Giới thiệu đề tài
Mục tiêu của đề tài của tôi là tính toán lực khí động trên cánh Điều đầu tiên mà ta cần giả thiết đó là biên dạng cánh Ở trong bài báo cáo này, tôi xin đưa ra hai loại biên dạng cánh để xem xét:
Biên dạng cánh thứ nhất là Naca 4412.
Hình 1 1 Biên dạng cánh Naca 4412 Biên dạng cánh thứ hai là Naca 0012.
Hình 1 2 Biên dạng cánh Naca 0012
Hai biên dạng cánh này rất được sử dụng rộng rãi trên toàn thế giới Với nhiều ứng dụng như cho cánh máy bay, cánh tuabin gió Ở các nước phát triển về công nghệ như Mỹ, Nhật bản, Australia , người ta cũng rất hay ưu tiên cho việc nghiên cứu của sinh viên về loại cánh này, vì khi so sánh hai loại biên dạng cánh với nhau ta được một cái nhìn trực quan và rõ rệt về khí động lực học hơn các loại cánh khác. Để làm rõ kiến thức trên lớp về lực khí động trên cánh Tôi đã nghiên cứu với nhiều trường hợp đầu vào khác nhau cho cánh Các yêu tố về lực khí động được xét đầy đủ với sự thay đổi của Góc tới α, và tỷ lệ độ dài b/c của cánh.
Hình 1 3 Sự thay đổi góc tấn và tỷ lệ cánh Các bước thực hiện cho việc nghiên cứu của hai loại cánh này:
- Thiết kế và chia lưới cho các cánh trên Gambit.
- Mô phỏng với các trường hợp riêng biệt trên Fluent để tính toán lực khí động cho mỗi thông số đầu vào Lưu ý, các thông số đầu vào được thay đổi khi chúng ảnh hưởng rõ rệt cho lực khí động trên cánh.
- Rút ra kết quả cần thiết để mô tả các ảnh hưởng của mội trường đối với lực khí động của cánh.
- Kết luận các vấn đề đạt được hay các vấn đề được làm rõ cho đặc điểm của lực khí động khi có sự thay đổi của môi trường.
Qua phần nghiên cứu này, tôi xin đưa ra một vài ứng dụng cho cánh được sử dụng ở các nước công nghiệp.
Chương II : Xây dựng mô hình và lý thuyết tình toán cho cánh 3d
Xây dựng mô hình và lý thuyết tính toán cho profil 2d và cánh 3d
Phương trình vẽ cánh naca 4 số
Hình 2 1 Profile geometry – 1: Zero lift line; 2: Leading edge; 3: Nose circle; 4: Camber; 5: Max thickness; 6: Upper surface; 7: Trailing edge; 8: Camber mean-line; 9: Lower surface Đường camberline của airfoil chuẩn NACA 4 chữ số có dạng
3 Ở đây: m là maximum camber (m là số đầu tiên của Naca 4 chữ số), p là location of maximum camber (10 p số thứ 2 của Naca 4 chữ số xpxx).
Bề dày airfoil có phương trình:
Với: c : chiều dài đường chord, x : vị trí trên đường chord có giá trị từ 0 tới c, y : một nửa độ dày tại vị trí, và t : độ dày tối đa tại một vị trí của chord (được xác định bằng hai số cuối cùng của Naca 4 chữ số). Đường upper (xU, yU) và lower (xL, yL) có dạng :
Mẫu naca sử dụng trong tính toán
Trong quá trình tính toán, mẫu naca 4412 và 0012 được ứng dụng trong tất cả quá trình Bài toán chỉ
Chương II : Xây dựng mô hình và lý thuyết tình toán cho cánh 3d thay đổi các thông số về Sải cánh b và Góc tới anpha để xét các giá trị lực nâng Cl, lực cản Cd và hệ số áp suất Cp.
+Bề dày lớn nhất 12% chiều dài airfoil : t=0.12
+Max của đường camber 4% chiều dài airfoil : m=0.04
+Vị trí mã camber là 40% chiều dài airfoil : p=0.4
+Bề dày lớn nhất 12% chiều dài airfoil : t=0.12
+Naca đối xứng qua đường chord
Lực khí động trên profil
Trong hình dưới, hệ số áp suất Pds, trên một phân từ bề mặt, được xác định theo hai thành phần tử dX (song song với đường chord ) và dZ (vuông góc với đường chord ), tương ứng:
Hình 2 2 Hệ sô lực khí động trên bề mặt Airfoil
Tại mặt trên (Upper surface), lực theo phương z cho mỗi phần tử xác định: dZ = -(P-P ∞ ) U ds cos ε
Lực theo phương z cho mỗi đơn vị phần tử trên đường chord: dZ = -(P-P ∞ ) U dx
Với dx = ds cos ε Tương tự, lực theo phương z tại mặt dưới(lower surface): dZ = -(P-P ∞ ) L dx
Tổng lực theo phương z là:
Khi đó, hệ số áp suất theo phương z được xác định:
Tại mặt trước (Front surface ).Phần tử lực được xác định theo phương x: dX = -(P-P ∞ ) F ds sin ε
Với dz = ds sin ε Nên: dX = -(P-P ∞ ) F dz Tương tự vậy, Phần tử lực tại mặt sau(After suface) theo phương x: dX = -(P-P ∞ ) A dz
Khi đó, hệ số hệ số áp suất theo phương x được xác định:
2.3.3 Hệ số lực nâng và hệ số lực cản:
Phân tích các giá trị của hệ số lực theo phương z là Cz và theo phương x là Cx ta có giá trị hệ số lực nâng Cl và hệ số lực cản Cd theo quan hệ sau.
Giá trị của hệ số lực nâng và lực cản
Hình 2 3 Biểu đồ CL2D cho naca 4412
Chương II : Xây dựng mô hình và lý thuyết tình toán cho cánh 3d
Hình 2 4 Biểu đồ Cd/Cl của naca 4412
Hình 2 5 Biểu đồ Cl với anpha với Naca 0012
Chương II : Xây dựng mô hình và lý thuyết tình toán cho cánh 3d
Hình 2 6 Biểu đồ Cd/Cl với Naca 0012
Lực khí động với cánh profil 3d
Trong trường hợp này để chánh sai lầm khi đọc, ta chuyển hệ số lực nâng và lực cản cho cánh 2d thành CL2D và CD2D làm Khi đó, ta sử dụng CL3D và CD3D là hệ số lực nâng và lực cản với cánh 3D.
Mô hình của cánh được xác định như sau:
Hình 2 7 Cánh 3D Tại đây ta xác đinh tỷ số dạng (Aspect ratio) AR= b/c a Hệ số Lực nâng C l3D
Thông qua phần tính lực nâng 2d, ta có được cách thức tính lực nâng Cl 3D
Trong đó: C l3D : Hệ số lực nâng cánh 3d
Và α : là góc tới b Hệ số Lực cản C D3D
Nhờ xác định giá trị của lực nâng 3D, ta tính được giá trị của lực cản.
Chương II : Xây dựng mô hình và lý thuyết tình toán cho cánh 3d
Với: C D3D : hệ số lực cản 3d của cánh
C D03D : hệ số lực cản khi không tồn tại lưc nâng
Tính đặc trưng khí động cho một số loại cánh
Vẽ và chia lưới cánh 3D trên Gambit
Hình 3 1.Mô hình chia lưới của
Chương III : Tính đặc trưng khí động cho một số loại cánh
Tại cánh có thông số là
Số điểm trên Naca 0 điểm.
Tính toán và kết quả lực khí động trong fluent với cánh profil 4412
Với mô hình dòng chảy lý tưởng, không nhớt (inviscid).
Giá trị đầu vào cần tính toán với vận tốc vm/s(phù hợp với vận tốc gió)
3.2.2 Ta được giá trị lực khí động:
Bảng giá trị cho trường hợp cánh profil với naca 4412, b/c=5 và góc tới = 0 o
Phân bố apsuat trên các đường của cánh Profil4412:
Hình 3.2 Mô tả đường nằm trên bề mặt cánh
Biểu diễn hệ số áp suất tại các đường nằm trên bề mặt của cánh
Hình 3.3 Phân bổ hệ số áp suất tại các đường cắt ngang trên mặt cánh Biểu đồ vẽ trên mathlab:
Phân bố hệ số áp suất bằng MathLab
Nhận xét: Phân bố hệ số áp suất khác nhau với tỷ lệ b/c khác nhau Áp suất từ gốc cánh tới típ cánh có quy luật giảm dần vì có hiệu ứng 3d.
Chương III : Tính đặc trưng khí động cho một số loại cánh
Phân bố hệ số áp suất tại các đường các gốc cánh đoạn:
4 So sánh tính toán áp suất trên profil 3D với 2D
Qua quá trình tính toán trên fluent với cánh profil 3d Để nhận xét độ chính xác trong quá trình, em xin so sánh đường áp suất tại trên bề mặt gốc của profil 3d với đường áp suất 2d.
Khi ta lấy kết quả từ fluent ta được đồ thị của đường áp suât trên gốc cánh profil 3D.
Hình 3.5 Đường phân bố hệ số áp suất tại gốc cánh profil 4412 Khi ta đưa đường phân bố áp suất trên naca thì ta được biểu đồ so sánh:
Hình 3.6 Biểu đồ so sánh phân bố áp suất giữa gốc cánh và trên mặt naca 4412
Chương III : Tính đặc trưng khí động cho một số loại cánh
Nhận xét: Qua quá trình mô phỏng bằng fluent với cánh profil 4412 3D với góc tới
=0 và vận tốc là 10 m/s, giá trị của đường áp suất tại gốc cánh tương tự như khi ta xét áp suất phân bố trên naca 4412 góc tới =0 và số Mach =0.03 Điều này ta có thể nhận xét rằng quá trình mô phỏng cánh profil 3D bằng fluent cho kết quả chính xác.Khi đó, các giá trị tiếp theo với sự thay đổi vận tốc v, và góc tới anpha được chấp nhận.
Tính toán tường tự với trường hợp cánh profil 0012
Để kiểm tra tính tin cậy của quá trình mô phỏng, em xin trình bày thêm một mô hình nữa Tại đâu em xin đưa ra thông số của profil 3D như sau:
Số điểm trên Naca 0 điểm.
Ta được giá trị của Cl, Cd và Cm:
Bảng giá trị cho trường hợp cánh profil 0012, b/c=3 và góc tới = 4 o
Phân bố áp suất trên các đường của profil0012, b/c=3 và góc tới = 4 o :
Mặt lấy phân bố hệ số áp suất trên cánh
Phân bố hệ số áp suất cho các đường:
Hình 3.7 Hệ số áp suất trên các mặt trên cánh
Chương III : Tính đặc trưng khí động cho một số loại cánh
Hình 3.8 biểu đồ phân bố hệ số áp suất trên cánh
Nhận xét: Tương tự như trường hợp cánh profil 4412 Hệ số áp suất thay đổi trên mỗi bề mặt cánh, và hệ số áp suất giảm dần khi b/c tăng.
So sánh giá trị Hệ số áp suất trên naca 0012 và tại gốc của profil 0012 3d với cùng góc tới = 4 độ :
Hình 3.9 Biểu đồ so sánh hệ số áp suất của góc cánh profil 3D và trên naca 0012
Nhận xét: Trong quá trình tinh toán còn có nhiều sai số, cùng với sự khác nhau về vận tốc Với cánh Profil 3d trong vận tốc v= 10m/s còn với Naca ta tính trong số mach=0.03 Kết quả sau quá trình là tương tự nhau, nên ta có thể đánh giá quá trình mô phỏng cho cánh profil 3D với fluent la tương đối chính xác.
Chương IV : Kết luận về lực khí động trên cánh Naca 4412
Tính tổng thể lực khí động của cánh profil 4412 với góc tới thay đổi và chiều dài sải thay đổi
Giới thiệu
Phần này ta sử dụng Gambit và fluent để tính toán cho các giá trị của Profil trong các trường hợp.
Kết quả tính toán
Giá trị lực nâng Cl:
Hình 4 1 Biểu đồ lực nâng cánh profil 3d 4412 Nhận xét: Qua biểu đồ, ta có thể nhận thấy được các đặc tính sau:
- Giá trị lực nâng tăng tỷ lệ thuận với góc tới.
- Khi chiều dài sải cánh tăng thì hệ số lực nâng tăng theo.
Giá trị Lực Cản Cd:
Chương IV : Kết luận về lực khí động trên cánh Naca 4412
Hình 4 2 Biểu đồ lực cản cánh profil 3d 4412 Nhận xét: Với biểu đồ ta có thể nhận thấy:
- Giá trị lực cản tăng tỷ lệ thuận với góc tới.
- Độ sải cánh càng tăng thì lực cản càng tăng.
Qua nhận xét về biểu đồ lực nâng và lực cản ta vẫn chưa rút ra được sự tối ưu khi sử dụng profil Vì vậy , ta xét thêm một biểu đồ của tỷ lệ khí động.
Hình 4 3 Biểu đồ tỷ số lực nâng với lực cản cánh profil 3d 4412
Nhận xét: Qua quá trình mô phỏng cho cánh profil 4412 trong các trường hợp từ trên đồ thị ta có được hai nhận xét:
- Khi góc va = 4 o thì tỷ số Cl/Cd đạt cực đại.
- Khi b/c tang, sự chênh lệch về tỷ số lực nâng trên lực cản Cl/Cd giảm.
Với nhận xét đầu, ta nếu sử dụng cánh profil 4412, nên đặt góc tới tại 4 độ sẽ hiệu quả hơn với tỷ lệ lực khí động với nhận xét thứ 2, độ sải cánh b/c >3 sự thay đổi rất nhỏ về tỷ lệ khí động, để hiệu quả kinh tế ta nên sử dụng độ sải cánh b/c=3.
Chương V : Ứng dụng cho cánh đã tính toán
Ứng dụng của cánh đã tính toán
Ứng dụng cho máy bay
Với máy bay thì cánh là một bộ phận không thể thiếu được để tạo lực nâng cho máy bay muốn bay được Yêu cầu ở đây chính là khi vận tốc máy bay không thay đổi, ta phải tìm ra cách thiết kế cánh để đạt được lực nâng lớn nhất và lực cản nhỏ nhất, hay là hiệu suất lực khí động là cực đại.
Trong phần tổng kết của chương III, ta đã tìm ra được với loại cánh có biên dạng Naca 4412 thì hiệu suất lực khí động đạt cực đại khi cánh có góc tới 4 độ và tỷ số độ dài là 3.
Với loại biên dạng cánh Naca 4412 thì được sử dụng với máy bay Orličan VT-425 trong những năm 1955.
Hình 5 1 Máy bay Orličan VT-425
Cánh được thiết kế với biên dạng Naca 0012 được sử dụng cho máy bay Zlin Z-50L của những năm 1975 dùng trong mục đích huấn luyện nhào lộn trên không Tốc độ bay: 240 km / h; tốc độ tối đa đạt tới 300 km/h; Trọng lượng 600 kg và với bình xăng 60 lít máy bay Zlin Z-50L có thể bay trong vòng 200 km.
