การออกแบบอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์สำหรับวัตถุหลายรูปทรง

บทคัดย่อ

ปริญญานิพนธ์นี้มีวัตถุประสงค์ เพื่อสร้างอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์เพื่อให้ สามารถวัดค่าแรงยก (Lift) แรงต้าน (Drag) และโมเมนต์ (Moment) ของวัตถุหลายรูปทรง ได้แก่ ทรงกระบอกและแพนอากาศ สาหรับชุดอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์นั้น มีโหลดเซลล์ แบบสเตรนเกจเป็นอุปกรณ์ในการวัดแรง จากนั้นต่อเข้ากับเครื่องแปลงสัญญาณ (DATA LOGGER) เพื่อเปลี่ยนสัญญาณทางไฟฟ้าจากโหลดเซลล์เป็นพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ เนื่องจากวัตถุถูก พิจารณาในรูปแบบสองมิติจึงนาค่าที่ได้ไปคานวณย้อนกลับหาค่าสัมประสิทธิ์แรงยก แรงต้าน และ โมเมนต์ เพื่อเปรียบเทียบกับค่าจากฐานข้อมูล ผลจากการดาเนิน งาน พบว่า อุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ สามารถวัด พารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ คือ แรงยก แรงต้าน และโมเมนต์ได้ ซึ่งค่าที่ได้จากการทดสอบ เมื่อ นาไปเปรียบเทียบกับค่าจากฐานข้อมูล จะเห็นว่า มีความใกล้เคียงกันและเป็นไปในแนวทางเดียวกัน แต่ยังคงมีความผิดพลาดเกิดขึ้น ซึ่งอาจเกิดได้จากการที่มีสัญญาณรบกวนและค่าจากเครื่องแปลง สัญญาณไม่คงที่ยังคงมีความผันผวนของค่าที่วัดได้ คาสาคัญ: พารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ / โหลดเซลล์แบบสเตรนเกจ / อุโมงค์ลมระบบปิด Name Mr. Rueangyos Khenhan Miss Nattasorn Chaninkul Miss Chanisa Sarachat Miss Natnaree Thabtimchai Thesis Title Design of Equipment to Measure the Aerodynamic Parameters of Various Bodies by Using Closed Loop Wind Tunnel with Low Speed Department Mechanical and Aerospace Engineering Advisor Dr. Thanate Sangsawangmatum Assistant Professor Dr. Boonchai Watjatrakul Academic year 2024 Abstract This thesis aims to develop equipment for measuring aerodynamic parameters specifically lift, drag, and moment of various bodies such as cylinders and airfoils. The measurement system utilizes strain gauge load cells to detect aerodynamic forces, which are then connected to a data logger that converts the electrical signals into aerodynamic parameters. The obtained values are further processed to calculate the lift, drag, and moment coefficients, which are compared with reference databases. The results indicate that the system can effectively measure aerodynamic parameters. Comparison with reference data reveals a high degree of consistency and similar trend patterns. However, some discrepancies were observed, which may be attributed to signal noise and fluctuations in the data logger output, resulting in variability in the measured values. Keywords: Aerodynamic parameters / Strain gauge load cells / Closed-loop wind tunnel กิตติกรรมประกาศ ปริญญานิพนธ์ฉบับ นี้สาเร็จลุล่ว งได้ ด้ว ยดี เนื่องมาจากคาปรึก ษา คาแนะนาและการ ช่วยเหลือสนับสนุนจากหลายฝ่าย ทางคณะผู้จัดทาขอขอบพระคุณ อาจารย์ ดร.ธาเนตร แสงสว่างมา ตุ้ม และ ผู้ช่วยศาสตราจารย์ ดร.บุญชัย วัจจะตรากุล อาจารย์ที่ปรึกษาปริญญานิพนธ์ ที่ให้ความรู้ แนวทางการปฏิบัติ ตลอดจนเสนอแนะแนวทางการแก้ปัญหา พร้อมทั้งสอบถามความก้าวหน้าของ ปริญญานิพนธ์อย่างต่อเนื่อง นอกจากนี้ทางคณะผู้จัดทาขอขอบพระคุณคณะกรรมการสอบปริญญา นิพนธ์ทุกท่าน ที่ให้ความรู้ คาแนะนา และข้อเสนอแนะต่าง ๆ เพื่อนาไปแก้ไขปรับปรุง จนปริญญา นิพนธ์ฉบับนี้เสร็จสมบูรณ์ ขอขอบพระคุณอาจารย์ประจาภาควิชาวิศวกรรมเครื่องกลและการบิน -อวกาศและบุคลากร ทุกท่านที่ได้เอื้อเฟื้อเครื่องมือ วัสดุอุปกรณ์ และอานวยความสะดวกเรื่องสถานที่ในการทาโครงงาน พร้อมทั้งมอบกาลังใจ ตลอดจนสอบถามความก้าวหน้าและให้ความช่วยเหลือเสมอมา และท้ายที่สุดนี้ทางคณะผู้จัดทาขอขอบพระคุณบิดา มารดา และสมาชิกในครอบครัวทุกท่าน ที่ให้การสนับสนุนและคอยเป็นกาลังใจตลอดมา ทางคณะผู้จัดทาหวังเป็นอย่างยิ่งว่า ปริญญานิพนธ์ ฉบับ นี้จะเป็น ประโยชน์ต่องานด้านวิศวกรรมและผู้ที่ส นใจ และหากในปริญญานิพนธ์ฉบับนี้ มี ข้อผิดพลาดประการใด คณะผู้จัดทาขอน้อมรับและขออภัยเป็นอย่างสูง นายเรืองยศ เคนหาญ นางสาวณัฐศร ชนิลกุล นางสาวชนิสา สารชาติ นางสาวณัฐนรี ทับทิมฉาย สารบัญ บทที่ 1 บทนา ....................................................................................................................................1 1.1 ที่มาและความสาคัญ...........................................................................................................1 1.2 วัตถุประสงค์ .......................................................................................................................2 1.3 ขอบเขตของโครงงาน..........................................................................................................2 1.4 ประโยชน์และผลที่คาดว่าจะได้รับ ......................................................................................2 1.5 แผนการดาเนินงาน .............................................................................................................3 1.5.1 หัวหน้าทีมในแต่ละช่วงการทาปริญญานิพนธ์ ........................................................ 5 1.5.2 งบประมาณ ........................................................................................................... 6 บทที่ 2 ทฤษฎีและงานวิจัยที่เกี่ยวข้อง ...............................................................................................7 2.1 พารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์สาหรับการไหลสองมิติของแพนอากาศ ...........................7 2.1.1 แรงยก (Lift) และแรงต้าน (Drag) ......................................................................... 7 2.1.2 โมเมนต์ ................................................................................................................. 8 2.2 คุณลักษณะของอากาศพลศาสตร์ และความสัมพันธ์ ..........................................................8 2.2.1 สัมประสิทธิ์อากาศพลศาสตร์ ................................................................................ 8 2.2.2 มุมปะทะ (Angle of Attack) .............................................................................. 10 2.2.3 จุดศูนย์กลางอากาศพลศาสตร์............................................................................. 11 2.4 การคานวณสัมประสิทธิ์อากาศพลศาสตร์ด้วยทฤษฎีแพนอากาศบาง (Thin airfoil) ........ 14 2.4.1 หลักการของทฤษฎีแพนอากาศบาง ..................................................................... 14 2.4.2 สัมประสิทธิ์แรงยกของแพนอากาศบางแบบแคมเบอร์ ......................................... 14 2.4.3 สัมประสิทธิ์โมเมนต์ของแพนอากาศบางแบบแคมเบอร์ ....................................... 15 2.5 สัมประสิทธิ์แรงต้านของวัตถุทรงกลมและทรงกระบอก ................................................... 15 2.6 โหลดเซลล์ ....................................................................................................................... 17 ค 2.6.1 โหลดเซลล์แบบสเตรนเกจ ................................................................................... 17 2.7 การทดลองอุโมงค์ลม ....................................................................................................... 18 2.8 งานวิจัยที่เกี่ยวข้อง .......................................................................................................... 19 2.8.1 การวิจัย การทดสอบหาค่าพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ และการออกแบบ อุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์................................................................. 19 2.8.2 การวิจัย การทดสอบหาค่าพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ และการวิเคราะห์ พารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ ................................................................................. 22 บทที่ 3 ขั้นตอนการออกแบบ .......................................................................................................... 25 3.1 ความต้องการของโครงงาน .............................................................................................. 25 3.2 ข้อจากัดของโครงงาน ...................................................................................................... 25 3.2.1 ข้อจากัดการออกแบบ ......................................................................................... 25 3.2.2 ข้อจากัดการทดลอง ............................................................................................ 26 3.3 ข้อกาหนด/มาตรฐานการออกแบบชิ้นงาน ....................................................................... 26 3.3.1 มาตรฐานทางวิศวกรรม ....................................................................................... 26 3.3.2 มาตรฐานวัสดุ/อุปกรณ์ที่นามาทดสอบ ................................................................ 26 3.4 ซอฟต์แวร์ที่ใช้ในการวิเคราะห์ ......................................................................................... 28 3.5 รายละเอียดอุโมงค์ลมที่ใช้ทดสอบ ................................................................................... 30 3.6 การวัดความเร็วลมในอุโมงค์ลมระบบปิด ......................................................................... 30 3.7 ข้อพิจารณาและการออกแบบชิ้นงานทดสอบ .................................................................. 31 3.7.1 ข้อพิจารณาในการออกแบบชิ้นงานทดสอบ ......................................................... 31 3.7.2 การออกแบบชิ้นงานทดสอบ................................................................................ 31 3.8 ข้อพิจารณาในการวิเคราะห์และการออกแบบ ................................................................. 32 3.9 ข้อพิจารณาการออกแบบสาหรับการสร้างแบบจาลองในการทดสอบ .............................. 33 3.10 การออกแบบและสร้างแบบจาลองสาหรับการทดสอบ .................................................. 33 3.11 การเชื่อมต่ออุปกรณ์สาหรับการวิเคราะห์ค่าพารามิเตอร์ ............................................... 34 ง 3.12 การตรวจสอบความถูกต้องของแบบจาลอง ................................................................... 35 3.12.1 การตรวจสอบความสามารถในการใช้งานของโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจและ ซอฟต์แวร์ DEWESoft X............................................................................................... 35 3.12.2 การตรวจสอบความสามารถในแยกแรงของแบบจาลอง .................................... 35 3.12.3 การตรวจสอบการเสียรูปของโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจ .................................... 38 3.13 อุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์สาหรับการทดสอบจริง ............................. 39 3.13.1 ขนาดของโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจ ................................................................. 39 3.13.2 การออกแบบชุดติดตั้งชิ้นงานทดสอบ ................................................................ 40 3.13.3 การตรวจสอบภาระน้าหนักที่กระทาบนโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจวัดแรงต้าน .. 42 3.13.4 การออกแบบชุดปรับมุมปะทะ .......................................................................... 43 3.14 การคานวณ Boundary layer thickness .................................................................... 44 3.15 การสอบเทียบ (Calibration) ........................................................................................ 45 3.15.1 การเชื่อมต่อโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจ.............................................................. 45 3.16 การสร้างแพนอากาศ NACA 2412 ................................................................................ 48 3.17 การสร้างอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ สาหรับการทดสอบจริง.............. 49 บทที่ 4 ผลการทดลอง ..................................................................................................................... 53 4.1 ผลการตอบสนองของโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจ .............................................................. 53 4.2 การหาพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ของแพนอากาศจากซอฟต์แวร์ XFOIL .............. 55 4.3การทดสอบหาค่าพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ของแพนอากาศจากอุปกรณ์วัด พารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์........................................................................................... 59 4.3.1 ผลการปรับปรุงคุณภาพผิวของแพนอากาศ .................................................................. 63 4.4การทดสอบหาค่าพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ของทรงกระบอกจากอุปกรณ์วัด พารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์........................................................................................... 72 บทที่ 5 สรุปผลการทดลอง และข้อเสนอแนะ .................................................................................. 74 5.1 สรุปผลการทดลอง ........................................................................................................... 74 จ 5.2 ข้อเสนอแนะ .................................................................................................................... 74 เอกสารอ้างอิง ................................................................................................................................. 75 ภาคผนวก ก .................................................................................................................................... 77 ภาคผนวก ข .................................................................................................................................... 81 ฉ สารบัญตาราง ตารางที่ 1.1 แผนการดาเนินงาน .........................................................................................................3 ตารางที่ 1.2 แผนการดำเนินงาน (ต่อ)................................................................................................3 ตารางที่ 1.3 แผนการดำเนินงานที่ทำได้จริง ช่วงหลัง Proposal – Progress I ..................................3 ตารางที่ 1.4 แผนการดำเนินงานที่ทำได้จริง ช่วงหลัง Progress I – Progress II................................4 ตารางที่ 1.5 แผนการดำเนินงานที่ทำได้จริง ช่วงหลัง Progress I – Progress II (ต่อ) .......................4 ตารางที่ 1.6 แผนการดำเนินงานที่ทำได้จริง ช่วงหลัง Progress II – Final ........................................4 ตารางที่ 1.7 แผนการดำเนินงานที่ทำได้จริง ช่วงหลัง Progress II – Final (ต่อ) ................................5 ตารางที่ 1.8 หัวหน้าทีมแต่ละช่วงดำเนินงาน .....................................................................................5 ตารางที่ 1.9 รายการเบื้องต้นของวัสดุ อุปกรณ์ และราคาโดยประมาณ ............................................6 ตารางที่ 2.1 แรงยกที่กระทำกับปีกเครื่องบินจำลองที่ความเร็วและมุมปะทะต่างกัน ....................... 21 ตารางที่ 3.1 ผลลัพธ์การคำนวณค่าพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ ............................................. 32 ตารางที่ 3.2 ผลลัพธ์การทดสอบจากแรงกระทำขนาด 2 นิวตัน และ 4 นิวตัน ................................ 35 ตารางที่ 3.3 เปรียบเทียบแรงที่เกิดบนโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจจากซอฟต์แวร์และการคานวณเมื่อ แรงมากระทาที่ขนาดมุมต่าง ๆ……………………………………………………………………………………………….37 ตารางที่ 3.4 การกาหนดค่าสายไฟของโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจ………………………………………………47 ตารางที่ 4.1 ค่าพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์เมื่อเปลี่ยนมุมปะทะจากซอฟต์แวร์ XFOIL………..56 ตารางที่ 4.2 แรงยก แรงต้าน และโมเมนต์ของแพนอากาศเมื่อเปลี่ยนมุมปะทะที่ได้จากอุปกรณ์วัด พารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์………………………………………………………………………………………..…60 ตารางที่ 4.3 สัมประสิทธิ์แรงยก แรงต้าน และโมเมนต์ของแพนอากาศเมื่อเปลี่ยนมุมปะทะที่ได้จาก อุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์…………………………………………………………………………..61 ตารางที่ 4.4 แรงยก แรงต้าน และโมเมนต์ของแพนอากาศเมื่อเปลี่ยนมุมปะทะจากอุปกรณ์วัด พารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์จากการปรับปรุงคุณภาพผิวของแพนอากาศครั้งที่ 1 ................... 65 ตารางที่ 4.5 สัมประสิทธิ์แรงยก แรงต้าน และโมเมนต์ของแพนอากาศเมื่อเปลี่ยนมุมปะทะจาก อุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์จากการปรับปรุงคุณภาพผิวของแพนอากาศครั้งที่ 1 .. 66 ช ตารางที่ 4.6 แรงยก แรงต้าน และโมเมนต์ของแพนอากาศเมื่อเปลี่ยนมุมปะทะจากอุปกรณ์วัด พารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์จากการปรับปรุงคุณภาพผิวของแพนอากาศครั้งที่ 2 ................... 69 ตารางที่ 4.7 สัมประสิทธิ์แรงยก แรงต้าน และโมเมนต์ของแพนอากาศเมื่อเปลี่ยนมุมปะทะจาก อุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์จากการปรับปรุงคุณภาพผิวของแพนอากาศครั้งที่ 2 .. 70 ตารางที่ 4.8 แรงยก แรงต้าน โมเมนต์ และสัมประสิทธิ์แรงต้านของทรงกระบอกจากอุปกรณ์วัด พารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์.................................................................................................... 73 ซ สารบัญรูปภาพ รูปที่ 2.1 เส้นโค้งการยก (Lift curve) [4] ....................................................................................... 10 รูปที่ 2.2 เส้นโค้งโมเมนต์ (Moment curve) [4]............................................................................ 11 รูปที่ 2.3 การกำหนดตำแหน่ง 0.25 ของคอร์ดและจุดศูนย์กลางอากาศพลศาสตร์ ......................... 12 รูปที่ 2.4 เรขาคณิตของแพนอากาศทั่วไป [5] ................................................................................. 13 รูปที่ 2.5 vortex sheet ที่กระจายอยู่บนแคมเบอร์ในทฤษฎีแพนอากาศ ....................................... 14 รูปที่ 2.6 สัมประสิทธิ์แรงยกที่เป็นฟังก์ชันของมุมปะทะในทฤษฎีแพนอากาศบาง [6] ..................... 15 รูปที่ 2.7 การไหลผ่านทรงกระบอกที่เกิดการแยกชั้นขอบเขตโดยมีตัวเลขเรย์โนลด์เท่ากับ 2,000 [7] ........................................................................................................................................................ 16 รูปที่ 2.8 สัมประสิทธิ์แรงต้านเฉลี่ยของการไหลผ่านทรงกลมและทรงกระบอกผิวเรียบ [7] ............ 16 รูปที่ 2.9 วงจรบริดจ์แบบวิทสโตนของโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจ ................................................... 18 รูปที่ 2.10 แนวคิดของการตั้งค่าการทดลองอุโมงค์ลม [10] ............................................................ 18 รูปที่ 2.11 ชุดอุปกรณ์ เครื่องมือวัดแรง โมเมนต์ และชุดการควบคุมท่าทาง ................................... 19 รูปที่ 2.12 กราฟความสัมพันธ์ระหว่างสัมประสิทธิ์แรงยกกับมุมปะทะ -4 ถึง 9.5 องศา ................. 20 รูปที่ 2.13 กราฟความสัมพันธ์ระหว่างสัมประสิทธิ์แรงต้านกับมุมปะทะ -4 ถึง 9.5 องศา .............. 20 รูปที่ 2.14 รูปแบบเซ็นเซอร์และการติดตั้งเซ็นเซอร์ในส่วนทดสอบ ................................................. 21 รูปที่ 2.15 อุโมงค์ลมระบบเปิดและการติดตั้งอุปกรณ์สำหรับการวัดแรงยกที่กระทำกับปีกเครื่องบิน จำลอง………………………………………………………………………………………………………………..……………….21 รูปที่ 2.16 (ก) แบบจำลอง NACA 2415 แบบไม่มีการตกแต่งพื้นผิว และ (ข) แบบจำลอง NACA 2415 ที่มีการตกแต่งพื้นผิวด้วยสีอะคริลิค ....................................................................................... 22 รูปที่ 2.17 การเปรียบเทียบแรงยกที่ได้จากการทดสอบในอุโมงค์ลมและการจำลองทางพลศาสตร์ของ ไหล ................................................................................................................................................. 22 รูปที่ 2.18 การเปรียบเทียบแรงต้านที่ได้จากการทดสอบในอุโมงค์ลมและการจำลองทางพลศาสตร์ ของไหล ........................................................................................................................................... 23 รูปที่ 2.19 (ก) การเปรียบเทียบสัมประสิทธิ์แรงยกที่ได้จากการทดสอบในอุโมงค์ลม, การจำลองทาง พลศาสตร์ของไหล และข้อมูลของแพนอากาศ................................................................................. 23 ฌ (ข) การเปรียบเทียบสัมประสิทธิ์แรงต้านที่ได้จากการทดสอบในอุโมงค์ลม, การจำลองทางพลศาสตร์ ของไหล และข้อมูลของแพนอากาศ................................................................................................. 23 รูปที่ 3.1 ส่วนประกอบของแพนอากาศ .......................................................................................... 27 รูปที่ 3.2 แพนอากาศ NACA 2412 จาก Airfoil Tools ................................................................. 27 รูปที่ 3.3 ค่าพารามิเตอร์ของวัตถุทรงกลม และทรงกระบอก .......................................................... 28 รูปที่ 3.4 สัมประสิทธิ์แรงต้านเฉลี่ยของการไหลผ่านทรงกลมและทรงกระบอกผิวเรียบสำหรับใช้เป็น ค่าจากฐานข้อมูล ............................................................................................................................. 28 รูปที่ 3.5 ซอฟต์แวร์ DEWESoft ..................................................................................................... 29 รูปที่ 3.6 การตั้งค่าต่าง ๆ ในซอฟต์แวร์ DEWESoft ....................................................................... 29 รูปที่ 3.7 การตั้งค่าเพื่อดูค่าพารามิเตอร์ แบบ single value .......................................................... 29 รูปที่ 3.8 การตั้งค่าเพื่อดูค่าพารามิเตอร์ แบบ single value .......................................................... 30 รูปที่ 3.9 แบบจำลอง 3 มิติของส่วนทดสอบอุโมงค์ลม .................................................................... 30 รูปที่ 3.10 แบบจำลอง 3 มิติของแพนอากาศ ................................................................................. 31 รูปที่ 3.11 แบบจำลอง 3 มิติของทรงกระบอก................................................................................ 31 รูปที่ 3.12 แบบจำลองอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ ............................................... 34 รูปที่ 3.13 การเชื่อมต่ออุปกรณ์สำหรับการวิเคราะห์พารามิเตอร์ ................................................... 34 รูปที่ 3.14 แรงกระทำบนโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจเมื่อมีขนาดมุมเท่ากับ 0 องศา ......................... 36 รูปที่ 3.15 แรงกระทำบนโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจเมื่อมีขนาดมุมเท่ากับ 90 องศา ...................... 37 รูปที่ 3.16 การตั้งค่าอุปกรณ์ให้ตั้งฉากกับแรงโน้มถ่วงของโลก ........................................................ 38 รูปที่ 3.17 การปรับตั้งศูนย์ของเครื่องมือวัดไดอัลเกจ ..................................................................... 38 รูปที่ 3.18 ระยะการเสียรูปของโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจเมื่อทำการแขวนมวล ............................. 39 รูปที่ 3.19 ระยะการเสียรูปของโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจเมื่อนำมวลออก ..................................... 39 รูปที่ 3.20 ขนาดของโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจ .............................................................................. 40 รูปที่ 3.21 ชุดติดตั้งชิ้นงานทดสอบชุดที่หนึ่ง ................................................................................... 41 รูปที่ 3.22 ชุดติดตั้งชิ้นงานทดสอบชุดที่สอง ................................................................................... 41 รูปที่ 3.23 การประกอบชุดติดตั้งชิ้นงานทดสอบทั้งสองชุดเข้ากับฐาน ............................................ 42 ญ รูปที่ 3.24 มวลทั้งหมดของชิ้นส่วนที่ถูกประกอบอยู่บนโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจวัดแรงต้าน ........ 42 รูปที่ 3.25 การติดตั้งตัวเข็มชี้มุมเข้ากับแพนอากาศ ........................................................................ 43 รูปที่ 3.26 เข็มชี้มุมกับชุดตัวปรับระยะพร้อมด้วยชุดบอกมุมปะทะมุมมองทางด้านหลัง ................. 43 รูปที่ 3.27 เข็มชี้มุมกับชุดตัวปรับระยะพร้อมด้วยชุดบอกมุมปะทะมุมมองทางด้านหน้า ................. 44 รูปที่ 3.28 ตัวเชื่อมต่อ D-Sub 9 พิน female ................................................................................ 45 รูปที่ 3.29 รายละเอียดพินของตัวเชื่อมต่อ ...................................................................................... 45 รูปที่ 3.30 ตัวเชื่อมต่อ D-Sub 9 พิน male.................................................................................... 46 รูปที่ 3.31 การต่อวงจรแบบฟลูบริดจ์ ............................................................................................. 46 รูปที่ 3.32 การต่อสายไฟเข้าทอร์มินอลของ D-Sub 9 พิน male ................................................... 46 รูปที่ 3.33 แผนภาพวงจรการต่อสายไฟของโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจเข้ากับตัวเชื่อมต่อ ............... 47 รูปที่ 3.34 การต่อสายไฟของโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจเข้ากับตัวเชื่อมต่อ ..................................... 47 รูปที่ 3.35 แพนอากาศ NACA 2412 .............................................................................................. 48 รูปที่ 3.36 การตั้งค่าและรายละเอียดในการพิมพ์ ........................................................................... 48 รูปที่ 3.37 การพิมพ์แพนอากาศ ..................................................................................................... 49 รูปที่ 3.38 การประกอบแพนอากาศ ............................................................................................... 49 รูปที่ 3.39 ชุดอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ ที่มีทั้งหมด 5 โหลดเซลล์ สามารถวัดแรง ยก แรงต้าน และโมเมนต์ได้ ............................................................................................................ 50 รูปที่ 3.40 การเจาะรูยึดฐานของชุดอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์เข้ากับฐานของ อุโมงค์ลม......................................................................................................................................... 50 รูปที่ 3.41 อุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ที่ติดตั้งเข้ากับอุโมงค์ลมระบบปิด .............. 51 รูปที่ 3.42 ชุดปรับมุมปะทะ............................................................................................................ 51 รูปที่ 4.1 การเชื่อมต่อโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจพร้อมกัน 5 ตัว ..................................................... 54 รูปที่ 4.3 ค่าพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์จากซอฟต์แวร์ XFOIL ที่มุมปะทะเท่ากับ 14 องศา . 55 รูปที่ 4.4 กราฟความสัมพันธ์ระหว่างสัมประสิทธิ์แรงยกและมุมปะทะ ที่ได้จากซอฟต์แวร์ XFOIL.. 57 รูปที่ 4.5 กราฟความสัมพันธ์ระหว่างสัมประสิทธิ์แรงต้านและมุมปะทะ ที่ได้จากซอฟต์แวร์ XFOIL 57 รูปที่ 4.6 กราฟความสัมพันธ์ระหว่างสัมประสิทธิ์โมเมนต์และมุมปะทะ ที่ได้จากซอฟต์แวร์ XFOIL 58 ฎ รูปที่ 4.7 กราฟความสัมพันธ์ระหว่างอัตราส่วนสัมประสิทธิ์แรงยกต่อสัมประสิทธิ์แรงต้านและมุม ปะทะ ที่ได้จากซอฟต์แวร์ XFOIL .................................................................................................... 58 รูปที่ 4.8 กราฟความสัมพันธ์ระหว่างสัมประสิทธิ์แรงยกและสัมประสิทธิ์แรงต้าน ที่ได้จากซอฟต์แวร์ XFOIL ............................................................................................................................................. 59 รูปที่ 4.9 เปรียบเทียบสัมประสิทธิ์แรงยกจาก XFOIL และอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศ พลศาสตร์ ........................................................................................................................................ 62 รูปที่ 4.10 เปรียบเทียบสัมประสิทธิ์แรงต้านจาก XFOIL และอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศ พลศาสตร์ ........................................................................................................................................ 62 รูปที่ 4.11 เปรียบเทียบสัมประสิทธิ์โมเมนต์จาก XFOIL และอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศ พลศาสตร์ ........................................................................................................................................ 63 รูปที่ 4.12 เปรียบเทียบอัตราส่วนสัมประสิทธิ์แรงยกต่อสัมประสิทธิ์แรงต้านจาก XFOIL และอุปกรณ์ วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ ............................................................................................... 63 รูปที่ 4.13 เปรียบเทียบสัมประสิทธิ์แรงยกจาก XFOIL และอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศ พลศาสตร์จากการปรับปรุงคุณภาพผิวของแพนอากาศครั้งที่ 1 ....................................................... 67 รูปที่ 4.14 เปรียบเทียบสัมประสิทธิ์แรงต้านจาก XFOIL และอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศ พลศาสตร์จากการปรับปรุงคุณภาพผิวของแพนอากาศครั้งที่ 1 ....................................................... 67 รูปที่ 4.15 เปรียบเทียบสัมประสิทธิ์โมเมนต์จาก XFOIL และอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศ พลศาสตร์จากการปรับปรุงคุณภาพผิวของแพนอากาศครั้งที่ 1 ....................................................... 68 รูปที่ 4.16 เปรียบเทียบอัตราส่วนสัมประสิทธิ์แรงยกต่อสัมประสิทธิ์แรงต้านจาก XFOIL และอุปกรณ์ วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์จากการปรับปรุงคุณภาพผิวของแพนอากาศครั้งที่ 1 ............... 68 รูปที่ 4.17 เปรียบเทียบสัมประสิทธิ์แรงยกจาก XFOIL และอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศ พลศาสตร์จากการปรับปรุงคุณภาพผิวของแพนอากาศครั้งที่ 2 ....................................................... 71 รูปที่ 4.18 เปรียบเทียบสัมประสิทธิ์แรงต้านจาก XFOIL และอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศ พลศาสตร์จากการปรับปรุงคุณภาพผิวของแพนอากาศครั้งที่ 2 ....................................................... 71 รูปที่ 4.19 เปรียบเทียบสัมประสิทธิ์โมเมนต์จาก XFOIL และอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศ พลศาสตร์จากการปรับปรุงคุณภาพผิวของแพนอากาศครั้งที่ 2 ....................................................... 72 ฏ รูปที่ 4.20 เปรียบเทียบอัตราส่วนสัมประสิทธิ์แรงยกต่อสัมประสิทธิ์แรงต้านจาก XFOIL และอุปกรณ์ วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์จากการปรับปรุงคุณภาพผิวของแพนอากาศครั้งที่ 2 ............... 72 รูปที่ 4.21 เปรียบเทียบสัมประสิทธิ์แรงต้านจากค่าอ้างอิงของทรงกระบอกผิวเรียบที่เลขเรย์โนลด์ เท่ากับ 19,803 และอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ ................................................... 73 รูปที่ ก.1 แบบตัวรองแบริ่ง back.................................................................................................... 77 รูปที่ ก.2 แบบตัวรองแบริ่ง front ................................................................................................... 77 รูปที่ ก.3 แบบตัวรองโมเมนต์.......................................................................................................... 78 รูปที่ ก.4 แบบตัวกดแรง ................................................................................................................. 78 รูปที่ ก.5 แบบฐานรอง .................................................................................................................... 79 รูปที่ ก.6 แบบ Shaft ...................................................................................................................... 79 รูปที่ ก.7 แบบตัวสไลด์.................................................................................................................... 80 รูปที่ ข.1 เครื่องวัดความเร็วลมและคุณภาพอากาศ ........................................................................ 81 ฐ บทที่ 1 บทนา 1.1 ที่มาและความสาคัญ ปัจจุบันอากาศยานเป็น ยานพาหนะที่ได้รับความนิยมเป็นอย่างสูง เนื่องมาจากอากาศยานใช้ ระยะเวลาในการเดินทางที่สั้น สะดวก และมีความปลอดภัย ซึ่งความปลอดภัยนั้น มาจากการที่มี ประสิทธิภาพสูงในการบิน โดยส่วนประกอบของอากาศยานที่มีส่วนช่วยให้อากาศยานมีประสิทธิภาพ สูงในการบินนั้นส่วนใหญ่หรือเกือบทั้งหมดเกิดขึ้นที่ปีก เนื่องจากปีกเป็นส่วนที่สร้างแรงที่ช่วยพยุง อากาศยาน ซึ่งเรียกว่า แรงยก (Lift) ซึ่งอีกแรงที่มีผลกับการบิน คือ แรงต้าน (Drag) เนื่องด้วยเป็น แรงที่ต้านการเคลื่อนที่ไปข้างหน้าของอากาศ โดยแรงที่กล่าวมาข้างต้นนั้นเป็นค่าพารามิเตอร์ทาง อากาศพลศาสตร์ที่สาคัญ จากการศึกษาพบว่า พารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์มีหลายคุณลักษณะ เช่น แรงยก แรง ต้าน และโมเมนต์ ซึ่งเป็นแรงที่มีความสาคัญที่จาเป็นต้องได้เรียนรู้ในด้านวิศวกรรมการบิน ดังนั้น โครงงานนี้จึงได้ทาการปรับปรุงอุโมงค์ลมระบบปิด และสร้างอุปกรณ์เพื่อให้สามารถวัดค่าพารามิเตอร์ ทางอากาศพลศาสตร์ได้จากวัตถุหลายรูปทรง และเปรียบเทียบกับค่าจากฐานข้อมูล แม้ว่าในปัจจุบัน จะมีการใช้ซอฟต์แวร์ในการจาลองลักษณะการไหลผ่านของอากาศกับวัตถุหลายรูปทรงมากขึ้น และ การจาลองยั ง สามารถให้ค่าที่ มีค วามถู ก ต้ อ งได้ ในระดับ หนึ่ง แต่ การทดสอบจริ งก็ ยัง ไม่ ไ ด้ล ด ความสาคัญลง เนื่องมาจากซอฟต์แวร์มีการดาเนินการวิเคราะห์ที่สร้างขึ้นภายใต้สมมติฐานเบื้องต้น ต่างจากการทดสอบจริงที่มีปัจจัยในด้านต่าง ๆ ที่สามารถส่งผลกับการวัดค่าพารามิเตอร์ทางอากาศ พลศาสตร์ได้ จากการศึกษางานวิจัยที่เกี่ยวข้องพบว่ามีการศึกษาในหัวข้อที่เกี่ยวข้องอย่างแพร่หลาย เช่น งานวิจัยของ Prakash, Dewangan, Mitra and Rout [1] ที่ศึกษาเกี่ยวกับ ตาแหน่งการติดตั้ง ของแพนอากาศในอุโมงค์ลมความเร็วต่า และอิทธิพลของแรงยกเมื่อมีการเปลี่ยนมุมปะทะ และ Yutthakarn, Sittiprapran and Sujib [2] ที่ศึกษาการหาค่าสัมประสิทธิ์แรงยกและสัมประสิทธิ์แรง ต้านของอากาศที่กระทาต่อวัตถุโดยใช้อุโมงค์ลม ทางคณะผู้จัดทาจึงมีความสนใจการออกแบบอุปกรณ์สาหรับการวัดค่าพารามิเตอร์ทางอากาศ พลศาสตร์ของวัตถุหลายรูปทรง ได้แก่ ทรงกระบอกและแพนอากาศ โดยทาการทดสอบภายใต้อุโมงค์ ลมระบบปิด ที่มีความเร็วลมสูงสุดไม่เกิน 50 เมตรต่อวินาที จากนั้นจะทาการวัดค่าพารามิเตอร์และ ใช้ซอฟต์แวร์สาหรับดาเนินการวิเคราะห์ แล้วนาค่าที่วัดได้มาทาการเปรียบเทียบกับค่าจากฐานข้อมูล เพื่อเป็นประโยชน์ต่อผู้ทาการทดสอบต่อไปในอนาคต โดยโครงงานนี้สามารถเป็นอุปกรณ์การเรียนรู้ 1 แก่ภาควิชาวิศวกรรมศาสตร์ เพื่อให้นักศึกษารุ่นต่อ ๆ ไป ได้ศึกษาและทาการทดสอบเพื่อ ให้สามารถ ทาความเข้าใจในเนื้อหาด้านอากาศพลศาสตร์ ได้มากยิ่งขึ้น และยังสามารถเป็นแนวทางสาหรับการ นาไปต่อยอดเพื่อสร้างเป็นอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ที่สามารถดาเนินการวัด พารามิเตอร์ที่มากยิ่งขึ้นได้ 1.2 วัตถุประสงค์ 1. เพื่อศึกษาและออกแบบอุปกรณ์ที่ใช้วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ที่ กระทาต่อวัตถุ หลายรูปทรง ได้แก่ ทรงกระบอกและแพนอากาศ (NACA 2412) 2. เพื่อเปรียบเทียบค่าพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ที่ได้จากการทดสอบภายใต้อุโมงค์ลม ระบบปิดและค่าจากฐานข้อมูล 1.3 ขอบเขตของโครงงาน 1. พิจารณาพารามิเตอร์ที่ได้จากการวัดโดยวัตถุแพนอากาศและทรงกระบอกจะถูกพิจารณาใน รูปแบบสองมิติ 2. ทาการวัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ ได้แก่ แรงยก แรงต้าน และโมเมนต์ โดยใช้ โหลดเซลล์แบบสเตรนเกจ (Strain Gauge Load cell) 3. ใช้ซอฟต์แวร์ DEWESoft X ดาเนินการวิเคราะห์พารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ และ ระบบเก็บข้อมูล คือ SIRIUSi-8xSTG 4. วิเคราะห์การไหลของอากาศที่มีความเร็วสูงสุดไม่เกิน 50 เมตรต่อวินาที และมีสมมติฐาน เป็นการไหลแบบอัดตัวไม่ได้ เนื่องจากเลขมัคมีค่าน้อยกว่า 0.3 1.4 ประโยชน์และผลที่คาดว่าจะได้รับ 1. ได้อุปกรณ์สาหรับวัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ที่ถูกต้อง ภายใต้เงื่อนไขการทางาน อุโมงค์ลมของภาควิชาวิศวกรรมเครื่องกลและการบิน-อวกาศ 2. เข้าใจถึงวิธีการวัดสาหรับพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ 3. ได้ วิ ธี การนาค่า ที่ ไ ด้ จากการวั ด มาแปลผลเป็ น สั ญ ญาณทางไฟฟ้า ผ่า นชุ ด อุ ป กรณ์ อิเล็กทรอนิกส์ เพื่อให้การแสดงผลลัพธ์เป็นรูปแบบที่อ่านได้ง่าย 2 1.5 แผนการดาเนินงาน ตารางที่ 1.1 แผนการดาเนินงาน ลำดั บที่ รำยละเอี ย ด 1 ศึกษาข้ อมูลเกี่ยวกับการวัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ สืบค้น ทฤษฎีที่เกี่ยวข้ อง หลักการออกแบบอุปกรณ์ การวัดและชิ้นงานทดสอบ 2 3 4 1 ก.ค. 67 2 3 4 ส.ค. 67 2 3 4 1 ก.ย. 67 2 3 4 1 ต.ค. 67 2 3 4 1 พ.ย. 67 2 3 4 1 และศึกษาเกี่ยวกับเครื่องมือวัดและโปรแกรมที่จะนามาใช้ ออกแบบชุ ดติดตั้งชิ้นงานทดสอบ วิธี การวัดพารามิเตอร์ทางอากาศ พลศาสตร์ วงจรอิเล็กทรอนิกส์ และขนาดชิ้นงานทดสอบ คานวณงบประมาณ จั ดหาอุปกรณ์ อิเล็กทรอนิกส์ เครื่องมือวัด และ วัสดุสาหรับทาชุ ดติดตั้งและทาชิ้นงานทดสอบ ดาเนินการสร้างชิ้นงานทดสอบ ชุ ดติดตั้งชิ้นงานทดสอบ และอุปกรณ์ วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ 5 ทดสอบอุปกรณ์ วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์กับชิ้นงานทดสอบ 6 บันทึกผลลัพธ์ จากการทดสอบ และสรุปผล 7 จั ดทารายงานปริญญานิพนธ์ ตารางที่ 1.2 แผนการดาเนินงาน (ต่อ) ลำดั บที่ รำยละเอี ย ด 1 ศึกษาข้ อมูลเกี่ยวกับการวัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ สืบค้น ทฤษฎีที่เกี่ยวข้ อง หลักการออกแบบอุปกรณ์ การวัดและชิ้นงานทดสอบ และศึกษาเกี่ยวกับเครื่องมือวัดและโปรแกรมที่จะนามาใช้ 2 ออกแบบชุ ดติดตั้งชิ้นงานทดสอบ วิธี การวัดพารามิเตอร์ทางอากาศ พลศาสตร์ วงจรอิเล็กทรอนิกส์ และขนาดชิ้นงานทดสอบ 3 4 ธ.ค. 67 1 2 3 ม.ค. 68 4 1 2 3 ก.พ. 68 4 1 2 3 มี .ค. 68 เม.ย. 68 4 1 2 4 1 2 ก.ย. 67 2 3 4 1 ต.ค. 67 2 3 4 1 พ.ย. 67 2 3 4 3 3 4 คานวณงบประมาณ จั ดหาอุปกรณ์ อิเล็กทรอนิกส์ เครื่องมือวัด และ วัสดุสาหรับทาชุ ดติดตั้งและทาชิ้นงานทดสอบ ดาเนินการสร้างชิ้นงานทดสอบ ชุ ดติดตั้งชิ้นงานทดสอบ และอุปกรณ์ วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ 5 ทดสอบอุปกรณ์ วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์กับชิ้นงานทดสอบ 6 7 บันทึกผลลัพธ์ จากการทดสอบ และสรุปผล จั ดทารายงานปริญญานิพนธ์ ตารางที่ 1.3 แผนการดาเนินงานที่ทาได้จริง ช่วงหลัง Proposal – Progress I ลำดั บที่ รำยละเอี ย ด 1 ศึกษาข้ อมูลเกี่ยวกับการวัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ สืบค้น ทฤษฎีที่เกี่ยวข้ อง หลักการออกแบบอุปกรณ์ การวัดและชิ้นงานทดสอบ 2 3 4 1 ก.ค. 67 2 3 4 และศึกษาเกี่ยวกับเครื่องมือวัดและโปรแกรมที่จะนามาใช้ ออกแบบชุ ดติดตั้งชิ้นงานทดสอบ วิธี การวัดพารามิเตอร์ทางอากาศ พลศาสตร์ วงจรอิเล็กทรอนิกส์ และขนาดชิ้นงานทดสอบ คานวณงบประมาณ จั ดหาอุปกรณ์ อิเล็กทรอนิกส์ เครื่องมือวัด และ วัสดุสาหรับทาชุ ดติดตั้งและทาชิ้นงานทดสอบ ดาเนินการสร้างชิ้นงานทดสอบ ชุ ดติดตั้งชิ้นงานทดสอบ และอุปกรณ์ วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ 5 ทดสอบอุปกรณ์ วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์กับชิ้นงานทดสอบ 6 บันทึกผลลัพธ์ จากการทดสอบ และสรุปผล 7 จั ดทารายงานปริญญานิพนธ์ 3 1 ส.ค. 67 2 3 4 1 ตารางที่ 1.4 แผนการดาเนินงานที่ทาได้จริง ช่วงหลัง Progress I – Progress II ลำดั บที่ รำยละเอี ย ด 1 ศึกษาข้ อมูลเกี่ยวกับการวัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ สืบค้น ทฤษฎีที่เกี่ยวข้ อง หลักการออกแบบอุปกรณ์ การวัดและชิ้นงานทดสอบ 2 3 4 1 ก.ค. 67 2 3 4 1 ส.ค. 67 2 3 4 1 ก.ย. 67 2 3 4 ต.ค. 67 2 3 4 1 1 พ.ย. 67 2 3 4 และศึกษาเกี่ยวกับเครื่องมือวัดและโปรแกรมที่จะนามาใช้ ออกแบบชุ ดติดตั้งชิ้นงานทดสอบ วิธี การวัดพารามิเตอร์ทางอากาศ พลศาสตร์ วงจรอิเล็กทรอนิกส์ และขนาดชิ้นงานทดสอบ คานวณงบประมาณ จั ดหาอุปกรณ์ อิเล็กทรอนิกส์ เครื่องมือวัด และ วัสดุสาหรับทาชุ ดติดตั้งและทาชิ้นงานทดสอบ ดาเนินการสร้างชิ้นงานทดสอบ ชุ ดติดตั้งชิ้นงานทดสอบ และอุปกรณ์ วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ 5 ทดสอบอุปกรณ์ วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์กับชิ้นงานทดสอบ 6 บันทึกผลลัพธ์ จากการทดสอบ และสรุปผล 7 จั ดทารายงานปริญญานิพนธ์ ตารางที่ 1.5 แผนการดาเนินงานที่ทาได้จริง ช่วงหลัง Progress I – Progress II (ต่อ) ลำดั บที่ รำยละเอี ย ด 1 ศึกษาข้ อมูลเกี่ยวกับการวัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ สืบค้น ทฤษฎีที่เกี่ยวข้ อง หลักการออกแบบอุปกรณ์ การวัดและชิ้นงานทดสอบ และศึกษาเกี่ยวกับเครื่องมือวัดและโปรแกรมที่จะนามาใช้ 2 ออกแบบชุ ดติดตั้งชิ้นงานทดสอบ วิธี การวัดพารามิเตอร์ทางอากาศ พลศาสตร์ วงจรอิเล็กทรอนิกส์ และขนาดชิ้นงานทดสอบ 3 4 ธ.ค. 67 1 2 3 ม.ค. 68 4 1 2 3 ก.พ. 68 4 1 2 3 มี .ค. 68 เม.ย. 68 4 1 2 4 1 2 ก.ย. 67 2 3 4 1 ต.ค. 67 2 3 4 1 พ.ย. 67 2 3 4 3 3 4 คานวณงบประมาณ จั ดหาอุปกรณ์ อิเล็กทรอนิกส์ เครื่องมือวัด และ วัสดุสาหรับทาชุ ดติดตั้งและทาชิ้นงานทดสอบ ดาเนินการสร้างชิ้นงานทดสอบ ชุ ดติดตั้งชิ้นงานทดสอบ และอุปกรณ์ วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ 5 ทดสอบอุปกรณ์ วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์กับชิ้นงานทดสอบ 6 7 บันทึกผลลัพธ์ จากการทดสอบ และสรุปผล จั ดทารายงานปริญญานิพนธ์ ตารางที่ 1.6 แผนการดาเนินงานที่ทาได้จริง ช่วงหลัง Progress II – Final ลำดั บที่ รำยละเอี ย ด 1 ศึกษาข้ อมูลเกี่ยวกับการวัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ สืบค้น ทฤษฎีที่เกี่ยวข้ อง หลักการออกแบบอุปกรณ์ การวัดและชิ้นงานทดสอบ 2 3 4 1 ก.ค. 67 2 3 4 และศึกษาเกี่ยวกับเครื่องมือวัดและโปรแกรมที่จะนามาใช้ ออกแบบชุ ดติดตั้งชิ้นงานทดสอบ วิธี การวัดพารามิเตอร์ทางอากาศ พลศาสตร์ วงจรอิเล็กทรอนิกส์ และขนาดชิ้นงานทดสอบ คานวณงบประมาณ จั ดหาอุปกรณ์ อิเล็กทรอนิกส์ เครื่องมือวัด และ วัสดุสาหรับทาชุ ดติดตั้งและทาชิ้นงานทดสอบ ดาเนินการสร้างชิ้นงานทดสอบ ชุ ดติดตั้งชิ้นงานทดสอบ และอุปกรณ์ วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ 5 ทดสอบอุปกรณ์ วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์กับชิ้นงานทดสอบ 6 บันทึกผลลัพธ์ จากการทดสอบ และสรุปผล 7 จั ดทารายงานปริญญานิพนธ์ 4 1 ส.ค. 67 2 3 4 1 ตารางที่ 1.7 แผนการดาเนินงานที่ทาได้จริง ช่วงหลัง Progress II – Final (ต่อ) ลำดั บที่ รำยละเอี ย ด 1 ศึกษาข้ อมูลเกี่ยวกับการวัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ สืบค้น ทฤษฎีที่เกี่ยวข้ อง หลักการออกแบบอุปกรณ์ การวัดและชิ้นงานทดสอบ และศึกษาเกี่ยวกับเครื่องมือวัดและโปรแกรมที่จะนามาใช้ 2 ออกแบบชุ ดติดตั้งชิ้นงานทดสอบ วิธี การวัดพารามิเตอร์ทางอากาศ พลศาสตร์ วงจรอิเล็กทรอนิกส์ และขนาดชิ้นงานทดสอบ 3 4 ธ.ค. 67 1 2 3 ม.ค. 68 4 1 2 3 ก.พ. 68 4 1 2 3 มี .ค. 68 4 1 2 3 เม.ย. 68 4 1 2 3 คานวณงบประมาณ จั ดหาอุปกรณ์ อิเล็กทรอนิกส์ เครื่องมือวัด และ วัสดุสาหรับทาชุ ดติดตั้งและทาชิ้นงานทดสอบ ดาเนินการสร้างชิ้นงานทดสอบ ชุ ดติดตั้งชิ้นงานทดสอบ และอุปกรณ์ วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ 5 ทดสอบอุปกรณ์ วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์กับชิ้นงานทดสอบ 6 7 บันทึกผลลัพธ์ จากการทดสอบ และสรุปผล จั ดทารายงานปริญญานิพนธ์ 1.5.1 หัวหน้าทีมในแต่ละช่วงการทาปริญญานิพนธ์ ช่วงการดาเนินงาน แบ่งออกได้เป็นทั้งหมด 4 ช่วง ได้แก่ Proposal, Progress I, Progress II and Final ได้กาหนดหัวหน้าทีมในแต่ละช่วงการดาเนินงานในตารางที่ 1.8 ตารางที่ 1.8 หัวหน้าทีมแต่ละช่วงดาเนินงาน ช่วงการดาเนินงาน หัวหน้าทีม Proposal นางสาวณัฐนรี ทับทิมฉาย Progress I นางสาวณัฐศร ชนิลกุล Progress II นางสาวชนิสา สารชาติ Final นายเรืองยศ เคนหาญ 5 4 1.5.2 งบประมาณ การดาเนินงานมีงบประมาณโดยประมาณ 10,000 บาท สามารถแสดงรายการเบื้องต้นของ วัสดุ อุปกรณ์ และราคาโดยประมาณในตารางที่ 1.9 ตารางที่ 1.9 รายการเบื้องต้นของวัสดุ อุปกรณ์ และราคาโดยประมาณ ลาดับ รายการ รายละเอียด ราคา (บาท) 1 โหลดเซลล์แบบสเตรนเกจ สาหรับน้าหนัก 800 1 ถึง 10 กิโลกรัม 2 DSUB-9 Connector DSUB-9 male 175 3 สายไฟ 700 4 โปรเทคเตอร์ปรับมุม 480 5 Handwheel 150 6 Bearing 100 7 โครงสร้างชุดติดตั้งงานทดสอบ 11,000 งบประมาณรวม 13,405 6 บทที่ 2 ทฤษฎีและงานวิจัยที่เกีย่ วข้อง 2.1 พารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์สาหรับการไหลสองมิติของแพนอากาศ เมื่อมีการเคลื่อนที่สัมพัทธ์ระหว่างเครื่องบินกับอากาศแวดล้อม ความเร็วอากาศบนพื้นผิว เครื่องบินเกิดการเปลี่ยนแปลง จะทาให้เกิดการกระจายแรงดัน ที่กระทาบนพื้นผิววัตถุในทิศทางตั้ง ฉาก และเมื่อพิจารณาถึงอากาศซึ่งเป็นของไหลหนืด สิ่งนี้เป็นผลทาให้เกิดการกระจายของความเค้น เฉือนหนืดที่กระทาในทิศทางสัมผัสกับพื้นผิว เมื่อนาสององค์ประกอบรวมกัน จะเกิดเป็นแรงลัพธ์ เรียกว่า Aerodynamic forces (Faero) ซึ่งมีทิศทางเอียงไปทางด้านหลังจากแนวตั้ง [3-4] ในการไหลสองมิติ แรงลัพธ์สามารถแบ่งออกเป็น 2 องค์ประกอบ คือ แรงยกและแรงต้าน ซึ่ง เป็นพารามิเตอร์ที่ใช้สาหรับการวิเคราะห์ประสิทธิภาพของเครื่องบิน และอีกพารามิเตอร์ที่สาคัญ คือ โมเมนต์ สาหรับการวิเคราะห์พลศาสตร์และสเถียรภาพในการบิน เนื่องจากพิจารณาการไหลในแนว ระนาบ x-z จะไม่พิจารณาโมเมนต์รอบแกนตามยาวและโมเมนต์รอบแกนแนวตั้ง จึงพิจารณาเพียง โมเมนต์รอบแกนขวาง หรือ Pitching moment 2.1.1 แรงยก (Lift) และแรงต้าน (Drag) แรงอากาศพลศาสตร์ ที่มีทิศทางตั้งฉากกับความเร็วอากาศสัมพัทธ์ เรียกว่า แรงยก (Lift) เป็น ผลมาจากความแตกต่างของความดันระหว่างพื้นผิวด้านบนและพื้นผิวด้านล่าง ซึ่งจะเห็นว่าลักษณะ รูปร่างของแพนอากาศจะมีผิวด้านบนที่โค้งมากกว่าด้านล่าง และการลดลงของพื้นที่หน้าตัด เป็นผล ให้อากาศต้องเพิ่มความเร็วในการไหลผ่านผิวโค้ง เมื่อความเร็วเพิ่มขึ้น ความดันจะลดลง และเมื่อ ความดันด้านล่างมากกว่าความดันด้านบน สิ่งนี้ทาให้เกิดแรงยกในทิศทางขึ้นด้านบน [5] และอีก ส่วนประกอบหนึ่ง คือ แรงต้าน (Drag) มีทิศทางขนานไปกับความเร็วอากาศสัมพัทธ์ ซึ่งไม่ต้องการให้ มีค่าที่มากนัก เนื่องจากเมื่อมีแรงต้านมาก จะใช้กาลังเครื่องยนต์มาก เป็นผลให้ใช้น้ามันมากตามไป ด้วย แต่ในบางกรณีพบว่าต้องการแรงต้านที่มาก เช่น ขณะที่เครื่องบินกาลังลงจอด การเบรกของ รถยนต์ 7 2.1.2 โมเมนต์ จากแรงกระจายที่กระทากับพื้นผิววัตถุ นาไปสู่การพิจารณาเป็นแรงเดี่ยวที่กระทาที่จุด คือ แรงอากาศพลศาสตร์ และเมื่อแตกแรงออกเป็น 2 ส่วน จะมีแรงในทิศทางตั้งฉากกันกับความเร็ว อากาศสัมพัทธ์ เรียก แรงยก และแรงที่มีทิศทางขนานกับความเร็วสัมพัทธ์ เรียก แรงต้าน ซึ่งแรงทั้ง สองส่วนสามารถกระทาที่จุดใด ๆ ของพื้นผิววัตถุ ผลลัพธ์เหมือนกันในสภาวะสมดุล แต่จะส่งผล ภายในไม่เหมือนกัน กล่าวคือ เมื่อทาการหาจุดศูนย์กลางของแรงกระจาย และจุดศูนย์กลางนั้นมีแรง กระทาที่จุดเท่ากันอยู่ จุดนี้เรียกว่าจุดศูนย์กลางความดัน (Center of pressure) ผลกระทบทางกล ของแรงกระจาย เท่ากันกับแรงอากาศพลศาสตร์ที่กระทาที่จุดศูนย์กลางความดัน เมื่อวางแรงยกและ แรงต้านที่จุดนี้ ทาให้ไม่มีโมเมนต์รอบแกน หรือโมเมนต์มีค่าเป็นศูนย์ [4] แต่ถ้าวางจุดอื่นที่ไม่ใช่ ศูนย์กลางความดัน จะมีโมเมนต์เพิ่มขึ้นมา เช่น ตาแหน่ง 0.25 ของความยาวคอร์ด จะได้เป็นโมเมนต์ ที่สอดคล้องกับตาแหน่งนั้น เรียกว่า MC/4 หรือวางในตาแหน่งขอบหน้า (Leading edge) ก็จะได้ โมเมนต์ที่สอดคล้องกับตาแหน่งนั้น เรียกว่า MLE อย่างไรก็ตาม โมเมนต์ทั้งสองตาแหน่งนี้มีค่าไม่ เท่ากัน และเป็นได้ทั้งค่าบวกและค่าลบ แต่ในความเป็นจริงจะมีค่าเป็นลบ สาหรับแพนอากาศที่มีเส้น แคมเบอร์อยู่ด้านบนของเส้นคอร์ด (Positively camber airfoil) เรียก Moment pitch-down และ มีทิศทางทวนเข็มนาฬิกา [4] 2.2 คุณลักษณะของอากาศพลศาสตร์ และความสัมพันธ์ 2.2.1 สัมประสิทธิ์อากาศพลศาสตร์ แรงยก แรงต้าน และโมเมนต์ สามารถพิจารณาในรูปแบบของพารามิเตอร์ไร้มิติได้ โดยใช้ หลักการที่เรียกว่า Dynamic similarity หรือความคล้ายคลึงกันทางพลศาสตร์ ซึ่งจะสามารถใช้ หลักการนี้ได้ ถ้าวัตถุมีความคล้ายคลึงกันทางเรขาคณิต และพารามิเตอร์ มีความคล้ายคลึงกัน เหมือนกัน หากการไหลมีความคล้ายคลึงกับแบบพลศาสตร์จะทาให้ค่าสัมประสิทธิ์แรงและโมเมนต์มี ค่าเท่ากัน [5] สาหรับสัมประสิทธิ์แรงยก แรงต้าน และโมเมนต์ของแพนอากาศ สามารถกาหนดได้ ดังนี้ 𝐶𝑙 = 1 2 𝐶𝑑 = 1 2 𝐿 𝜌𝑉 2 𝑆 𝐷 𝜌𝑉 2 𝑆 𝑀 𝐶𝑚 = 1 2 โดย 1 2 𝑐 𝑆 𝜌𝑉 2 𝑆𝑐 𝜌𝑉 2 คือ ความดันไดนามิก (Dynamic pressure) คือ ความยาวคอร์ด คือ พื้นที่อ้างอิง planform (Top view) 8 (2.1) (2.2) (2.3) พิจารณาพื้นที่อ้างอิงดังกล่าว เนื่องจากปลายของแพนอากาศจะถือว่าเข้าใกล้อนันต์ ทาให้ สัมประสิทธิ์แรงยก แรงต้าน และโมเมนต์ ถูกพิจารณาเป็นต่อช่วงของแพนอากาศ คือ ระยะห่าง ระหว่างปลายปีก เรียกว่า Span (b) คูณด้วยความยาวคอร์ด (c) ดังนั้นพื้นที่สาหรับแพนอากาศจึงได้ เป็น [5] 𝑆 =𝑏×𝑐 สาหรับสัมประสิทธิ์อากาศพลศาสตร์ จะขึ้นอยู่กับพารามิเตอร์ไร้มิติ คือ มุมปะทะ (Angle of attack, α) ตัวเลขเรย์โนลด์ (Reynolds number, Re) และเลขมัค (Mach number, 𝑀∞ ) [4] เขียนเป็น ฟังก์ชันได้ดังนี้ 𝐶𝑙 = 𝑓1 (𝛼, 𝑅𝑒, 𝑀∞ ) (2.4ก) 𝐶𝑑 = 𝑓2 (𝛼, 𝑅𝑒, 𝑀∞ ) (2.4ข) 𝐶𝑚 = 𝑓3 (𝛼, 𝑅𝑒, 𝑀∞ ) (2.4ค) โดยตัวเลขเรย์โนลด์สามารถหาได้จากสมการ (2.5) ที่ขึ้นอยู่กับความยาวคอร์ดของแพนอากาศ 𝑅𝑒 = และเลขมัคหาได้จากสมการ (2.6) 𝜌∞𝑉∞ 𝑐 𝜇∞ 𝑉 𝑀∞ = ∞ 𝑎∞ (2.5) (2.6) โดย 𝜌∞ คือ ความหนาแน่นของไหล (Fluid density) 𝑉∞ คือ ความเร็วกระแสอิสระ (Free stream velocity) 𝜇∞ คือ ความหนืดของไหล (Fluid viscosity) 𝑎∞ คือ ความเร็วของเสียง (Speed of sound) พิจารณาความเร็วของเสียง สาหรับก๊าซอุดมคติ สามารถคานวณได้จากสมการดังนี้ 𝑎 = √𝛾𝑅𝑇 (2.7) โดย 𝛾 คือ อัตราส่วนของความร้อนจาเพาะ ซึ่งในทางอากาศพลศาสตร์จะพิจารณาเป็นค่าคงที่ มีค่า เท่ากับ 1.4 𝑅 คือ ค่าคงที่ของก๊าซจาเพาะ ขึ้นอยู่กับก๊าซที่พิจารณา โดยในอากาศปกติมีค่าเท่ากับ 287 จูล ต่อกิโลกรัม เคลวิน 𝑇 คือ อุณหภูมิในหน่วยเคลวิน ทาให้สมการ (2.7) เป็นฟังก์ชันของอุณหภูมิเพียงอย่างเดียว [5] 9 2.2.2 มุมปะทะ (Angle of Attack) มุมปะทะ (α) เป็นมุมระหว่างเส้นคอร์ดและทิศทางของความเร็วกระแสอิสระ โดยมุมปะทะที่ สร้างสัมประสิทธิ์แรงยกเท่ากับศูนย์ เรียกว่า Zero-lift angle of attack (𝛼𝐿=0) เป็นฟังก์ชันที่ขึ้นอยู่ กับรูปร่างของเส้นแคมเบอร์เท่านั้น [6] โดยที่แพนอากาศสมมาตรที่มุมปะทะแรงยกเป็นศูนย์จะ เท่ากับศูนย์ แต่ในส่วนของแพนอากาศแคมเบอร์แบบโค้งบวกที่มุมปะทะแรงยกเป็นศูนย์จะมีค่าติดลบ [4] 1. ความสัมพันธ์ระหว่างมุมปะทะกับสัมประสิทธิ์แรงยก รูปที่ 2.1 เส้นโค้งการยก (Lift curve) [4] เมื่อดูจากรูปที่ 2.1 พบว่า เมื่อมุมปะทะเกิดการเปลี่ยนแปลง สัมประสิทธิ์แรงยกจะเกิดการ เปลี่ยนแปลงตาม นั่นคือ เมื่อมุมปะทะเพิ่มขึ้น สัมประสิทธิ์แรงยกจะเพิ่มขึ้นตามเช่นเดียวกัน และมี 𝑑𝑐 ความชัน เป็น 𝑑𝛼𝑙 = 𝑎0 และมีค่าตามหลักทฤษฎีเท่ากับ 2π ในส่ว นของเส้นตรงแสดงว่าไม่มี ผลกระทบจากการไหลย้อนกลับ และเมื่อสัมประสิทธิ์แรงยกมีค่าสูงสุด กราฟจะเริ่มโค้งลง แสดงว่า เริ่มเกิดการไหลแบบย้อนกลับ เมื่อมุมปะทะเพิ่มขึ้น แต่สัมประสิทธิ์แรงยกกลับลดลงอย่างรวดเร็ว เรียกว่า สภาวะร่วงหล่น (Stall) 10 2. ความสัมพันธ์ระหว่างมุมปะทะกับสัมประสิทธิ์โมเมนต์ รูปที่ 2.2 เส้นโค้งโมเมนต์ (Moment curve) [4] จากรูปที่ 2.2 สามารถอธิบายได้ว่า สัมประสิทธิ์แรงยกมีพฤติกรรมเป็นอย่างไร สัมประสิทธิ์ 𝑑𝐶𝑚 โมเมนต์จะมีพฤติกรรมเป็นอย่างนั้น มีความชันเป็น 𝑑𝛼𝑐⁄4 = 𝑚0 และมีตาแหน่งบนเส้นคอร์ดที่ สัมประสิทธิ์โมเมนต์ไม่เปลี่ยนแปลงตามมุมปะทะ (ในความเร็วต่ากว่าเสียง) เรียกว่า จุดศูนย์กลาง อากาศพลศาสตร์ (Aerodynamic center) สังเกตว่าสัมประสิทธิ์โมเมนต์ที่ตาแหน่ง 0.25 ของคอร์ด เมื่อเพิ่มมุมปะทะ สัมประสิทธิ์โมเมนต์จะติดลบน้อยลง แสดงว่าที่ตาแหน่งนี้ของรูปที่ 2.2 ไม่ใช่จุด ศูนย์กลางอากาศพลศาสตร์ 2.2.3 จุดศูนย์กลางอากาศพลศาสตร์ เป็นตาแหน่งบนวัตถุที่มีโมเมนต์ไม่ขึ้นอยู่กับมุมปะทะ นั่นคือ 𝐶𝑚𝑎.𝑐. คงที่ตลอดทุกช่วงของมุม ปะทะ กาหนดให้แรงยกและโมเมนต์กระทาที่ตาแหน่ง 0.25 ของคอร์ด และมีจุดศูนย์กลางอากาศ พลศาสตร์ถัดจากตาแหน่ง 0.25 ของคอร์ดไปทางด้านหลังเป็นระยะ 𝑥𝑎.𝑐. แสดงในรูปที่ 2.3 ทาการ หาโมเมนต์รอบจุดศูนย์กลางอากาศพลศาสตร์ [4] จะได้ 11 รูปที่ 2.3 การกาหนดตาแหน่ง 0.25 ของคอร์ดและจุดศูนย์กลางอากาศพลศาสตร์ (2.8) 𝑀𝑎.𝑐. = 𝐿𝑥𝑎.𝑐. + 𝑀𝑐⁄4 1 หารด้วย 2 𝜌𝑉 2 𝑆𝑐 ตลอดทั้งสมการ (2.8) เพื่อให้ออกมาในรูปแบบของสัมประสิทธิ์โมเมนต์ 𝑀𝑎.𝑐. 1 𝜌𝑉 2 𝑆𝑐 2 = 1 2 𝐿 𝑀 ⁄ 𝑥 𝜌𝑉 2 𝑆 + 1 𝑐 24 ( 𝑎.𝑐. ) 𝑐 2 เขียนสมการ (2.9) ให้อยู่ในรูปของสัมประสิทธิ์โมเมนต์ จะได้ 𝜌𝑉 𝑆𝑐 𝑥 𝐶𝑚𝑎.𝑐. = 𝐶𝑙 ( 𝑎.𝑐.) + 𝐶𝑚𝑐⁄4 หาอนุพันธ์สมการ (2.10) เทียบกับมุมปะทะ จะได้ 𝑑𝐶𝑚𝑎.𝑐. 𝑐 𝑑𝐶𝑙 𝑥𝑎.𝑐. (2.9) (2.10) 𝑑𝐶𝑚𝑐⁄4 (2.11) จากสมการ (2.11) กาหนดให้ 𝑥𝑎.𝑐. เป็นจุดคงที่ใด ๆ บนแพนอากาศที่ไม่ขึ้นอยู่กับมุมปะทะ และ 𝑑𝛼 𝑑𝐶𝑚𝑎.𝑐. 𝑑𝛼 = ( 𝑐 )+ 𝑑𝛼 𝑑𝛼 = 0 เนื่องจากสัมประสิทธิ์โมเมนต์ที่ตาแหน่งศูนย์กลางอากาศพลศาสตร์คงที่ไม่ขึ้นอยู่กับ มุมปะทะ จะได้ 0= 𝑑𝐶 𝑑𝐶𝑙 𝑥𝑎.𝑐. 𝑑𝐶𝑚 ( 𝑐 )+ 𝑑𝛼 𝑑𝐶𝑚𝑐⁄4 𝑑𝛼 (2.12) จากที่ทราบว่า 𝑑𝛼𝑙 และ 𝑑𝛼𝑐⁄4 คงที่ในช่วงของเส้นตรง แสดงเป็น 𝑎0 และ 𝑚0 ตามลาดับ ดังนั้น จากสมการ (2.12) สามารถจัดรูปใหม่ได้ดังนี้ 𝑥𝑎.𝑐. 𝑐 =− 𝑑𝐶𝑚𝑐⁄4 ⁄𝑑𝛼 แทนเป็น 𝑎0 และ 𝑚0 ในสมการ (2.13) 𝑥𝑎.𝑐. 𝑑𝐶𝑙 ⁄𝑑𝛼 𝑚0 (2.13) (2.14) จากสมการ (2.14) พิสูจน์ให้เห็นว่าเมื่อ 𝑎0 และ 𝑚0 เป็นค่าคงที่ในช่วงเส้นตรงของกราฟแรง ยกและโมเมนต์ จะสามารถหาจุดศูนย์กลางอากาศพลศาสตร์ที่เป็นจุดคงที่ที่อยู่บนแพนอากาศได้ จาก John Anderson [4] ได้คานวณโดยใช้สมการ (2.14) ของแพนอากาศ NACA 2412 ที่มุมปะทะ -8 องศา ได้สัมประสิทธิ์แรงยกเท่ากับ -0.6 และที่มุมปะทะ 8 องศาได้สัมประสิทธิ์แรงยกเท่ากับ 1.08 คานวณหา 𝑎0 ได้เท่ากับ 0.105 และหาสัมประสิทธิ์โมเมนต์ที่มุมปะทะ -8 องศา ได้ -0.045 และที่ มุมปะทะ 10 องศา ได้ -0.035 นาไปคานวณหา 𝑚0 ได้เท่ากับ 5.56 x 10-4 และนาไปแทนค่าใน 𝑐 =− 12 𝑎0 𝑥 สมการ (2.14) จะได้ 𝑎.𝑐. เท่ากับ -0.0053 แสดงว่าจุดศูนย์กลางอากาศพลศาสตร์อยู่ในตาแหน่ง 𝑐 0.0053 ของความยาวคอร์ดหน้าจุด 0.25 ของคอร์ดไป 0.0053 เพราะในตอนตั้งสมการกาหนดให้จุด ศูนย์กลางอากาศพลศาสตร์อยู่ข้างหลังจุด 0.25 ของคอร์ด ผลที่ได้เป็นค่าติดลบแสดงว่าอยู่ทางด้าน หน้า จากผลลัพธ์จะเห็นได้ว่าอยู่ใกล้กับจุด 0.25 ของคอร์ดมาก และจากทฤษฎีแพนอากาศบางได้ ทานายว่าจุดศูนย์กลางอากาศพลศาสตร์สาหรับแพนอากาศแบบแคมเบอร์คือจุด 0.25 ของคอร์ด (Quarter-chord point) 2.3 สมการเส้นแคมเบอร์เฉลี่ย (Mean-camber line) สาหรับ NACA แพนอากาศชุดสี่หลัก NACA แพนอากาศชุดสี่หลัก (Four-digit airfoil series) ในตัวเลขหลักแรก คือ แคมเบอร์ สูงสุดในร้อยของคอร์ด ตัวเลขหลักที่สอง คือ ตาแหน่งของแคมเบอร์สูงสุดในสิบของคอร์ด โดยวัดจาก ขอบหน้าของแพนอากาศ ตัวเลขหลักที่สามและสี่ คือ ความหนาสูงสุดในร้อยของคอร์ด สาหรับ NACA 2412 สามารถระบุได้ดังนี้ แพนอากาศมีแคมเบอร์สูงสุดเท่ากับ 0.02 ของคอร์ด ที่ตาแหน่ง 0.4 ของคอร์ด ที่วัดจากขอบหน้าของแพนอากาศ และมีความหนาสูงสุดเท่ากับ 0.12 ของคอร์ด โดย แต่ละตาแหน่งเป็นไปตามรูปที่ 2.4 รูปที่ 2.4 เรขาคณิตของแพนอากาศทั่วไป [5] ในแพนอากาศชุดสี่หลัก สามารถเขียนสมการเส้นแคมเบอร์เฉลี่ย [3] ได้ดังนี้ 𝑦𝑐 𝑐 𝑦𝑐 𝑐 = 𝑚 = 𝑚 𝑥 𝑥 𝑝 𝑐 𝑐 2 for 0 ≤ 𝑥 ≤ 𝑝𝑐 (2.15ก) [2𝑝 ( 𝑐 ) − ( 𝑐 ) ] 2 𝑥 𝑥 𝑐 𝑐 2 [(1 − 2𝑝) + 2𝑝 ( 𝑐 ) − ( 𝑐) ] for 𝑝𝑐 ≤ 𝑥 ≤ 𝑐 (2.15ข) 2 (1−𝑝) เมื่อ 𝑚 คือ เส้นแคมเบอร์สูงสุดของคอร์ด 𝑝 คือ ตาแหน่งของแคมเบอร์สูงสุดบนคอร์ด โดยวัดจากขอบหน้า 𝑐 คือ ความยาวคอร์ด 13 2.4 การคานวณสัมประสิทธิ์อากาศพลศาสตร์ด้วยทฤษฎีแพนอากาศบาง (Thin airfoil) 2.4.1 หลักการของทฤษฎีแพนอากาศบาง พิจารณาโดยการละเลยผลกระทบของความหนืด (ช่วงที่เป็นเส้นตรง) และเป็นการไหลแบบบีบ อัดไม่ได้ (Incompressible flow) ดังนั้นในช่วงสภาวะร่วงหล่นจึงไม่สามารถใช้หลักการนี้ได้ ในทฤษฎี แพนอากาศบางสามารถคานวณหาสัมประสิทธิ์แรงยกและสัมประสิทธิ์โมเมนต์ โดยดาเนินการภายใต้ สมมติฐาน ความหนาของแพนอากาศบางมากและแคมเบอร์สูงสุดเล็กมาก [3] แพนอากาศสามารถ นาเสนอในรูปแบบของแคมเบอร์เส้นเดียวโดยมี Vortex sheet จานวนมากวางอยู่บนแคมเบอร์ แสดง ในรูปที่ 2.5 รูปที่ 2.5 vortex sheet ที่กระจายอยู่บนแคมเบอร์ในทฤษฎีแพนอากาศบาง 2.4.2 สัมประสิทธิ์แรงยกของแพนอากาศบางแบบแคมเบอร์ ทฤษฎีแพนอากาศบางสามารถทานายสัมประสิทธิ์แรงยกในช่วงเส้นตรงได้ โดยมุมปะทะต้องไม่ ทาให้เกิดสภาวะร่วงหล่น ได้ความสัมพันธ์เชิงเส้นระหว่างสัมประสิทธิ์แรงยกและมุมปะทะ [6] ตาม สมการ (2.16) 𝐶𝑙 = 𝑎0 (𝛼 − 𝛼𝐿=0 ) (2.16) เมื่อความชันของเส้นโค้งแรงยกสามารถทานายจากทฤษฎีแพนอากาศบางแสดงในรูปที่ 2.6 ได้ดังนี้ 𝑎0 = 𝑑𝐶𝑙 𝑑𝛼 = 2𝜋 (2.17) และมุมปะทะที่แรงยกเป็นศูนย์ สามารถคานวณได้จากสมการ [3] (2.18) 1 𝜋 𝑑𝑦 (2.18) จากสมการข้างต้นจะเห็นว่า เมื่อคานวณหามุมปะทะที่แรงยกเป็นศูนย์จากสมการ (2.18) และ นาค่าที่ได้ไปแทนในสมการ (2.16) จะสามารถหาสัมประสิทธิ์แรงยกได้ 𝛼𝐿=0 = − ∫0 ( ) (cos 𝜃𝑝 − 1)𝑑𝜃𝑝 𝜋 𝑑𝑥 14 รูปที่ 2.6 สัมประสิทธิ์แรงยกที่เป็นฟังก์ชันของมุมปะทะในทฤษฎีแพนอากาศบาง [6] 2.4.3 สัมประสิทธิ์โมเมนต์ของแพนอากาศบางแบบแคมเบอร์ จากทฤษฎีแพนอากาศบางได้ระบุว่า ศูนย์กลางอากาศพลศาสตร์ตั้งอยู่บนตาแหน่ง 0.25 ของ คอร์ด วัดจากขอบหน้า ค่าของโมเมนต์ที่สอดคล้องกับตาแหน่งนี้สามารถกาหนดได้จากทฤษฎีแพน อากาศบาง โดยต้องมีการคานวณสาหรับรูปร่างเฉพาะของเส้นแคมเบอร์แต่ละเส้น [6] สามารถ คานวณได้จากสมการ (2.19) 𝜋 𝐶𝑚𝑐⁄4 = (𝐴2 − 𝐴1 ) (2.19) 4 เมื่อสัมประสิทธิ์ 𝐴𝑛 คานวณได้จากสมการ (2.20) 2 𝜋 𝑑𝑦 𝐴𝑛 = ∫0 cos 𝑛𝜃 𝑑𝜃 (2.20) 𝜋 𝑑𝑥 จากสมการ (2.20) สามารถอธิบายได้ว่า สัมประสิทธิ์ 𝐴𝑛 ไม่ขึ้นอยู่กับมุมปะทะ แต่ขึ้นอยู่กับ รูปร่างของแพนอากาศ เป็นผลให้สัมประสิทธิ์โ มเมนต์ที่ 0.25 ของคอร์ด ไม่ขึ้นอยู่กับมุม ปะทะ เช่นเดียวกัน 2.5 สัมประสิทธิ์แรงต้านของวัตถุทรงกลมและทรงกระบอก ความยาวคุ ณ ลั ก ษณะเฉพาะสาหรั บ ทรงกระบอกและทรงกลม กาหนดให้ เ ป็ น เส้ น ผ่า น ศูนย์กลางภายนอก (D) ดังนั้นจานวนเรย์โนลด์สามารถคานวณได้จากสมการ (2.21) 𝜌∞𝑉∞ 𝐷 𝑅𝑒 = (2.21) 𝜇∞ โดยมีตัวเลขเรย์โนลด์วิกฤติ (Critical Reynolds number) อยู่ที่ประมาณ Recr ≅ 2 x 105 สาหรับ Re ≤ 2 x 105 ซึ่ ง น้ อ ยกว่า ตั ว เลขเรย์ โ นลด์ วิ ก ฤต ชั้ น ขอบเขตยั ง คงเป็น การไหลแบบราบเรียบ (Laminar flow) แต่ เ มื่ อ 2 x 105 ≤ Re ≤ 2 x 106 จะกลายเป็ น การไหลแบบเปลี่ ย นผ่า น (Transitional flow) และเมื่อ Re ≥ 2 x 106 จะเป็นการไหลแบบปั่นป่วนในที่สุด (Turbulent flow) 15 การไหลผ่านทรงกระบอกในรูปที่ 2.7 เมื่อของไหลเข้าใกล้วัตถุจะแยกออกและล้อมรอบวัตถุก่อ ตัวเป็นชั้นขอบเขต (Boundary layer) ที่พันรอบวัตถุ อนุภาคของไหลบนระนาบกลางกระทบกับวัตถุ ที่จุดหยุดนิ่ง (Stagnation point) ทาให้ของไหลหยุดลงอย่างสมบูรณ์ และเพิ่มความดันที่จุดนั้น ความ ดันจะลดลงในทิศทางการไหล ทาให้ความเร็วของไหลเพิ่มขึ้น [7] รูปที่ 2.7 การไหลผ่านทรงกระบอกที่เกิดการแยกชั้นขอบเขตโดยมีตัวเลขเรย์โนลด์เท่ากับ 2,000 [7] ที่ความเร็ว Upstream ที่ต่ามาก ของไหลจะพันรอบวัตถุ และแขนทั้งสองข้างของของไหลจะ มาบรรจบกันที่ด้านหลังอย่างเป็นระเบียบ ดังนั้นของไหลจึงเป็นไปตามความโค้งของวัตถุ เมื่อความเร็ว มีค่าสูงขึ้น ของไหลยังสามารถล้อมรอบวัตถุได้ในด้านหน้า แต่ในด้านหลังไม่สามารถติดอยู่กับพื้นผิว ของวัตถุ เป็ นผลให้ชั้นขอบเขตแยกออกจากพื้นผิว ก่อตัวเป็นพื้นที่แยกทางด้านหลัง การไหลใน บริเวณ Wake มีลักษณะเกิดจากการก่อตัวของ Vortex และความดันที่ต่ามากกว่าความดันที่จุดหยุด นิ่ ง ลั ก ษณะการไหลส่ ง ผลกระทบอย่า งมากต่ อ ค่า สั ม ประสิ ท ธิ์ แ รงต้า นทั้ ง หมด (Total drag coefficient) ได้แก่ แรงต้านเนื่องจากแรงเสียดทาน (Friction drag) และ แรงต้านเนื่องจากความดัน (Pressure drag) ซึ่งต่อให้ไม่มีการแยกชั้นของของไหล ก็มีแรงต้านเนื่องจากแรงเสียดทานทุกกรณี และแรงต้านเนื่องจากความดันจะเกิดที่ตัวเลขเรย์โนลด์ที่สูง (Re ≥ 5000) [7] โดยมีสัมประสิทธิ์แรง ต้านเฉลี่ยสาหรับทรงกลมและทรงกระบอกที่เป็นผิวเรียบในรูปที่ 2.8 รูปที่ 2.8 สัมประสิทธิ์แรงต้านเฉลี่ยของการไหลผ่านทรงกลมและทรงกระบอกผิวเรียบ [7] 16 จากรูปที่ 2.8 ตัวเลขเรย์โนลด์ในช่วง 103 -105 สัมประสิทธิ์แรงต้านค่อนข้างคงที่ เพราะการไหลในชั้น ขอบเขตเป็นการไหลแบบราบเรียบ แต่การไหลในพื้นที่ที่แยกจากกันผ่านทรงกระบอกหรือทรงกลมมี ความปั่นป่วนเป็นอย่างมาก ในช่วง 105 ≤ Re ≤ 106 สัมประสิทธิ์แรงต้านจะลดลงอย่างรวดเร็ว ที่ ตาแหน่งหนึ่ง (ประมาณ 2 x 105) เนื่องจากการไหลในชั้นขอบเขตได้เปลี่ยนไปเป็นการไหลแบบ ปั่นป่วน และย้ายจุดแยกจากกันไปที่ด้านหลังของวัตถุ เป็นการลดขนาดของ Wake และขนาดของ แรงต้านเนื่องจากความดัน ในส่วนของช่วง 2 x 105 ≤ Re ≤ 2 x 10 6 จะเป็นช่วงการเปลี่ยนผ่าน ซึ่ง สัมประสิทธิ์แรงต้านจะลดลงจนถึงค่าต่าสุด แล้วจึงค่อย ๆ เพิ่มขึ้นกลายเป็นค่าความปั่นป่วนสุดท้าย [7] 2.6 โหลดเซลล์ โหลดเซลล์ คือ ทรานดิวเซอร์หรือเซ็นเซอร์ที่ใช้ในการแปลงแรงเชิงกลหรือโหลดเป็นสัญญาณ ทางไฟฟ้า เป็นองค์ประกอบสาคัญสาหรับการวัดแรง น้าหนัก หรือแรงตึง โดยทั่วไปโหลดเซลล์จะมี สเตรนเกจ (Strain gauge) อย่างน้อยหนึ่งตัวเป็นอุปกรณ์บางคล้ายลวดที่ถูกติดอยู่ในโครงสร้าง ภายในโหลดเซลล์ ถูกออกแบบมาให้เสียรูปเมื่ออยู่ภายใต้แรงกล ซึ่งการเสียรูปจะส่งผลให้เกิดการ เปลี่ยนแปลงของความต้านทานไฟฟ้า จัดเรียงวงจรในรูปแบบบริดจ์แบบวิทสโตน (Wheatstone Bridge) เป็นวงจรไฟฟ้าที่สามารถตรวจจับการเปลี่ยนแปลงเล็กน้อยของความต้านทาน เมื่อให้แรง กระทาบนโหลดเซลล์ สเตรนเกจจะเกิดการเสียรูป ทาให้เกิดการเปลี่ยนแปลงของความต้านทานซึ่งจะ นาไปสู่ความไม่สมดุลในวงจรบริดจ์ซึ่งจะสร้างสัญญาณเอาต์พุต โดยสัญญาณเอาต์พุตจะมีขนาดต่า มาก มักอยู่ ในช่วงมิลลิโวลต์ (mV) และเป็นสัดส่วนกับแรงหรือโหลดที่ใช้ อย่างไรก็ตาม สามารถ ประมวลผลหรือขยายสัญญาณได้ [8] 2.6.1 โหลดเซลล์แบบสเตรนเกจ หลั ก การของโหลดเซลล์ แ บบสเตรนเกจ คื อ เมื่ อ มี น้า หนั ก มากระทา ความเครี ย ดจะ เปลี่ยนแปลงความต้านทานทางไฟฟ้าในสัดส่วนโดยตรงกับแรงที่มากระทา [9] ประกอบด้วย สเตรน เกจ 4 ตัวต่อเป็นวงจรบริดจ์ที่มีส่วนของความต้านทาน 2 ส่วนขนานกัน แสดงในรูปที่ 2.9 17 รูปที่ 2.9 วงจรบริดจ์แบบวิทสโตนของโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจ 2.7 การทดลองอุโมงค์ลม การทดลองอุโมงค์ลม ประกอบด้วย อินพุตเป็นตัวแปร เช่น มุมของการก้มเงยของแบบจาลอง แรงดันที่ลดลงทั่วหัวฉีด (Nozzle) ปัจจัยที่ควบคุมได้เป็นพารามิเตอร์ เช่น ขนาดของโมเดล ขนาด อุโมงค์ลม วัสดุโมเดล กระบวนการสร้างโมเดล เวลาดาเนินการทดลอง และการจัดเตรียมการติดตั้ง ส่วนเอาต์พุตจะเป็นการตอบสนอง เช่น แรงและโมเมนต์ การอ่านความดันจากระบบวัดความดัน และ ปัจจัยที่ควบคุมไม่ได้รวมถึงพารามิเตอร์ เช่น ความปั่นป่วนของกระแสขาเข้า อุณหภูมิ ความชื้น สัมพัทธ์ และการเสียรูปของแบบจาลองภายใต้โหลด [10] แสดงในรูปที่ 2.10 รูปที่ 2.10 แนวคิดของการตั้งค่าการทดลองอุโมงค์ลม [10] สามารถเขียนเป็นฟังก์ชันได้ดังนี้ 𝑦 = 𝑓[𝑢(𝑡), 𝑥(𝑡), 𝑧(𝑡)] โดย คือ เอาต์พุตที่เป็นฟังก์ชันของอินพุต ปัจจัยที่ควบคุมได้ และปัจจัยที่ควบคุมไม่ได้ 𝑢(𝑡) คือ อินพุตที่ขึ้นอยู่กับเวลา 𝑦 18 (2.22) 𝑥(𝑡) คือ ปัจจัยที่ควบคุมได้ หรือพารามิเตอร์ที่ขึ้นอยู่กับเวลา 𝑧(𝑡) คือ ปัจจัยที่ควบคุมไม่ได้รวมถึงพารามิเตอร์ที่ขึ้นอยู่กับเวลา 2.8 งานวิจัยที่เกี่ยวข้อง 2.8.1 การวิจัย การทดสอบหาค่าพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ และการออกแบบอุปกรณ์วัด พารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ Wanchai, Kanok and Komkrit [11] ได้ วิ เ คราะห์ หาค่า คุ ณ ลั ก ษณะเฉพาะทางอากาศ พลศาสตร์ของอากาศยานไร้คนขับแบบไร้หาง ซึ่งประกอบไปด้วย สัมประสิทธิ์แรงยก สัมประสิทธิ์แรง ต้าน ค่าประสิทธิภาพทางอากาศพลศาสตร์ และสัมประสิทธิ์โมเมนต์ปักเงยรอบจุดศูนย์ถ่วงของ อากาศยาน โดยใช้อุโมงค์ลมความเร็วต่ากว่าเสียงเป็น อุปกรณ์ทดสอบ ในส่วนของการวัดแรงและ โมเมนต์ทางผู้วิจัย ได้ใช้เครื่องมือวัดแรงและโมเมนต์แบบติดตั้งภายในอุโมงค์ล ม หรือที่เรียกว่า Internal Sting Balance แบบ 6 ทิศทาง (6 DOF) และอุปกรณ์เปลี่ยนมุมปะทะและมุมทางข้างในรูป ที่ 2.11 รูปที่ 2.11 ชุดอุปกรณ์ เครื่องมือวัดแรง โมเมนต์ และชุดการควบคุมท่าทาง การทดสอบดังกล่าวจะใช้ระบบการทางานของ Crescent ในการกาหนดมุมปะทะแบบ อัตโนมัติ และใช้ระบบ Data Acquisition ในการบันทึกค่าแรงและโมเมนต์ขณะทาการทดสอบ และ เปรียบเทียบกับผลลัพธ์ที่ได้จากการคานวณด้วยโปรแกรมคานวณพลศาสตร์ของไหล พบว่า ค่า สัมประสิทธิ์แรงยก ที่ได้จากการทดสอบมีค่าความแตกต่างไม่เกิน 5 % ตลอดทุกมุมปะทะเมื่อเทียบ กับผลลัพธ์ที่ได้จากโปรแกรมคานวณพลศาสตร์ของไหล และมีค่าสัมประสิทธิ์แรงยกสูงสุด ที่มุมปะทะ 8-9 องศา หลังจากนั้นจะเกิดการร่วงหล่นแสดงในรูปที่ 2.12 19 รูปที่ 2.12 กราฟความสัมพันธ์ระหว่างสัมประสิทธิ์แรงยกกับมุมปะทะ -4 ถึง 9.5 องศา ค่าสัมประสิทธิ์แรงต้าน มีค่าที่เพิ่มขึ้นตามมุมปะทะ มีความสอดคล้องใกล้เคียงกันกับผลลัพธ์ จากโปรแกรม โดยมีความแตกต่างอยู่ในช่วง 5-15 % และมีค่าใกล้เคียงกันมากที่มุมปะทะต่า แต่ใน มุมปะทะสูงมีความแตกต่างค่อนข้างสูง แสดงในรูปที่ 2.13 รูปที่ 2.13 กราฟความสัมพันธ์ระหว่างสัมประสิทธิ์แรงต้านกับมุมปะทะ -4 ถึง 9.5 องศา Anurut, Saengkrit, Panakamon and Wilairat [12] ได้ออกแบบและสร้างอุโมงค์ลมระบบ เปิดเพื่อใช้ทดสอบแรงยกที่กระทากับปีกเครื่องบินจาลองจานวน 3 รูปแบบ คือ NACA 0021, NACA 4418 และ NACA 6409 9% ทางผู้วิจัยได้ใช้โหลดเซลล์แบบสเตรนเกจ เป็นเซนเซอร์สาหรับวัดค่าแรง ยกและแปลงค่าเป็นสัญญาณทางไฟฟ้า และส่งไปยังบอร์ดคอนโทรลเลอร์ด้วยโปรแกรม Adriano IDE เมื่อมีการแปลงข้อมูล แล้ว จะถูกส่งต่อไปยัง PLX-DAQ เพื่อรับค่าและแสดงค่าโดยใช้โ ปรแกรม Microsoft Excel สาหรับรูปแบบเซ็นเซอร์และการติดตั้งแสดงในรูปที่ 2.14 20 รูปที่ 2.14 รูปแบบเซ็นเซอร์และการติดตั้งเซ็นเซอร์ในส่วนทดสอบ ในการวัดแรงยกที่กระทากับปีกเครื่องบินจาลอง จะดาเนินการพิจารณาที่เงื่อนไข 2 กรณี คือ ความเร็วต่างกัน และที่มุมปะทะต่างกัน โดยมีรูปแบบการติดตั้งเป็นไปตามรูปที่ 2.15 รูปที่ 2.15 อุโมงค์ลมระบบเปิดและการติดตั้งอุปกรณ์สาหรับการวัดแรงยกที่กระทากับปีกเครื่องบิน จาลอง จากการทดสอบ พบว่า แรงยกของปีกเครื่องบินแปรผันตามขนาดความเร็วลมที่ไหลผ่านปีก เครื่องบิน คือ เมื่อความเร็วที่ไหลผ่านปีกเพิ่มขึ้น แรงยกที่กระทากับปีกจะเพิ่มขึ้นเช่นกัน และเมื่อ ความเร็วที่ไหลผ่านมีค่าน้อย ขนาดของแรงยกที่วัดได้จะมีค่าน้อยมากจนเข้าใกล้ 0 และในการทดสอบ ที่มุมปะทะต่างกัน พบว่า แรงยกของปีกเครื่องบินแปรผันตามขนาดของมุมปะทะ กล่าวคือ เมื่อมุ ม ปะทะเพิ่มขึ้น แรงยกที่กระทากับปีกเครื่องบินจาลองจะเพิ่มขึ้นด้วยและปีกเครื่องบินรูปแบบ NACA 6409 9% มีแรงยกที่กระทากับปีกเครื่องบินจาลองสูงที่สุด แสดงในตารางที่ 2.1 ตารางที่ 2.1 แรงยกที่กระทากับปีกเครื่องบินจาลองที่ความเร็วและมุมปะทะต่างกัน 21 2.8.2 การวิจัย การทดสอบหาค่าพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ และการวิเคราะห์พารามิเตอร์ ทางอากาศพลศาสตร์ Rapee, Choosak, Sudarat and Pornthep [13] ได้ทาการทดสอบอากาศพลศาสตร์ ข อง แพนอากาศ NACA 2415 ที่สร้างขึ้นมาจากกระบวนการพิมพ์ 3 มิติ โดยแบบจาลองที่สร้างขึ้นมามี ลักษณะพื้นผิวที่แตกต่างกัน คือ แบบจาลองที่พิมพ์ออกมาโดยไม่มีการตกแต่งพื้นผิว แบบจาลองที่ พิมพ์ออกมาเคลือบด้วยสีอะคริลิก และแบบจาลองการตกแต่งพื้นผิวที่ขัดเงา แสดงในรูปที่ 2.16 (ก) (ข) รูปที่ 2.16 (ก) แบบจาลอง NACA 2415 แบบไม่มีการตกแต่งพื้นผิว และ (ข) แบบจาลอง NACA 2415 ที่มีการตกแต่งพื้นผิวด้วยสีอะคริลิค โดยแบบจาลองทั้ง 3 แบบ ถูกทดสอบในอุโมงค์ลม เพื่อให้ได้ ลักษณะอากาศพลศาสตร์ ได้แก่ ค่าสัมประสิทธิ์แรงยก และค่าสัมประสิทธิ์ แรงต้าน ในการทดลองจะมีการกาหนดความเร็วในการ ทดสอบอยู่ที่ 10, 15, 20 และ 27 เมตรต่อวินาที และมีการปรับมุมปะทะตั้งแต่ -15, 0, 10 และ 15 องศา จากนั้นจะนาผลการทดลองไปเปรียบเทียบกับผลจากการจาลองทางพลศาสตร์ของไหล แสดง ในรูปที่ 2.17 และ 2.18 รูปที่ 2.17 การเปรียบเทียบแรงยกที่ได้จากการทดสอบในอุโมงค์ลมและการจาลองทางพลศาสตร์ของ ไหล 22 รูปที่ 2.18 การเปรียบเทียบแรงต้านที่ได้จากการทดสอบในอุโมงค์ลมและการจาลองทางพลศาสตร์ ของไหล จากรูปที่ 2.17 และ 2.18 จะพบว่า เมื่อมีความเร็วและมุมปะทะที่แตกต่างกัน แบบจาลองแพน อากาศที่พิมพ์ออกมาโดยไม่มีการตกแต่งพื้นผิวให้ค่าแรงยกที่สูงที่สุดสาหรับทุกช่วงความเร็ว และ แบบจาลองแพนอากาศที่มีการทาสีมีการให้ค่าแรงยกที่น้อยที่สุด ส่วนแรงต้านจะพบว่า แบบจาลอง แพนอากาศที่ไม่มีการตกแต่งพื้นผิวและแบบจาลองปีกที่มีการขัดเงานั้นมีค่าแรงต้านใกล้เคียงกัน และ มีค่าสูงกว่าแบบจาลองแพนอากาศที่ทาสี สามารถนาเสนอในรูปของสัมประสิทธิ์ได้ แสดงในรูปที่ 2.19 (ก) (ข) รูปที่ 2.19 (ก) การเปรียบเทียบสัมประสิทธิ์แรงยกที่ได้จากการทดสอบในอุโมงค์ลม, การจาลองทาง พลศาสตร์ของไหล และข้อมูลของแพนอากาศ (ข) การเปรียบเทียบสัมประสิทธิ์แรงต้านที่ได้จากการทดสอบในอุโมงค์ลม, การจาลองทางพลศาสตร์ ของไหล และข้อมูลของแพนอากาศ 23 จากรูปที่ 2.19 สรุปได้ว่า ค่าสัมประสิทธิ์แรงยกที่ได้จากการทดลอง เมื่อเทียบกับแบบจาลอง ทางพลศาสตร์ของไหล พบว่า ผลลัพธ์ที่ได้มีความใกล้เคียงกัน อย่างไรก็ตาม เมื่อแบบจาลอง แพน อากาศมีสภาพพื้นผิวที่แตกต่างกัน มุมปะทะและความเร็วที่แตกต่างกัน จะส่งผลให้ค่าสัมประสิทธิ์แรง ยกและแรงต้านที่ได้มีค่าต่างกันเช่นเดียวกัน 24 บทที่ 3 ขั้นตอนการออกแบบ การจัดทาโครงงานการศึกษา ออกแบบ สร้างและพัฒนาอุปกรณ์สาหรับวัดค่าพารามิเตอร์ทาง อากาศพลศาสตร์ ซึ่งประกอบด้วย แรงยก (Lift) แรงต้าน (Drag) และโมเมนต์ (Moment) โดยใช้ โหลดเซลล์แบบสเตรนเกจ (Strain Gauge Load cell) ทางคณะผู้จัดทาได้นาทฤษฎีและงานวิจัยที่ เกี่ยวข้องมาปรับและประยุกต์ใช้ในการดาเนินงาน โดยมีรายละเอียดขั้นตอนการดาเนินงานตั้งแต่ กระบวนการศึกษาหลักการทฤษฎีที่เกี่ยวข้องกับพารามิเตอร์ของอากาศพลศาสตร์ การศึกษาวัตถุ และวัสดุที่นามาสร้างเพื่อใช้ในการทดสอบ การศึกษาเซนเซอร์ที่ใช้วัดค่าพารามิเตอร์ทางอากาศ พลศาสตร์ การศึกษาอุโมงค์ลมระบบปิด มาใช้เพื่อสนับสนุนการวิเคราะห์ และการออกแบบวัตถุที่ นามาใช้ในการทดลองเมื่อมีอากาศไหลผ่าน โดยในบทนี้จะแสดงให้เห็นถึงขั้นตอนการศึกษา การ วิเคราะห์ การทดลอง การออกแบบวัต ถุ ที่นามาทดสอบ และการออกแบบอุ ป กรณ์สาหรั บ วั ด ค่าพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ 3.1 ความต้องการของโครงงาน 1. สามารถวัดหาพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ได้ และค่าที่วัดได้จากการทดสอบต้องมีค่า ใกล้เคียงกับค่าจากฐานข้อมูล 2. ตัวจับชิ้นงานต้องมีความเหมาะสม และต้องออกแบบตัวจับชิ้นงานให้มีผลกระทบต่อการวัด ค่าพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์น้อยที่สุด 3. สามารถออกแบบและติดตั้ง ระบบการวัดพารามิเตอร์ ให้วัดได้ทั้งแรงยก แรงต้าน และ โมเมนต์ที่กระทากับวัตถุพร้อมกันได้ และสามารถแสดงผลลัพธ์เป็นรูปแบบที่อ่านได้ง่าย 4. เมื่อไม่มีแรงมากระทา อุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ ต้องกลับไปเป็นศูนย์และต้องไม่เกิดความไม่ แน่นอนของเครื่องมือวัด 3.2 ข้อจากัดของโครงงาน 3.2.1 ข้อจากัดการออกแบบ 1. ออกแบบชิ้ น งานทดสอบให้มีค วามเหมาะสมกั บขนาดส่ว นทดสอบของอุโ มงค์ล มที่มี พื้นที่หน้าตัด 30 เซนติเมตร x 30 เซนติเมตร และมีความยาว 110 เซนติเมตร 25 2. ออกแบบตัวจับชิ้นงานทดสอบให้มีความเหมาะสมกับขนาดส่วนทดสอบของอุโมงค์ลมที่มี พื้นที่หน้าตัด 30 เซนติเมตร x 30 เซนติเมตร และมีความยาว 110 เซนติเมตรและขนาดชิ้นงาน ทดสอบ 3. ตัวจับชิ้นงานต้องสามารถถอดและประกอบได้ รวมถึงต้องไม่เกิด แรงยก แรงต้าน และ โมเมนต์จากตัวจับชิ้นงาน เพื่อไม่ให้ส่งผลกระทบกับเครื่องมือวัด 3.2.2 ข้อจากัดการทดลอง เนื่องจากตัวอุโมงค์มีการออกแบบให้สามารถใช้ความเร็วลมได้อย่างจากัด จึงไม่สามารถกาหนด ความเร็วลมให้เกิน 50 เมตรต่อวินาทีได้ 3.3 ข้อกาหนด/มาตรฐานการออกแบบชิ้นงาน การออกแบบสร้างอุปกรณ์สาหรับวัดค่าพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ และวัสดุที่ใช้สาหรับ การทดสอบ เพื่อให้มั่นใจว่าอุปกรณ์การวัด รวมถึงวัสดุที่ใช้ในการทดสอบมีประสิทธิภาพที่เพียงพอ คณะผู้จัดทาจึงได้พิจารณามาตรฐาน ดังนี้ 3.3.1 มาตรฐานทางวิศวกรรม 1. ISO (International Organization for Standardization) คือ องค์การระหว่างประเทศว่า ด้วยการ มาตรฐาน เป็นองค์กรที่ออกมาตรฐานต่าง ๆ โดยมาตรฐานที่เกี่ยวข้องกับโครงงานมีดังนี้ ISO 376 (มาตรฐานเครื่องมือพิสูจน์แรง การถ่ายโอนแรง ใช้กับเซนเซอร์เพื่อดูว่าอุปกรณ์มีความ แม่นยา) ISO 7500-1 (มาตรฐาน ข้อกาหนด และการตรวจสอบความถูกต้องของโหลดเซลล์) 2. ASTM (American Society for Testing and Material) คือ สมาคมวิชาชีพ ทางด้าน วิทยาศาสตร์ และเทคโนโลยี ที่กาหนด และจัดทามาตรฐานที่เกี่ยวข้องกับ ลักษณะและการทางาน ของวัสดุ ผลิตภัณฑ์ การบริการ ระบบการใช้งาน โดยมีมาตรฐานที่เกี่ยวข้องกับโครงงานนี้ เช่น ASTM E74 (เทียบมาตรฐานความสามารถในการวัดแรงของเครื่องทดสอบวัสดุ) 3.3.2 มาตรฐานวัสดุ/อุปกรณ์ที่นามาทดสอบ 1. NACA (National Advisory Committee for Aeronautics) มาตรฐานรูปร่างแพนอากาศ และค่า สั ม ประสิ ท ธิ์ แรงยก แรงต้า นของแพนอากาศ ซึ่ ง เป็ น องค์ ก รที่ พั ฒ นาแพนอากาศ ที่ มี ลักษณะเฉพาะซึ่งสามารถอธิบายได้ด้วยพารามิเตอร์ต่าง ๆ ได้แก่ ความหนาสูงสุดของแพนอากาศ (Maximum thickness) ค่ากึ่งกลางระหว่างพื้นผิวด้านบนและด้านล่างซึ่งมีลักษณะเป็นเส้นโค้ง (Maximum camber) ตาแหน่ ง ความหนาสู ง สุ ด เที ย บกั บ ชายหน้า แพนอากาศ (Position of 26 maximum thickness) ตาแหน่งสูงสุดของแคมเบอร์เทียบกับชายหน้า (Position of maximum camber) และรัศมีความโค้งของชายหน้า (Leading edge radius) ดังแสดงในรูปที่ 3.1 รูปที่ 3.1 ส่วนประกอบของแพนอากาศ โดยแพนอากาศที่เลือกนามาสร้างวัตถุทดสอบในโครงงานนี้คือ NACA 2412 ซึ่งจะมีค่าแคม เบอร์สูงสุด 2 เปอร์เซ็นต์ ซึ่งอยู่ห่างจากขอบหน้า 40 เปอร์เซ็นต์ (0.4 ของคอร์ด) โดยมีความหนา สูงสุด 12 เปอร์เซ็นต์ของคอร์ด ซึ่งอ้างอิงมาจาก Airfoil Tools ที่เป็นแหล่งเก็บข้อมูลของแพนอากาศ แต่ละรุ่น ดังแสดงในรูปที่ 3.2 รูปที่ 3.2 แพนอากาศ NACA 2412 จาก Airfoil Tools 2. หนั ง สื อ Fluid Mechanics Fundamentals and Application by Yonus A. Cengel and John M Cimbala ใช้เป็นฐานข้อมูลของวัตถุทรงกระบอก เนื่องจากพิจารณาค่าพารามิเตอร์ที่ได้ จากการวัด เมื่อวัตถุถูกพิจารณาในรูปแบบสองมิติ ดังแสดงในรูปที่ 3.3 และ 3.4 27 รูปที่ 3.3 ค่าพารามิเตอร์ของวัตถุทรงกลม และทรงกระบอก รูปที่ 3.4 สัมประสิทธิ์แรงต้านเฉลี่ยของการไหลผ่านทรงกลมและทรงกระบอกผิวเรียบสาหรับใช้เป็น ค่าจากฐานข้อมูล 3.4 ซอฟต์แวร์ที่ใช้ในการวิเคราะห์ ซอฟต์แวร์ DEWESoft เวอร์ชัน X ใช้ ในการดาเนินการวิเคราะห์พารามิเตอร์ทางอากาศ พลศาสตร์ ได้แก่ แรงยก แรงต้าน และโมเมนต์ ผ่านคาสั่งพื้นฐาน และการตั้งค่าเพิ่มเติม ได้แก่ การตั้ง ค่า Name, Measurement, Physical quantity, Min และ Max โดยได้ทาการตั้งค่า สาหรับการ ทดสอบดังต่อไปนี้ ขั้นตอนแรกเริ่มจากหลังเปิดซอฟต์แวร์ DEWESoft ให้ทาการเลือกเปิด Ch. setup ดังแสดงใน รูปที่ 3.5 เพื่อตั้งค่า Name, Measurement, Physical quantity, Min และ Max จากนั้นทาการตั้ง ค่าต่าง ๆ ดังแสดงในรูปที่ 3.6 28 รูปที่ 3.5 ซอฟต์แวร์ DEWESoft รูปที่ 3.6 การตั้งค่าต่าง ๆ ในซอฟต์แวร์ DEWESoft จากนั้นทาการตั้งค่าเพื่อดูค่าพารามิเตอร์ แบบ single value โดยให้ทาการเลือกเปิด Math แล้วเลือก Basic statistics ดังแสดงในรูปที่ 3.7 และตั้งค่าต่าง ๆ ดังแสดงในรูปที่ 3.8 รูปที่ 3.7 การตั้งค่าเพื่อดูค่าพารามิเตอร์ แบบ single value 29 รูปที่ 3.8 การตั้งค่าเพื่อดูค่าพารามิเตอร์ แบบ single value 3.5 รายละเอียดอุโมงค์ลมที่ใช้ทดสอบ อุโ มงค์ล มที่ใช้ ในการทดสอบนี้ เป็นอุโ มงค์ล มระบบปิด ที่มีลักษณะส่วนทดสอบเป็นทรง สี่เหลี่ยมผืนผ้ามีความยาว 120 เซนติเมตร กว้าง 30 เซนติเมตร และมีพื้นที่หน้าตัด 30 เซนติเมตร x 30 เซนติเมตร มีความหนาแผ่นกระจกด้านบนและด้านล่างเท่ากับ 1.2 เซนติเมตร และความหนาแผ่น กระจกด้านหน้าและด้านหลังเท่ากับ 2 เซนติเมตร รูปที่ 3.9 แบบจาลอง 3 มิติของส่วนทดสอบอุโมงค์ลม 3.6 การวัดความเร็วลมในอุโมงค์ลมระบบปิด ทาการวัดความเร็วลมในอุโมงค์ลม โดยใช้เครื่องวัดความเร็วลม testo 440 dP โดยเปิดเครื่อง Inverter ที่ 30 Hz ทาการวัดในบริเวณที่มีระยะอย่างน้อย 1 เท่าจากตาแหน่งที่จะติดตั้งชิ้นงาน ทดสอบไปด้านหน้า และอยู่ในบริเวณกึ่งกลางหน้าตัด ทาการเจาะรูขนาดทีเ่ หมาะสมสาหรับใส่ Pitot tube และเมื่อทาการใส่ Pitot tube แล้วให้ทาการปิดรูที่เจาะไว้ไม่ให้มีอากาศไหลออก โดยเริ่มวัด จากชิดผนังส่วนทดสอบของอุโมงค์ลมด้านบนไล่ลงมาครั้งละ 1 เซนติเมตร จนถึงผนังส่วนทดสอบของ อุโมงค์ลมด้านล่าง ได้ความเร็วลมเฉลี่ยของอุโมงค์ลมประมาณ 27 เมตรต่อวินาที 30 3.7 ข้อพิจารณาและการออกแบบชิ้นงานทดสอบ 3.7.1 ข้อพิจารณาในการออกแบบชิ้นงานทดสอบ การออกแบบชิ้นงานทดสอบ ได้แก่ ทรงกระบอกและแพนอากาศ พิจารณาเลือกใช้วิธีการ ออกแบบและสร้างเป็นสามมิติผ่านโปรแกรมซอฟต์แวร์เชิงพาณิชย์ SolidWorks ชิ้นงานทดสอบผ่าน การออกแบบโดยพิจารณาจากขนาดส่วนทดสอบของอุโมงค์ลม การละเลยผลกระทบจากกระแสการ ไหลวนของอากาศในแพนอากาศและทรงกระบอก และระยะการเกิดชั้นขอบเขตเมื่อมีอากาศไหลผ่าน 3.7.2 การออกแบบชิ้นงานทดสอบ 1. การออกแบบแพนอากาศ การออกแบบแพนอากาศจะพิจารณาเลือกใช้เป็นแพนอากาศชุดสี่หลัก NACA 2412 ที่มีความ ยาวคอร์ดเท่ากับ 15 เซนติเมตร และมีระยะห่างระหว่างปลายทั้งสองข้างเท่ากับ 29 เซนติเมตร รูปที่ 3.10 แบบจาลอง 3 มิติของแพนอากาศ 2. การออกแบบทรงกระบอก การออกแบบทรงกระบอกพิจารณาให้มีขนาดเส้นผ่านศูนย์กลางเท่ากับ 1.2 เซนติเมตร และมี ความยาวเท่ากับ 60 เซนติเมตร รูปที่ 3.11 แบบจาลอง 3 มิติของทรงกระบอก 31 3.8 ข้อพิจารณาในการวิเคราะห์และการออกแบบ ในการออกแบบอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ พิจารณาเลือกใช้วิธีการสร้าง แบบจาลอง สาหรับการทดสอบเพื่อวัดแรงจะเลือกใช้วิธีทดสอบกับแบบจาลองโดยตรง ซึ่งการ ออกแบบอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ จากการสร้างแบบจาลอง จะนาไปใช้ในการ สร้างอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์สาหรับการทดสอบจริงในโปรแกรมซอฟต์แวร์เชิงพาณิชย์ SolidWorks อุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ผ่านการออกแบบโดยพิจารณาการเกิดแรงยก แรง ต้าน และโมเมนต์ จากการคานวณค่าน้อยที่สุด และค่ามากที่สุด ที่กระทากับชิ้นงานทดสอบ ได้แ ก่ ทรงกระบอกและแพนอากาศ เมื่อมีความเร็ว ลมเท่ากับ 27 เมตรต่อวินาที สาหรับแพนอากาศ พิจารณาค่าน้อยที่สุดของแรงยกและแรงต้านที่มุมปะทะเท่ากับ -2 องศา ค่ามากที่สุดพิจารณาจาก สัมประสิทธิ์แรงยกและแรงต้านมากที่สุด ในส่วนของโมเมนต์พิจารณาที่ตาแหน่ง ศูนย์กลางอากาศ พลศาสตร์ แสดงในตารางที่ 3.1 ตารางที่ 3.1 ผลลัพธ์การคานวณค่าพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ รายละเอียดในการคานวณ ค่าคงที่ หน่วย ความเร็วลม 27 m/s ความหนาแน่นที่ 33 องศาเซลเซียส 1.1526 kg/m3 1.8858 x 10-5 ความหนืดของไหลที่ 33 องศาเซลเซียส kg/m·s เลขเรย์โนลด์ของแพนอากาศ 247,525 เลขเรย์โนลด์ของทรงกระบอก 19,803 สัมประสิทธิ์แรงยกของแพนอากาศ Min 0.0198 Max 1.3264 สัมประสิทธิ์แรงต้านของแพนอากาศ Min 0.0088 Max 0.2144 สัมประสิทธิ์แรงต้านของทรงกระบอก 1.15 ผลการคานวณค่าพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ของแพนอากาศ แรงยก Min 0.3619 N Max 24.2404 แรงต้าน Min 0.1599 N Max 3.9188 โมเมนต์ -0.2527 N·m ผลการคานวณค่าพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ของทรงกระบอก N แรงต้าน 1.739 32 3.9 ข้อพิจารณาการออกแบบสาหรับการสร้างแบบจาลองในการทดสอบ 1. การออกแบบโดยวิ ธี Sting balance ในด้า นศั ก ยภาพมี ค วามสามารถในการตรวจวั ด พารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ ได้แก่ แรงต้าน แรงยก และโมเมนต์ โดยจากการสืบค้นพบว่าการ ทดสอบการวัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ของ Sting balance ส่วนมากใช้ในการตรวจวัดแรง จากโมเดลจาลองเครื่องบินต่าง ๆ ซึ่งภายในตัว Sting balance ประกอบด้วยส่วนต่าง ๆ ที่นามา ประกอบเข้าด้วยกัน เพื่อติดตั้ง ตัววัดค่า ซึ่งทาให้มีความซับซ้อนต่อการแยกส่วนมาใช้งานที่มีลักษณะ และโครงสร้างจาเพาะ ด้วยเหตุนี้อาจมีข้อเสีย เช่น ไม่เหมาะสมสาหรับการใช้ ตรวจวัดพารามิเตอร์ ทางอากาศพลศาสตร์จากแบบจาลองแพนอากาศขนาดเล็กและวัตถุหลายรูปทรง 2. การออกแบบโดยวิธีโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจ ในด้านศักยภาพมีความสามารถในการวัด แรงจากการบิด หรือเสียรูปของโหลดเซลล์ แบบสเตรนเกจ ซึ่งสามารถนามาประยุกต์ให้สามารถวัด ค่าพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ ได้แก่ แรงยก แรงต้าน และโมเมนต์ได้ ซึ่งการใช้โ หลดเซลล์ แบบสเตรนเกจนี้ สามารถออกแบบการใช้งานได้หลากหลายรูปแบบ การนามาใช้งานจึงสามารถปรับ ให้เข้ากับลักษณะความต้องการ หรือโครงสร้างจาเพาะได้ง่าย ทาให้ง่ายต่อการนามาใช้ทดสอบการ ตรวจวัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์จากแบบจาลองแพนอากาศขนาดเล็ก และวัตถุหลาย รูปทรง รวมถึงโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจยังเป็นอุปกรณ์ที่พบเห็นได้ง่ายในปัจจุบัน ซึ่งส่วนใหญ่พบ เห็นในเครื่องชั่งน้าหนักที่ใช้งานกันโดยทั่วไป ทาให้ใช้งบประมาณที่น้อยเมื่อใช้โหลดเซลล์ แบบสเตรน เกจมาออกแบบและสร้างแบบจาลองสาหรับการทดสอบวัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ 3.10 การออกแบบและสร้างแบบจาลองสาหรับการทดสอบ จากข้อพิจารณาในการวิเคราะห์และการออกแบบ จะใช้โหลดเซลล์แบบสเตรนเกจขนาด 5 กิโลกรัม ในการทดสอบ และได้แบบจาลองดังรูปที่ 3.12 33 รูปที่ 3.12 แบบจาลองอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ เริ่มจากออกแบบให้ชุดอุปกรณ์สามารถวัดแรงยกและแรงต้านได้พร้อมกัน โดยการใช้โหลด เซลล์แบบสเตรนเกจจานวน 2 ตัว ที่มีขนาดความกว้างเท่ากับ 1.27 เซนติเมตร ความยาวเท่ากับ 7.5 เซนติเมตร และมีความหนาเท่ากับ 1.27 เซนติเมตร ออกแบบการติดตั้งให้โหลดเซลล์แบบสเตรนเกจ ตั้งฉากซึ่งกันและกัน โหลดเซลล์แบบสเตรนเกจที่ติดตั้งในทิศทางแนวนอนจะเป็น อุปกรณ์สาหรับวัด แรงยก และโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจที่ติดตั้งในทิศทางแนวตั้งจะเป็นอุปกรณ์สาหรับวัดแรงต้าน จากนั้นจะใช้อุปกรณ์จับยึดแบบตั้งฉาก 2 ตัว ในการจับโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจแต่ละชิ้นให้ ตั้งฉากกัน และไม่ทาให้เกิดโมเมนต์บิด การจับชิ้นงานของอุปกรณ์จับยึด เป็นรูปแบบปากกาจึง จาเป็นต้องมีชิ้นงานทั้งสองข้างในการจับยึด เพื่อไม่ให้หน้าปากกาเกิดการเอียง และอุปกรณ์จับยึดต้อง ไม่เกิดการเสียรูป 3.11 การเชื่อมต่ออุปกรณ์สาหรับการวิเคราะห์ค่าพารามิเตอร์ รูปที่ 3.13 การเชื่อมต่ออุปกรณ์สาหรับการวิเคราะห์พารามิเตอร์ 34 การวิเคราะห์พารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ มีส่วนอุปกรณ์ที่ใช้ในการส่งข้อมูลและแสดงผล ดังรูปที่ 3.13 การวิเคราะห์พารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ ประกอบด้วย 3 ส่วน คือ อินพุต การ แปลงสัญญาณทางไฟฟ้า และเอาต์พุต ในส่วนของอินพุต จะเลือกใช้เป็นโหลดเซลล์ แบบสเตรนเกจ ขนาด 5 กิ โ ลกรั ม ค่า ของอิ น พุ ต คื อ แรงที่ ไ ด้ รั บ จากการออกแรงกดหรื อ แรงดึ ง บนโหลดเซลล์ แบบสเตรนเกจ โดยเป็นรูปแบบของสัญญาณทางไฟฟ้า ในส่วนที่สอง คือ การแปลงสัญญาณทางไฟฟ้า หลังจากโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจมีแรงกระทาสัญญาณทางไฟฟ้าจะถูกส่งไปยัง DEWESoft SIRIUsi8xSTG ผ่านแผงเชื่อมต่อ เมื่อมีการแปลงข้อมูลแล้วจะถูกส่งต่อไปยัง เครื่องคอมพิวเตอร์ และส่วน สุดท้าย คือ เอาต์พุต ในที่นี้คือ ค่าพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ ที่มีการแสดงผลลัพธ์ผ่านระบบ คอมพิวเตอร์ โดยการใช้ซอฟต์แวร์ DEWESoft X 3.12 การตรวจสอบความถูกต้องของแบบจาลอง 3.12.1 การตรวจสอบความสามารถในการใช้งานของโหลดเซลล์ แบบสเตรนเกจและซอฟต์แวร์ DEWESoft X การตรวจสอบความสามารถในการใช้งานของโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจขนาด 5 กิโลกรัม จะ ใช้ซอฟต์แวร์ DEWESoft X ในการแสดงผลลัพธ์ โดยเลือกใช้ก้อนน้าหนักขนาด 2 นิวตัน เป็นแรงกด ที่กระทาบนโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจ ตารางที่ 3.2 ผลลัพธ์การทดสอบจากแรงกระทาขนาด 2 นิวตัน และ 4 นิวตัน จานวน ขนาดแรงที่กระทา (N) ขนาดแรงที่แสดงผลผ่านซอฟต์แวร์ ครั้ง DEWESoft X (kg) 1 2 0.204 2 4 0.386 พิจารณาผลที่ได้จากการแสดงผลลัพธ์ผ่านซอฟต์แวร์ DEWESoft X เปรียบเทียบกับขนาดแรง ที่กระทาจริง ได้เปอร์เซ็นต์ค่าความผิดพลาดของขนาดแรง 2 นิวตัน เท่ากับ 0.027 เปอร์เซ็นต์ และ เปอร์เซ็นต์ค่าความผิดพลาดของขนาดแรง 4 นิวตัน เท่ากับ 5.367 เปอร์เซ็นต์ ซึง่ ยอมรับได้ 3.12.2 การตรวจสอบความสามารถในแยกแรงของแบบจาลอง จากการออกแบบและสร้างแบบจาลอง กาหนดให้ติดตั้งโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจทั้งสองใน ทิศทางตั้งฉากกัน โดยโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจในตาแหน่งแนวนอนจะเป็นอุปกรณ์สาหรับการรับ แรงกดหรือดึงในทิศทางตั้งฉากกับพื้น ในส่วนของโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจในตาแหน่งแนวตั้งจะเป็น โหลดเซลล์แบบสเตรนเกจสาหรับรับแรงกดหรือดึงในทิศทางขนานกับพื้น ทาการทดสอบโดยใช้เครื่อง 35 ชั่งน้าหนักแบบดึงในการกาหนดแรงที่กระทากับโหลดเซลล์ แบบสเตรนเกจ แสดงผลลัพธ์ผ่าน ซอฟต์แวร์ DEWESoft X โดยมีสมมติฐานในการทดสอบการแยกแรง คือ เมื่อมีแรงกระทาในทิศทาง ตั้งฉากกับพื้น ผลลัพธ์จากจอแสดงผลต้องเกิดที่โหลดเซลล์แบบสเตรนเกจในตาแหน่งแนวนอนเท่านั้น ไม่เกิดผลลัพธ์กับโหลดเซลล์ แบบสเตรนเกจในตาแหน่งแนวตั้ง เช่นเดียวกัน เมื่อมีแรงกระทาใน ทิศทางขนานกับพื้น ผลลัพธ์ต้องเกิดที่โหลดเซลล์ แบบสเตรนเกจในตาแหน่งแนวตั้งเท่านั้น ไม่เกิด ผลลัพธ์ในโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจตาแหน่งแนวนอน และเมื่อมีแรงกระทาเอียงจะต้องเกิดผลลัพธ์ กับโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจทั้งสองตาแหน่งตามขนาดแรงและมุมที่แรงกระทา ในการทดสอบแรงดึงเพื่อทดสอบการเกิดผลลัพธ์ที่โหลดเซลล์แบบสเตรนเกจในตาแหน่งเดียว จะให้แรงกระทาบนโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจตาแหน่งแนวนอนที่ขนาดมุมเท่ากับ 0 และ 90 องศา โดยที่มุม 0 องศา กาหนดให้มีขนาดแรงกระทาเท่ากับ 1.97 กิโลกรัม ได้ขนาดแรงที่กระทากับ โหลด เซลล์แบบสเตรนเกจแนวตั้งเท่ากับ 2.028 กิโลกรัม และโหลดเซลล์ แบบสเตรนเกจแนวนอนเท่ากับ 0.089 แสดงในรูปที่ 3.14 และที่มุม 90 องศา กาหนดให้มีขนาดแรงกระทาเท่ากับ 2.26 กิโลกรัม ได้ ขนาดแรงที่กระทากับโหลดเซลล์ แบบสเตรนเกจแนวตั้งเท่ากับ 0.005 กิโลกรัม และโหลดเซลล์ แบบสเตรนเกจแนวนอนเท่ากับ 2.365 กิโลกรัม แสดงในรูปที่ 3.15 รูปที่ 3.14 แรงกระทาบนโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจเมื่อมีขนาดมุมเท่ากับ 0 องศา 36 รูปที่ 3.15 แรงกระทาบนโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจเมื่อมีขนาดมุมเท่ากับ 90 องศา การตรวจสอบความสามารถในการแยกแรงเมื่อมีแรงกระทาเอียงบนโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจ เพื่อทดสอบว่า โหลดเซลล์แบบสเตรนเกจทั้งสองตาแหน่งมีแรงกระทาตามขนาดแรงและมุมที่กระทา โดยทาการทดสอบที่ขนาดมุมเท่ากับ 30, 45 และ 60 องศา ทามุมเทียบแกน x เปรียบเทียบผลลัพธ์ กับการคานวณจากแรงทีก่ ระทา ได้ผลลัพธ์แสดงในตารางที่ 3.3 ตารางที่ 3.3 เปรียบเทียบแรงที่เกิดบนโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจจากซอฟต์แวร์และการคานวณเมื่อ แรงมากระทาที่ขนาดมุมต่าง ๆ วิธีการที่ได้มา แรงที่เกิดบนโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจ (kg) ซึ่งผลลัพธ์ โหลดเซลล์แบบสเตรนเกจแนวนอน โหลดเซลล์แบบสเตรนเกจแนวตัง้ แรงที่กระทา (kg) แรงที่กระทา (kg) 1.240 0.675 1.150 1.240 0.675 1.150 มุม (degree) มุม (degree) 30 45 60 30 45 60 ซอฟต์แวร์ 0.522 0.444 1.025 1.091 0.445 0.531 คานวณ 0.62 0.477 0.996 1.074 0.477 0.575 พิจารณาตารางที่ 3.3 ผลลัพธ์ที่ได้จากการใช้ซอฟต์แวร์และวิธีการคานวณจากการแตกแรงเข้า แกน x และ y ที่มุมใด ๆ พบว่า ผลลัพธ์จากทั้งสองวิธีมีค่าที่ใกล้เคียงกัน โดยมีค่าเปอร์เซ็นต์ความ ผิดพลาดอยู่ที่ 0.7 – 10 เปอร์เซ็นต์ โดยมีเปอร์เซ็นต์ความผิดพลาดน้อยที่สุดที่มุมขนาด 45 องศา มี ค่าเท่ากับ 0.7 เปอร์เซ็นต์ และมีค่าเปอร์เซ็นต์ความผิดพลาดมากที่สุดที่มุ มขนาด 30 องศา มีค่า เท่ากับ 10 เปอร์เซ็นต์ จากผลลัพธ์ที่ได้สามารถสรุปได้ว่า แบบจาลองมีความสามารถในการแยกแรงที่ กระทาได้ และเป็นไปตามสมมติฐาน ทั้งนี้ ค่าที่ได้มีความคลาดเคลื่อนเนื่องจากการติดตั้งอุปกรณ์ และ ความแม่นยาขององศาที่เกิดแรงกระทา 37 3.12.3 การตรวจสอบการเสียรูปของโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจ จากแรงโน้มถ่วงของโลกจะตั้งฉากกั บพื้นผิวโลก โดยที่พื้นผิวโลกถูกอ้างอิงด้วยระดับน้า การ ตรวจสอบนี้จึงเลือกใช้เครื่องวัดระดับน้าสาหรับการติดตั้งโหลดเซลล์ แบบสเตรนเกจให้ตั้งฉากกับแรง โน้มถ่วงของโลกโดยดูการขนานไปกับพื้นผิวได้จากระดับน้าของเครื่องมือวัดแสดงในรูปที่ 3.16 รูปที่ 3.16 การตั้งค่าอุปกรณ์ให้ตั้งฉากกับแรงโน้มถ่วงของโลก การวัดการเสียรูปของโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจจะใช้เครื่องมือวัดไดอัลเกจ (Dial gauge) โดยก่อนทา การแขวนมวลจะทาการปรับตั้งศูนย์ แสดงในรูปที่ 3.17 จากนั้นจึงทาการแขวนมวลโดยที่ไม่นา เครื่องมือวัดไดอัลเกจออก อ่านระยะการเสียรูปได้จากสเกลของเครื่องมือวัดไดอัลเกจโดยมีค่าความ ละเอียดอยู่ที่ 0.01 มิลลิเมตร ได้ระยะการเสียรูปของโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจเมื่อทาการแขวนมวล เท่ากับ -0.041 มิลลิเมตร เนื่องจากเข็มยาวหมุนทวนเข็มนาฬิกา แสดงว่าเป็นการเสียรูปแบบยุบตัวลง จึงทาให้ค่าที่ได้มีค่าติดลบ แสดงในรูปที่ 3.18 และเมื่อนามวลออกจะทาให้ทราบระยะการเสียรูปของ โหลดเซลล์ แสดงในรูปที่ 3.19 รูปที่ 3.17 การปรับตั้งศูนย์ของเครื่องมือวัดไดอัลเกจ 38 รูปที่ 3.18 ระยะการเสียรูปของโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจเมื่อทาการแขวนมวล รูปที่ 3.19 ระยะการเสียรูปของโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจเมื่อนามวลออก จากรูปที่ 3.19 ทาให้ทราบว่าเมื่อทาการแขวนมวล และนามวลออก เครื่องมือวัดไดอัลเกจได้กลับมาที่ ตาแหน่ง 0 แสดงว่า โหลดเซลล์ แบบสเตรนเกจไม่เกิดการเสียรูป อย่างถาวรเมื่อมีแรงมากระทา กล่าวคือ เมื่อเราทาการวัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์โดยการปรับมุมปะทะเท่ากับ 5 องศา ผลลัพธ์ที่ได้จะเป็นของมุมปะทะ 5 องศาตามจริง และเมื่อทาการทดลองซ้าค่าที่ได้ที่มุมปะทะ 5 องศา จะมีค่าเท่าเดิม 3.13 อุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์สาหรับการทดสอบจริง 3.13.1 ขนาดของโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจ โหลดเซลล์แบบสเตรนเกจที่ใช้สาหรับประกอบเข้ากับชุดติดตั้งชิ้นงานทดสอบเป็นโมดูลชั่ง น้าหนักโดยการให้น้าหนัก 0 ถึง 5 กิโลกรัม แบบ 4 สาย ทาจากวัสดุอลูมิเนียมอัลลอย (Aluminum Alloy) มีขนาดแสดงในรูปที่ 3.20 39 รูปที่ 3.20 ขนาดของโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจ 3.13.2 การออกแบบชุดติดตั้งชิ้นงานทดสอบ การออกแบบชุดติดตั้งชิ้น งานทดสอบนี้ จะออกแบบโดยใช้รูปแบบการติดตั้งโหลดเซลล์ แบบสเตรนเกจจากการสร้างแบบจาลอง ทาเป็นสองชุด ติดตั้งชิ้นงานทดสอบเพื่อประกอบเป็นสอง ด้าน แต่ละชุดจะประกอบไปด้วยโหลดเซลล์ สแบบเตรนเกจที่ใช้สาหรับวัดแรงยกและแรงต้านที่ถูก ติดตั้งในทิศทางตั้งฉากกัน โดยโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจสาหรับวัดแรงยกจะถูกติดตั้งในทิศทางขนาน กับพื้นผิวโลก และโหลดเซลล์ แบบสเตรนเกจสาหรับวัดแรงต้านจะถูกติดตั้งในทิศทางตั้งฉากกับ พื้นผิวโลก ในส่วนชุดติดตั้งชุดที่หนึ่งที่จะถูกติดตั้งในบริเวณด้านหน้าของส่วนทดสอบอุโมงค์ลมจะมี โหลดเซลล์แบบสเตรนเกจเพิ่มอีกหนึ่งตัวสาหรับวัดโมเมนต์ ถูกติดตั้งในลักษะเช่นเดียวกับโหลดเซลล์ แบบสเตรนเกจวัดแรงยก แต่มีระยะห่างระหว่างจุดที่แรงลงจนถึงโหลดเซลล์ แบบสเตรนเกจเพื่อให้ ค่าที่ได้ออกมาเกิดจากแรงคูณระยะได้เป็นโมเมนต์ แสดงในรูปที่ 3.21 และชุดติดตั้งชุดที่สองจะมี เพียงโหลดเซลล์ แบบสเตรนเกจสาหรับวัดแรงยกและแรงต้านเท่านั้น แสดงในรูปที่ 3.22 ชุดติดตั้ง ชิ้นงานทดสอบทั้งสองชุดจะถูกประกอบเข้ากับฐานที่จัดทาขึ้นมาใหม่ แสดงในรูปที่ 3.23 เนื่องจาก ฐานเดิมของส่วนทดสอบอุโมงค์ลมมีระนาบที่เอียงไม่ขนานไปกับพื้นผิวโลก หากติดตั้งโหลดเซลล์ แบบสเตรนเกจเข้าไปจะทาให้ไม่เป็นไปตามแบบจาลองที่ถูกสร้างขึ้นและค่าที่ได้จะไม่เป็นจริง โดยฐาน ที่จัดทาขึ้นมาใหม่จะสามารถติดตั้งเข้ากับฐานเดิมได้โดยไม่จาเป็นต้องทาแผ่นเหล็กเพิ่มขึ้นใหม่ เพราะ ฐานเดิมของส่วนทดสอบอุโมงค์ล มมีลักษณะเป็นแผ่นบาง โดยการออกแบบจะให้ ทุกชิ้นที่จะถู ก ประกอบเข้าเป็นชุดติดตั้งชิ้นงานทดสอบมีความหนาเท่ากับ 16 มิลลิเมตร เป็นวัสดุอลูมิเนียม 40 รูปที่ 3.21 ชุดติดตั้งชิ้นงานทดสอบชุดที่หนึ่ง รูปที่ 3.22 ชุดติดตั้งชิ้นงานทดสอบชุดที่สอง 41 รูปที่ 3.23 การประกอบชุดติดตั้งชิ้นงานทดสอบทั้งสองชุดเข้ากับฐาน 3.13.3 การตรวจสอบภาระน้าหนักที่กระทาบนโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจวัดแรงต้าน การตรวจสอบภาระน้า หนั ก เป็ น การตรวจสอบน้า หนั ก ด้า นบนที่ ก ระทาบนโหลดเซลล์ แบบสเตรนเกจสาหรับวัดแรงต้านทั้งสองตัว เพื่อตรวจสอบหาน้าหนักทั้งหมดที่กระทาเมื่อทาการ ประกอบเพลาเข้ากับชิ้นส่วนที่ถูกประกอบอยู่ด้านบนของโหลดเซลล์ แบบสเตรนเกจวัดแรงต้าน ทั้งหมด โดยการใช้ ซอฟต์แวร์ เชิงพาณิชย์ SolidWorks และกาหนดให้ใช้วัส ดุเหล็กเกรด SS400 สาหรับเพลา และอลูมิเนียมเกรด 5083 สาหรับชิ้นส่วนชุดติดตั้งชิ้นงานทดสอบ ได้ผลแสดงในรูปที่ 3.24 รูปที่ 3.24 มวลทั้งหมดของชิ้นส่วนที่ถูกประกอบอยู่บนโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจวัดแรงต้าน จากรูปที่ 3.24 เมื่อทาการใส่วัสดุตามที่กาหนดจะได้มวลรวมเท่ากับ 0.95 กิโลกรัม คิดเป็นน้าหนัก โดยการหารด้วย 0.102 ได้เท่ากับ 9.31 นิวตัน ซึ่งเป็นค่าที่ยอมรับได้ 42 3.13.4 การออกแบบชุดปรับมุมปะทะ การออกแบบชุดปรับมุมนี้ เป็นการออกแบบที่เน้นให้วัตถุทดสอบสามารถปรับมุมพิทช์ชิ่ง โมเมนต์ (Pitching moment) ได้ โดยเลือกวิธีการปรับมุม ด้วยการใช้มือหมุนตัว ปรับระยะ เป็น ตัวหมุนปรับมุมพิทช์ชิ่งโมเมนต์ (Pitching moment) ซึ่งจะยึดกับเพลาด้วยสกรู และจะทาการล็ อค มุมด้วยการหมุนสกรูให้แน่นไว้กับ เพลา ในส่วนของการบอกมุม ปะทะของแพนอากาศ จะมีแพน อากาศอ้างอิงที่ถูกประกอบเข้ากับเพลานอกส่วนทดสอบของอุโมงค์ลม โดยในแพนอากาศอ้างอิงนี้จะ มีเส้นคอร์ดกากับสาหรับไว้ชี้มุมที่ต้องการปรับเปลี่ยน แสดงในรูปที่ 3.25 ซึ่งชุดปรับมุมปะทะที่ได้ ออกแบบขึ้นมาจะมีลักษณะดังแสดงในรูปที่ 3.26 และ 3.27 รูปที่ 3.25 การติดตั้งตัวเข็มชี้มุมเข้ากับแพนอากาศ รูปที่ 3.26 เข็มชี้มุมกับชุดตัวปรับระยะพร้อมด้วยชุดบอกมุมปะทะมุมมองทางด้านหลัง 43 รูปที่ 3.27 เข็มชี้มุมกับชุดตัวปรับระยะพร้อมด้วยชุดบอกมุมปะทะมุมมองทางด้านหน้า 3.14 การคานวณ Boundary layer thickness กาหนดให้ความเร็วลมเท่ากับ 27 เมตรต่อวินาที ที่อุณหภูมิเท่ากับ 33 องศาเซลเซียส ความ หนาแน่นเท่ากับ 1.1526 กิโลกรัมต่อลูกบาศก์เมตร พิ จารณาแผ่ น ด้า นบนและด้า นล่า งของส่ว นทดสอบอุ โ มงค์ ล มที่ มีค วามยาวเท่ากั บ 110 เซนติเมตร เมื่อ 𝜌𝑣𝑥 𝜇 1.1526 × 27 × 1.10 𝑅𝑒𝑥 = = 1.815 × 106 1.8858 × 10−5 𝑅𝑒𝑥 = ดังนั้น 𝑅𝑒𝑥 > 𝑅𝑒𝑥,𝑐𝑟 = 5 × 105 พิจารณาการไหลเป็นแบบปั่นป่วนเมื่อความหนาของชั้นขอบเขตถูกกาหนดให้เป็นระยะห่าง จากพื้นผิวไปยังจุดที่ความเร็วในชั้นขอบเขตคือ 0.99 เท่าของความเร็วด้านนอก 𝑢 = 0.99𝑈 𝛿= 0.16𝑥 1 (𝑅𝑒𝑥 ) ⁄7 0.16 × 1.10 𝛿= 1 = 22.459 𝑚𝑚 (1.815 × 106 ) ⁄7 สาหรับแพนอากาศ NACA 2412 ที่มีความยาวคอร์ดเท่ากับ 15 เซนติเมตร มีเลขเรย์โนลด์ เท่ากับ 2.475 x 105 พิจารณาการไหลเป็นแบบลามินาร์ 44 𝛿= 4.91𝑥 √𝑅𝑒𝑥 4.91 × 0.15 𝛿= = 1.48 𝑚𝑚 √2.475 × 105 3.15 การสอบเทียบ (Calibration) 3.15.1 การเชื่อมต่อโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจ สาหรับการประกอบโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจเข้ากับชุดติดตั้งชิ้นงานทดสอบจะใช้โหลดเซลล์ แบบสเตรนเกจทั้งหมด 5 ตัว ประกอบด้วย โหลดเซลล์ แบบสเตรนเกจสาหรับวัดแรงยก 2 ตัว โหลด เซลล์แบบสเตรนเกจสาหรับวัดแรงต้าน 2 ตัว และโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจสาหรับวัดโมเมนต์ 1 ตัว สายไฟของโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจจะถูกต่อเข้ากับสายไฟจากตัวเชื่อมต่อ ประเภทขั้วต่อ D-Sub 9 พิน male จากนั้นจะถูกเสียบเข้ากับขั้วต่อ D-Sub 9 พิน female ที่ช่องเสียบของ DATA LOGGER 1. อินเทอร์เฟสและการอ้างอิงการเดินสายไฟของตัวเชื่อมต่อ สาหรับขั้วต่อ D-Sub 9 พิน female จะถูกกาหนดจากคู่มือของ DEWESoft X SIRIUSi-8xSTG การกระจายของพินและรายละเอียดพินแสดงในรูปที่ 3.28 และ รูปที่ 3.29 ตามลาดับ รูปที่ 3.28 ตัวเชื่อมต่อ D-Sub 9 พิน female รูปที่ 3.29 รายละเอียดพินของตัวเชื่อมต่อ 45 สาหรับขั้วต่อ D-Sub 9 พิน male อินเทอร์เฟสจะสลับด้านกับของ female เพื่อให้สอดคล้อง กันเมื่อทาการเชื่อมต่ออุปกรณ์ โดยมีพินแสดงในรูปที่ 3.30 รูปที่ 3.30 ตัวเชื่อมต่อ D-Sub 9 พิน male 2. การต่อสายไฟของตัวเชื่อมต่อ การต่อสายไฟเข้าไปยังบอร์ดของตัวเชื่อมต่อจะยึดจากคู่มือของ DEWESoft X SIRIUSi-8xSTG โดยใช้การต่อในรูปแบบของฟูลบริดจ์ (Full bridge) แสดงในรูปที่ 3.31 เพื่อให้สัญญาณไฟฟ้า ที่ ออกมาจากวงจรมีความชัดเจนมากที่สุด โดยการต่อสายไฟเข้าทอร์มินอลของตัวเชื่อมต่อ D-Sub 9 พิน male จะต้องคานึงถึงการเดินสายไฟซึ่งสามารถทราบได้จากด้านล่างบอร์ดแสดงในรูปที่ 3.32 ลักษณะตาแหน่งของพินจะเป็นไปตามรูปที่ 3.30 ตามที่ได้กล่าวไว้ก่อนหน้า รูปที่ 3.31 การต่อวงจรแบบฟลูบริดจ์ รูปที่ 3.32 การต่อสายไฟเข้าทอร์มินอลของ D-Sub 9 พิน male 46 3. การต่อโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจเข้ากับตัวเชื่อมต่อ การต่อโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจจะเป็นแบบลักษณะ 4 สาย ต่อเข้ากับฟลูบริดจ์ของ DATA LOGGER โดยมีสายทั้งหมดแสดงในตารางที่ 3.4 ตารางที่ 3.4 การกาหนดค่าสายไฟของโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจ Color Description Red Excitation + Green Signal + Black Excitation White Signal จากตารางที่ 3.4 จะดาเนินการต่อสายของโหลดเซลล์ แบบสเตรนเกจเข้ากับสายจากตั ว เชื่อมต่อตามแผนภาพวงจรแสดงในรูปที่ 3.33 โดยโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจทั้งหมด 5 ตัวจะถูกต่อ ในรูปแบบเดียวกัน การต่อสายไฟเข้าด้วยกันจะใช้วิธีการบัดกรีและหุ้มด้วยท่อหดแสดงในรูปที่ 3.34 รูปที่ 3.33 แผนภาพวงจรการต่อสายไฟของโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจเข้ากับตัวเชื่อมต่อ รูปที่ 3.34 การต่อสายไฟของโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจเข้ากับตัวเชื่อมต่อ 47 3.16 การสร้างแพนอากาศ NACA 2412 การสร้างแพนอากาศต้องพิจารณาการถึงขนาดของส่วนทดสอบของอุโมงค์ลม จึงได้มีการ คานึงถึง Boundary layer thickness ของส่วนทดสอบอุโมงค์ลมว่ามีผลกระทบกับ Boundary layer thickness ของแพนอากาศหรือไม่ เมื่อได้พิจารณาเงื่อนไขตามที่กล่าวไปข้างต้นแล้ว จึงมีการสร้าง แพนอากาศโดยการขึ้นรูปจากเครือ่ งพิมพ์สามมิติ มีขั้นตอนการสร้างดังนี้ 1. สร้างแบบของแพนอากาศ NACA 2412 ด้วยโปรแกรมซอฟต์แวร์เชิงพาณิชย์ SolidWorks ให้มีขนาดคอร์ดเท่ากับ 15 เซนติเมตร ระยะห่างระหว่างปลายทั้งสองเท่ากับ 29 เซนติเมตร แสดงใน รูปที่ 3.35 รูปที่ 3.35 แพนอากาศ NACA 2412 2. ทาการบัน ทึก ไฟล์เป็น นามสกุล . STL และนาไฟล์เ ข้าโปรแกรม FlashPrint 5 สาหรั บ เครื่องพิมพ์ Flashforge Guider IIs และทาการตั้งค่า โปรไฟล์การพิมพ์เป็นมาตรฐาน ชนิดวัสดุของ เส้นพลาสติกเป็น PETG ปรับผิวให้มีขนาดหนา 3 มิลลิเมตร และตั้งค่าสาหรับตัวค้า หรือซัปพอร์ต และทาการพิมพ์โดยระยะเวลาในการพิมพ์จะขึ้นอยู่กับโปรไฟล์การตั้งค่า แสดงในรูปที่ 3.36 รูปที่ 3.36 การตัง้ ค่าและรายละเอียดในการพิมพ์ 48 3. จากนั้นเครื่องพิมพ์จะเริ่มทาการปรับอุณหภูมิ เมื่ออุณหภูมิได้ตามกาหนดแล้วจะเริ่มทาการ พิมพ์ชิ้นงาน แสดงในรูปที่ 3.37 รูปที่ 3.37 การพิมพ์แพนอากาศ 4. โดยในการพิมพ์ชิ้นงานจะแบ่งพิมพ์เป็นทั้งหมด 5 ชิ้นแล้วนามาประกอบติดกัน แสดงในรูป ที่ 3.38 เพราะหากทาการพิมพ์ครั้งเดียวเต็มความยาวทั้งหมดอาจทาให้ชิ้นงานเอียงได้ รูปที่ 3.38 การประกอบแพนอากาศ 3.17 การสร้างอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ สาหรับการทดสอบจริง จากแนวคิดการออกแบบได้สร้างชุดติดตั้งชิ้นงานทดสอบสาหรับการทดสอบจริง มีโครงสร้าง หลักที่ขึ้นรูปด้วยอลูมิเนียมและมีเพลาที่ขึ้นรูปด้วยเหล็ก แสดงในรูปที่ 3.39 สาหรับการประกอบแต่ ละชิ้นเข้าด้วยกันจะต้องทาการวัดระยะห่างให้ชิ้นที่ติดตั้งขนานกันมีความขนานกันจริง และชิ้นที่ตั้ง ฉากกันจะต้องตั้งฉากกันจริงโดยการใช้ไม้ฉากในการทาบกับชิ้นงานก่อนที่จะขันสกรู และทุกชิ้นส่วน จะต้องมีระยะที่ห่างกันเท่ากันทั้งสองด้าน 49 รูปที่ 3.39 ชุดอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ ที่มีทั้งหมด 5 โหลดเซลล์ สามารถวัดแรง ยก แรงต้าน และโมเมนต์ได้ เนื่องจากต้องนาไปติดตั้งเข้ากับอุโมงค์ลมเดิมที่มีอยู่แล้ว จึงเลือกให้มีขนาดเหมาะสมสาหรับ การติดตั้ง เนื่องจากอุโมงค์ลมมีช่องว่างอยู่ด้านล่างของส่วนทดสอบอุโมงค์ลม แต่ชุดอุปกรณ์วัด พารามิเตอร์ที่ได้ทาการสร้างขึ้นเป็นลักษณะเพลาเสียบทะลุจากแผ่นด้านหน้าไปยังด้านหลัง จึงทาการ เจาะรูแผ่นด้านหน้า และด้านหลังในระยะกึ่งกลางแผ่นอะคริลิกของส่วนทดสอบของอุโมงค์ลม และใน ส่วนของด้านหน้าเนื่องจากต้องสามารถถอด และประกอบได้จึงต้องทาการตัดแผ่นด้านหน้าให้มีขนาด เพียงพอที่จะสามารถนาชิ้นงานทดสอบออกและเข้าไปได้ เมื่อได้ตาแหน่งที่เจาะแล้ว จึงทาการวัด ระยะสาหรับการติดตั้ง จากนั้นทาการเจาะรูที่ฐานทั้งสอง และทาการยึดเข้าด้วยกันให้แน่น เพื่อให้ สามารถรับภาระชิ้นส่วน และชิ้นงานทดสอบได้ แสดงในรูปที่ 3.40 เมื่อเสร็จสิ้นจะได้อุปกรณ์วัด พารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ที่ติดตั้งเข้ากับอุโมงค์ลมระบบปิดแสดงในรูปที่ 3.41 รูปที่ 3.40 การเจาะรูยึดฐานของชุดอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์เข้ากับฐานของ อุโมงค์ลม 50 รูปที่ 3.41 อุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ที่ติดตั้งเข้ากับอุโมงค์ลมระบบปิด ชุดปรับมุมปะทะจะอยู่ในส่วนด้านหลังของอุโมงค์ลม ในการปรับมุมปะทะจะดูจากแพนอากาศ อ้างอิงที่มีการประกอบเข้ากับเพลานอกส่วนทดสอบของอุโมงค์ลม โดยแพนอากาศอ้างอิงจะมี การ ปรับระดับให้เท่ากันกับแพนอากาศสาหรับทดสอบ เมื่อทาการปรับมุมของแพนอากาศอ้างอิง แพน อากาศสาหรับทาการทดสอบที่อยู่ในส่วนทดสอบของอุโมงค์ลมจะมีมุมปะทะเท่ากันกับแพนอากาศ อ้างอิง โดยในการปรับมุมปะทะจะมีเส้นคอร์ดกากับ บนแพนอากาศอ้างอิงสาหรับไว้ชี้มุมปะทะที่ ต้องการ แสดงในรูปที่ 3.42 รูปที่ 3.42 ชุดปรับมุมปะทะ 51 บทที่ 4 ผลการทดลอง ในการทดลองนั้ น จะประกอบไปด้ว ยผลลั พ ธ์ ข องการทดสอบหาพารามิ เ ตอร์ ทางอากาศ พลศาสตร์สาหรับแพนอากาศและทรงกระบอก โดยก่อนเริ่มการทดสอบต้องทาการหาผลตอบสนอง ของโหลดเซลล์ แบบสเตรนเกจเมื่อทาการต่อเข้า กับ DATA LOGGER พร้อมกันทั้ง 5 ตัว เพื่อดูว่า โหลดเซลล์แบบสเตรนเกจทั้งหมดสามารถรับสัญญาณพร้อมกันได้ และตรวจสอบผลลัพธ์ความเท่ากัน ของค่าที่ได้จากโหลดเซลล์ แบบสเตรนเกจทั้ง 5 ตัวเมื่อ ใส่แรงขนาดที่เท่ากัน ถัดมาจะทาการหา พารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ ได้แก่ แรงยก แรงต้าน และโมเมนต์ ของชิ้นงานทดสอบ 2 รูปทรง คือ แพนอากาศ NACA 2412 โดยทาการทดสอบที่มุมปะทะเท่ากับ -20 ถึง 20 องศา เมื่อได้ผลลัพธ์ จะนาไปคานวณหาสัมประสิทธิ์ แรงยก แรงต้าน และโมเมนต์และทาการเปรียบเทียบกับค่าที่ได้จาก ซอฟต์แวร์ XFOIL และอีกรูปทรง คือ ทรงกระบอก โดยผลลัพธ์จะนาไปคานวณหาสัมประสิทธิ์แรง ต้านและเปรียบเทียบกับค่าอ้างอิงจากฐานข้อมูล ซึ่งทั้ง 2 รูปทรงทาการทดสอบที่ความเร็วลมเท่ากับ 27 เมตรต่อวินาที 4.1 ผลการตอบสนองของโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจ หาผลการตอบสนองของโหลดเซลล์ แบบสเตรนเกจเมื่อทาการต่อโหลดเซลล์ แบบสเตรนเกจ พร้อมกันทั้งหมด 5 ตัว เชื่อมต่อโดยใช้ตัวเชื่อมต่อที่ได้ทาการต่อสายไฟเข้ากับสายไฟของโหลดเซลล์ แบบสเตรนเกจเรียบร้อยแล้ว ต่อเข้าไปยังช่องเสียบของ DATA LOGGER ที่เป็นขั้วต่อแบบ D-Sub 9 พิน female เพื่อเป็น การตรวจสอบว่าเครื่อง DATA LOGGER สามารถรับสัญญาณพร้อมกัน ได้ ดาเนินการโดยการให้แรงที่รู้ขนาดเป็น 1 นิวตัน ให้กระทาบนโหลดเซลล์ แบบสเตรนเกจทั้ง 5 ตัว แสดงในรูปที่ 4.1 ได้ผลลัพธ์ที่แสดงผ่านซอฟต์แวร์ DEWESoft เวอร์ชั่น X แสดงในรูปที่ 4.2 พบว่า เมื่อทาการให้แรง 1 นิวตัน บนโหลดเซลล์ แบบสเตรนเกจทั้ง 5 ตัว DATA LOGGER สามารถรับ สัญญาณได้พร้อมกัน โดยโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจทั้ง 5 ตัวให้ค่าที่ใกล้เคียงกันมาก ซึ่งจะอยู่ระหว่าง 0.090 ถึง 0.102 กิโลกรัม จึงยอมรับได้ 53 รูปที่ 4.1 การเชื่อมต่อโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจพร้อมกัน 5 ตัว รูปที่ 4.2 ผลลัพธ์ที่ได้จากการใส่แรงขนาด 1 นิวตัน 54 4.2 การหาพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ของแพนอากาศจากซอฟต์แวร์ XFOIL การหาพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์นั้น ได้ทาการหาค่าจากซอฟต์แวร์ XFOIL โดยการ กาหนดประเภทของแพนอากาศที่ใช้ ลักษณะการไหล เลขเรย์โนลด์ และเลขมัค เมื่อทาการกาหนดมุม ปะทะและทาการเรียกโปรแกรมทางานจะขึ้นค่าพารามิเตอร์และกราฟแสดงในรูปที่ 4.3 สาหรับการ กาหนดมุมปะทะเท่ากับ 14 องศา ทั้งนี้ในช่วงของการเรียกโปรแกรมทางาน การที่จะเพิ่มมุมปะทะ หรือลดมุมปะทะจะต้องค่อย ๆ ทาการปรับเปลี่ยน โดยการไม่เพิ่มหรือลดมุมปะทะแบบก้าวกระโดด เพราะจะทาให้ค่าที่ได้มีความผิดพลาด ดังนั้นจึงทาการกาหนดเป็นการปรับมุมปะทะโดยการเพิ่ม ขึ้น และลดลงทีละ 2 องศา รูปที่ 4.3 ค่าพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์จากซอฟต์แวร์ XFOIL ที่มุมปะทะเท่ากับ 14 องศา ในการหาพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์จากซอฟต์แวร์ XFOIL จะทาการหาพารามิเตอร์ที่ มุม ปะทะเท่ากับ -20 จนถึง 20 องศา มีเลขเรย์โ นลด์เท่ากับ 247,525 ได้ พารามิเตอร์ทางอากาศ พลศาสตร์สาหรับแพนอากาศ NACA 2412 แสดงในตารางที่ 4.1 และรูปที่ 4.4 4.5 4.6 4.7 และ 4.8 โดยจากรูปที่ 4.4 แสดงให้เห็นว่า สัมประสิทธิ์แรงยกสูงสุดเท่ากับ 1.3264 เมื่อมีมุมปะทะเท่ากับ 14 องศา ซึ่งหลังจากมุมปะทะนี้ สัมประสิทธิ์แรงยกจะลดลง และหลังจากมุมปะทะประมาณเท่ากับ 16 องศา สัมประสิทธิ์แรงยกจะลดลงอย่างรวดเร็วซึ่งจะทาให้เกิดการร่วงหล่นอย่างสมบูรณ์ จากรูปที่ 4.5 พบว่า สัมประสิทธิ์แรงต้านต่าสุดเท่ากับ 0.0088 เมื่อมีมุมปะทะเท่ากับ 0 องศา ซึ่งเป็นจุดต่าสุดของ โปรไฟล์รูปแบบพาราโบลา และจากรูปที่ 4.6 พบว่า สัมประสิทธิ์โมเมนต์มีค่าเพิ่มขึ้นเมื่อเปิดมุมปะทะ มากขึ้นและเมื่อถึงจุดหนึ่งจะมีค่าลดลงซึ่งเป็นลักษณะพฤติกรรมแบบเดียวกันกับสัมประสิทธิ์แรงยก 55 ตารางที่ 4.1 ค่าพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์เมื่อเปลี่ยนมุมปะทะจากซอฟต์แวร์ XFOIL Re = 247,525 𝐶𝑙 𝐶𝑑 𝐶𝑚 𝐶𝑙 ⁄𝐶𝑑 มุมปะทะ -20 -0.4417 0.1996 0.0063 -2.21 -18 -0.4085 0.1800 -0.0033 -2.27 -16 -0.3898 0.1612 -0.0136 -2.42 -14 -0.5267 0.1578 -0.0023 -3.34 -12 -0.5317 0.1220 -0.0238 -4.36 -10 -0.5372 0.0842 -0.0369 -6.38 -8 -0.7378 0.0234 -0.0354 -31.50 -6 -0.5511 0.0176 -0.0316 -31.35 -4 -0.2474 0.0133 -0.0498 -18.64 -2 0.0198 0.0098 -0.0584 2.02 0 0.2502 0.0088 -0.0537 28.59 2 0.5153 0.0092 -0.0619 55.95 4 0.7047 0.0105 -0.0546 67.24 6 0.8920 0.0123 -0.0473 72.46 8 1.0519 0.0168 -0.0374 62.54 10 1.1672 0.0241 -0.0221 48.41 12 1.2540 0.0339 -0.0077 36.98 14 1.3264 0.0479 0.0016 27.69 16 1.2895 0.0745 0.0018 17.31 18 0.8961 0.2144 -0.0761 4.18 20 0.6366 0.2078 -0.0522 3.06 56 Lift coefficient vs Angle of attack 1.5 Lift coefficient 1 0.5 0 -25 -20 -15 -10 -5 -0.5 0 5 10 15 20 25 -1 Angle of attack (deg) รูปที่ 4.4 กราฟความสัมพันธ์ระหว่างสัมประสิทธิ์แรงยกและมุมปะทะ ที่ได้จากซอฟต์แวร์ XFOIL Drag coefficient vs Angle of attack 0.25 Drag coefficient 0.2 0.15 0.1 0.05 0 -25 -20 -15 -10 -5 0 5 10 15 20 25 Angle of attack (deg) รูปที่ 4.5 กราฟความสัมพันธ์ระหว่างสัมประสิทธิ์แรงต้านและมุมปะทะ ที่ได้จากซอฟต์แวร์ XFOIL 57 Pitching moment coefficient vs Angle of attack Pitching moment coefficient 0.02 -25 0 -20 -15 -10 -5 -0.02 0 5 10 15 20 25 -0.04 -0.06 -0.08 -0.1 Angle of attack (deg) รูปที่ 4.6 กราฟความสัมพันธ์ระหว่างสัมประสิทธิ์โมเมนต์และมุมปะทะ ที่ได้จากซอฟต์แวร์ XFOIL Lift coefficient/Drag coefficient vs Angle of attack Lift coefficient/Drag coefficient 80.00 -25 60.00 40.00 20.00 0.00 -20 -15 -10 -5 0 -20.00 5 10 15 20 25 -40.00 Angle of attack (deg) รูปที่ 4.7 กราฟความสัมพันธ์ระหว่างอัตราส่วนสัมประสิทธิ์แรงยกต่อสัมประสิทธิ์แรงต้านและมุม ปะทะ ที่ได้จากซอฟต์แวร์ XFOIL 58 Lift coefficient vs Drag coefficient 1.5 Lift coefficient 1 0.5 0 0 0.05 0.1 0.15 0.2 0.25 -0.5 -1 Drag coefficient รูปที่ 4.8 กราฟความสัมพันธ์ระหว่างสัมประสิทธิ์แรงยกและสัมประสิทธิ์แรงต้าน ที่ได้จากซอฟต์แวร์ XFOIL 4.3 การทดสอบหาค่า พารามิ เ ตอร์ ทางอากาศพลศาสตร์ ข องแพนอากาศจากอุ ป กรณ์ วั ด พารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ การทดสอบหาค่าพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์นั้น ได้ทาการทดสอบโดยการประกอบแพน อากาศ NACA 2412 เข้ากับ เพลาแล้ว จึงประกอบเข้า กั บอุป กรณ์วัด ค่า พารามิ เตอร์ ทางอากาศ พลศาสตร์ที่ได้ติดตั้งอยู่ที่ฐานของส่วนทดสอบอุโมงค์ลม ได้ผลการทดสอบแสดงในตารางที่ 4.2 เนื่องจากแพนอากาศพิจารณาในรูปแบบสองมิติ จึง นาผลการทดสอบที่ได้ไปคานวณโดยใช้สมการ (2.1) (2.2) และ (2.3) เพื่อให้ได้เป็นสัมประสิทธิ์แรงยก แรงต้าน และโมเมนต์ แสดงในตารางที่ 4.3 และรูปที่ 4.9 4.10 4.11 และ 4.12 โดยจากรูปที่ 4.9 แสดงให้เห็นว่าสัมประสิทธิ์แรงยกที่ ได้จาก ซอฟต์แวร์ XFOIL และอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์มีความใกล้เคียงกันและเป็นไปใน แนวทางเดียวกัน จะต่างกันที่ค่าที่ได้จากซอฟต์แวร์ XFOIL ให้ค่าสูงสุดทางด้านบวกและด้านลบ มากกว่าค่าที่ได้จากอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ โดยได้ค่าสัมประสิทธิ์แรงยกสูงสุด เท่ากับ 1.3264 และมีค่าลดลงเนื่องจากการร่วงหล่น แต่จากอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศ พลศาสตร์ได้ค่าสัมประสิทธิ์แรงยกสูงสุดเท่ากับ 0.8818 ซึ่งมีค่าต่ากว่าทาให้มีแนวโน้มที่จะร่วงหล่นต่า กว่า จากรูปที่ 4.10 พบว่า สัมประสิทธิ์แรงต้านที่ได้จากอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ และซอฟต์แวร์ XFOIL เป็น ไปในแนวทางเดียวกัน แต่สัมประสิทธิ์แรงต้านที่ได้จากอุปกรณ์ วั ด พารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ จะมีค่าที่มากกว่า จากรูปที่ 4.11 พบว่า สัมประสิทธิ์โมเมนต์ที่ได้ จากอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์จะมีค่าเป็นลบและเปลี่ยนเป็นค่าบวกเมื่อเกิดการร่วง หล่น และจากรูปที่ 4.12 พบว่า อัตราส่วนสัมประสิทธิ์แรงยกต่อสัมประสิทธิ์แรงต้านที่ได้จากอุปกรณ์ วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์จะมีความแตกต่างกันกับที่ได้จากซอฟต์แวร์ XFOIL อย่างเห็นได้ 59 ชัด เนื่องจากมีสัมประสิทธิ์แรงยกที่ต่ากว่าและมีสัมประสิทธิ์แรงต้านที่สูงกว่า จากผลที่ได้จะเห็นว่า สัมประสิทธิ์แรงต้านที่ต่างกัน เกิดขึ้นได้จากแรงต้านจากแรงเสียดทาน จึงทาการปรับปรุงคุณภาพผิว ของแพนอากาศเป็นขั้นถัดไป ตารางที่ 4.2 แรงยก แรงต้าน และโมเมนต์ของแพนอากาศเมื่อเปลี่ยนมุมปะทะที่ได้จากอุปกรณ์วัด พารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ มุมปะทะ (องศา) แรงยก (นิวตัน) แรงต้าน (นิวตัน) โมเมนต์ (นิวตัน-เมตร) -20 -11.1520 1.9414 -0.2720 -18 -10.5775 1.7912 -0.2714 -16 -10.0931 1.5308 -0.2456 -14 -9.4676 1.1467 -0.2182 -12 -8.6765 0.7924 -0.1648 -10 -6.4608 0.6374 -0.1391 -8 -4.5078 0.5931 -0.1250 -6 -2.5480 0.5745 -0.1244 -4 -1.8385 0.5688 -0.1125 -2 3.5235 0.5715 -0.1000 0 5.6480 0.6579 -0.1192 2 6.5118 0.6345 -0.1853 4 10.7618 0.6859 -0.2097 6 13.1294 0.7924 -0.1982 8 14.4275 0.8855 -0.2084 10 15.4578 1.0230 -0.1978 12 16.1147 1.1594 -0.1683 14 14.8412 1.8553 0.1031 16 14.8235 2.1343 0.1272 18 14.9039 2.2889 0.1332 20 14.5029 2.5222 0.1152 60 ตารางที่ 4.3 สัมประสิทธิ์แรงยก แรงต้าน และโมเมนต์ของแพนอากาศเมื่อเปลี่ยนมุมปะทะที่ได้จาก อุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ 𝐶𝑙 𝐶𝑑 𝐶𝑚 𝐶𝑙 ⁄𝐶𝑑 มุมปะทะ -20 -0.6102 0.1062 -0.0992 -5.74 -18 -0.5788 0.0980 -0.0990 -5.91 -16 -0.5523 0.0838 -0.0896 -6.59 -14 -0.5181 0.0627 -0.0796 -8.26 -12 -0.4748 0.0434 -0.0601 -10.95 -10 -0.3535 0.0349 -0.0601 -10.14 -8 -0.2467 0.0325 -0.0507 -7.60 -6 -0.1394 0.0314 -0.0454 -4.44 -4 -0.1004 0.0311 -0.0410 -3.23 -2 0.1928 0.0313 -0.0365 6.17 0 0.3091 0.0360 -0.0435 8.58 2 0.3563 0.0347 -0.0676 10.26 4 0.5889 0.0375 -0.0765 15.69 6 0.7184 0.0434 -0.0723 16.57 8 0.7894 0.0485 -0.0760 16.29 10 0.8458 0.0560 -0.0722 15.11 12 0.8818 0.0634 -0.0614 13.90 14 0.8121 0.1015 0.0376 8.00 16 0.8111 0.1168 0.0464 6.95 18 0.8155 0.1252 0.0486 6.51 20 0.7936 0.1380 0.0420 5.75 61 Lift coefficient vs Angle of attack 1.5 Lift coefficient 1.0 -25 0.5 0.0 -20 -15 -10 -5 -0.5 0 5 10 15 20 25 -1.0 Angle of attack (deg) XFOIL EXP รูปที่ 4.9 เปรียบเทียบสัมประสิทธิ์แรงยกจาก XFOIL และอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศ พลศาสตร์ Drag coefficient vs Angle of attack 0.25 Drag coefficient 0.20 0.15 0.10 0.05 0.00 -25 -20 -15 -10 -5 0 5 10 15 20 25 Angle of attack (deg) XFOIL EXP รูปที่ 4.10 เปรียบเทียบสัมประสิทธิ์แรงต้านจาก XFOIL และอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศ พลศาสตร์ 62 Pitching moment coefficient vs Angle of attack Pitching moment coefficient 0.10 0.05 0.00 -25 -20 -15 -10 -5 -0.05 0 5 10 15 20 25 -0.10 -0.15 Angle of attack (deg) XFOIL EXP รูปที่ 4.11 เปรียบเทียบสัมประสิทธิ์โมเมนต์จาก XFOIL และอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศ พลศาสตร์ Lift coefficient/Drag coefficient Lift coefficient/Drag coefficient vs Angle of attack -25 80 60 40 20 0 -20 -15 -10 -5 -20 0 5 10 15 20 25 -40 Angle of attack (deg) XFOIL EXP รูปที่ 4.12 เปรียบเทียบอัตราส่วนสัมประสิทธิ์แรงยกต่อสัมประสิทธิ์แรงต้านจาก XFOIL และอุปกรณ์ วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ 4.3.1 ผลการปรับปรุงคุณภาพผิวของแพนอากาศ ผลการปรับปรุงคุณภาพผิวของแพนอากาศจากการทดสอบแสดงในตารางที่ 4.4 คานวณเป็น สัมประสิทธิ์แรงยก แรงต้าน และโมเมนต์ แสดงในตารางที่ 4.5 และรูปที่ 4.13 4.14 4.15 และ 4.16 โดยจากรูปที่ 4.13 และ 4.14 แสดงให้เห็นว่าการปรับปรุงคุณภาพผิวของแพนอากาศให้เรียบมากขึ้น ทาให้สัมประสิทธิ์แรงยกที่ได้จากอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ มีความใกล้เคียงกับ สัมประสิทธิ์แรงยกที่ได้ จากซอฟต์แวร์ XFOIL มากกว่าไม่มีการปรับปรุงคุณภาพผิว แต่สัมประสิทธิ์ 63 แรงต้านยังคงมีค่ามากกว่าที่ได้จากซอฟต์แวร์ XFOIL และมีค่ามากกว่าไม่มีการปรับปรุงคุณภาพผิว ซึ่งตามหลักการแล้วเมื่อผิวเรียบมากขึ้นสัมประสิทธิ์แรงต้านที่ได้ควรมีค่าลดลง จากรูปที่ 4.15 พบว่า สัมประสิทธิ์โมเมนต์ที่ได้จากอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ มีความใกล้เคียงกับที่ได้จาก ซอฟต์แวร์ XFOIL มากขึ้นในช่วงก่อนเกิดการร่วงหล่น แต่เมื่อเกิดการร่วงหล่นสัมประสิทธิ์โมเมนต์จะ มีค่าเพิ่มขึ้นอย่างมาก และจากรูปที่ 4.16 พบว่า อัตราส่วนสัมประสิทธิ์แรงยกต่อสัมประสิทธิ์แรงต้าน ที่ได้เมื่อทาการปรับปรุงคุณภาพผิว มีค่าที่น้อยกว่าไม่มีการปรับปรุงคุณภาพผิว เนื่องจากแรงต้านที่ มากขึ้น จึงได้ทาการปรับปรุงคุณภาพผิวของแพนอากาศครั้งที่ 2 ให้มีความเรียบของผิว สม่าเสมอ ตลอดทั้งความยาว ผลของการปรับปรุง คุณ ภาพผิว ครั้งที่ 2 แสดงในตารางที่ 4.6 คานวณเป็น สัมประสิทธิ์แรงยก แรงต้าน และโมเมนต์ แสดงในตารางที่ 4.7 และรูปที่ 4.17 4.18 4.19 และ 4.20 โดยจากรูปที่ 4.17 และ 4.18 แสดงให้เห็นว่า สัมประสิทธิ์แรงยกและสัมประสิทธิ์แรงต้านมีความ เปลี่ยนแปลงเพียงเล็กน้อย และจากรูปที่ 4.19 พบว่า สัมประสิทธิ์โมเมนต์มีความเปลี่ยนแปลงอย่าง เห็นได้ชัดในช่วงมุมปะทะเท่ากับ 0 ถึง 10 องศา มีแนวโน้มเข้าใกล้ 0 และค่าค่อนข้างคงที่ แต่ต่างกับ ผลที่ได้จากซอฟต์แวร์ XFOIL อย่างเห็นได้ชัด และเมื่อเกิดการร่วงหล่น สัมประสิทธิ์โมเมนต์จะมีค่า เพิ่มขึ้น 64 ตารางที่ 4.4 แรงยก แรงต้าน และโมเมนต์ของแพนอากาศเมื่อเปลี่ยนมุมปะทะจากอุปกรณ์วัด พารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์จากการปรับปรุงคุณภาพผิวของแพนอากาศครั้งที่ 1 มุมปะทะ (องศา) แรงยก (นิวตัน) แรงต้าน (นิวตัน) โมเมนต์ (นิวตัน-เมตร) -20 -10.8098 2.0811 -0.1632 -18 -10.9598 1.8803 -0.1450 -16 -10.7775 1.7517 -0.1083 -14 -10.4451 1.4254 -0.1141 -12 -9.5794 1.2246 -0.0800 -10 -8.2324 0.8777 -0.0364 -8 -6.4206 1.0387 -0.0365 -6 -4.0941 0.9850 -0.0504 -4 -2.3735 0.8665 -0.0509 -2 3.4324 0.9243 -0.0571 0 5.3902 0.8360 -0.0637 2 8.2814 1.0372 -0.0705 4 11.2343 0.9820 -0.0815 6 13.8618 1.1195 -0.1018 8 15.5422 1.2611 -0.1009 10 17.0520 1.3468 -0.1013 12 17.2353 1.3963 -0.1167 14 15.7667 2.0114 0.1985 16 15.2922 2.2997 0.2264 18 15.2333 2.4145 0.2356 20 14.3627 2.7729 0.2621 65 ตารางที่ 4.5 สัมประสิทธิ์แรงยก แรงต้าน และโมเมนต์ของแพนอากาศเมื่อเปลี่ยนมุมปะทะจาก อุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์จากการปรับปรุง คุณภาพผิวของแพน อากาศครั้งที่ 1 𝐶𝑙 𝐶𝑑 𝐶𝑚 𝐶𝑙 ⁄𝐶𝑑 มุมปะทะ -20 -0.5915 0.1139 -0.0595 -5.19 -18 -0.5997 0.1029 -0.0529 -5.83 -16 -0.5897 0.0959 -0.0395 -6.15 -14 -0.5715 0.0780 -0.0416 -7.33 -12 -0.5242 0.0670 -0.0292 -7.82 -10 -0.4505 0.0480 -0.0133 -9.38 -8 -0.3513 0.0568 -0.0133 -6.18 -6 -0.2240 0.0539 -0.0184 -4.16 -4 -0.1299 0.0474 -0.0186 -2.74 -2 0.1878 0.0506 -0.0208 3.71 0 0.2949 0.0457 -0.0232 6.45 2 0.4531 0.0568 -0.0257 7.98 4 0.6147 0.0537 -0.0297 11.44 6 0.7585 0.0613 -0.0371 12.38 8 0.8504 0.0690 -0.0368 12.32 10 0.9331 0.0737 -0.0370 12.66 12 0.9431 0.0764 -0.0426 12.34 14 0.8627 0.1101 0.0724 7.84 16 0.8368 0.1258 0.0826 6.65 18 0.8335 0.1321 0.0860 6.31 20 0.7859 0.1517 0.0956 5.18 66 Lift coefficient vs Angle of attack 1.5 Lift coefficient 1.0 -25 0.5 0.0 -20 -15 -10 -5 -0.5 0 5 10 15 20 25 -1.0 Angle of attack (deg) XFOIL EXP รูปที่ 4.13 เปรียบเทียบสัมประสิทธิ์แรงยกจาก XFOIL และอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศ พลศาสตร์จากการปรับปรุงคุณภาพผิวของแพนอากาศครั้งที่ 1 Drag coefficient vs Angle of attack 0.25 Drag coefficinet 0.20 0.15 0.10 0.05 0.00 -25 -20 -15 -10 -5 0 5 10 15 20 25 Angle of attack (deg) XFOIL EXP รูปที่ 4.14 เปรียบเทียบสัมประสิทธิ์แรงต้านจาก XFOIL และอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศ พลศาสตร์จากการปรับปรุงคุณภาพผิวของแพนอากาศครั้งที่ 1 67 Pitching moment coefficient vs Angle of attack Pitching moment coefficient 0.15 0.10 0.05 0.00 -25 -20 -15 -10 -5 -0.05 0 5 10 15 20 25 -0.10 Angle of attack (deg) XFOIL EXP รูปที่ 4.15 เปรียบเทียบสัมประสิทธิ์โมเมนต์จาก XFOIL และอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศ พลศาสตร์จากการปรับปรุงคุณภาพผิวของแพนอากาศครั้งที่ 1 Lift coefficient/Drag cofficient Lift coefficient/Drag coefficient vs Angle of attack -25 80 60 40 20 0 -20 -15 -10 -5 -20 0 5 10 15 20 25 -40 Angle of attack (deg) XFOIL EXP รูปที่ 4.16 เปรียบเทียบอัตราส่วนสัมประสิทธิ์แรงยกต่อสัมประสิทธิ์แรงต้านจาก XFOIL และอุปกรณ์ วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์จากการปรับปรุงคุณภาพผิวของแพนอากาศครั้งที่ 1 68 ตารางที่ 4.6 แรงยก แรงต้าน และโมเมนต์ของแพนอากาศเมื่อเปลี่ยนมุมปะทะจากอุปกรณ์วัด พารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์จากการปรับปรุงคุณภาพผิวของแพนอากาศครั้งที่ 2 มุมปะทะ (องศา) แรงยก (นิวตัน) แรงต้าน (นิวตัน) โมเมนต์ (นิวตัน-เมตร) -20 -11.9706 2.2703 -0.2051 -18 -11.4853 2.1358 -0.2906 -16 -11.8127 1.9730 -0.1860 -14 -11.3382 1.8039 -0.1951 -12 -10.6794 1.3948 -0.1435 -10 -9.36961 1.1713 -0.1303 -8 -7.23529 0.9075 -0.0621 -6 -4.6157 0.9500 -0.0900 -4 -3.2618 0.8617 -0.0626 -2 2.8922 0.9336 -0.0754 0 5.4873 0.8837 -0.0180 2 6.9755 0.8800 -0.0167 4 10.8069 0.9642 -0.0198 6 13.0510 1.1463 -0.0215 8 14.7422 1.2205 -0.0258 10 15.6794 1.2778 -0.0234 12 17.1049 1.4626 -0.0215 14 14.8686 2.1157 0.0909 16 13.9716 2.3448 0.1069 18 14.8020 2.5967 0.0960 20 13.7029 3.9695 0.0994 69 ตารางที่ 4.7 สัมประสิทธิ์แรงยก แรงต้าน และโมเมนต์ของแพนอากาศเมื่อเปลี่ยนมุมปะทะจาก อุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์จากการปรับปรุงคุณภาพผิวของแพน อากาศครั้งที่ 2 𝐶𝑙 𝐶𝑑 𝐶𝑚 𝐶𝑙 ⁄𝐶𝑑 มุมปะทะ -20 -0.6550 0.1242 -0.0748 -5.27 -18 -0.6285 0.1169 -0.1060 -5.38 -16 -0.6464 0.1080 -0.0679 -5.99 -14 -0.6204 0.0987 -0.0712 -6.29 -12 -0.5844 0.0763 -0.0523 -7.66 -10 -0.5127 0.0641 -0.0475 -8.00 -8 -0.3959 0.0497 -0.0227 -7.97 -6 -0.2526 0.0520 -0.0328 -4.86 -4 -0.1785 0.0472 -0.0228 -3.79 -2 0.1583 0.0511 -0.0275 3.10 0 0.3003 0.0484 -0.0066 6.21 2 0.3817 0.0482 -0.0061 7.93 4 0.5913 0.0528 -0.0072 11.21 6 0.7141 0.0627 -0.0079 11.38 8 0.8067 0.0668 -0.0094 12.08 10 0.8580 0.0699 -0.0085 12.27 12 0.9360 0.0800 -0.0078 11.69 14 0.8136 0.1158 0.0331 7.03 16 0.7645 0.1283 0.0390 5.96 18 0.8099 0.1421 0.0350 5.70 20 0.7498 0.2172 0.0363 3.45 70 Lift coefficient vs Angle of attack 1.5 Lift coefficient 1.0 -25 0.5 0.0 -20 -15 -10 -5 -0.5 0 5 10 15 20 25 -1.0 Angle of attack (deg) XFOIL EXP รูปที่ 4.17 เปรียบเทียบสัมประสิทธิ์แรงยกจาก XFOIL และอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศ พลศาสตร์จากการปรับปรุงคุณภาพผิวของแพนอากาศครั้งที่ 2 Drag coefficient vs Angle of attack 0.25 Drag coefficient 0.20 0.15 0.10 0.05 0.00 -25 -20 -15 -10 -5 0 5 10 15 20 25 Angle of attack (deg) XFOIL EXP รูปที่ 4.18 เปรียบเทียบสัมประสิทธิ์แรงต้านจาก XFOIL และอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศ พลศาสตร์จากการปรับปรุงคุณภาพผิวของแพนอากาศครั้งที่ 2 71 Pitching moment coefficient Pitching moment coefficient vs Angle of attack -25 0.05 0.00 -20 -15 -10 -5 0 -0.05 5 10 15 20 25 -0.10 -0.15 Angle of attack (deg) XFOIL EXP รูปที่ 4.19 เปรียบเทียบสัมประสิทธิ์โมเมนต์จาก XFOIL และอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศ พลศาสตร์จากการปรับปรุงคุณภาพผิวของแพนอากาศครั้งที่ 2 Lift coefficient/Drag coefficient Lift coefficinet/Drag coefficient vs Angle of attack -25 80 60 40 20 0 -20 -15 -10 -5 -20 0 5 10 15 20 25 -40 Angle of attack (deg) XFOIL EXP รูปที่ 4.20 เปรียบเทียบอัตราส่วนสัมประสิทธิ์แรงยกต่อสัมประสิทธิ์แรงต้านจาก XFOIL และอุปกรณ์ วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์จากการปรับปรุงคุณภาพผิวของแพนอากาศครั้งที่ 2 4.4 การทดสอบหาค่า พารามิ เ ตอร์ ทางอากาศพลศาสตร์ ข องทรงกระบอกจากอุ ป กรณ์ วั ด พารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ ในการทดสอบหาพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ข องทรงกระบอกนั้น จะใช้เพลาของ อุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์เป็นชิ้นงานทดสอบสาหรับวัตถุรูปทรงกระบอกที่มีความ ยาวตลอดแนวหน้า ตั ด ของส่ ว นทดสอบอุ โ มงค์ ล ม สาหรั บ ค่า ที่ ไ ด้ จากการทดสอบจะทาการ เปรียบเทียบกับค่าอ้างอิงจากฐานข้อมูล คือ สัมประสิทธิ์แรงต้านของทรงกระบอกผิวเรียบจากรูปที่ 72 3.4 เมื่อมีเลขเรย์โนลด์เท่ากับ 19,803 จะได้สัมประสิทธิ์แรงต้านประมาณเท่ากับ 1.15 และจากการ ทดสอบได้ผลแสดงในตารางที่ 4.8 และรูปที่ 4.21 เมื่อเทียบกับสัมประสิทธิ์แรงต้านของทรงกระบอก ผิวเรียบที่ได้กาหนดเป็นค่าอ้างอิง จากผลที่ได้แสดงว่า ค่าที่ได้จากอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศ พลศาสตร์เมื่อทาการวัดทั้งหมด 5 ครั้ง เมื่อทาการเทียบกับค่าอ้างอิงจะแตกต่างกันอยู่ที่ร้อยละ 3 ถึง 22 โดยค่าที่ได้จากอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ จะใกล้เคียงกับค่าอ้างอิงมากที่สุดในการทดสอบครั้งที่ 1 และจากการทดสอบได้แรงยกและโมเมนต์มากกว่า 0 เล็กน้อย ทั้งนี้ความคลาดเคลื่อนที่เกิดขึ้นเป็นผล มาจากความเร็วลมของส่วนทดสอบอุโมงค์ลมในการทดสอบแต่ละครั้งไม่ได้คงที่ตลอดการทดสอบและ ผิวของทรงกระบอก และจากการที่แรงยกและโมเมนต์ไม่เป็นศูนย์ เป็นผลมาจากทรงกระบอกอาจมี การเอียงและการหมุนเกิดขึ้นระหว่างการทดสอบ ด้วยเหตุผลทั้งหมดนี้จึงทาให้ค่าที่ได้จากอุปกรณ์วัด พารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์มีความคลาดเคลื่อนไปจากค่าอ้างอิงที่กาหนด ตารางที่ 4.8 แรงยก แรงต้าน โมเมนต์ และสัมประสิทธิ์ แรงต้านของทรงกระบอกจากอุปกรณ์วัด พารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ 𝐶𝑑 การทดสอบครั้งที่ แรงยก (นิวตัน) แรงต้าน (นิวตัน) โมเมนต์ (นิวตัน-เมตร) 1 0.5765 1.7863 -0.2000 1.1811 2 0.4216 1.3608 0.0667 0.8997 3 0.4431 1.4961 0.1010 0.9892 4 0.4275 1.4627 0.1843 0.9671 5 0.5186 1.5922 0.0784 1.0527 Drag coefficient of two type data Drag coefficient 1.5 1.0 0.5 0.0 0 1 2 3 REF 4 5 6 Round EXP รูปที่ 4.21 เปรียบเทียบสัมประสิทธิ์แรงต้านจากค่าอ้างอิงของทรงกระบอกผิวเรียบที่เลขเรย์โนลด์ เท่ากับ 19,803 และอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ 73 บทที่ 5 สรุปผลการทดลอง และข้อเสนอแนะ จากการดาเนินการออกแบบ สร้าง และทดสอบประสิทธิภาพของอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทาง อากาศพลศาสตร์ โดยใช้วิธีการวิเคราะห์ เพื่อเปรียบเทียบค่าพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ท่วีัดได้ จากอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ กับค่าจากฐานข้อมูล จากผลการดาเนินงานคณะ ผู้จัดทาสามารถสรุปรายละเอียดผลการดาเนินงานได้ดังนี้ 5.1 สรุปผลการทดลอง จากวัตถุประสงค์ของโครงงานซึ่งจัดทาขึ้นเพื่อออกแบบอุปกรณ์ที่ใช้วัดพารามิเตอร์ทางอากาศ พลศาสตร์ที่กระทากับวัตถุหลายรูปทรง คือ แพนอากาศและทรงกระบอก จากนั้นทาการเปรียบเทียบ พารามิเตอร์ ทางอากาศพลศาสตร์ ที่วัดได้จากการทดสอบกับค่าจากฐานข้อมูล ซึ่งโครงงานนี้ คณะ ผู้ จั ด ทาได้ การดาเนิ น การออกแบบให้ แ พนอากาศ NACA 2412 มี ค วามยาวคอร์ ด เท่า กั บ 15 เซนติเมตร และมีระยะห่างระหว่างปลายทั้งสองด้านเท่ากับ 29 เซนติเมตร รวมถึงการออกแบบ ทรงกระบอกที่มีเส้นผ่านศูนย์กลางเท่ากับ 1.2 เซนติเมตร และมีความยาวเท่ากับ 60 เซนติเมตร เป็น ชิ้นงานที่ใช้ทดสอบ โดยคณะผู้จัดทามีการประกอบและติดตั้งอุปกรณ์ที่ใช้สาหรับวัดพารามิเตอร์ทาง อากาศพลศาสตร์เข้ากับส่วนทดสอบของอุโมงค์ ลม ต่อมาทาการติดตั้งแพนอากาศเข้ากับเพลาของ อุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ จากนั้นทาการปรับมุมปะทะตั้งแต่ -20 องศา ถึง 20 องศา เพื่ อ ทดสอบหาพารามิ เตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ สุ ด ท้า ยนาค่า ที่ ไ ด้ จากการทดสอบมา คานวณหาสัมประสิทธิ์แรงยก แรงต้าน และโมเมนต์จากนั้นทาการเปรียบเทียบกับค่าจากฐานข้อมูล คือ ซอฟต์แวร์ XFOIL ในส่วนของทรงกระบอกจะทาการทดสอบเพื่อทาการวัดค่าพารามิเตอร์ทาง อากาศพลศาสตร์ คือ แรงยก แรงต้าน และโมเมนต์เช่นเดียวกัน เพื่อตรวจสอบว่าแรงยกและโมเมนต์ ของทรงกระบอกมีค่าเป็นศูนย์จริงหรือไม่ โดยทาการทดสอบทั้งหมด 5 ครั้ง สาหรับแรงต้านที่ได้จาก การทดสอบจะนามาคานวณเป็นสัมประสิทธิ์แรงต้านและทาการเปรียบเทียบกับค่าอ้างอิงจาก ฐานข้ อ มู ล คื อ สั ม ประสิ ท ธิ์ แ รงต้า นของทรงกระบอกผิ ว เรี ย บจากหนั ง สื อ Fluid Mechanics Fundamentals and Application by Yonus A. Cengel and John M Cimbala ผลจากการทดสอบประสิ ท ธิ ภาพของอุ ป กรณ์ วั ด พารามิ เ ตอร์ ทางอากาศพลศาสตร์ ที่ได้ ดาเนินการออกแบบและสร้างขึ้น เมื่อทาการทดสอบวัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์กับแพน อากาศ NACA2412 พบว่า สัมประสิทธิ์แรงยก แรงต้าน และโมเมนต์มีแนวโน้มใกล้เคียงกับค่าจาก 74 ฐานข้อมูล ของซอฟต์แวร์ XFOIL ในช่วงมุมที่ยังไม่ทาเกิดการสูญเสีย สัมประสิทธิ์ แรงยกของแพน อากาศ และจากการทดสอบวัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์กับทรงกระบอก พบว่าค่า สัมประสิทธิ์แรงต้านที่วัดได้มีค่าใกล้เคียงกันและมีแนวโน้มต่ากว่าเล็กน้อย เมื่อเปรียบเทียบกับค่า สัมประสิทธิ์แรงต้านของทรงกระบอกที่ได้กาหนดเป็นค่าอ้างอิง และมีแรงยกกับโมเมนต์มากกว่า 0 เพียงเล็กน้อย ซึ่งปัจจัยที่อาจส่งผลต่อความแตกต่างของค่าการทดสอบจริงของแพนอากาศ NACA 2412 กับค่าจากฐานข้อมูล และค่าการทดสอบจริงของทรงกระบอกกับค่าสัมประสิทธิ์แรงต้านจากค่า อ้างอิงจากฐานข้อมูลได้แก่ อากาศที่ออกมาจากอุโมงค์ลมในแต่ละจุดของพื้นที่หน้าตัดในส่วนทดสอบ ของอุโมงค์ล มมีขนาดและทิศทางไม่สม่าเสมอกัน ความเร็วลมของส่วนทดสอบอุโ มงค์ล มในการ ทดสอบแต่ละครั้งไม่คงที่ตลอดการทดสอบ ความแตกต่างของจุดที่ทาการเจาะบนแพนอากาศ ซึ่ง ไม่ได้ทาการเจาะบนเส้นคอร์ดอย่างที่ควรจะเป็น เนื่องมาจากหากทาการเจาะที่จุดดังกล่าว จะเกิดการ กินขอบที่ส่วนล่างของแพนอากาศเกินไป รวมถึงการที่พื้นผิวของแพนอากาศที่ได้ทาการสร้างมีความ ไม่สม่าเสมอและเรียบมากพอ ทาให้การไหลของอากาศที่ไหลผ่านแพนอากาศ อาจไหลผ่านได้ไม่เต็ม พื้นที่หน้าตัด และสายไฟที่เชื่อมต่อโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจกับเครื่อง DATA LOGGER มีความยาวที่ มากเกินไป จึงทาให้เกิดสัญญาณรบกวนในระหว่างที่ส่งค่ามาที่เครื่อง DATA LOGGER ซึ่งจากเหตุผล ที่กล่าวมาข้างต้นอาจส่งผลกับค่าพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ที่วัดได้ ทาให้ได้ค่าน้อยกว่าที่ควร จะเป็น 5.2 ข้อเสนอแนะ 1. เนื่องจากสายไฟที่เชื่อมต่อโหลดเซลล์แบบสเตรนเกจเข้ากับเครื่อง DATA LOGGER มีความ ยาวที่มากเกินไป และค่าพารามิเตอร์ที่วัดได้ออกมานั้นมีหน่วยออกมาเป็นมิลลิโวลต์ จึงทาให้ เกิดสัญญาณรบกวนในระหว่างที่ส่งค่ามาที่เครื่อง DATA LOGGER ดังนั้นควรเชื่อมต่อโหลด เซลล์แบบสเตรนเกจเข้ากับตัวแปลงสัญญาณทางไฟฟ้า เพื่อนาค่าที่วัดพารามิเตอร์ที่วัดได้มา แปลงเป็นค่าสัญญาณทางไฟฟ้า จากนั้นทาการส่งผ่านไปยังตัวรับสัญญาณทางไฟฟ้าที่เชื่อมต่อ เข้ากับเครื่องคอมพิวเตอร์ และแปลงค่าสัญญาณทางไฟฟ้ากลับมาเป็นค่าพารามิเตอร์ที่เรา ต้องการ เพื่อลดการเกิดสัญญาณรบกวนในระหว่างที่ส่งค่าพารามิเตอร์มายังเครื่องคอมพิวเตอร์ 2. ในส่วนของการทดสอบวัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ ควรทาการทดสอบที่หลายเลข เรย์โนลด์ เพื่อให้สามารถนาค่าพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ที่วัดได้จากแต่ละเลขเรย์โนลด์ มาเปรียบเทียบกัน ว่าค่าพารามิเตอร์ที่วัดได้มีแนวโน้มเป็นอย่างไร 3. ควรทา Symmetric Airfoil จากนั้นวัดค่าพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์ที่มุมปะทะที่ทา ให้แรงยกมีค่าเท่ากับศูนย์ เพื่อตรวจสอบตรวจสอบค่าที่วัดได้จากอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทาง อากาศพลศาสตร์ว่ามีค่าเท่ากับค่าอ้างอิงหรือไม่ 74 เอกสารอ้างอิง [1] P. Ghose, A.K. Dewangan, P. Mitra and A.K. Rout, Experimental study of Aero Foil with Wind Tunnel Setup [Online], 2014, Available: https://www.researchgate.net/publication/259739000_Experimental_study_of_Aero_F oil_with_Wind_Tunnel_Setup [August 4, 2024]. [2] ยุทธการ ลิ้มมานะสถาพร, สิทธิประพัทธ์ สมบูรณ์ และ สุชีพ พูลสมบัติ , การทดสอบหาค่า สั ม ประสิ ท ธิ์ แ รงยก และแรงต้า นของอากาศโดยใช้ อุ โ มงค์ ล ม [Online], 2540, Available: PRO469.pdf (swu.ac.th) [4 สิงหาคม 2567]. [3] T. Soontornpasatch, Aerodynamics for Aeronautical Engineer, n.p., 2023, pp. 8-70. [4] J.D. Anderson, Aircraft Performance and Design, 1st edition, McGraw-Hill, 1999, pp. 53-72. [5] T.R. Yechout, S.L. Morris, D.E. Bossert and W.F. Hallgren, Introduction to Aircraft Flight Mechanics: Performance, Static Stability, Dynamic Stability and Classical Feedback Control, AIAA, 2003, pp. 11-32. [6] D.A. Caughey, Introduction to Aircraft Stability and Control Course Notes for M&AE 5070 [Online], 2011, Available: https://courses.cit.cornell.edu/mae5070/Caughey_2011_04.pdf [August 7, 2024]. [7] Y.A. Cengel and J.M. Cimbala, Fluid Mechanics Fundamentals and Applications, 5 th edition, McGraw-Hill, New York, 2017, pp. 633-635. [8] What is loadcell [Online], Available: https://www.transducertechniques.com/load-cell.aspx [20 January 2025]. [9] กันยา เด่นดวง, ณัฐกานต์ ปั้นประเสริฐ และพฤกษา นุ้มน้อย, “การออกแบบอุปกรณ์วัดแรง,” วิทยานิพนธ์วิศวกรรมศาสตร์บัณฑิต สาขาวิศวกรรมเครื่องกล มหาวิทยาลัยนเรศวร, [Online], 2556, หน้าที่ 5-22 Available: https://nuir.lib.nu.ac.th/dspace/bitstream/123456789/1720/1/Kanya%20Dandung.pdf [20 มกราคม 2568]. [10] J.B. Barlow, W.H. Rae and A. Pope, Low-Speed Wind Tunnel Testing, 3 rd edition, New York, John Wiley & Sons, 1999, pp. 444-445. 75 [11] วันชัย เจียจันทร์, กนก ทองสว่าง และคมกริช แก้วฉาย, การวิเคราะห์หาค่าคุณลักษณะเฉพาะ ทางอากาศยานพลศาสตร์ของอากาศยานไร้คนขับขนาดเล็กแบบไร้หาง โดยใช้อุโมงค์ลมความเร็วต่า กว่าเสียง [Online], 2561, Available: https://ph02.tci-thaijo.org/index.php/nkrafasct/article/download/159333/115243/437838 [8 สิงหาคม 2567]. [12] A. Doungthong, S. Klunboot, P. Thonglor and W. Klunboot, Design Open Circuit Wind Tunnels with Low Speed for Measuring the Lift Force that Act on the Wing Model [Online], 2020, Available:https://li01.tcithaijo.org/index.php/sci_ubu/article/download/236731/165108/831324 [August 8, 2024]. [13] R. Ujjin, C. Ngaongam, S. Chaikaindee and P. Boonyanetra, 3D-Printed Airfoil Wind Tunnel Aerodynamic Testing and Simulation [Online], 2019, Available: https://rsucon.rsu.ac.th/files/proceedings/inter2019/IN19-175.pdf [August 13, 2024] 76 ภาคผนวก ก รูปที่ ก.1 แบบตัวรองแบริ่ง back รูปที่ ก.2 แบบตัวรองแบริ่ง front 77 รูปที่ ก.3 แบบตัวรองโมเมนต์ รูปที่ ก.4 แบบตัวกดแรง 78 รูปที่ ก.5 แบบฐานรอง รูปที่ ก.6 แบบ Shaft 79 รูปที่ ก.7 แบบตัวสไลด์ 80 ภาคผนวก ข รูปที่ ข.1 เครื่องวัดความเร็วลมและคุณภาพอากาศ ข้อมูลเฉพาะของอุปกรณ์ที่ใช้ เครื่องวัดความเร็วลมและคุณภาพอากาศ Testo 440 รายการ รายละเอียด ชื่ออุปกรณ์ เครื่องวัดความเร็วลมและคุณภาพอากาศ Testo 440 ผู้ผลิต Testo SE & Co. KGaA, ประเทศเยอรมนี รุ่น Testo 440 ประเภทหัววัด หัววัดใบพัด, หัววัดท่อ Pitot, หัววัดความเร็วลมแบบ hot wire (ขึ้นอยู่ กับชุดอุปกรณ์) พารามิเตอร์ที่วัดได้ ความเร็วลม, อุณหภูมิ, ความชื้นสัมพัทธ์, CO2, ความดัน ช่วงการวัดความเร็วลม 0.1 ถึง 30 m/s (ขึ้นอยู่กับหัววัดที่ใช้) ความแม่นยา ±(0.2 m/s + 1.5% ของค่าที่วัดได้) ช่วงอุณหภูมิที่ทางานได้ -20 ถึง +50 °C จอแสดงผล จอ LCD พร้อมระบบแสดงผลแบบกราฟิก ระบบบันทึกข้อมูล เชื่อมต่อกับ Bluetooth หรือ USB สาหรับส่งออกข้อมูล แหล่งพลังงาน แบตเตอรี่ AA หรือแบตเตอรี่ลิเธียม (ขึ้นอยู่กับรุ่น) 81 รายการ รายละเอียด ฟังก์ชันเสริม บันทึกข้อมูล, แสดงผลหลายค่า, เชื่อมต่อกับมือถือหรือแท็บเล็ตผ่านแอป Testo Smart Probes การสอบเทียบ ได้รับการสอบเทียบจากโรงงานและสามารถสอบเทียบซ้าได้ตาม มาตรฐาน ISO 82

Abstract

This thesis aims to develop equipment for measuring aerodynamic parameters specifically lift, drag, and moment of various bodies such as cylinders and airfoils. The measurement system utilizes strain gauge load cells to detect aerodynamic forces, which are then connected to a data logger that converts the electrical signals into aerodynamic parameters. The obtained values are further processed to calculate the lift, drag, and moment coefficients, which are compared with reference databases. The results indicate that the system can effectively measure aerodynamic parameters. Comparison with reference data reveals a high degree of consistency and similar trend patterns. However, some discrepancies were observed, which may be attributed to signal noise and fluctuations in the data logger output, resulting in variability in the measured values.

อ้างอิงผลงานนี้ / Cite this

รหัสโปรเจค

AE-2567-007

ชื่อเรื่อง

การออกแบบอุปกรณ์วัดพารามิเตอร์ทางอากาศพลศาสตร์สำหรับวัตถุหลายรูปทรง / Design of Equipment to Measure the Aerodynamic Parameters of Various Bodies

ผู้จัดทำ

เรืองยศ เคนหาญ, ณัฐศร ชนิลกุล, ชนิสา สารชาติ, ณัฐนรี ทับทิมฉาย

อาจารย์ที่ปรึกษา

ผศ.ดร.ธาเนตร แสงสว่างมาตุ้ม

ปีการศึกษา

2567 (C.E. 2024)

หน่วยงาน

ภาควิชาวิศวกรรมเครื่องกลและการบิน-อวกาศ (MAE) มจพ.

URL

https://maeconnect.eng.kmutnb.ac.th/projects/cmoi2no0900380gyrbwc93m44