Nghiên cứu tương tác khí động lực cánh chính và cánh đuôi ngang có xét đến cân bằng Mômen ở chế độ bay bằng453

Việc xác định chính xác lực khí động trên cánh đuôi ngang là hết sức cần thiết, nhưng cũng là một ứng dụng thiết kế máy bay, một phần nghiên cứu được xét đối với bài toán cân bằng Ý ngh

BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO

TRƯỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA HÀ NỘI

BÙI VINH BÌNH

NGHIÊN CỨU TƯƠNG TÁC KHÍ ĐỘNG LỰC CÁNH CHÍNH VÀ CÁNH ĐUÔI NGANG CÓ XÉT ĐẾN CÂN BẰNG MÔMEN Ở CHẾ ĐỘ BAY BẰNG

LUẬN ÁN TIẾN SĨ KỸ THUẬT CƠ KHÍ ĐỘNG LỰC

Hà Nội – 2019

BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO

TRƯỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA HÀ NỘI

BÙI VINH BÌNH

NGHIÊN CỨU TƯƠNG TÁC KHÍ ĐỘNG LỰC CÁNH CHÍNH VÀ CÁNH ĐUÔI NGANG CÓ XÉT ĐẾN CÂN BẰNG MÔMEN Ở CHẾ ĐỘ BAY BẰNG

Ngành

Mã số

: Kỹ thuật cơ khí động lực : 9520116

LUẬN ÁN TIẾN SĨ KỸ THUẬT CƠ KHÍ ĐỘNG LỰC

NGƯỜI HƯỚNG DẪN KHOA HỌC PGS TS Hoàng Thị Bích Ngọc

Hà Nội - 2019

LỜI CAM ĐOAN

Tôi xin cam đoan đây là công trình nghiên cứu của riêng tôi, các số liệu, kết quả nghiên cứu trong luận án là trung thực và chưa từng được ai công bố trong bất kỳ công trình nào khác

Hà Nội, ngày 06 tháng 11 năm 2019

Tác giả

Bùi Vinh Bình

LỜI CẢM ƠN

Tác giả xin bày tỏ sự biết ơn sâu sắc tới giáo viên hướng dẫn PGS TS Hoàng Thị Bích Ngọc đã dành nhiều thời gian, công sức và trí tuệ hướng dẫn, tận tình chỉ bảo, động viên giúp đỡ trong suốt thời gian tác giả thực hiện luận án

Tác giả trân trọng cảm ơn các thầy cô trong bộ môn Máy và Tự động thủy khí đã cho tôi những lời khuyên quý báu trong quá trình thực hiện luận án

Tác giả trân trọng cảm ơn các thầy cô trong Viện Cơ khí động lực, Phòng thí nghiệm Bộ môn Hàng không vũ trụ, các cán bộ trong các cơ quan quản lý của Viện

Cơ khí động lực, Phòng Đào tạo đã tạo điều kiện cho tôi thực hiện các học phần và luận án tốt nhất

Tác giả xin chân thành cảm ơn gia đình, những người bạn và đồng nghiệp đã động viên, khích lệ tinh thần và tạo điều kiện để tôi hoàn thành nhiệm vụ

Tác giả

Bùi Vinh Bình

Chương 3 DÒNG TRONG VẾT SAU CÁNH MÔ HÌNH 35

3.2 Hiệu ứng thành ống khí động ảnh hưởng đến đặc trưng khí động

Chương 4 KHÍ ĐỘNG LỰC TƯƠNG TÁC CÁNH CHÍNH VÀ

4.1 Ảnh hưởng dòng dạt sau cánh chính tới cánh đuôi ngang với sự

4.3 Ảnh hưởng của khoảng cách giữa hai cánh tới dòng dạt xuống

4.4 Nghiên cứu đối với cánh mũi tên và cánh thang xét trên cánh mô

Chương 5 TÍNH TOÁN KHÍ ĐỘNG LỰC ĐỐI VỚI MÁY BAY CÓ

5.1 Tính toán khí động lực tương tác cánh chính - thân - cánh đuôi đối

5.2 Tính toán khí động lực và cân bằng mômen ở chế độ bay bằng đối

DANH MỤC CÁC KÝ HIỆU VÀ CHỮ VIẾT TẮT

Ký hiệu liên quan đến bài toán khí động

Các ký hiệu liên quan đến thực nghiệm và phương pháp bán giải tích

p

pi

theo phương dọc x

Các ký hiệu liên quan đến bài toán cân bằng và ổn định tĩnh dọc

h Khoảng cách giữa hai đi m theo phương để ứng (tr c z) (m) ụ

Chữ viết tắt

DANH MỤC CÁC BẢNG

Trang

toán cân bằng máy bay

30

Bảng 3.1 Hệ số lực nâng (C L(wall)) có và (CL(sym)) không có hiệu ứng

thành tại ba tiết diện gần gốc cánh

58

phương pháp bán giải tích tại mặt đứng qua gốc cánh y = 0 (tính với zc/4 )

60

và 2 xác định góc dòng dạt xuống ε

63

81

-v ịtrí trọng tâm CG0 (iH2=0o), CG1 (iH2=-2o), CG2 (iH2=2o) (các

107

Bảng 5.6 Lượng d tr ự ữ ổn đ nh tĩnh dị ọc c a máy bay v i ba trư ng ủ ớ ờ

với sự thay đổi góc đ t cánh đuôi ngang)ặ

108

Bảng 5.7 Lượng d tr ự ữ ổn đ nh tĩnh dị ọc c a máy bay v i trư ng hợp ủ ớ ờ

thay đổi diện tích cánh đuôi ngang (tương ứng v i sự thay ớ

đổi góc đ t cánh đuôi ngang) ặ

110

DANH MỤC CÁC HÌNH VẼ, ĐỒ THỊ

Trang

máy bay

2

được làm rỗng chứa được toàn bộ các dây đo áp suất ở trong)

tán và hệ số phân tán tại các lỗ 1, 3, 5; (b2), (c2), (d2) Giá trị tức thời của 30.000 dữ liệu đo

21

thị tín hiệu điện (mV) tại lỗ 8 (phía bụng) và lỗ 3 (phía lưng);

(c) Áp suất trên tiết diện 1 (hàng lỗ 1)

22

tử mặt

25

Hình 2.10 (a) Thế vận tốc trong và pháp tuyến trong điều kiện Dirichlet;

(b) Điều kiện tại mép ra của cánh

25

Trang

Hình 2.12 (a) Lưới trên mặt đối xứng của cánh; (b) Lưới mặt ở phần

mút cánh; (c) Lưới trong lớp biên trên mặt cánh

27

Hình 2.14 Định nghĩa các thành phần lực và mômen khí động cho tính

trong luận án)

30

Hình 3.2 (a) Các hàng lỗ đo áp trên cánh (Naca 4412, α = 4 o) ; (b)

36

Cptiết diện 7 và 9

37

y = const

39

Hình 3.7 (a) Dạng lõm của profile vận tốc dọc u trong vết trên mặt

đứng qua gốc cánh y/b = 0; (b) Hình ảnh đường dòng và đường đồng áp suất trên mặt đứng y/b = 0 và y/b = 1 (Naca

Trang Hình 3.13 Góc dòng dạt xuống (dạt lên) trong vết sau cánh (y/b = 1) (a)

Hình 3.15 Phân bố vận tốc đứng w trên phương sải cánh y (Naca 4412,

α = 8o, V∞ = 16 m/s) (a) Trên mặt z/c = 0 ; (b) Qua tâm xoáy (z/c = 0,08)

46

= 16 m/s) (a) Hướng nhìn vào mút cánh; (b) Hướng nhìn vào mép ra của cánh

Hình 3.19 Góc dòng dạt xuống (dạt lên) biến đổi trên phương y (sải

cánh) trên mặt z/c = 0 với α = 0o và α = 8o (a) V∞ = 16 m/s;

z/c = 0, α = 8o, V∞= 16 m/s

49

Hình 3.22 Vận tốc ngang, vận tốc đứng, vận tốc tuyến tiếp tuyến vòng

xoáy với α = 2o, α = 4o, V∞ = 16 m/s (tại zc/4)

Trang

thành ống); (b) Đường dòng qua mặt A (có thành ống); (c) Hệ số lực nâng trên nửa sải cánh; (d) Hệ số áp suất trên tiết diện A

55

Hình 3.28 Kết quả mô phỏng, α = 14 o (a) Đường dòng qua mặt A

(không có thành ống); (b) Đường dòng qua mặt A (có thành ống); (c) Hệ số lực nâng trên nửa sải cánh; (d) Hệ số áp suất trên tiết diện A

56

(không có thành ống); (b) Trường áp suất trên mặt A (có thành ống); (c) Hệ số lực nâng trên nửa sải cánh; (d) Hệ số áp suất trên tiết diện A

57

Hình 3.30 Các hệ số lực khí động trong hai trường hợp có và không có hiệu

ứng thành ống khí động (a) Hệ số lực nâng; (b) Hệ số lực cản

57

phương pháp bán giải tích và phương pháp mô phỏng 3D)

62

phương pháp bán giải tích và phương pháp mô phỏng 3D)

62

phương pháp bán giải tích và phương pháp mô phỏng 3D)

62

Hình 3.35 Góc dòng dạt xuống (Naca 4412) theo x tại z/c = 0 và y/b =

0 So sánh kết quả các phương pháp bán giải tích và phương pháp mô phỏng 3D

66

Hình 3.36 Góc dòng dạt xuống (Naca 4412) theo x tại z/c = 0; y/b = 0 ;

y/b = 0,85; y/b = 0,9 (So sánh kết quả của các phương pháp)

66

ngang

70

suất trên ba tiết diện cánh đuôi ngang (cánh chính có profile Naca 4412, αw = 4o)

70

có profile Naca 0012, αw = 2o, αw = 4o, αw = 8o)

72

Trang

73

Hình 4.6 Hệ số lực nâng trên nửa sải cánh đuôi ngang (với góc tới

cánh chính αw = 4o và αw = 8o, profile Naca 4412)

73

đuôi ngang (hướng nhìn từ bên ngoài ống khí động vào phía gốc cánh)

73

đơn; (b) Tổ hợp cánh chính và cánh đuôi ngang

76

đơn; (b) Tổ hợp cánh chính và cánh đuôi ngang

76

Cánh đơn; (b) Tổ hợp cánh chính và cánh đuôi ngang

76

= 4o và αw = 8o); (b) Tổ hợp cánh chính và cánh đuôi ngang

77

Hình 4.12 Hệ số áp suất trên cánh đuôi ngang (a) Cánh chính có profile

αw = 4o

79

Hình 4.13 Góc dòng dạt xuống biến đổi theo z trên mặt qua gốc cánh

80

Hình 4.14 Góc dòng dạt xuống biến đổi theo x trên mặt qua gốc cánh

suất trên mặt y/b = 0 (Naca 0012, αw = 8o) (a) LW-H= 2c ; (b)

Trang

Hình 4.20 Hệ số lực khí động cánh chính phụ thuộc vào khoảng cách cánh

84

Hình 4.21 Vị trí cánh chính và cánh đuôi của máy bay mô hình thực

86

Hình 4.22 Hình chiếu bằng của cánh chính trong thực nghiệm (a) Hình

vẽ của [13, 14]; (b) Hình vẽ lại dùng trong mô phỏng số

86

Hình 4.24 Đường dòng trên mặt lưng cánh và các đường đồng áp suất tại mặt

qua gốc cánh và mút cánh đối với cánh thang và cánh mũi tên

87

trí x = const (y = 0) và góc tới α = 4o; (b) với α = 2o; (c) Góc

ε theo x (tại y = 0 và z = 0)

87

Hình 4.26 Hệ số lực nâng trên cánh đuôi ngang đơn và chịu ảnh hưởng

của cánh chính (a) Cánh thang ; (b) Cánh mũi tên

88

Hình 5.1 (a) Thân máy bay mô hình trong ống khí động [13]; (b) Kích

thước của cánh chính - thân - cánh đuôi của máy bay mô hình [13]

92

lực nâng; (c) Hệ số lực cản

93

97

của máy bay (a) Hệ số lực nâng; (b) Hệ số lực cản

98

Trang

VH) (a) Đối với cánh đuôi ngang đơn và chịu ảnh hưởng của thân; (b) Đối với cánh đuôi ngang chịu ảnh hưởng của cánh

(a) Hệ số áp suất trên nửa sải cánh; (b) Hệ số lực nâng; (c) Hệ

số lực cản; (d) Tỷ số CL/CD

102

Hình 5.15 Hệ số lực khí động của máy bay và các thành phần khí động

(a) Hệ số lực nâng; (b) Hệ số lực cản

102

thành phần lực và mômen khí động cho tính toán cân bằng máy bay

105

Hình 5.17 Hệ số mômen chúc ngóc của máy bay và các thành phần khí

động (cánh chính, cánh đuôi ngang, cánh đuôi đứng, thân)

105

Hình 5.18 (a) Vị trí tương quan giữa trọng tâm máy bay và điểm trung

105

thiết kế (ngang nhau); (b) Cánh đuôi ngang thấp hơn; (c) Cánh đuôi ngang cao hơn

109

Hình 5.20 (a) Hệ số lực nâng cánh đuôi ngang; (b) Hệ số mômen chúc

ngóc của máy bay phụ thuộc vào vị trí khác nhau theo phương đứng của cánh đuôi ngang

109

tích cánh đuôi ngang

110

ngang nằm ngang (thiết kế); (b) Cánh đuôi ngang thấp hơn;

(c) Cánh đuôi ngang cao hơn

111

Trang Hình 5.23 Hệ số mômen chúc ngóc máy bay theo góc tấn khi thay đổi

cánh đuôi ngang (a) Thay đổi vị trí phương đứng; (b) Thay đổi diện tích

112

Hình PL.2 Độ tin cậy kết quả đo (a) Vị trí TD.1 trên cánh đuôi ngang;

(b) Giá trị trung bình thực và thanh lỗi của 5 lỗ phía bụng

(d1), (e1) Miền phân tán và hệ số phân tán tại các lỗ 8, 9, 10;

(c2), (d2), (e2) Giá trị tức thời của 30.000 dữ liệu đo

126

Hình PL.3 Độ tin cậy kết quả đo (a) Vị trí TD.2 trên cánh đuôi ngang;

(b) Giá trị trung bình thực và thanh lỗi của 5 lỗ phía bụng

(d1), (e1) Miền phân tán và hệ số phân tán tại các lỗ 8, 9, 10;

(c2), (d2), (e2) Giá trị tức thời của 30.000 dữ liệu đo

127

Hình PL.4 Độ tin cậy kết quả đo (a) Vị trí TD.3 trên cánh đuôi ngang;

(b) Giá trị trung bình thực và thanh lỗi của 5 lỗ phía bụng

(d1), (e1) Miền phân tán và hệ số phân tán tại các lỗ 8, 9, 10;

(c2), (d2), (e2) Giá trị tức thời của 30.000 dữ liệu đo

128

Hình PL.5 Độ tin cậy kết quả đo (a) Vị trí TD.1 trên cánh đuôi ngang;

(b) Giá trị trung bình thực và thanh lỗi của 5 lỗ phía bụng

(d1), (e1) Miền phân tán và hệ số phân tán tại các lỗ 8, 9, 10;

(c2), (d2), (e2) Giá trị tức thời của 30.000 dữ liệu đo

129

MỞ ĐẦU

1 Tính cấp thiết của đề tài

Dòng qua cánh 3D kéo theo phía sau nó một vùng nhiễu động gọi là vết khí động (wake) Vết khí động của profile cánh (cánh 2D) là phần chuyển tiếp của hai lớp biên phía lưng và phía bụng profile cánh chập lại và khuếch tán trong môi trường tự

do không thành rắn Đối với cánh 3D, một mặt có thể xem vết không gian là tập hợp

không gian kéo dài của hai mút cánh với hai xoáy mút cánh (wingtip rticesvo ) Xoáy mút cánh này tạo nên hiện tượng dòng dạt xuống (downwash) ở phía trong

biên, hiện tượng tách thành, hiệu ứng chảy vòng ở mút cánh, tương tác giữa cánh và

dòng nhiễu động phức tạp trong vết Đây là bài toán cơ bản, quan trọng có ý nghĩa khoa học và thực tiễn trong lĩnh vực cơ học thủy khí

không còn là dòng đồng nhất với vận tốc vô cùng, mà là dòng dạt xuống trong vết cánh chính Góc dòng dạt xuống sau cánh chính đóng góp phần cơ bản (nhiều trường

đổi theo cả ba phương dọc, ngang và đứng Ảnh hưởng ngược lại của cánh đuôi ngang đối với cánh chính cũng có nhưng không mạnh như ảnh hưởng xuôi dòng của cánh chính tới cánh đuôi ngang Bài toán tương tác khí động lực cánh chính và cánh

Dòng dạt xuống (Downwash)

Dòng dạt lên (Upwash)

Xoáy mút cánh (Wingtip vortex)

Dòng chảy vòng

tại mút cánh

(Circular flow at wingtip)

đuôi ngang là bài toán quan trọng, cần thiết có ý nghĩa khoa học và thực tiễn trong lĩnh vực cơ học thủy khí nói chung và khí động hàng không nói riêng

* Trong khi bài toán nghiên cứu tính toán dòng qua cánh chính tạo nên vết khí động sau cánh chính có thể được xét là một bài toán cơ bản của lĩnh vực cơ học thủy khí, thì bài toán khí động lực cánh đuôi ngang là một bài toán đặc thù của lĩnh vực hàng không

Về phương diện tính toán, dòng sau khi qua cánh chính tới cánh đuôi ngang không còn là dòng đồng nhất với vận tốc vô cùng, mà dòng có xu hướng dạt xuống thay đổi cả về độ lớn và hướng

Về phương diện ứng dụng, cánh đuôi ngang là bộ phận chính yếu tạo nên mômen

đuôi ngang tới trọng tâm máy bay là rất lớn so với các cánh tay đòn lực khí động khác của máy bay) Một thay đổi rất nhỏ của lực nâng trên cánh đuôi ngang cũng có thể gây nên sự thay đổi lớn của mômen chúc ngóc của máy bay Việc xác định chính

xác lực khí động trên cánh đuôi ngang là hết sức cần thiết, nhưng cũng là một

ứng dụng thiết kế máy bay, một phần nghiên cứu được xét đối với bài toán cân bằng

Ý nghĩa khoa học và ứng dụng thực tế, sự cần thiết và tầm quan trọng của vấn đề cần phải giải quyết là lý do lựa chọn đề tài “Nghiên cứu tính toán khí động lực tương tác cánh chính và cánh đuôi ngang có xét đến cân bằng mômen ở chế độ bay bằng”

2 Mục tiêu, đối tượng, phạm vi và phương pháp nghiên cứu

2.1 Mục tiêu nghiên cứu

a Nghiên cứu tính toán dòng trong vết sau cánh 3D xét đến ảnh hưởng của hiệu ứng nhớt và hiệu ứng chảy vòng đầu mút cánh

mặt của cánh đuôi ngang phía sau; Tính toán lực khí động trên cánh đuôi ngang gây ra bởi các hiệu ứng dòng 3D sau cánh chính (trong điều kiện lực nâng trên cánh đuôi ngang đơn bằng không khi không có cánh chính phía trước)

c Xác định vai trò quan trọng của cánh đuôi ngang đối với vấn đề cân bằng mômen ở chế độ bay bằng, thấy rõ được ý nghĩa của của việc cần thiết phải tính toán chính xác lực khí động trên cánh đuôi ngang

2.2 Đối tượng, phạm vi và phương pháp nghiên cứu

a Đối với mục tiêu a:

Đối tượng nghiên cứu là mô hình cánh 3D dưới âm (cánh chữ nhật, cánh thang, cánh mũi tên); Phạm vi giới hạn về kích thước, góc tới, vận tốc dòng giống như đối với cánh chính trình bày trong mục b tiếp theo

Phương pháp sử dụng trong tính toán là thực nghiệm, lập trình (code) và mô

(không xét đến hiệu ứng đàn hồi)

b Đối với mục tiêu b:

Đối tượng nghiên cứu là hệ hai cánh mô hình cánh chính và cánh đuôi ngang (cánh 3D dưới âm)

Phạm vi nghiên cứu thực nghiệm: Cánh chữ nhật, kích thước cánh chính phụ thuộc vào kích thước (tận dụng tối đa) buồng thử ống khí động tại trường Đại học Bách

hình b = 300 mm với khoảng không gian đầu mút cánh là 100 mm) Vận tốc thực

o

20

buồng thử Kết quả đo là phân bố áp suất 3D trên cánh chính và cánh đuôi ngang Các nghiên cứu thực nghiệm đã công bố được sử dụng để so sánh: Cánh mô hình (cánh thang, mũi tên) có kích thước nửa sải là 560 mm, thí nghiệm được thực hiện

đối với cánh đơn và so sánh với kết quả của các phương pháp khác Với phương pháp mô phỏng 3D dòng có nhớt (sử dụng Fluent), phạm vi ứng dụng rộng hơn về thay đổi vận tốc dòng vô cùng (trong phạm vi dòng không nén) và khoảng cách giữa cánh chính và cánh đuôi ngang Một mục tiêu quan trọng của tính toán số ở đây là so sánh với kết quả thực nghiệm, nên mô hình số được thực hiện giống mô

hình thực nghiệm Kết quả tính toán cho phép xác định phân bố áp suất và lực khí

và thông số dòng trong vùng tương tác cánh chính và cánh đuôi ngang

c Đối với mục tiêu c:

- Để so sánh kết quả tính toán số với kết quả thực nghiệm, nghiên cứu được xét đối với máy bay mô hình thực nghiệm (đã được công bố của NASA, cánh thang có nửa sải là 560 mm, số Mach 0,13) Kết quả tính toán số (so sánh với kết quả thực nghiệm) là lực khí động của máy bay mô hình và các thành phần khí động (cánh chính, thân, cánh đuôi) Máy bay mô hình thực nghiệm của NASA không thiết kế

để bay trong thực tế, nên không tạo lực nâng ở góc tấn không độ (bay bằng)

- Đối bài toán cân bằng mômen, đối tượng xét là máy bay không người lái có chức

-bay bằng là 680 kg, kích thước sải cánh chính là 15,4 m, vận tốc -bay bằng là 44,4 m/s (các thành phần khí động là cánh chính, thân, cánh đuôi) Mục tiêu của phần nghiên cứu này là đánh giá tầm quan trọng của cánh đuôi ngang khi thiết kế máy bay (đảm bảo yêu cầu cân bằng mômen dọc khi bay)

Phần nghiên cứu ứng dụng này chỉ đưa ra khuyến nghị đối với người thiết kế máy bay (mà không phải là nghiên cứu để tính toán thiết kế chế tạo máy bay) Vì vậy, nghiên cứu được giới hạn trong phạm vi của chế độ bay bằng ổn lập (không có điều khiển, tốc độ bay và hướng bay không đổi) Cấu hình khí động cánh chính và thân máy bay giữ nguyên, sự thay đổi chỉ xét đối với cánh đuôi ngang Tính toán cho phép nhận được kết quả về trạng thái cân bằng mômen mới của máy bay tương ứng với sự thay đổi cấu hình và lực khí động của cánh đuôi ngang

3 Ý nghĩa khoa học và thực tiễn của đề tài

Luận án tiến hành nghiên cứu chi tiết về quy luật biến đổi của các thông số dòng khí trong vết sau cánh 3D trên cơ sở xây dựng mô hình thử nghiệm trong ống khí động và thực hiện bằng phương pháp số

Các kết quả khảo sát, tính toán các đặc tính khí động của cánh chính ảnh hưởng đến đặc tính khí động của cánh đuôi ngang có giá trị tham khảo phục vụ thiết kế sơ

bộ máy bay cánh bằng dưới âm nâng cao hiệu quả khai thác sử dụng, hướng dẫn kỹ thuật bay đảm bảo an toàn và có thể làm tài liệu tham khảo phục vụ công tác đào tạo, giảng dạy

4 Những kết quả mới của luận án và giá trị đóng góp

khí động trợ giúp thiết kế sơ bộ phối trí khí động giữa cánh chính và cánh đuôi ngang của máy bay dưới âm

Xác định được các yếu tố ảnh hưởng của vận tốc và góc dòng dạt xuống sau cánh chính đến đặc tính khí động của cánh đuôi ngang

đã chỉ ra các ưu điểm và tồn tại của các công trình đã công bố và lựa chọn hướng nghiên cứu đối với luận án Vai trò, ý nghĩa của phương pháp thực nghiệm và phạm

vi ứng dụng các kết quả thực nghiệm được đánh giá và đưa ra sự lựa chọn cách tiếp cận của phương pháp thực nghiệm trong luận án phù hợp với điều kiện hiện có Ý nghĩa và phạm vi ứng dụng hiệu quả của phương pháp số được phân tích và lựa chọn phương pháp tính toán phù hợp đối với luận án

Phương pháp thực nghiệm đo phân bố áp suất trên hai mặt lưng và bụng cánh chính (xác định hiệu ứng mút cánh chính và ảnh hưởng của thành ống khí động tới kết quả đo) và áp suất trên hai mặt lưng và bụng cánh đuôi ngang (xác định ảnh hưởng của cánh chính tới cánh đuôi ngang) được mô tả với nguyên lý đo, phương pháp gá lắp cánh và ưu điểm gia công cánh rỗng (để đo đồng thời áp suất trên hai mặt cánh và tránh làm nhiễu dòng)

chiều xét dày cánh) với cơ sở lý thuyết, hệ phương trình tuyến tính, cách giải và phạm vi ứng dụng được trình bày là một phương pháp số giải bài toán khí động dòng không nhớt dưới âm Phương pháp số phù hợp với bài toán khí động lực tương tác chính và cánh đuôi ngang được lựa chọn là phương pháp giải phương trình vi phân dòng có nhớt ứng dụng phần mềm Fluent Cách chia lưới, kích thước khung lưới cho vùng kích động và các điều kiện biên được xác định với tổ hợp cánh chính

và cánh đuôi ngang (trong thực nghiệm) và đối với máy bay

ổn định tĩnh dọc của máy bay

Chương này trình bày kết quả thực nghiệm so sánh với kết quả số đối với cánh

luận về hiệu ứng mút cánh và dòng dạt xuống sau cánh chính, hiệu ứng thành ống

khí động và sự phụ thuộc của chúng vào góc tới và sự ảnh hưởng của các hiện tượng này đến lực khí động trên cánh đuôi ngang Ảnh hưởng của vận tốc vô cùng,

độ vuốt cánh cánh chính được tính toán và đánh giá

Trong chương 3 cũng trình bày hai phương pháp bán giải tích xác định góc dòng dạt xuống và thực hiện so sánh với kết quả số dòng 3D, đưa ra các nhận xét, đánh giá độ chính xác và phạm vi ứng dụng

Chương 4 Khí động lực tương tác cánh chính và cánh đuôi ngangmô hình

Chương 4 trình bày kết quả thực nghiệm và kết quả số tính toán với hệ hai cánh

ngang tới cánh chính ảnh ; hưởng của độ vuốt cánh chính tới đặc trưng khí động cánh cánh đuôi ngang

Chương 5 Tính toán khí động lực đối với máy bay có xét đến cân bằng mômen ở chế độ bay bằng

Chương này trình bày kết quả tính toán ứng dụng đối với máy bay Lực khí động

đối với máy bay mô hình với sự so sánh đối chiếu giữa kết quả thực nghiệm đã công

1 TỔNG QUAN

1.1 Tình hình nghiên cứu trên thế giới

1.1.1 Nghiên cứu thực nghiệm

Chuyển động của chất lỏng gắn liền với cơ chế tự biến dạng làm cho phương

những bài toán thực tế chịu ảnh hưởng của nhiều yếu tố gây ra những hiện tượng vật lý phức tạp không thể đánh giá hết được trong tính toán Vì vậy, trong lĩnh vực thủy khí, nghiên cứu thực nghiệm luôn rất cần thiết và có ý nghĩa quan trọng

Có thể kể ra ở đây một số nghiên cứu thực nghiệm xác định thông số dòng qua cánh bằng cách đo áp suất Công trình của Soltani et al [1] đã thực hiện đo áp suất trên mặt cánh trong ống khí động hở với buồng thử có kích thước cao 80 cm, rộng

80 cm, dài 200 cm và vận tốc lớn nhất là 100 m/s Áp suất được đo bằng áp kế kỹ thuật số Cánh được ngàm một đầu vào thành ống khí động (tại gốc cánh) Cánh được làm đặc, trên đó có đục ba hàng lỗ (20%, 44%, 78% nửa sải cánh (516 mm) tính từ gốc cánh) Vì vậy, hàng lỗ gần mút cánh cách mút cánh 113 mm (hình 1.1) Bài báo đặt vấn đề đánh giá hiệu ứng mút cánh và khắc phục bằng cách sử dụng tấm mút cánh

Cũng thực hiện việc đo phân bố áp suất trên cánh, Hadidoolabi et al [2] đã tiến

2 Ống khí động trong thí nghiệm có tiết diện buồng thử là 60 cm × 60 cm, dải vận

đục các hàng lỗ để đo áp suất một bề mặt cánh (lưng cánh) (hình 1.2) Mục đích của nghiên cứu là đánh giá xoáy mép vào của cánh khi góc tới và số Mach thay đổi Công trình của Grote et al [3] nghiên cứu thực nghiệm đo áp suất và lực khí động

Hình 1.1 Đo áp su t trên lưng cánh (bấ ốn hàng l ) [1] ỗ

trên cánh đuôi ngang chịu ảnh hưởng của dòng dạt xuống của cánh chính (mô hình

m/s Thực nghiệm được thực hiện trong ống khí động kín có kích thước buồng thử rộng (1,3 m), cao (1,3 m), dài (3 m) Mô hình máy bay có sải cánh chính là 1,3 m, nghĩa là hai mút cánh chính được chống vào hai thành bên của buồng thử ống khí động (hình 1.3) Áp suất trên mặt cánh đuôi ngang được đo bằng cảm biến áp suất

Bên cạnh phương pháp đo áp suất trên mặt cánh, có nhiều công trình thực hiện việc đo vận tốc bằng nhiều phương pháp Công trình của Masdari et al [4] đã thực hiện đo vận tốc trong lớp biên bằng ống Pitot siêu nhỏ Công trình của Ristić [5] sử dụng thiết bị Laser ứng dụng hiệu ứng Doppler (LDA) đo vận tốc dòng trong ống khí động Công trình của Ristić et al [6] sử dụng một số phương pháp đo vận tốc như LDA, ống Pitot, ghi ảnh chuyển động của hạt (PIV), dây nóng đo vận tốc trong lớp biên Tuy nhiên, các phương pháp đo vận tốc này không không nhằm mục đích xác định lực khí động liên quan đến tương tác cánh chính và cánh đuôi ngang

Nhiều công trình sử dụng cân lực để xác định lực khí động các thành phần khí động của máy bay Công trình [7] của Korkischko et al sử dụng cân lực đo lực khí động trên cánh chịu ảnh hưởng dòng dạt xuống của cánh trước bố trí phía trước kết hợp với phương pháp PIV để nghiên cứu xoáy với dải vận tốc 5 m/s đến 65 m/s trong ống khí động kín Công trình [8] của Ananda et al sử dụng cân lực đo lực khí động trên cánh kết hợp với phương pháp hiển thị sử dụng màng dầu huỳnh quang ở mặt lưng của cánh để nghiên cứu dòng và xoáy trên mặt lưng cánh ở các góc tới

Hình 1.2 Đo áp suất trên m t mộ ặt cánh (năm hàng lỗ) [2]

Hình 1.3 Đo áp su t trên cánh đuôi ngang bấ ằng cảm bi n áp su t [3] ế ấ

khác nhau Công trình [9] của Nasir sử dụng cân lực và mômen kế để đo lực và mômen của máy bay mô hình (trong ống khí động hở) với sự thay đổi góc đặt cánh lái mũi (canard) Các thông số khí động này được sử dụng để tính toán ổn định động theo phương pháp nhiễu động nhỏ Công trình của Biber [10] sử dụng cân sáu thành

và mômen được ứng dụng để đánh giá chất lượng ổn định động của máy bay theo phương pháp nhiễu động nhỏ Công trình của Won et al [11] sử dụng cân lực đa thành phần để đo lực khí động của tiết diện cánh quạt trực thăng trong ống khí động

lắp cánh là chống hai đầu mút cánh vào hai thành bên buồng thử ống khí động Công trình của Gabor et al [12] thực hiện thí nghiệm đo áp suất và lực của cánh trong ống khí động có kích thước mặt cắt ngang buồng thử (2 m × 3 m) với số Mach

từ gốc cánh) nhờ cảm biến áp suất Kết quả đo áp suất và lực khí được so sánh với kết quả số để đánh giá chất lượng khí động của cánh có sự thay đổi hình dạng mút

khí động với buồng thử có đường kính 1,8 m, số Mach thí nghiệm M = 0,13 Cân

chính - cánh đuôi, cánh đuôi - thân) Ổn định tĩnh dọc của máy bay mô hình được

*

Có thể lược tóm về ba phương pháp thực nghiệm trong lĩnh vực khí động đó là

thường để xác định vận tốc trong lớp biên, không nhằm mục đích xác định lực khí động của cánh, của máy bay hay các thành phần khí động khác của máy bay

máy bay được gá vào ống khí động bằng các thanh chống hoặc treo máy bay 21] Các thanh đỡ này thường có kích thước nhỏ để giảm gây nhiễu dòng Ưu

máy bay với nhiều kết quả và thời gian đo không lớn Hạn chế của phương pháp này là không thể xác định được chi tiết các hiện tượng vật lý xảy ra cục bộ (tách thành, xoáy, phân bố tải cục bộ, v.v )

Việc đo áp suất, ngoài phương pháp dùng lỗ đo áp suất tĩnh trên bề mặt cánh

cảm biến áp suất [22], Phương pháp đo phân bố áp suất tĩnh trên bề mặt cánh hiện nay cũng được sử dụng nhiều khi công nghệ gia công các lỗ đo áp trên mặt cánh có

độ chính xác cao và áp suất kỹ thuật số cũng có độ chính xác cao Đây là phương pháp mà luận án sử dụng Phương pháp đo này không sử dụng chi tiết trung gian trong quá trình đo (như cảm biến đo áp suất, ống Pitot đo vận tốc ) Tuy nhiên,

phương pháp gá lắp cánh cũng có thể gây nhiễu dòng, hoặc nhiễu dòng có thể gây bởi các dây dẫn từ lỗ đo áp suất đến áp kế, công nghệ gia công cánh và các lỗ đo áp

cánh được làm đặc, dây dẫn đo áp suất dồn về một mặt cánh có thể gây nhiễu dòng

ở mức độ nào đó Tuy nhiên, nhược điểm chính của việc gia công mô hình cánh đặc

là áp suất chỉ đo được trên một mặt cánh (lưng hoặc bụng) Hiệu ứng mút cánh sinh

ra từ hiện tượng chảy vòng từ vùng áp suất cao ở bụng cánh sang vùng áp suất thấp

ở vùng lưng cánh không có điều kiện xảy ra theo bản chất tự nhiên của hiện tượng Hay điều kiện chập dòng ở mép ra của cánh cũng vậy, chúng sẽ khác nhau khi dòng chảy được xét trên hai mặt lưng và bụng cánh và khi dòng chảy chỉ được xét ở trên một mặt lưng cánh Ở công trình [3], thực nghiệm thực hiện đo áp suất trên cánh đuôi ngang chịu ảnh hưởng dòng dạt xuống của cánh chính và sự tương tác với thân máy bay Tuy nhiên, với chiều ngang ống khí động 1,3 m mà sải cánh chính của máy bay mô hình cũng 1,3 m với hai đầu mút cánh tì vảo thành bên buồng thử ống khí động Cách gá lắp này đã làm mất không gian đầu mút cánh nơi lưu thông dòng

cho hiệu ứng mút cánh không thể xảy ra một cách tự nhiên theo đúng nghĩa, vì vậy xoáy mút cánh và dòng dạt xuống ảnh hướng đến cánh đuôi ngang cũng bị sai lệch Nhiều công trình gá lắp mô hình cánh theo phương pháp tỳ hai mút cánh vào thành

1.1.2 Phương pháp số

Dù các nghiên cứu thực nghiệm luôn cần thiết, có ý nghĩa so sánh đối chiếu và có những kết quả có giá trị định hướng đối với nghiên cứu Nhưng thực nghiệm không thể thay được cho tính toán số Kết quả thực nghiệm bị hạn chế ở số lượng và kích thước mẫu thử nghiệm Trong lĩnh vực hàng không, nghiên cứu thực nghiệm thường được giới hạn đối với kích thước mô hình (nhỏ hơn nhiều so với kích thước nguyên mẫu) và điều kiện thí nghiệm không dễ dàng để xây dựng được điều kiện môi trường thực khi bay Sự phát triển mạnh của công nghệ máy tính cho phép bộ nhớ máy tính có dung lượng lớn và thời gian tính toán nhanh Đó là điều kiện thuận lợi cho khả năng thực hiện các phương pháp số Với công cụ tính toán số, có thể tiến hành được nhiều thử nghiệm số với sự thay đổi các thông số đầu vào để có thể lựa chọn được phương án tối ưu Có nhiều phương pháp số, có thể là phương pháp đơn giản với nhiều giả thiết giản hóa và có thể là phương pháp phức tạp hơn với ít giả thiết giản hóa, để giải các phương trình vi phân chuyển động của chất lỏng Liên quan đến đề tài của luận án này, ở đây chỉ đề cập cụ thể hơn đối với hai phương pháp số giải bài toán khí động đó là phương pháp kì dị và phương pháp giải phương

1.1.2.1 Phương pháp kì dị

Phương pháp kì dị được dựa trên khái niệm về thế vận tốc Dòng được xét trong các phương pháp kì dị là dòng thế (không nhớt) Với mô hình đường nâng, cánh được đồng nhất với đường ¼ (không xét chiều dài dây cung và chiều dày profile cánh) Phương pháp mặt nâng được xét khi bỏ qua chiều dày của cánh (vật thể), nghĩa là coi cánh là mặt của các đường nhân Thông thường, khi kì dị được sử dụng

là xoáy rời rạc và xoáy móng ngựa, sẽ chỉ xét được bài toán cánh nâng mỏng vô cùng (không chiều dày) Nếu ứng dụng những loại kì dị khác như xoáy phân bố, xoáy - nguồn, lưỡng cực - nguồn v.v có thể giải được bài toán cánh nâng có chiều

mặt lưng và bụng cánh và trên mỗi phân tố bề mặt được chia này bố trí các kì dị Lưới phát triển từ bề mặt vật thể ra không gian xung quanh chỉ có tác dụng xác định mức độ cảm ứng của kì dị (phụ thuộc vào khoảng cách giữa điểm được xét và phân

tố bề mặt bố trí kì dị) Lưới trong không gian phía ngoài vật thể trong phương pháp

kì dị không có tác dụng truyền tín hiệu phản hồi và hiệu chỉnh sai lệch, nó khác với

của chuyển động Đặc điểm chia lưới này của phương pháp kì dị, cùng với giả thiết đối với dòng không nhớt trong phương pháp kì dị gây nên những hạn chế nhất định trong ứng dụng của phương pháp kì dị (như xác định hiệu ứng mút cánh )

Công trình của Carmona et al [25] sử dụng phương pháp mặt nâng với kì dị xoáy

-chữ V của máy bay dưới âm theo tiêu chí cân bằng và ổn định tĩnh dọc Ảnh hưởng hưởng dòng dạt xuống của cánh chính lên cánh đuôi được xác định bằng phương

pháp bán thực nghiệm cổ điển Công trình của Kobayakawa et al [26] sử dụng phương pháp mặt nâng kết hợp với thực nghiệm trong ống khí động để xác định hiệu ứng mặt đất ảnh hưởng đến đáp ứng vận tốc gió theo phương đứng Nghiên cứu được thực hiện với cánh đơn chữ nhật và tam giác trong dải vận tốc dưới âm Công trình của Eric Loth et al [27] sử dụng phương pháp mặt nâng tính toán khí động mô hình cánh đơn có bẻ cánh tà (hình 1.4(a)) Kết quả dòng dạt xuống phía

Hình 1.4 Mô hình m t ặ nâng (a) [2 ] và đườ7 ng nâng (b) [28]

(a) (b)

Công trình của Phillips [28] đã sử dụng phương pháp đường nâng (cánh được đồng nhất với đường ¼ ) (hình 1.4(b)) để tìm độ cong của đường ¼ sao cho phân bố lực nâng trên đường nâng có dạng elip Công trình của Abbas et al [29] đề cập đến

sử dụng phương pháp kì dị lưỡng cực nguồn giải bài toán dòng qua vật thể

1.1.2.2 Phương pháp giải phương trình vi phân dòng thực

Trong khi phương pháp kì dị giải bài toán khí động với dòng không nhớt, thì phương pháp giải phương trình vi phân chuyển động của chất lỏng (sử dụng phần mềm Fluent hoặc phần mềm khác) có thể xét với dòng nhớt (và dòng không nhớt)

cánh đuôi ngang đơn và cánh đuôi ngang là một thành phần khí động của máy bay Các tác giả đã sử dụng phần mềm Fluent để giải bài toán khí động lực Tuy nhiên,

góc dòng dạt xuống được tính xấp xỉ là một giá trị (tại đường ¼ của cánh đuôi ngang) thông qua việc so sánh hệ số lực nâng của cánh đuôi ngang đơn và cánh đuôi ngang chịu ảnh hưởng của cánh chính, thân, đuôi đứng Công trình của Mahadi [31] tính toán góc dòng dạt xuống trên đường ¼ của cánh đuôi ngang chữ V của

đề thiết kế cánh chính của máy bay ATLAS IV xét tới dòng dạt xuống của cánh chính ít ảnh hưởng đến cánh đuôi ngang Tính toán khí động sử dụng phần mềm Ansys Fluent Một số nghiên cứu sử dụng phần mềm Ansys Fluent, CFX-Ansys tính toán xoáy mút cánh [33] Đối với những máy bay sử dụng cánh mũi thay vì cánh đuôi ngang thì hiệu ứng mút cánh và dòng dạt xuống đước xét với cánh mũi

Công trình của Deng [35] sử dụng Ansys Fluent để tính toán hệ số lực khí động của

-Một số công trình sử dụng phần mềm thương mại khác để tính toán khí động cánh 3D và hiệu ứng mút cánh và dòng dạt xuống Công trình của Schauerhamer [36] sử dụng phần mềm NASA Overflow để tính toán nghiên cứu hiệu ứng mút cánh và xoáy mút cánh Cũng tính toán xoáy mút cánh, công trình [37] sử dụng phần mềm TAU Công trình [38] sử dụng phần mềm USM3D của NASA để tính

dụng phần mềm elsA của ONERA nghiên cứu hiệu ứng mút cánh

Phương pháp kì dị được ứng dụng đối với dòng không nhớt Vì vậy các bài toán

có hiện tượng tách thành xảy ra mạnh, sử dụng phương pháp kì dị không hiệu quả Với đặc điểm chia lưới mặt trong phương pháp kì dị, bài toán xác định hiệu ứng mút cánh và dòng dạt xuống của cánh chính tác động đến cánh đuôi ngang sử dụng phương pháp kì dị cũng không phù hợp Trong các nghiên cứu mô phỏng số nói trên, việc xác định góc dòng dạt xuống chỉ trên đường ¼ của cánh đuôi ngang chưa cho thấy rõ sự biến đổi của góc dòng dạt xuống theo cả ba phương

1.1.2.3 Phương pháp giải bài toán cân bằng và ổn định tĩnh dọc máy bay

và ổn định động dọc của máy bay trong nông nghiệp AG-Nel 25 (hình 1.6) với các đạo hàm hệ số khí động cho trước của máy bay Bài toán ổn định động sử dụng

máy bay, công trình thực hiện tính toán khí động khi thay đổi kiểu và kích thước tấm mút cánh bằng sử dụng CFX-Ansys

Công trình [42] của Dong et al đã sử dụng dữ liệu thông số khí động từ thực

pháp nhiễu động nhỏ Wolhart và Thomas là tác giả của hai công trình [13, 14] đã tiến hành thực nghiệm xác định hệ số lực khí động và các đạo hệ số lực khí động, hệ

máy bay mô hình Đây là hai công trình nghiên cứu hoàn toàn bằng thực nghiệm nên có thể sử dụng làm kết quả so sánh cho những nghiên cứu số Cũng tính toán

cho [43], và dựa theo phương pháp kì dị mặt nâng [25]

Hình 1.5 Đường dòng qua UAV (Ansys Fluent) [31]

1.2 Tình hình nghiên cứu trong nước

Công trình luận án tiến sĩ [44] nghiên cứu đặc tính khí động của máy bay trong quá trình hạ cánh với ảnh hưởng của gió cạnh Gió cạnh có giá trị không đổi được

góc trượt cạnh của bài toán khí động) Tác giả sử dụng phương pháp xoáy rời rạc

-cánh dưởi ảnh hưởng của dòng khí sau -cánh quạt và mặt giới hạn Công trình luận

dụng phương pháp xoáy rời rạc kết hợp với thực nghiệm Công trình luận án tiến sĩ [47] thực hiện nghiên cứu khí động của máy bay xét tới ảnh hưởng của mặt giới hạn ứng dụng phương pháp xoáy rời rạc kết hợp với thực nghiệm Một số công trình sử

người lái bằng phương pháp xoáy rời rạc kết hợp với mô phỏng bằng phần mềm Ansys Fluent và thực nghiệm để tìm ra biên dạng cánh có đặc tính khí động nâng cao Cũng sử dụng phần mềm Ansys Fluent, công trình luận án tiến sĩ [51] thực

ứng dụng phương pháp xoáy rời rạc kết hợp với thực nghiệm nghiên cứu tương tác

khí động cánh 3D chịu biến dạng đàn hồi bằng phương pháp kì dị lưỡng cực -

Những công trình luận án tiến sĩ như nói ở trên và nhiều bài báo ở Việt Nam [56] đã thực hiện nghiên cứu tính toán khí động cánh hoặc máy bay bằng phương pháp kì dị xoáy rời rạc và một số công trình có sự kết hợp sử dụng phần mềm Ansys Fluent hoặc CFX-Ansys Chú ý là phương pháp xoáy rời rạc chỉ áp dụng được đối với vật thể không xét chiều dày (nghĩa là phù hợp hơn với vật thể có chiều dày mỏng) Trong số các công trình bằng tiếng Việt nói trên, có công trình

thể có chiều dày

lực khí động (cánh hoặc máy bay) bằng cân lực trong ống khí động kín OT-1 (tại

-Công trình [53] thực hiện thí nghiệm đo áp suất trên cánh trong ống khí động hở AF6116 (tại trường Đại học Bách khoa Hà Nội) Cũng trên ống khí động này, công trình [57] tiến hành thí nghiệm đo bằng Laser vận tốc trên cánh Vận tốc lớn nhất của dòng khí tạo được trong ống khí động AF6116 theo nguyên gốc là 50 m/s

1.3 Kết luận chương 1

Với việc phân tích các công trình nghiên cứu liên quan trên thế giới và trong nước (đến năm 2018), có thể thấy đề tài “Nghiên cứu tính toán khí động lực tương

cần thiết trong lĩnh vực hàng không và chưa được nghiên cứu sâu ở trong nước Một

số nhận xét kết luận về phần tổng quan được rút ra như sau

Cùng với sự phát triển mạnh mẽ của công nghệ máy tính, phương pháp số được ứng dụng rộng rãi nhờ ứng dụng những phần mềm thương mại lớn (FLUENT,

-ONERA ), hoặc có thể xây dựng những chương trình (code) chuyên dụng Sử dụng phần mềm Fluent là một phương pháp được ứng dụng nhiều trong nghiên cứu trên thế giới, do độ bao phủ ứng dụng của nó rất rộng Trên nền tảng rời rạc bằng phương pháp thể tích hữu hạn, Fluent sử dụng nhiều giải pháp xấp xỉ để mở rộng lựa chọn cho người sử dụng Sử dụng Fluent cũng là một lựa chọn của luận án Tất nhiên, mỗi phương pháp đều có ưu điểm và nhược điểm Vấn đề là trong phạm vi nghiên cứu của bài toán, cần biết chọn phương pháp nào để có thể phát huy được ưu điểm và giảm được hạn chế (phân tích ưu điểm và giới hạn của các phương pháp nghiên cứu sử dụng trong luận án được trình bày trong chương 2)

thể chủ động phát triển mã nguồn (code) Đây là phương pháp tính toán cho cánh 3D có xét đến chiều dày Phương pháp kì dị cho kết quả tốt đối với các trường hợp cánh đơn có góc tới không quá lớn, và có thể sử dụng để so sánh với kết quả của các phương pháp nghiên cứu khác Tuy nhiên, phương pháp kì dị không hiệu quả đối với trường hợp xảy tách thành mạnh ở vùng giao thoa của nhiều dòng, vùng chảy vòng qua mút cánh, góc tới lớn

* Bên cạnh sự phát triển của phương pháp số, nghiên cứu thực nghiệm cũng là thế mạnh của các nước phát triển có khả năng tài chính mạnh Ở phần trên đã phân tích

về các nghiên cứu thực nghiệm liên quan có thể được thực hiện bằng việc đo lực khí

hoặc đo vận tốc (sử dụng ống Pitot siêu nhỏ, Laser, dây nóng, màng nóng, ghi ảnh PIV), hay đo áp suất (sử dụng cảm biến áp suất, lỗ đo áp suất)

Trong điều kiện hạn chế về trang thiết bị thí nghiệm ở trong nước, không phải luôn luôn dễ dàng cho nhà nghiên cứu có thể tự do lựa chọn được phương pháp đo

Ở đây, luận án đã chọn phương án thực nghiệm có hiệu quả cao nhất có thể khi sử dụng trang thiết bị thí nghiệm có tại trường Đại học Bách khoa Hà Nội, đó là thực hiện thí nghiệm trong ống khí động hở AF6116 Ống khí động AF6116 có kích thước buồng thử nghiệm không lớn nhưng có độ chính xác cao, được nhập đồng bộ

từ hãng Dantec Dynamics Áp kế kỹ thuật số DM 3501 là loại áp kế có độ chính xác rất cao, có thể thực hiện số lần lấy mẫu đo lớn trong thời gian rất ngắn Phần còn lại của độ chính xác kết quả đo phụ thuộc vào việc gia công cánh và các lỗ đo áp khoan trên mặt cánh (các cánh được gia công trên máy phay điều khiển bằng máy tính

(CNC Computer Numerical Control) và các lỗ đo áp suất được gia công trên máy-

công cụ này đều được điều khiển theo nguyên lý kỹ thuật số nên độ chính xác gia công cao)

Để hạn chế các nhược điểm của các công trình thực nghiệm trên thế giới nêu trong mục 1.1.1, mô hình cánh (trong thực nghiệm của luận án) được làm rỗng để đặt các dây dẫn đo áp suất ở bên trong cánh, tránh việc các dây dẫn có thể làm nhiễu dòng như ở một số công trình thực nghiệm nói ở trên Việc gá lắp cánh ngàm một nửa sải cánh vào thành ống khí động (tại gốc cánh) làm tăng gấp hai lần chiều dài sải cánh Đầu kia của cánh (mút cánh) cách thành ống khí động một khoảng để tạo không gian trống cho sự chảy vòng đầu mút cánh Vì vậy, hiệu ứng mút cánh, xoáy mút cánh, dòng dạt xuống của cánh chính tác động lên cánh đuôi ngang ở phía sau được xảy theo cách tự nhiên Việc gia công cánh rỗng cũng cho phép đo đồng thời

áp suất phía lưng cánh và bụng cánh (không phải chỉ đo áp suất trên một mặt cánh rồi lật cánh để đo ở mặt cánh còn lại như khi gia công cánh đặc đã được thực hiện ở một số công trình thực nghiệm nêu trong mục 1.1.1) Do đó, việc đo áp suất ở đầu mút cánh và áp suất trên cánh đuôi ngang (với các cánh rỗng) cho kết quả phản ánh thực tế của hiện tượng Tuy nhiên, việc gia công mô hình cánh có kích thước nhỏ

mà rỗng ở bên trong, đòi hỏi quy trình gia công chi tiết rất cẩn thận ngoài việc cần thiết phải sử dụng máy công cụ có độ chính xác cao để gia công hình dạng cánh và khoan các lỗ (mô tả thí nghiệm, cũng như máy công cụ gia công cánh được trình bày trong chương 2) Nhiều công trình thực nghiệm ở nước ngoài sử dụng ống khí động có kích thước tương tự như ống khí động AF6116, nhưng các mô hình cánh

hiệu quả kéo theo những hạn chế đối với kết quả đo (xem mục 1.1.1)

Hình 2.1 Ống khí động AF6116

2 PHƯƠNG PHÁP NGHIÊN CỨU

Trên cơ sở phân tích tình hình nghiên cứu trên thế giới và trong nước như trình

nghiên cứu phù hợp đối với các mảng còn cần phải làm sáng tỏ so với các công trình đã thực hiện trước

2.1 Phương pháp thực nghiệm

2.1.1 Mô tả thực nghiệm và nguyên lý đo áp suất

Thực nghiệm đo áp suất trên cánh được thực hiện trong ống khí động dạng hở AF6116 tại trường Đại học Bách Khoa Hà Nội Kích thước buồng thử của ống khí động: (dài × rộng × cao) là (1.000 mm × 400 mm × 500 mm) Các thành buồng thử làm bằng nhựa trong suốt cho phép quan sát thực nghiệm và điều chỉnh gá lắp các

mô hình thí nghiệm trong buồng thử (hình 2.1) Dòng khí trong ống khí động có số

Nguyên lý đo áp suất trên cánh được trình bày trên hình 2.2 Áp kế kỹ thuật số

truyền tín hiệu điện dạng tín hiệu tương tự qua bộ chuyển đổi tín hiệu Keyence NR- HA08 [59] chuyển tín hiệu tương tự thành tín hiệu số tới máy tính có cài phần mềm Wave Logger Phần mềm Wave Logger trên máy tính là phần mềm chuyên dụng, hiển thị kết quả thực nghiệm theo thời gian thực và cho phép xuất dữ liệu ra các định dạng file khác nhau

dòng khí trong ống khí động

2.1.2 Hình dạng, kích thước cánh và công nghệ gia công cánh

Kích thước của cánh thí nghiệm phụ thuộc vào kích thước của buồng thử ống khí động Ống khí động AF6116 có kích thước buồng thử không lớn Để tận dụng tối đa sao cho mô hình thí nghiệm có kích thước lớn nhất có thể, phương pháp gá cánh lựa chọn ở đây là ngàm cánh vào ống khí động (tại gốc cánh) Khoảng không gian từ đầu mút cánh đến thành đối diện của buồng thử cần để đủ lớn để hiệu ứng mút cánh (của cánh 3D) được xảy ra tự nhiên Phương pháp gá lắp này có ưu điểm

nên các dây đo áp (từ lỗ đo áp trên cánh) có thể để vào trong cánh và đưa các dây này ra ngoài ống khí động (dẫn đến áp kế) một cách thuận lợi không làm nhiễu dòng Cũng nhờ đó mà các lỗ đo áp suất trên mặt lưng và mặt bụng cánh được đo trong cùng một lần gá cánh vào buồng thử ống khí động, tránh sai số do thay đổi các lần gá lắp gây nên

Với các giới hạn kích thước buồng thử và điều kiện đo để nhận được kết quả thực

Profile cánh chính là Naca 4412 và Naca 0012 Cánh đuôi ngang có chiều dài hiệu

Hình 2.3 là ảnh chụp cánh chính sử dụng trong thực nghiệm được gia công rỗng,

ở bên trong chứa được các dây đo áp suất dẫn từ lỗ đo áp tới áp kế Trên hai mặt lưng và bụng cánh có khoan 240 lỗ đo áp suất sắp xếp trên 12 hàng Đường kính của lỗ đo áp suất là 0,4 mm Vị trí của các lỗ đo áp suất trên hai mặt cánh được thể hiện trên hình 2.3 Ảnh chụp cánh đuôi ngang sử dụng trong thực nghiệm được trình bày trên hình 2.4 Cánh được làm rỗng có khả năng chứa các dây đo áp suất ở bên trong Trên hai mặt lưng và bụng cánh có khoan ba hàng lỗ đường kính 0,4 mm,

mỗi hàng có 10 lỗ Vị trí của các lỗ đo áp trên hai mặt cánh được thể hiện trên hình 2.4 Hình 2.5 là ảnh chụp cánh chính và cánh đuôi ngang được gá lắp trong buồng thử ống khí động Khoảng cách giữa hai tâm khí động của cánh chính và cánh đuôi ngang là LW-H = 275 mm (2,75cW)

Vật liệu gia công cánh là hợp kim nhôm đảm bảo chống biến dạng tại mép ra của cánh, đảm bảo độ nhẵn và độ chính xác hình dạng của cánh Cánh được gia công

Hình 2.3 Hình dạng và kích thước cánh chính trong th c nghi m (cánh ự ệ

được làm r ng ch a đư c toàn b các dây đo áp su t ỗ ứ ợ ộ ấ ởtrong)

Hình 2.4 Hình dạng và kích thư c cánh đuôi ngang (rớ ỗng) trong th c nghiự ệm

Hình 2.5 Cánh chính và cánh đuôi ngang gá lắp trong bu ng th ng khí đ ng ồ ử ố ộ

trên máy phay CNC và các lỗ đo áp suất được gia công trên máy xung điện CNC - EDM (electrical discharge machine) Hai loại máy công cụ này đều được điều khiển theo nguyên lý kỹ thuật số nên độ chính xác gia công cao Việc xây dựng quy trình công nghệ gia công các cánh này đòi hỏi công phu và quá trình thực hiện gia công cũng yêu cầu sự cẩn trọng

2.1.3 Đánh giá sai số thực nghiệm

Sai số của phép đo trong thực nghiệm có hai loại chính là sai số dụng cụ đo (δ)

và sai số ngẫu nhiên của các lần lấy mẫu (σSD) [61, 62]

Sai số dụng cụ đo áp kế kỹ thuật số được xác định từ tài liệu của nhà sản xuất là:

±0,15% of F.S ±1 digit Ở đây, “F.S.” (full scale) là khả năng đo cực đại của áp kế (2 kPa), và “digit” là thang chia nhỏ nhất của áp kế (1 Pa) Thời gian giữa hai lần đo

lấy mẫu và được xác định theo công thức (2.2a) [63, 64]:

Có thể ứng dụng biểu đồ cột giá trị thực trung bình (true mean value) và thanh lỗi (error bar) [65, 66] để đánh giá độ chính xác của phép đo áp suất tại mỗi lỗ đo trên

tức thời Thanh lỗi được tính toán dựa theo độ lệch chuẩn (standard deviation, SD)

σSD 7]: [6

2 1

SD

p - pn

trong đó ∆pi là giá trị đo của lần lấy mẫu thứ i Như vậy, số lần lấy mẫu càng lớn,

(với thời gian đo là 30s) Khoảng 2/3 giá trị đo tức thời ∆pi

nằm trong dải

Hệ số phân tán (coefficient of variation) đánh giá độ tin cậy của phép đo

bằng công thức [63]:

/

Hình 2.7 trình bày độ tin cậy của kết quả đo (các trường hợp trên hình (2.6)) thông

hệ số phân tán (hình (b -1) (d1)), đồ thị giá trị tức thời theo thời gian (hình (b2)-(d2)) Mỗi giá trị trung bình thực dạng biểu đồ cột (màu xanh) được vẽ cùng với thanh

tán (dispersion) là tập hợp của n giá trị đo của n lần lấy mẫu (n = 30.000)

Đánh giá độ tin cậy kết quả đo của một số trường hợp khác được trình bày trongphần Phụ lục 2