว่าค่าความชัน CM ยังเปน็บวกดังรปูที ่24 จึงแสดงว่าไม่ไดท้ าให้ UFS มี Static stability ส่วนการเพิ่ม Fins ได้เลือกใช้กับ Airfoil NACA65114 รูปที่ 23 [9] ก็ได้ค่าความชนั CM ที่เป็นบวกเชน่กันดังรูปที่ 24 จึงสรุปได้วา่การเปลี่ยน UFS Profiles ไม่ไดท้ าให้ UFS มี Static stability

รูปที่ 19 UFS Profile เมื่อมองด้านบน

รูปที่ 20 Vought V-173 profile สร้างจากวงรี 2 วง [6]

รูปที่ 21 เปลี่ยน MH-78 UFS profile เป็นวงรี 2 วง

รูปที่ 22 เปลี่ยน NACA0015 UFS profile เป็นวงรี 2 วง

รูปที่ 23 NACA65114 เพิ่ม Fins


AME – 004

รูปที่ 24 CM เมื่อเปลี่ยน UFS profiles และเพิ่ม Fins

6. การควบคุม UFS ด้วย Elevonเนื่องจาก UFS ไม่มี Static stability ดังนั้นในกรณีที่

Pitching โมเมนต์ไม่เป็น 0 จะท าให้ UFS เกิดการหมุน จึงต้องเพิ่มอุปกรณ์ Elevon ซึ่งท าหน้าที่เป็น Elevator และ Aileron รวมกันดังรูปที่ 25 คือใช้เพื่อเชิดหัวของ UFS และท ามุ ม เลี้ ยว รวมถึ งการหักล้ าง Pitching โมเมนต์ให้เป็น 0 อีกด้วย ทั้งนี้ได้เลือกใช้ MH78 airfoil ในรูปที่ 15 แทนการใช้ Airfoil เดิมในรูปที่ 2 เนื่องจากค่าความชัน CM เป็นลบเมื่อมุมปะทะมากกว่า 25º ดังรูปที่ 18 ดังนั้นการติดตั้ง Elevon จะท าให้หักล้าง Pitching โมเมนต์เป็น 0 ได้ง่ายกว่า Airfoil อ่ืนๆ อีกทั้งจุดศูนย์ถ่วงจะอยู่ส่วนหน้าของคอร์ด จึงท าให้มีเสถียรภาพดีกว่า Airfoil แบบเดิม ที่จุดศูนย์ถ่วงจะอยู่กึ่งกลางคอร์ด

รูปที่ 25 Elevon ที่ใช้ควบคุม Pitching โมเมนต ์

6.1 การปรับ Elevon ที่มุม 0 ถึง +30 เมื่อปรับมุม Elevon ตั้งแต่ δ=0 ถึง +30 รูปที่ 26

เพื่อหาค่า CM ขณะที่ UFS ท ามุมปะทะ α= 0 ถึง +40º พบว่าความชัน CM จะค่อนข้างขนานกัน โดยจุดตัดแกน x คื อจุ ดที่ UFS สามารถ Trim ซึ่ งหมายถึ ง Pitching โมเมนต์เป็น 0 (CM=0) จะเรียกว่ามุม Trim (αT) โดยการใช้ Newton’s interpolation [10] จะสามารถหาค่ามุม Trim αT = -4.25º, -1.44º, 1.53º, 4.83º, 8.77º และ 18.77º รูปที่ 27 รวมถึงจะหาค่า CL และ CD ที่สอดคล้องกับ αT ได้ด้วยดังรูปที่ 28 และ รูปที่ 29 ตามล าดับ

รูปที่ 26 มุม Elevon (δ) ทิศทางลงจะเป็นบวก

รูปที่ 27 CM เมื่อ Elevon ท ามมุ 0 ถึง +30

รูปที่ 28 CL เมื่อ Elevon ท ามมุ 0 ถึง +30

รูปที่ 29 CD เมื่อ Elevon ท ามมุ 0 ถึง +30

6.2 Trim velocity เมื่อเครื่องบินบินที่ Level flight ความเร็วคงที่และ

บินอยู่ในระดับ สามารถใช้สมการ (3) ค านวณความเร็ว Trim โดยใช้ค่า CL และ CD ที่สอดคล้องกับ αT จะได้ผลลัพธ์ตามรูปที่ 30 ซึ่งแสดงให้เห็นว่าเมื่อเพิ่มมวลของ UFS จาก 0.8 กิ โลกรัม เป็น 1 กิ โลกรัม จะต้องใช้ความเร็วเพิ่มขึ้นเพื่อให้ Trim ได้ ทั้งนี้การใช้มุม αT ที่ต่ าลง จะต้องปรับมุม Elevon δ ให้ต่ าลงด้วย แต่ UFS ก็ต้องใช้ความเร็วมากข้ึนเพื่อให้สามารถ Trim ได้ แต่ถ้ามุม αT ต่ าเกินไป UFS จะไม่สามารถเพิ่มความเร็วเพื่อ Trim


AME – 004

ได้ เพราะ V2 มีค่าเป็นลบ โดยความเร็วที่ UFS สามารถ Trim เพื่อการใช้งานในสถานการณ์ต่างๆ ดังตารางที่ 1 ซึ่งแสดงให้เห็นว่าการเพิ่ม Elevon พร้อมกับควบคุมมุม δ ให้เหมาะสมกับมุม αT จะท าให้ UFS สามารถบินได้ด้วยความเร็วต่างๆ เหมือนเครื่องบินทั่วไป

รูปที่ 30 Trim velocity ที่มุม αT

ตารางที่ 1 ความเร็ว Trim มุม αT และ δ

7. สรุปด้วยหลักการ Blended Wing Body ที่ ใช้ ในการ

ออกแบบท าให้ UFS มีรูปร่างคล้ายจานบิน แต่มีขนาดความกว้างและความยาวน้อยลง แต่เนื่องจาก UFS ไม่มี Static stability ที่ CG กึ่งกลางคอร์ด(c/2) จึงจะต้องท าการทดสอบเพิ่มเติมที่ CG= c/4 เพื่อหาระยะที่มี Static stability ต่อไป และต้องใช้การควบคุมมุมของ Elevon เพื่อหักล้าง Pitching โมเมนต์ให้เป็น 0 ซึ่งท าให้ UFS สามารถบินขึ้นลงได้ เหมือนเครื่องบินทั่ วไป ในช่วงความเร็ว 80.74-205 กิโลเมตรต่อชั่วโมง นอกจากนี้จะมีการสร้าง UFS พร้อมกับติดมอเตอร์ไฟฟ้ารวมทั้งอุปกรณ์ต่างๆ ที่ใช้ควบคุมทิศทางและความเร็วด้วยสัญญาณวิทยุ เพื่ อทดสอบการบินจริงในสภาพแวดล้อมภายนอก เปรียบเทียบกับข้อมูลที่ได้จากการทดสอบ UFS ในอุโมงค์ลมและจากโปรแกรม Ansys จะให้ผลลัพธ์ที่สอดคล้องกับการบินจริงหรือไม่ เพื่ อจะน าไป เป็นแนวทางสร้างเค รื่ อ งบิ น ส่ ว น บุ ค ค ล ที่ ส าม า รถ ใช้ เดิ น ท า ง ในชีวิตประจ าวันได้อย่างสะดวกเหมือนการใช้รถยนต์เดินทางต่อไป

8. เอกสารอ้างอิง

[1] P. L. Jakab, "Wilbur Wright 1867–1912 andOrville Wright 1871–1948," vol. 2, p. 721–727, 2011.

[2] A. S. a. S. J. Ginter, Chance Vought V-173and XF5U-1 Flying Pancakes, vol. 21, SimiValley, CA: Steve Ginter Publishing, 1992.

[3] B. L. a. W. Blake, "The VZ-9 “AVROCAR”,"Wayback Machine, Ohio, 2007.

[4] R. H. Liebeck, "Design of the Blended WingBody Subsonic Transport," Jounal ofAircraft, vol. 41, no. 1, pp. 10-25, Jan-Feb2004.

[5] G. L. C. J. a. A. A. Bryan Recktenwald,"Experimental Investigation of a Circular-Planform Concept Aircraft," Journal ofAircraft, vol. 47, no. 3, pp. 887-894, May-Jun2010.

[6] A. G. L. F. L. R. a. e. M. C. Luca Piancastelli,"CFD Analysis of The Zimmerman's V173STOL Aircraft," ARPN Journal of Engineeringand Applied Sciences, pp. 8063-8070, 2015.

[7] J. D. A. Jr., Introduction to flight, MD: McGraw Hill Education, 2016.

[8] M. Asselin, An Introduction to AircraftPerformance, Kingston, Ontario: AmericanInstitute of Aeronatics and Astronautics, Inc., 1965.

[9] M. S. Selig, "UIUC Applied AerodynamicsGroup," Aerospace Engineering, 1 Dec 1995.[Online]. Available: https://m-selig.ae.illinois.edu/ads.html. [Accessed 9Jan 2019].

[10] R. W. Hamming, Numerical Method forScientists and Engineers, Newyork: DoverPublications, Inc., 1973.

αT δ V(1kg)(m/s) V(km/h) การใช้งาน

-4.25 0 - - Trim ไม่ได้-1.44 5 186.08 669.88 เร็วเกินก าลังมอเตอร์1.53 10 56.97 205.08 ความเร็วสูงสุด4.83 15 39.77 143.18 Cruised speed8.77 20 30.96 111.46 ความเร็วไต่ระดับ18.77 30 22.43 80.74 Takeoff-Landing

Documents

AME – 004 - TSME · It would be a more convenient and faster journey if an aircraft could have been performed like a car in routine life. ... the center of gravity should move to