Nghiên cứu phương pháp đo lực nâng của động cơ hai tầng cánh

https://doi.org/10.64588/jc.02.09.2025

Tóm tắt

Máy bay không người lái (UAV) với cấu hình cánh quạt đồng trục ngày càng được sử dụng rộng rãi nhờ khả năng gia tăng lực nâng trong không gian hạn chế. Bài báo này trình bày nghiên cứu thực nghiệm trên cấu hình cánh quạt đồng trục 15×4 nhằm đánh giá ảnh hưởng của phân phối công suất đến đặc tính lực nâng.

Kết quả cho thấy, tại công suất cực đại, lực nâng của hệ đồng trục giảm khoảng 30% so với hai cánh quạt hoạt động độc lập, do hiện tượng dòng khí rối từ cánh trên tác động lên cánh dưới. Từ dữ liệu đo được, nhóm nghiên cứu xây dựng các hàm hồi quy phi tuyến biểu diễn mối quan hệ giữa lực nâng, công suất, dòng điện và tốc độ quay. Kết quả này góp phần làm rõ giới hạn hiệu suất của hệ đồng trục, đồng thời cung cấp cơ sở thực nghiệm phục vụ tối ưu hóa thiết kế hệ thống đẩy UAV.

Từ khóa: Hệ rotor đồng trục, lực nâng, hiệu suất rotor, thiết bị thử nghiệm, Drone/UAV.

Abstract

Unmanned aerial vehicles (UAVs) with coaxial rotor configurations are increasingly employed due to their ability to enhance lift within limited spatial constraints. This paper presents an experimental study on a 15×4 coaxial rotor configuration to evaluate the effect of power distribution on lift characteristics. The results indicate that, at maximum power, the lift of the coaxial system decreases by approximately 30% compared to two independently operating rotors, owing to the turbulent airflow from the upper rotor impinging on the lower one. Based on the measured data, nonlinear regression functions were developed to describe the relationships among lift, power, current, and rotational speed. These findings clarify the performance limitations of coaxial rotor systems and provide an experimental basis for optimizing UAV propulsion system design.

Keywords: Coaxial rotor system, lift, rotor performance, test rig, Drone/UAV.

1. Đặt vấn đề

UAV đang được triển khai rộng rãi trong nhiều lĩnh vực kỹ thuật và dân sự, từ nông nghiệp chính xác, giám sát môi trường, cứu hộ, đến các ứng dụng quân sự [1,2,3]. Về cấu hình khí động học, hai loại chính thường được sử dụng là UAV cánh cố định và UAV đa cánh quạt. Với xu hướng gia tăng thời gian bay và tải trọng, UAV đa cánh quạt ngày càng phổ biến nhờ đặc tính điều khiển linh hoạt và khả năng cất hạ cánh thẳng đứng. Trong số đó, cấu hình cánh quạt đồng trục, nhờ ưu điểm nhỏ gọn và khả năng sinh lực nâng lớn trên diện tích đĩa rotor hạn chế, đang trở thành một lựa chọn triển vọng trong thiết kế UAV hiện đại [4, 5].

Một thách thức quan trọng đối với UAV cấu hình đồng trục là đo đạc và đánh giá chính xác lực nâng, vì lực này không chỉ quyết định khả năng bay ổn định mà còn ảnh hưởng trực tiếp đến hiệu suất năng lượng và độ an toàn bay. Nghiên cứu lực nâng trong hệ cánh quạt đồng trục đã trải qua nhiều giai đoạn phát triển, từ các mô hình lý thuyết đơn giản cho đến các phương pháp mô phỏng số và đo lường thực nghiệm [6]. Lý thuyết động lượng ban đầu cung cấp công cụ tính toán nhanh, nhưng còn hạn chế trong việc phản ánh các hiệu ứng 3D và nhiễu loạn do tương tác giữa rotor trên và rotor dưới [7,8]. Tiếp theo, lý thuyết phần tử cánh (BET) cho phép mô hình hóa chi tiết hơn khi được hiệu chỉnh bằng dữ liệu khí động học thực nghiệm [9]. Các mô phỏng CFD, đặc biệt với mô hình RANS và LES, đã mở rộng khả năng phân tích trường dòng 3D phức tạp trong hệ đồng trục.

Song song, các phương pháp thực nghiệm từ thử nghiệm trong hầm gió cho đến đo đạc trực tiếp trên bệ thử hoặc UAV - cung cấp dữ liệu xác thực phục vụ hiệu chỉnh mô hình và kiểm chứng hiệu suất [10]. Hiện nay, sự kết hợp đa phương pháp, lý thuyết, mô phỏng, thực nghiệm được coi là xu hướng nghiên cứu chủ đạo nhằm nâng cao độ tin cậy trong thiết kế UAV.

Trong nghiên cứu này, chúng tôi trình bày chi tiết một mô hình thí nghiệm đo lực nâng của hệ cánh quạt đồng trục Hình 1. Cấu hình thí nghiệm sử dụng cánh quạt 15×4 (loại 8040) được thiết kế kèm sơ đồ đo đạc các thông số kỹ thuật quan trọng. Dữ liệu thực nghiệm thu được được xử lý bằng phương pháp quy hoạch tuyến tính để xây dựng hàm số biểu diễn mối quan hệ giữa lực nâng và công suất động cơ. Kết quả không chỉ cung cấp cơ sở định lượng cho việc lựa chọn cấu hình cánh quạt đồng trục tối ưu, mà còn góp phần vào quá trình đào tạo sinh viên và kỹ sư hàng không tại Viện Công nghệ Hàng không Vũ trụ - Trường Đại học Công nghệ.

2. Phương pháp nghiên cứu

2.1. Hệ thống thiết bị thí nghiệm

Hệ thống đo lực đẩy được lắp đặt trên khung cố định, bao gồm một động cơ gắn hai tầng cánh quạt đồng trục và hệ thống đo lường. Sơ đồ kết nối của hệ thống thử nghiệm được minh họa trên Hình 2, động cơ được đặt thẳng đứng, cố định chắc chắn. Dưới vị trí động cơ là bộ cảm biến lực (loadcell) dùng để đo trực tiếp lực đẩy theo phương thẳng đứng phát sinh từ cánh quạt. Một ống Pitot kết hợp với cảm biến áp suất và vận tốc gió được đặt trong luồng không khí của cánh quạt để đo các thông số khí động học của luồng gió tạo ra.

Hệ thống đọc dữ liệu được mô tả trên Hình 3, bao gồm nguồn cung cấp, bộ điều khiển động cơ (ESC) và giao diện thu thập dữ liệu nối các cảm biến đến máy tính. Hệ thống được trang bị các cảm biến và thiết bị điều khiển để ghi nhận dữ liệu trong suốt quá trình thử nghiệm. Hai cảm biến vòng quay (RPM) gắn riêng biệt trên mỗi tầng cánh quạt giúp đo tốc độ quay của từng tầng. Load cell được đặt dưới động cơ dùng để đo trực tiếp lực đẩy theo phương thẳng đứng do cánh quạt tạo ra.

Mạch đo công suất tích hợp ghi nhận điện áp và dòng điện cấp cho động cơ, từ đó tính toán công suất tiêu thụ. Để thay đổi tốc độ quay động cơ, một thiết bị CCPM (Cyclic/Collective Pitch Mixing) được thiết lập để cung cấp xung PWM cho bộ ESC động cơ. Ống Pitot kết hợp với cảm biến áp suất đo áp suất động và vận tốc dòng không khí sinh ra bởi cánh quạt. Tất cả tín hiệu từ các cảm biến được đưa về bộ thu thập dữ liệu (DAQ) qua vi mạch Atmega328P. Dữ liệu này được hiển thị, lưu trữ và xử lý trên máy tính thông qua giao diện người dùng. Nguồn điện thử nghiệm trong hệ thống là Pin Lipo 4S điện áp 16.8V và dung lượng 2.4Ah, có dòng xả liên tục 25C.

2.2. Quy trình thí nghiệm

Quy trình thí nghiệm được thực hiện theo các bước sau nhằm đảm bảo thu được dữ liệu chính xác và có thể lặp lại.

(1) Lắp đặt thiết bị: Cố định động cơ gắn hai tầng cánh quạt đồng trục trên khung đỡ, đảm bảo trục động cơ thẳng đứng và chắc chắn. Kiểm tra kết nối điện giữa động cơ, bộ điều khiển (ESC) và nguồn cấp. Hiệu chuẩn loadcell ở trạng thái không tải để loại bỏ tín hiệu nền ban đầu.

(2) Kết nối cảm biến: Gắn cảm biến RPM vào hai tầng cánh quạt tương ứng. Lắp ống Pitot và cảm biến áp suất vào luồng gió ngay trước cánh quạt. Đảm bảo kết nối các dây tín hiệu từ cảm biến RPM, loadcell và cảm biến áp suất/vận tốc gió đến bộ thu thập dữ liệu.

(3) Thiết lập đo và ghi dữ liệu: Khởi động máy tính và phần mềm thu thập dữ liệu, thiết lập tần số mẫu phù hợp cho các cảm biến. Kiểm tra tín hiệu đầu vào của từng cảm biến trên giao diện thu thập để đảm bảo các giá trị đầu ra hợp lý.

(4) Tiến hành thí nghiệm: Cấp điện cho động cơ từ trạng thái tĩnh và tăng dần tín hiệu điều khiển (throttle) của ESC theo các mức đã định (ví dụ tăng 10% mỗi bước). Ở mỗi mức tốc độ, ghi nhận đồng thời giá trị RPM của hai tầng cánh, lực đẩy từ loadcell, công suất tiêu thụ động cơ (tính từ điện áp và dòng điện) và tốc độ gió từ ống Pitot. Duy trì mỗi mức đủ lâu để các giá trị đo đạt trạng thái ổn định.

(5) Lưu trữ và xử lý dữ liệu: Dữ liệu thu thập được ghi liên tục trên máy tính qua giao diện cảm biến. Sau khi kết thúc thí nghiệm, xuất dữ liệu và xử lý để phân tích, cho phép vẽ đồ thị đặc tính lực đẩy theo tốc độ quay hoặc công suất đầu vào.

Hình 4 mô tả thí nghiệm đo lực đầy cho động cơ sử dụng 2 tầng cánh đồng trục với loại cánh 8040. Thiết bị thí nghiệm được mô tả như trong Bảng 1.

Bảng 1: Thông số kỹ thuật của thiết bị thí nghiệm.

3. Kết quả thí nghiệm và bàn luận

Trong phần sau đây, nhóm nghiên cứu tiến hành đo thử nghiệm động cơ đồng trục hai tầng cánh với cánh loại 8040. Đây là cánh quạt được sử dụng cho máy bay không người lái phát triển tại Viện Công nghệ hàng không vũ trụ - Trường Đại học Công nghệ, (Đại học Quốc gia Hà Nội (Hình 1). Sau quá trình thí nghiệm, các kết quả thu được như sau.

Hình 5 biểu diễn mối quan hệ giữa lực nâng của cánh, công suất động cơ theo độ rộng xung PWM của tín hiệu điều khiển. Kết quả cho thấy khi công suất tăng thì lực nâng tăng, giá trị lớn nhất là 15.6 N tại công suất 480W. Độ rộng xung PWM từ 18% trở lên thì cánh quạt bắt đầu quay. Độ rộng xung từ 70% trở lên thì tốc độ quay của cánh quạt ổn định, lực nâng cũng ổn định.  

Hình 6 trình bày kết quả thử nghiệm đo lực đẩy riêng biệt từng cánh quạt và 2 cánh quạt đồng thời. Kết quả cho thấy tổng lực đẩy của 2 cánh quạt riêng biệt (N1+N2) lớn hơn giá trị lực đẩy khi sử dụng đồng thời 2 cánh quát (N). Điều này là do ảnh hưởng của cánh trước tác động lên cánh sau làm khi sử dụng đồng thời 2 cánh quạt.

Để đánh giá độ chính xác của hệ thống thí nghiệm đo lực nâng của động cơ 2 tầng cánh quạt đồng trục, nhóm nghiên cứu so sánh kết quả đo thông số đặc trưng của động cơ sử dụng cánh loại 8040 với thông số kỹ thuật do nhà sản xuất cung cấp. Kết quả so sánh được mô tả như trong Bảng 2.

Bảng 2: So sánh thông số kỹ thuật của nhà sản xuất (NSX) và của thí nghiệm (TN).

Kết quả so sánh cho thấy sự sai lệch nhất định so với thông số công bố bởi nhà sản xuất. Cụ thể, ở chế độ tầng đơn, công suất tiêu thụ đo được là 272 W, cao hơn 9,2% so với giá trị tham chiếu 249 W, trong khi lực đẩy đạt 980 g, vượt 14% so với mức 860 g công bố. Hiệu suất sử dụng năng lượng của tầng đơn đạt 3,60 g/W, cao hơn so với mức 3,45 g/W của nhà sản xuất. Đối với chế độ hai tầng, công suất tiêu thụ giảm nhẹ xuống 430 W, thấp hơn 6,3% so với giá trị tham chiếu 459 W, lực đẩy đạt 1335 g, giảm khoảng 4,6% so với thông số công bố. Tuy vậy, hiệu suất đạt 3,10 g/W, nhỉnh hơn mức 3,05 g/W công bố. Độ sai lệch hiệu suất sử dụng năng lượng của NSX và TN nhỏ từ 1,6%-4,3%. Kết quả này cho thấy động cơ trong điều kiện thí nghiệm duy trì mức hiệu suất tương đương hoặc cao hơn so với thông số nhà sản xuất, mặc dù tồn tại sai số do điều kiện môi trường, dụng cụ đo lường và đặc tính tải cánh quạt. Các sai lệch nằm trong phạm vi chấp nhận được, góp phần xác thực độ tin cậy của dữ liệu kỹ thuật, đồng thời khuyến nghị kiểm tra bổ sung để đánh giá ổn định lâu dài của hệ thống trong các điều kiện vận hành khác nhau.

Hình 7 trình bày kết quả thí nghiệm về sự phụ thuộc của công suất tiêu thụ, cường độ dòng điện và tốc độ quay của động cơ hai tầng cánh loại 8040 theo lực nâng. Kết quả cho thấy các đại lượng này có xu hướng tăng khi lực nâng tăng, đồng thời thể hiện đặc tính phi tuyến rõ rệt trong toàn dải giá trị đo. Để mô tả mối quan hệ giữa các biến số, nhóm nghiên cứu áp dụng phương pháp quy hoạch tuyến tính kết hợp nội suy bình phương tối thiểu nhằm xây dựng các hàm xấp xỉ có độ tin cậy cao.

Hàm xấp xỉ dạng đa thức bậc 4 mô tả quan hệ giữa công suất và lực nâng được xác định như sau:

Hàm xấp xỉ đa thức bậc 5 mô tả quan hệ giữa cường độ dòng điện và lực nâng có dạng:

Hàm xấp xỉ đa thức bậc 5 mô tả mối quan hệ giữa tốc độ quay của động cơ và lực nâng có dạng:

Các hàm xấp xỉ này không chỉ cho phép dự đoán xu hướng thay đổi lực nâng khi công suất, dòng điện và tốc độ quay thay đổi, mà còn cung cấp cơ sở định lượng quan trọng trong việc hiệu chỉnh và tối ưu hóa thiết kế hệ thống động lực UAV cấu hình cánh quạt đồng trục.

4. Kết luận

Nghiên cứu đã tiến hành thí nghiệm đo đạc và phân tích đặc tính khí động của hệ thống động cơ đồng trục sử dụng cánh quạt 15×4 (loại 8040). Hệ thống thiết bị đo lường, sơ đồ hoạt động, quy trình thí nghiệm được xây dựng, kiểm chứng cụ thể, chặt chẽ. Kết quả cho thấy lực nâng giảm đáng kể khi hai cánh quạt hoạt động đồng thời, chủ yếu do ảnh hưởng của luồng khí rối từ cánh trên. Mặc dù vậy, hiệu suất năng lượng đo được vẫn duy trì ở mức tương đương với thông số nhà sản xuất trong phạm vi sai số chấp nhận được. Các hàm số xấp xỉ thu được cho phép dự đoán xu hướng thay đổi lực nâng theo công suất, dòng điện và tốc độ quay, qua đó cung cấp công cụ định lượng quan trọng trong quá trình thiết kế, hiệu chỉnh và tối ưu hóa hệ thống đẩy UAV cấu hình đồng trục.

Lời cảm ơn

Nghiên cứu này được tài trợ bởi Trường Đại học Công nghệ (Đại học Quốc gia Hà Nội) theo Đề tài mã số CN23.10

TÀI LIỆU THAM KHẢO

[1]. Austin, R. Unmanned Aircraft Systems (2011): UAV Design, Development and Deployment, John Wiley & Sons.

[2]. Nguyen Hoang Quan, Nguyen Khanh Duy, Nguyen Cong Minh, Dang The Ba, Analyzing Quadcopter Dynamic Response in Relation to Weight Variation, ICEMA7, 11-13/2023, Ha Noi.

[3]. Nguyễn Công Minh, Nguyễn Hoàng Quân, Mô phỏng quỹ đạo phi tuyến của Quadcopter bằng phương pháp BEEMAN, Tạp chí Khoa học và Công nghệ - Đại học Thái Nguyên, 230(10), 233-240, 06/2025.

[4]. Yi-ran Wei, Han Chen, Ke-wei Li, Hong-bin Deng, Zhen-hua Pan, Research on the Control Algorithm of Coaxial Rotor Aircraft based on Sliding Mode and PID, Electronics 2019.

[5] Yi-ran Wei, Hong-bin Deng, Zhen-hua Pan, Ke-wei Li, Dong-fang Li, Research on a combinatorial control method for coaxial rotor aircraft based on sliding mode, Defence Technology, Volume 18, Issue 2, February 2022, pp 280-292.

[6]. Lee KH, Woo H, Direct integration of reverse engineering and rapid prototyping, Computers & Industrial Engineering, 38:21-38, (2000).

[7]. Senai Y., Burak Y., Mazlum B., Optical 3D scanner technology, 3^rd international congress on 3D printing technologies and digital industry, Turkey (2018).

[8]. Jeremy Ledoux, Sebastián Riffo, Julien Salomon, Analysis of the Blade Element Momentum Theory, Computer Science, Mathematics, (2020).

[9]. Nguyen Hoang Quan, Tran Dang Huy, Duong Viet Dung, Determination of Aerodynamic Coefficients of Drone Propeller by 3D Scanning Technology and Blade Element Momentum Method, ICEMA6, November 13-14, 2021, HaNoi.

[10]. Sihong Yan, Tomas I. Opazo, Jack W. Langelaan, Jose L. Palacios, Experimental evaluation and flight simulation of coaxial-rotor vehicles in icing clouds, Journal of the American Helicopter Society, Vol. 65, No. 2, 04/2020.