TỔNG QUAN
Phạm vi ứng dụng của cách 1 cung tròn
Biên dạng cánh 1 cung tròn có chiều dầy cố định được ứng dụng rộng rãi trong các thiết bị như tuabin Savonius, tuabin thủy động, cối xay gió, cánh thuyền buồm, bơm/ quạt ly tâm cánh trụ…các thiết bị này thường hoạt động ở số Reynolds thấp, khó phát sinh xâm thực, không yêu cầu cao về chất lượng thủy lực, chế tạo đơn giãn và giá thành thấp [2] Bên cạch đó, cánh 1 cung tròn cũng được ứng dụng trong thiết kế máy cánh dẫn như bơm, tuabin, thiết bị đẩy/ nén dạng hướng trục…các thiết bị này thường hoạt động ở số Reynolds cao, yêu cầu cao về chất lượng thủy lực và chất lượng xâm thực Đặc biệt, cánh dạng này được ứng dụng phổ biến trong thiết kế bơm hướng trục, đường nhân cung tròn của cánh được thiết kế theo phương pháp Voznhexenxki-Pekin [5] và chiều dầy cánh được đắp theo mẫu IVGM420 Dưới đây là một số hình ảnh thể hiện tính ứng dụng của cách 1 cung tròn.
Hình 1.1 Ứng dụng trong bơm hướng trục Hình 1.2 Ứng dụng trong máy nén hướng trục
Hình 1.3 Ứng dụng trong tuabin Savonius Hình 1.4 Ứng dụng trong quạt ly tâm
Một số nghiên cứu nước ngoài liên quan đến đề tài
Có một số công trình nghiên cứu về đặc tính thủy lực và khí động liên quan
Nghiên cứu thực nghiệm về đặc tính khí động trên 300 mẫu cánh 1 cung tròn đã được anh em nhà Wright thực hiện [1] Kết quả nghiên cứu chỉ ra ảnh hưởng của thông số độ cong cánh và tỷ lệ kích thước chiều dài/ chiều rộng cánh đến đặc tính khí động của cách 1 cung tròn có chiều dầy cố định (1/32 inch) một cách khái quát. Độ cong cung càng tăng thì hệ số lực nâng càng tăng, lực cản cũng tăng Tác giả cũng đã chỉ ra cánh có độ cong (1/20) là cho chất lượng tốt nhất Hệ số lực nâng đạt giá trị lớn nhất tại một góc tới nào đó và tiếp tục tăng góc tới thì hệ số này giảm.
Nghiên cứu thực nghiệm về đặc tính khí động trên cánh 1 cung tròn với độ khum 10%, chiều dầy 3mm đã được A Bruining thực hiện [2] Điều kiện dòng vào là luồng khí ở các số Reynolds là 60.000, 100.000 và 200.000 và phạm vi góc tấn thay đổi từ -10 0 đến +90 0 Kết quả nghiên cứu chỉ ra rằng khi số Re tăng dẫn tới đặc tính C L /C D được cải thiện, hiện tượng thất tốc xảy ra khi góc tấn thay đổi trong khoảng 12 0 đến 16 0 Tỷ số C L /C D đạt giá trị lớn nhất trong phạm vi góc tấn 6 0 đến 8 0 và số Re càng tăng thì vị trí góc tấn đạt giá trị (C L /C D ) max càng dịch về góc 0 0
Nhóm tác giả R Flay, A Piard, Patrick Bot cũng tiến hành nghiên cứu thực nghiệm và nghiên cứu số về đặc điểm hành vi dòng chảy qua các cánh 1 cung tròn có độ khum lớn (21÷22%) [3] Điều kiện dòng vào có phạm vi góc tấn thay đổi từ -5° đến 25° và phạm vi số Reynolds thay đổi từ 116000 đến 415000 Kết quả nghiên cứu chỉ ra rằng đối với các góc tới nhỏ hơn góc tới lý tưởng, hành vi dòng chảy phụ thuộc nhiều vào số Reynolds, khi số Reynolds thấp thì lực nâng khá nhỏ (đôi khi còn bị âm) và lực cản lớn, tuy nhiên khi tăng số Reynolds lên cao thì lực nâng tăng đột ngột và lực cản giảm mạnh Sự chuyển đổi này xảy ra rất nhanh và nằm trong khoảng Re từ 226000 đến
249000 Bên cạnh đó, theo kết quả phân tích CFD và các phép đo phân bố áp suất thấy rằng sự thay đổi đột ngột này là do sự chuyển tiếp trong lớp ranh giới từ chảy tầng sang chảy rối trên bề mặt lưng cánh Ở góc tới lớn hơn góc tới lý tưởng, quá trình chuyển tiếp lớp chảy tầng sang chảy rối là không xảy ra Khi tăng góc tấn sẽ làm tăng gradient áp suất bất lợi dẫn tới dòng chảy tách thành mép vào và vùng tách thành tại đây gọi là bong bóng tách thành tại đầu cánh (LEB), dòng chảy chuyển hoàn toàn sang trạng thái rối dù ở số Reynolds nào Khi đó lực nâng gần như không đổi đối với các góc tới lớn hơn góc tới lý tưởng và lực cản bắt đầu tăng rất nhanh.
Trong nghiên cứu tiếp theo nhóm tác giả Patrick Bot và cộng sự đã tiến hành nghiên cứu thực nghiệm đặc tính dòng chảy qua cánh 1 cung tròn bằng thép không gỉ,dầy 3 mm, bán kính 50 mm với chiều dài dây cung c = 74 mm và độ khum là 22,3%.Điều kiện dòng vào là dòng nước, phạm vi số thay đổi Re từ 1x10 5 đến 6x10 5 [4] Kết quả nghiên cứu chỉ ra rằng tại góc tấn 0 0 khi số Re tăng từ 1.906 x10 5 đến 2.04 x10 5 thì xuất hiện sự thay đổi đột ngột lực nâng và lực cản Sự thay đổi này là diễn ra đồng thời Khi số Re tiếp tục tăng từ 3x10 5 đến 6x10 5 thì giá trị lực nâng gần như không đổi và giá trị lực cản thay đổi nhỏ Kết luận trong nghiên cứu này là tương tự như kết luận đưa ra trong nghiên cứu [3].
Về mặt nghiên cứu lý thuyết, Lexokhin [6] đưa ra công thức tính hệ số lực nâng cho dòng chảy bao không tách thành quanh cánh 1 cung tròn, có chiều dầy mỏng vô cùng Trong công thức này hệ số lực nâng C L chỉ phụ thuộc vào góc tới (thay đổi nhỏ) và độ cong cung.
Nhìn chung, kết quả nghiên cứu [1] đã chỉ ra một số tính chất khí động học của cách 1 cung tròn khi độ khum cánh thay đổi, tuy nhiên điều kiện dòng vào khảo sát chưa được nêu rõ Các nghiên cứu [2][3][4] chỉ tập trung làm rõ đặc tính dòng chảy qua một cánh 1 cung tròn có độ cong cung, chiều dầy cố định với điều kiện dòng vào có số
Re thay đổi từ thấp đến trung bình và góc tấn thay đổi Nghiên cứu [6] đã chỉ ra công thức tính hệ số lực nâng, tuy nhiên công thức chưa kể đến ảnh hưởng của chiều dầy, phạm vi điều kiện dòng vào, tính chất vật lý của môi chất và đặc tính dòng chảy như dự báo dòng chảy tách thành Rõ ràng, các tài liệu nghiên cứu liên quan đến cách
1 cung tròn còn khá ít, trong nước không có một nghiên cứu cụ thể nào Hiện nay chưa có nghiên cứu nào mở rộng về mối tương quan giữa các thông số hình học (độ cong cung, quy luật đắp chiều dầy) với đặc tính thủy lực, đặc tính xâm thực, tính chất dòng chảy của cánh 1 cung tròn tại điều kiện dòng vào có số Reynolds cao trong khi phạm vi ứng dụng của biên dạng cánh này là rất rộng trong ngành máy thủy lực cánh dẫn.
Một số nghiên cứu về phương pháp mô phỏng dòng chảy rối chảy bao biên dạng cánh 2D
Việc ứng dụng các mô hình rối để khảo sát đặc tính thủy lực, khí động của biên dạng cánh 2D đang trở thành xu hướng do phương pháp này tiết kiệm thời gian, chi phí so với phương pháp nghiên cứu lý thuyết và thực nghiệm thông thường Để ứng dụng các mô hình rối hiệu quả những năm gần đây đã có nhiều công trình nghiên cứu chỉ ra độ chính xác của các mô hình rối khi các điều kiện dòng vào thay đổi Cụ thể một số công trình nghiên cứu như sau:
Nghiên cứu hiệu quả của các mô hình Standard - , RNG - , Transition SST và mô hình Reynolds Stress đã được Yao và cộng sự thực hiện [7] Đối tượng nghiên cứu là biên dạng đối xứng NACA 0018, điều kiện dòng vào là luồng không khí ở số
Re = 5x10 5 và phạm vi góc tấn −8 0 ≤ ≤ 13 0 Kết quả nghiên cứu chỉ ra rằng việc dự đoán hệ số lực cản được tính bởi các mô hình trên đều có sai khác lớn với thực nghiệm và mô hình Reynolds Stress có hiệu quả mô phỏng tốt nhất so với các mô hình còn lại.
Nghiên cứu hiệu quả của của các mô hình Transition SST và SST - đã được Yuhong và Congming thực hiện [8] Đối tượng trong nghiên cứu này là biên dạng không đối xứng S814, điều kiện dòng vào là luồng không khí tại Re = 10 6 và trong phạm vi góc tấn 0 0 ≤ ≤ 30 0 Họ kết luận rằng mô hình Transition SST dự đoán hệ số nâng và cản chính xác hơn so với các mô hình rối khác trong điều kiện dòng không xảy ra thất tốc Trong điều kiện xuất hiện thất tốc ở góc tấn lớn thì cả hai mô hình nhiễu loạn đã thử nghiệm là Transition SST và SST - đều không dự đoán chính xác được hành vi khí động học của biên dạng S814.
Nghiên cứu tính hiệu quả của mô hình Spalart-Allmaras và các mô hình rối tiêu chuẩn - đã được A Kumar và cộng sự thực hiện [9] Đối tượng nghiên cứu là biên dạng cánh không đối xứng NACA 4412, điều kiện dòng vào là luồng không khí hỗn loạn với số Re rất lớn (3,42x10 6 ) và góc tấn thay đổi rộng −18 0 ≤ ≤ 18 0 Các kết quả tính toán được so sánh với dữ liệu thực nghiệm của Abbott và von Doenhoff [1]. Kết quả nghiên cứu chỉ ra việc xác định chính xác các điểm chuyển tiếp dòng chảy tầng sang rối ở cả phần lưng và bụng của cánh là quan trọng, quyết định đến độ chính xác của mô hình và mô hình - tiêu chuẩn dự đoán tính chất rối trên cánh là hiệu quả nhất Kết luận của nghiên cứu này là tương tự như Wolfe và Ochs [10].
Nhóm nghiên cứu Eleni và cộng sự đã tập trung vào việc xác định mô hình rối phù hợp nhất trong các mô hình Spalart-Allmaras, - , SST - khi dự đoán đặc tính khí động của biên dạng đối xứng NACA0012 [11] Điều kiện đầu vào là dòng không khí tại
Re bằng 3x10 6 và phạm vi góc tấn −12 0 ≤ ≤ 20 0 Kết quả nghiên cứu ban đầu có sự bất thường khi so sánh kết quả dự đoán lực cản (trong điều kiện dòng rối hoàn toàn) với các kết quả thực nghiệm Để cải thiện kết quả mô phỏng, họ đã phát triển một phương pháp tính toán cho dòng chảy hỗn hợp tầng/ rối, miền tính toán đã được tách thành một vùng chảy tầng và một vùng chảy rối và ngăn cánh 2 vùng này tại điểm chuyển tiếp Để xác định điểm chuyển tiếp từ dòng chảy tầng đến rối, nhóm nghiên cứu này đã phát triển một phương pháp lặp dựa trên dữ liệu đã được đo lường Ngoài ra, họ đã tiến hành mô phỏng với điều kiện dòng vào có 10 6 ≤ Re ≤ 5x10 6 và góc tới bằng không Thông qua quá trình nghiên cứu trên họ kết luận rằng sự chuyển đổi từ dòng chảy tầng sang dòng chảy rối diễn ra tại cùng một trục ở cả mặt lưng và bụng của cánh do tính đối xứng của nó Các kết quả tính toán hệ số lực cản là phù hợp với kết quả thực nghiệm Mô hình rối SST - là cho hiệu quả tính toán tốt nhất trên cả hai trường hợp dòng chảy hỗn hợp và chảy rối hoàn toàn.
Kết luận của Eleni và cộng sự [11] có vẽ khả quan và bao quát nhất do phạm vi khảo sát Re rộng, tuy nhiên kết quả thu được vẫn phụ thuộc vào thông số thực nghiệm Mặt khác, phần lớn các nghiên cứu chưa cung cấp thông tin chi tiết mô tả quá trình mô phỏng số và các điều kiện hội tụ Một điều đáng chú ý rằng các kết luận nghiên cứu ([10], [12], [13], [14]) có sự mâu thuẫn với nhau trong việc xác định mô hình nào là hiệu quả nhất để thu kết quả dự báo gần với dữ liệu thực nghiệm nhất.
Từ kết luận của các tài liệu tham khảo thấy rằng không có phương pháp mô hình hóa dòng chảy rối nào là tối ưu nhất để dự đoán chính xác đặc tính dòng chảy (như dòng chảy tầng, chuyển tiếp, rối) của cánh mà chỉ có phương pháp phù hợp ứng với phạm vi điều kiện dòng vào nhất định (số Reynolds và góc tấn) Bên cạch đó, việc lựa chọn phương pháp nào còn dựa trên tài nguyên tính toán, mức độ chính xác, mục đích và đối tượng nghiên cứu.
Một số nghiên cứu về phương pháp mô phỏng dòng chảy xâm thực
Việc nghiên cứu các mô hình hóa mô phỏng dòng chảy xâm thực đã được nhiều nhà nghiên cứu rất quan tâm Đặc biệt là mô hình hóa tính không ổn định của dòng xâm thực đóng một vai trò quan trọng trong việc nắm bắt các hành vi không ổn định của cấu trúc túi hơi xâm thực và dao động thông số dòng theo thời gian từ đó để đưa ra các tham khảo trong quá trình thiết kế hoặc vận hành các thiết bị nhằm hạn chế tác hại của xâm thực như phá hủy vật liệu, rung, ồn, giảm hiệu suất, tuy nhiên việc mô hình hóa tính không ổn định là phức tạp khi kể đến tính chất rối, tách thành và sự tương tác giữa cấu trúc xoáy, dòng chảy ngược với túi hơi xâm thực Trong những năm gần đây nhờ sự phát triển của CFD nên có nhiều nghiên cứu số tập trung vào chủ đề này ngoài các nghiên cứu thực nghiệm tốn kém và có phần hạn chế.
Nghiên cứu nắm bắt các cấu trúc xâm thực, sự phân tách dòng chảy bằng phương pháp RANS (lấy trung bình Reynolds) đã được nhiều nhà nghiên cứu thực hiện như Coutier-Delgosha và cộng sự [15]; Ducoin và cộng sự cộng sự [16];Koukouvinis và cộng sự [17]; Yaras và Grosvenor [18] Kết quả của các nghiên cứu trên chỉ ra rằng các đặc điểm chính của dòng chảy được dự đoán thành công trong các mô phỏng đó, tuy nhiên phương pháp RANS thông thường luôn cho thấy điểm yếu trong việc dự đoán các dòng chảy không ổn định, đặc biệt là khi xét đến độ cong của bề mặt. Để khắc phục điểm yếu của phương pháp RANS thông thường, có nhiều nhóm nghiên cứu khác đã tập trung hiệu chỉnh mô hình rối, độ nhớt Cụ thể, trong nghiên cứu của Limbach và cộng sự [19], họ đã giảm độ nhớt hỗn hợp xoáy và hiệu chỉnh mô hình tạo túi hơi xâm thực Kết quả là họ thu được tính hợp lý của vùng túi hơi xâm thực Trong nghiên cứu của Yi và cộng sự [20], họ đã sửa đổi RNG k-ε để thực hiện mô phỏng sự không ổn định túi hơi xâm thực trên cánh 2D NACA0066 tại góc tấn 8 0 , các thông số kết hợp khác nhau về sự triệt tiêu túi hơi xâm thực và hiệu suất thủy động lực học đã được phân tích Trong nghiên cứu của Ahmed và cộng sự
[21], họ đã sử dụng mô hình Smagorinsky và mô hình độ nhớt xoáy cục bộ thích ứng với tường để thực hiện mô phỏng các xoáy xâm thực lớn Trong nghiên cứu của Weixiang Ye và cộng sự [22], họ đã đề xuất sử dụng mô hình Navier-Stokes trung bình mới dựa trên mô hình SST k-ω đã sửa đổi (MSST PANS), mô hình này nhấn mạnh vào khả năng dự đoán dòng chảy bằng cách xem xét hiệu ứng độ cong bề mặt. Kết quả chỉ ra rằng mô hình MSST PANS dự đoán chính xác các hiện tượng không ổn định của túi hơi xâm thực (sự hình thành, phát triển, phân tách và sụp đổ) hơn các mô hình SST k – ω, SST PANS Nhìn chung, các kết quả của các nghiên cứu trên cho thấy dù áp dụng mô hình rối nào đi chăng nữa thì chu kỳ phát triển của túi hơi xâm thực có thể được chia thành ba giai đoạn: Phát triển túi hơi xâm thực trên thành cánh, tách túi hơi xâm thực, phát triển và sụp đổ của các đám mây xâm thực.
Ngoài ra cấu trúc lưới tính toán cũng sẽ ảnh hưởng đến kết quả mô phỏng Cụ thể, trong nghiên cứu của Kadivar và cộng sự đã phân tích ảnh hưởng của phương pháp thiết kế lưới cấu trúc và không cấu trúc đến cấu trúc túi hơi xâm thực [23] Kết quả chỉ ra rằng có sự chênh lệch lớn giữa kích thước túi hơi xâm thực tối đa và tối thiểu khi sử dụng hai dạng mô hình lưới trên Kết quả cũng chỉ ra rằng để có thể bắt được các ứng xử xâm thực sát với thực nghiệm thì lưới nên chia dạng có cấu trúc, chia mịn vùng gần biên và vùng xảy ra xâm thực.
Trong bài toán 3D thì mô hình mô phỏng xoáy lớn (LES) đã được đề xuất để thay thế phương pháp RANS thông thường Cách sử dụng mô hình LES được đề xuất ban đầu bởi Smagorinsky [24], sau đó được nhiều nhà nghiên cứu tinh chỉnh [25] [26]
[27] Một nghiên cứu rất chi tiết bằng cánh sử dụng mô hình tạo bọt dựa trên phương trình vận chuyển, mô hình mô phỏng xoáy lớn (LES) với mô hình độ nhớt xoáy cục bộ thích ứng tường đã được Biao Huang và cộng sự thực hiện [28] Trong nghiên cứu này họ tiến hành mô phỏng thông qua phần mền thương mại CFX và làm thực nghiệm để kiểm chứng Kết quả nghiên cứu chỉ ra rằng các dự đoán bằng phương pháp này có khả năng nắm bắt sự bắt đầu hình thành túi hơi xâm thực, sự phát triển về phía mép sau và sự tách túi hơi xâm thực, kết quả phù hợp với các đặc điểm định lượng được quan sát trong thí nghiệm Ngoài ra còn có phương pháp mô phỏng trực tiếp DNS, tuy nhiên phương pháp này cần chi phí tính toán rất lớn.
Nhìn chung, đã có nhiều nghiên cứu tập trung vào chủ đề này nhưng chưa có phương pháp nào gọi là tối ưu hoàn toàn Mô phỏng số trực tiếp DNS và mô phỏng xoáy lớn LES tốn rất nhiều tài nguyên tính toán và không áp dụng được cho bài toán 2D Mô phỏng bằng các mô hình RANS thông thường thì không thu được tính bất ổn định của túi hơi xâm thực Mô phỏng bằng cách hiệu chỉnh các mô hình rối, độ nhớt thì phức tạp và đòi hỏi thời gian hiệu chỉnh dài.
Tính cấp thiết và vấn đề nghiên cứu của đề tài
Theo mục 1.2 thấy rằng hiện nay vẫn chưa có nghiên cứu nào bao quát về mối tương quan giữa đặc tính thủy lực và xâm thực theo góc tới, hệ số xâm thực, độ cong cung, quy luật đắp chiều dầy của biên dạng cánh có đường nhân là 1 cung tròn trong khi phạm vi ứng dụng của biên dạng cánh này rất rộng, từ những thiết bị hoạt động ở số Re thấp đến những thiết bị hoạt động ở số Re cao, dễ phát sinh xâm thực như bơm, tuabin, thiết bị đẩy dạng hướng trục Do đó, việc nghiên cứu vấn đề này là cần thiết, góp phần đóng góp thông tin, tài liệu tham khảo trong quá trình thiết kế và góp phần bổ sung kiến thức cho ngành Thủy khí.
Bên cạnh đó, một nhu cầu lớn hiện nay trong ngành máy cánh dẫn là thiết kế ra những máy bơm hướng trục cỡ lớn (tỷ tốc cao) để khắc phục nhanh những ảnh hưởng của biến đổi khí hậu hoặc tối ưu công trình trạm Loại máy này có yêu cầu thiết kế nhỏ gọn, tốc độ vòng quay cao, lưu lượng lớn, dải làm việc ổn định rộng Để kích thước bơm nhỏ gọn, lưu lượng lớn thì bơm phải làm việc ở số vòng quay lớn, tốc độ dòng chảy hướng trục rất lớn, tốc độ cao là nguyên nhân gây phát sinh xâm thực dễ dàng hơn và dẫn tới tổn thất thủy lực, rung ồn, giảm tuổi thọ máy Để mở rộng phạm vilàm việc cho một máy bơm hướng trục cỡ lớn lớn, phương pháp xoay góc đặt cánh thường được ưu tiên sử dụng, tuy nhiên xoay cánh trong điều kiện dòng chảy tốc độ cao càng làm cho xâm thực dễ phát sinh hơn Rõ ràng, việc thiết kế máy hướng trục tỷ tốc cao là rất phức tạp, phải đảm bảo cả chất lượng thủy lực và chất lượng xâm thực trong khi cơ sở dữ liệu tham khảo còn hạn chế.
Những năm gần đây cũng có nhiều nghiên cứu trong và ngoài nước đã tập trung trong việc phát triển thiết kế các loại bơm cánh dẫn cỡ lớn Các nghiên cứu thường tập trung thiết kế nâng cao chất lượng đặc tính thủy lực của máy bơm tại điểm thiết kế và mở rộng vùng làm việc có hiệu suất cao [6] [29] [30] [31] Bên cạch đó là nghiên cứu sự ảnh hưởng thông số hình học 3D và đề xuất giải pháp [32] [33] [34] [35] Thực tế trong nước ta, các mẫu máy lớn (n s > 1000 v/ph) đang được thết kế, chế tạo theo bơm mẫu có n S thấp hơn (n s 500 ÷ 900 v/ph) hoặc dựa theo mẫu cánh bơm của nước ngoài. Bằng cách hiệu chỉnh các thông số hình học như tỷ số bầu d b /D, mật độ lưới cánh l/t, số lá cánh Z của bơm mẫu có số vòng quay đặc trưng gần với số vòng quay đặc trưng yêu cầu, việc dựa vào mẫu cánh có n S gần với n S yêu cầu nhằm để giới hạn số trường hợp thiết kế mẫu thử [36] [37] Quy trình thiết kế hiện nay như sau: các mẫu cánh lớn được chế tạo và chạy thử để kiểm tra, nếu chưa đạt thông số thiết kế thì lại hiệu chỉnh cho đạt Nếu đạt thông số thiết kế thì tiến hành xoay cánh để khảo sát vùng làm việc, nếu vùng làm việc việc tối ưu bị hẹp thì bánh công tác cũng chưa đạt yêu cầu và phải hiệu chỉnh tiếp Vùng làm việc tối ưu hẹp chủ yếu là do chất lượng chống xâm thực của máy chưa đạt Nhìn chung, phương pháp thiết kế máy cỡ lớn hiện tại tốn khá nhiều thời gian, chi phí, máy chỉ phù hợp cho một mẫu n S nhất định.
Tính cấp thiết: Để đáp ứng nhu cầu thiết kế ra những máy hướng trục tỷ tốc cao có chất lượng tốt hơn và bổ sung tài liệu tham khảo cho ngành máy Thủy khí thấy rằng việc thực hiện nghiên cứu đặc tính thủy lực và xâm thực của biên dạng cánh có đường nhân cung tròn, chiều dầy cố định hoặc đắp theo mẫu IVGM420 trong điều kiện số dòng vào tốc độ cao là cần thiết và cấp thiết Kết quả nghiên cứu này sẽ góp phần giúp cho quá trình thiết kế có tính định hướng tốt hơn, giới hạn phạm vi thiết kế từ đó đáp ứng nhanh nhu cầu hiện tại, nâng cao được sức cạnh tranh của các sản phẩm trong nước.
Tác giả sẽ tập trung vào nghiên cứu đặc tính thủy lực và xâm thực dòng 2D tốc độ cao chảy bao cánh dạng 1 cung tròn có chiều dầy, đặc biệt là cánh có chiều dầy đắp theo mẫu IVGM420 Cụ thể là đưa ra mối tương quan giữa đặc tính thủy lực và xâm thực theo góc tới, hệ số xâm thực, độ cong cung, quy luật đắp chiều dầy trong điều kiện dòng là dòng nước có tốc độ cao (Re = 10 6 ) Bên cạch đó, trong đề tài cũng tập trung nghiên cứu phương pháp mô phỏng dòng chảy rối, dòng chảy xâm thực tốc độ cao chảy bao biên dạng cánh 2D để ứng dụng khảo sát đặc tính của đối tượng nghiên cứu.
Với các lý do trên, đề tài của luận văn sẽ có tên là: Nghiên cứu đặc tính thủy lực và xâm thực dòng 2D tốc độ cao chảy bao cánh có chiều dầy với biên dạng 1 cung tròn bằng mô phỏng số.
Mục tiêu của luận văn
Xây dựng đặc tính thủy lực và xâm thực dòng 2D tốc độ cao chảy bao cánh có chiều dầy với biên dạng 1 cung tròn bằng mô phỏng số Đưa ra những kết luận có giá trị, có tính định hướng trong việc phát triển những thiết bị, máy cánh dẫn sử dụng biên dạng cánh này.
Nội dung cơ bản của luận văn
Để nghiên cứu đặc tính thủy lực và xâm thực dòng 2D tốc độ cao chảy bao cánh có chiều dầy với biên dạng 1 cung tròn bằng mô phỏng số, chúng ta cần nghiên cứu các vấn đề sau:
- Lý thuyết dòng chảy bao quanh cánh 2D và đặc tính thủy lực cánh 2D
- Lý thuyết dòng chảy xâm thực chảy bao quanh cánh 2D và đặc tính xâm thực cánh
- Phương pháp thiết kế cánh có đường nhân dạng cung tròn – Phương pháp Vozenhenxkin – Pekin
- Lý thuyết về mô phỏng số động lực học lưu chất CFD
- Các mô hình số mô phỏng hiện tượng rối và xâm thực trên cánh 2D
- Nghiên cứu phương pháp mô phỏng số để mô phỏng dòng chảy rối và xâm thực chảy bao cánh 2D
-Nghiên cứu đặc tính thủy lực của cách 1 cung tròn chiều dầy hữu hạn (chưa kể đến hiện tượng xâm thực)
- Nghiên cứu đặc tính thủy lực của cách 1 cung tròn chiều dầy đắp theo quy luật IVGM420 (chưa kể đến hiện tượng xâm thực)
-Nghiên cứu đặc tính thủy lực và xâm thực của cách 1 cung tròn chiều dầy đắp theo quy luật IVGM420
Phương pháp nghiên cứu
Phương pháp nghiên cứu được sử dụng là sự kết hợp giữa nghiên cứu lý thuyết và nghiên cứu số Dựa trên nghiên cứu lý thuyết để xây dựng ra phương pháp mô phỏng số Dựa theo các thông số thực nghiệm, công trình nghiên cứu khác để kiểm chứng và đánh giá tính đúng đắn, hiệu quả của phương pháp số Sau đó áp dụng phương pháp số này để nghiên cứu trên mẫu cách 1 cung tròn và đưa ra các kết luận.
Phương pháp mô phỏng số được tiến hành gồm các bước sau: Tiến hành xây dựng mô hình hình học, miền tính toán, đánh giá hội tụ lưới, xác định mô hình rối, mô hình xâm thực phù hợp thông qua kiểm chứng với thông số thực nghiệm, nghiên cứu khác có cùng điều kiện dòng vào Sau khi thực hiện các bước trên và có được phương pháp số phù hợp, tiếp tục tiến hành mô phỏng dòng chảy qua các biên dạng cánh nghiên cứu.
Đối tượng và phạm vi nghiên cứu
Đối tượng nghiên cứu là biên dạng cánh 2D có đường nhân dạng cung tròn và chiều dầy cố định hoặc đắp theo quy luật IVGM420 Dạng cánh có chiều dầy đắp theo quy luật IVGM420 được dùng phổ biến nhất trong nghành chế tạo bơm, tuabin và thiết bị đẩy hướng trục Các thiết bị này thường làm việc ở số Re cao, dễ phát sinh xâm thực do đó cần nghiên cứu sâu đặc tính xâm thực của biên dạng cánh này.
Phạm vi nghiên cứu khá rộng Cụ thể, cách 1 cung tròn sẽ được khảo sát với dải độ cong cung βo [5] (5 0 , 8 0 , 10 0 , 12 0 , 15 0 , 18 0 và 20 0 ) và cánh sẽ có chiều dầy cố định hoặc đắp bề theo quy luật IVGM420 Đối với điều kiện dòng vào là dòng nước tốc độ cao với Re = 10 6 , T = 300K, phạm vi góc tấn (-12 0 , -9 0 , -6 0 , -3 0 , 0 0 , 3 0 , 6 0 , 9 0 ,
12 0 , 15 0 , 18 0 , 20 0 ) và phạm vi hệ số xâm thực σ = (0.3, 0.5, 0.7, 1.0, 2.0, 3.0).
CƠ SỞ LÝ THUYẾT
Đặc tính thủy lực dòng chảy bao quanh cánh 2D
Sơ đồ phân bố lực được mô tả như Hình 2.1 Công thức tính hệ số lực nâng (2.1), công thức tính hệ số cản (2.2), công thức tính hệ số phân bố áp suất tĩnh (2.3). Trong các công thức L là lực nâng có đơn vi (N); D là lực cản có đơn vi (N); S là diện tích tham chiếu (với mô hình 2D thì S = C) ൌ
Hình 2.1 Phân bố lực trên biên dạng cánh
Lý thuyết dòng chảy xâm thực và đặc tính xâm thực cánh 2D [39]
“Xâm thực” là một thuật ngữ khoa học liên quan đến khái niệm tạo bọt, tức là sự xuất hiện của các bọt khí (hơi) bên trong một môi trường chất lỏng đồng nhất (chất lỏng tĩnh hoặc chuyển động).
Các bọt này có thể xuất hiện theo các con đường sau:
- Hình thành từ chất lỏng hóa hơi cục bộ trong dòng chảy khi áp suất cục bộ nhỏ hơn áp xuất hơi bão hòa.
-Các bọt khí đã có sẵn, hòa tan vào trong lòng chất lỏng, nghĩa là ở trạng thái thông thường thì vẫn có bọt khí bên trong lòng chất lỏng hoặc khí bị hút vào và hòa trộn do nguyên nhân nào đó như hở đường hút trong bơm là những tác nhân thúc đẩy sự xuất hiện các bọt xâm thực.
Xâm thực là một hiện tượng rất đặc trưng của máy thủy lực cánh dẫn Trong tính toán thiết kế, cũng như ứng dụng vận hành máy luôn cần phải xét đến hiện tượng xâm thực. Định nghĩa: Xâm thực là hiện tượng xuất hiện các bọt khí (hơi) trong dòng chất lỏng (do nguyên nhân giảm áp suất đến một giá trị tới hạn nào đó (P th )) Thông thường giá trị tới hạn đó là áp suất hơi bão hòa (P bh ) Áp suất này phụ thuộc vào bản chất của chất lỏng và nhiệt độ cục bộ Nếu tại bất kỳ điểm nào trong chất lỏng mà áp suất giảm đến áp suất hơi bão hòa, tại nơi đây bọt khí hình thành Các bọt này được chất lỏng mang theo và đi vào vùng áp suất thấp hơn hoặc cao hơn, chúng lớn lên hoặc bé đi, hoặc bị nổ (nổ bụng, nổ xẹp), tạo ra sóng xung kích và tất nhiên là kèm theo đó là dao động thông số của dòng, và phá hủy vật liệu ở nhiều mức độ khác nhau Xâm thực gây nên rung ồn, giảm hiệu suất và tuổi thọ thiết bị, máy.
2.2.1.2 Áp suất hơi và biểu đồ pha
Hình 2.2 Biểu đồ pha [39] Hình 2.3 Andrews-isotherms [39]
Thông qua biểu đồ pha Hình 2.2 thấy rằng khi nhiệt độ môi chất được duy trì ổn định và áp suất giảm cắt qua đường chuyển pha (áp suất hơi bão hòa) thì môi chất sẽ chuyển trạng thái từ dạng lỏng sang hơi Tuy nhiên nếu xét trong điều kiện gần như tĩnh sự thay đổi pha có thể xảy ra tại áp suất nhỏ hơn áp suất hơi bão hòa bởi vì dọc theo đường AM của đường cong – υ (υ là thể tích riêng và là khối lượng riêng) Hình 2.3 có thể tránh được sự chuyển đổi từ thể lỏng sang thể hơi Dọc theo đường
AM chất lỏng duy trì trạng thái cân bằng bền vững, kể cả khi áp suất giảm về áp suất âm thì vẫn không có sự thay đổi pha nào.
Sự chênh lệch giữa áp suất hơi và áp suất thực tế khi tạo mầm được gọi là độ trễ tĩnh hoặc trong một số trường hợp được gọi là độ trễ động.
2.2.1.3 Các dạng chính của bọt xâm thực
Cấu hình xâm thực có thể được chia thành ba nhóm là:
-Bọt cô lập – di chuyển Chúng xuất hiện ở vùng áp suất thấp do sự phát triển nhanh chóng của các mần khí rất nhỏ có sẵn trong chất lỏng Chúng được di chuyển theo dòng chảy chính và sau đó biến mất khi chúng đi vào khu vực có áp suất cao.
-Bọt bám trên thành vật rắn hoặc bọt dạng tấm, ví dụ ở phía áp suất thấp của lưng cánh, mép vào cách.
-Dạng xoáy Xâm thực có thể xuất hiện trong lõi của các xoáy trong dòng chảy rối tại đó áp suất thấp, như một mô hình xoáy xâm thực đầu cánh (Tip Cavitation) thường thấy trong các xoáy của cánh bánh công tác 3D hoặc cánh quạt.
Còn một số dạng khác không thuộc 3 dạng trên Ví dụ, trên bề mặt mép vào cách bơm, có thể xuất hiện các cấu trúc hơi với thời gian tồn tại rất ngắn Chúng có dạng các bọt gắn liền trên mép vào nhưng lại được vận chuyển dọc theo mép cách đó.
2.2.2 Xâm thực trong dòng chảy thực
Có hai chế độ chính của xâm thực:
-Bắt đầu xâm thực, tức là chế độ giới hạn giữa dòng chảy không xâm thực và dòng chảy xâm thực
- Phát triển xâm thực (thời gian tồn tại và sự phát triển của xâm thực)
Sự phân biệt này rất quan trọng để xem xét ảnh hưởng của nó, đặc biệt khi ứng dụng công nghiệp Đối với dòng xâm thực phát triển, nhà thiết kế phải tập trung vào hạn chế các hậu quả của xâm thực trong hệ thống/máy thủy lực.
Trong trường hợp các bọt xâm thực kết hợp tạo thành một vùng ta cũng phải phân biệt: xâm thực một phần và các siêu xâm thực nằm sát lớp biên tường.
2.2.2.2 Các điều kiện điển hình dẫn đến sự xâm thực
Các điều kiện điển hình gây ra xâm thực gồm:
Thứ nhất: Hình học thành rắn có thể làm tăng tốc độ cục bộ mạnh và làm giảm áp suất dòng chảy Điều này xảy ra trong trường hợp như vòi phun Venturi, hoặc do tổn thất cục bộ như ống cong, vuông…, hoặc lưng cánh bách công tác …
Thứ hai: Xâm thực cũng có thể xảy ra trong dòng chảy do dao động áp suất tại vùng rối lớn (điển hình trên máy bay phản lực, …), đuôi cánh.
Thứ ba: Bản chất không ổn định của một số dòng chảy (ví dụ búa thủy lực trong mạch điều khiển thủy lực, hoặc ống dẫn của nhà máy thủy lực, hoặc trong các đường cấp nhiên liệu của động cơ Diesel) có thể dẫn đến tăng mạnh gia tốc chất lỏng và do đó tạo ra áp suất thấp tức thời tại một số điểm trong dòng chảy giảm đột ngột và dẫn đến xâm thực.
Thứ tư: Độ nhám cục bộ của tường cũng là một nguyên nhân lớn gây ra xâm thực (ví dụ: các bức tường bê tông của đập tràn)
Cuối cùng: Trường hợp vật rắn tăng tốc đột ngột trong chất lỏng đứng yên, hoặc chuyển động với vận tốc thấp, đặc biệt nếu chúng có các cạnh sắc Điều này tạo ra áp suất nhỏ tại các cạnh của vật rắn và gây ra xâm thực, ví dụ như các cạnh của chân vịt tàu thủy, đạn bắn vào nước.
2.2.2.3 Các ảnh hưởng chính của xâm thực
Phương pháp thiết kế cánh dạng đường nhân cung tròn trong bơm hướng trục (phương pháp Voznhexenxki - Pekin) [5]
2.4.1 Cơ sở lí thuyết phương pháp tích phân của Voznhexenxki - Pekin Để sử dụng phương pháp này trong tính toán một các hiệu quả hơn, ta tìm hiểu khái quát về cơ sở lý thuyết của phương pháp này.
Nguyên tắc tính toán hệ thống cánh máy thuỷ lực loại hướng trục nhờ giải phương trình tích phân chảy bao lưới các cung mỏng, đã được giáo sư trường đại học bách khoa Leningrat (nay là Xanhpetecpua) có tên là I.N Voznhexenxki lập nên vào năm 1930 – 1935, sau đó dưới sự lãnh đạo của ông V.F Pekin, A.F Lexokhin và I.A Ximonov đã tiếp tục nghiên cứu Hiện nay, phương pháp Voznhexenxki -Pekin được N.A Koloconxov chỉnh lí lại là phương pháp được dùng phổ biến nhất trong nghành chế tạo bơm, vì dạng tính toán cuối cùng của nó đơn giản, các bơm tính toán theo phương pháp này đều có chất lượng cao.
Sự phức tạp trong việc nghiên cứu dòng chảy qua lưới profin là do ảnh hưởng tương hỗ của tất cả các profin Khi làm việc, xung quanh mỗi một lá cánh của lưới profin, có một lượng xoáy vận tốc Sự tác dụng tương hỗ giữa lưới profin với dòng song phẳng ở vô cực, trong lần tính gần đúng lần thứ nhất có thể thay bằng sự tác dụng tương hỗ của các điểm xoáy được phân bố trên đường nhân của profin Nói chung, lượng xoáy vận tốc xung quang một profin cho trước nào đó trong lưới, luôn luôn khác với lượng xoáy xung quanh một profin đơn độc.
Trong phương pháp tính toán này, khi tính ảnh hưởng tương hỗ của profin lưới, ta bỏ qua ảnh hưởng do chiều dầy của các profin gây ra. Để xây dựng cánh bánh công tác và cánh dẫn hướng phải tính toán xây dựng các profin cánh ở các tiết diện khác nhau của lá cánh Các tiết diện này được tạo bởi các mặt trụ đồng tâm cắt các lá cánh Trải các tiết diện này ra trên mặt phẳng và kéo dài về hai phía ta sẽ có lưới thẳng vô hạn của các profin.
Trong phương pháp của Voznhexenxki - Pekin đường nhân của các profin là các cung tròn, coi như các profin có chiều dầy mỏng vô cùng Tác dụng của các đường nhân này lên dòng chất lỏng chảy bao được thay bằng các xoáy với mật độ γ(s) phân bố trên đường nhân.
Lưu số vận tốc trên phân tố đường nhân ds xác định bằng: ൌ ൫ ௫ ൌ ௬ ൌ
Lưu số vận tốc theo đường nhân profin:
Trong chảy bao profin có chiều dầy mỏng vô cùng, đường nhân profin có thể xem như đường dòng tổng hợp của dòng song phẳng không nhiễu và dòng cảm ứng tạo bởi các xoáy phân bố trên đường nhân tất cả các profin Vì vậy, hàm dòng ở tại một điểm bất kỳ nào đó của cung đơn độc nằm cách đầu mút của nó một khoảng cách là t được xác định bằng biểu thức: ൌൌ (2.79)
Trong đó hàm dòng của các điểm xoáy của cung: ൌ ln ,
Với: γ(s)ds = dΓ(s) = dΓ; γ (s) = /ds là mật độ phân bố xoáy; t là toạ độ điểm dΓ khảo sát. r (s, t): Khoảng cách từ điểm khảo sát của profin tới điểm A, tại đó có lượng xoáy dG dΓ: Lượng xoáy vận tốc.
Hình 2.19 Sơ đồ lưới profin mỏng vô cùng và phân bố xoáy trên đường nhân [5]
Việc thực hiện định đề 2 mép ra sẽ được đảm bảo bằng cách chọn:
Khi chuyển sang chảy bao cung của lưới, trong phương trình tích phân cần phải đưa vào những thay đổi sau:
+ Hàm dòng của dòng chảy không bị nhiễu loạn cần được xác định theo vận tốc tương đối trung bình hình học trong lưới W∞ = V∞.
+Bên trong dấu tích phân cần thay hàm dòng của dòng cảm ứng tạo bởi các xoáy phân bố trên cung cho trước và được xác định theo công thức. ൌ ln
Bằng hàm dòng phức tạp hơn của dòng cảm ứng tạo bởi các xoáy liên hợp nằm trên tất cả các cung của lưới.
Trong đó: 46 r k : Khoảng cách giữa điểm z của dòng chảy mà tại đó xác định hàm số dòng và điểm s trên cung thứ k của lưới.
Tổng vô cùng của các lôgarit có thể thay bằng tích vô cùng trong dấu lôgarit mà tích đó lại có thể biểu thị bằng hàm lượng giác Cuối cùng, hàm dòng trong trường hợp lưới của các cung có chiều dài dây cung L0 = 1, khi bước tương đối T0 T/L được xác định bằng biểu thức. ൌ ln , ൌ (2.84)
Ngoài ra: ൌ (2.85) Đáp số chung của phương trình tích phân (2.85) dưới dạng thông số là: ൌ , , , , ௫ , ௬ ,
Thay vào phương trình ta được: ൌ ̅, , , ଶ
Trong đó C* là hằng số tích phân bất kỳ, hằng số này có thể xác định bằng cách dùng định đề Traplưgin thể hiện qua công thức.
Ký hiệu α1 là góc đặt cánh ở lần tính gần đúng thứ nhất lấy bằng βo [5] ∞ là góc giữa trục lưới và hướng vận tốc W∞ Sự nhiễu loạn chảy bao cung cho trước do hệ thống xoáy liên hợp ở tất cả các cung còn lại của lưới gây nên, sẽ làm cho góc đặt α khác với α1 một lượng; ൌ ൌ
Cuối cùng biểu thức có dạng: ̅ ൌ , , , Đây là đáp số của phương trình tích phân.
Theo đề nghị của I.N Voznhexenxki, hai ông V.F Pekin và N.A. Koloconxov đã hoàn thành hệ thống tính toán chảy bao lưới của các cung với điều kiện phụ thêm: góc tới ν bằng không. Điều kiện như thế được gọi là vào không va, và được viết bằng biểu thức
0 ൌ 0 Điều kiện này sẽ làm cho chất lượng xâm thực và năng lượng của cánh bánh công tác tốt hơn và sẽ giảm nhẹ công việc tính toán đi rất nhiều.
Khi đó đáp số của phương trình có dạng: ൌ , , ̅
Tìm hàm số j 1 , j 2 bằng cách tích phân phương trình sẽ dẫn đến hệ thống (n +
2) phương trình tuyến tính với (n + 2) ẩn số trong (n + 2) điểm của cung Người ta đã tính toán xong với n = 4,6,8.
Giải các phương trình hàm dòng ở trên với các giá trị khác nhau của bước lưới tương đối T/L, góc đặt cánh α và góc đặc trưng cho độ cong của profin bo cho thấy rằng, hàm L*(T/L, α) = Γ1/ (Wtb, L, βo [5] 0 ) ít phụ thuộc vào góc βo [5] 0 Với các giá trị βo [5] 0 nhỏ, đại lượng (Wtb, L, βo [5] 0 ) tỷ lệ với lưu số Γ1 Trên hình 2.21 là các đường cong để xác định giá trị hàm L* phụ thuộc vào bước lưới tương đối T/L ứng với các giá trị α khác nhau của profin trong lưới. Đối với bơm, đại lượng Da luôn dương.
Khi α < (35 0 – 40 0 ), gần đúng có thể coi rằng Da chỉ phụ thuộc vào T 0 và βo [5] 0
Khi α > 45 0 , nghĩa là tương ứng với các cánh của cánh hướng dòng ra và các tiết diện ở sát bầu của cánh bánh công tác, lúc đó các giá trị Da sẽ lớn hơn Trong những trường hợp này Δα còn phụ thuộc vào cả a.
Hình 2.20 Đồ thị biểu diễn quan hệ giữa Δα và βo [5]o [5] Để tính toán lưới cánh theo phương pháp Vonznhexenski - Pekin, cần xác định sơ bộ trước các thông số kết cấu chính của phần dẫn dòng và các tam giác vận tốc Trước khi xây dựng đường nhân profin hoàn chỉnh cần phải tính bổ sung độ cong khi kể tới ảnh hưởng của chiều dầy của profin sao cho đặc tính tổng hợp của lưới profin có độ dầy sai khác không nhiều so với đặc tính của lưới tính toán.
Trên đồ thị: Δ ൌ Df/L Độ cong tương đối tính bổ sung thêm của cung tương đương so với cung tính toán.
Xây dựng biên dạng hình học, miền tính toán và đánh giá hội tụ lưới
3.1.1 Các dạng hình học a) Biên dạng cánh NACA4412
Biên dạng cánh NACA4412 là đối tượng được sử dụng để kiểm chứng phương pháp mô phỏng số mô phỏng dòng chảy rối và dòng chảy xâm thực Việc lựa chọn NACA4412 cho nghiên cứu này dựa trên các lý do sau: Đầu tiên là do thông tin thực nghiệm về mẫu cánh này có thể được tìm thấy trong nhiều tài liệu [1] [51] [52], phạm vikhảo sát rộng (4,21x10 4 ≤ Re ≤ 9x10 6 ) cũng như các thông số thực nghiệm về xâm thực ở điều kiện tốc độ dòng chảy cao, hệ số xâm thực rộng (0.2 ≤ σ ≤ 4). Nguyên nhân tiếp theo là do tính bất đối xứng của NACA4412 điều này tương tự biên dạng cách 1 cung tròn có chiều dầy đắp theo quy luật IVGM420.
Biên dạng NACA 4412 có độ dầy tối đa 12% tại vị trí 30% chiều dài cánh Độ khum tối đa là 4% tại vị trí 40% chiều dài cánh, chiều dài cánh C = 0.1m, bề rộng cánh
B = 1m.Để lấy tọa độ điểm truy cập vào link: http://airfoiltools.com/plotter/tocsv sẽ tự động mở ngay file Excell tọa độ điểm trên lưng cánh và bụng cánh.
Hinh 3.1 Biên dạng hình học NACA4412 [53] b) Biên dạng cánh 1 cung tròn
Dựa theo quy luật đắp chiều dầy thì cách 1 cung tròn có hai loại như sau: Cánh
1cung tròn có chiều dầy hữu hạn và cánh 1 cung tròn có chiều dầy đắp theo quy luật IVGM420.
Cánh 1 cung tròn chiều dầy hữu hạn có chiều dài cánh là C và độ cong cung βo [5]
(5 0 , 8 0 , 10 0 , 12 0 , 15 0 , 18 0 và 20 0 ) Ký hiệu cho mẫu cánh này là CAβo [5] x, trong đó CA là cung tròn (Circular Arc), βo [5] x là cánh có độ cong là x 0
Cánh 1 cung tròn có chiều dầy đắp theo quy luật IVGM420 (Bảng 2.1), có chiều dài cánh là C, độ cong cung βo [5] (5 0 , 8 0 , 10 0 , 12 0 , 15 0 , 18 0 và 20 0 ) và chiều dầy lớn nhất (δy max = 3%C ÷ 15%C) tại vị trí 45%C Ký hiệu cho loại cánh này là CA420βo [5] xδy y Trong đó CA420 là cách 1 cung tròn có chiều dầy theo quy luật IVGM420, βo [5] x là cánh có độ cong là x 0 và δy y là cánh có chiều dầy lớn nhất là %yC. Cấu trúc hình học của cánh CA420βo [5] xδy y được thể hiện như hình 3.3.
Hinh 3.2 Cấu trúc hình học của cánh CAβo [5]x
Hinh 3.3 Cấu trúc hình học của cánh CA420βo [5]xδyy
Hinh 3.4 Tổng hợp hình học tính toán của cánh CA420βo [5]xδyy
3.1.2 Xây dựng miền tính toán và chia lưới trong ICMCFD
Miền tính toán dạng hình chữ nhật có cạnh dài c = 15C, cạnh rộng a = 10C. Biên Inlet, Outlet là được đặt xa cánh để kết quả tính không bị ảnh hưởng Cánh đặt đối xứng và cách lối vào 5C và các kích thước được mô tả như từ Hình 3.6 đến
Hình 3.9. Để có được kết quả chính xác thì chiều cao lớp biên tường phải mịn và Y + = 1. Chiều cao lớp biên ban đầu IH = 2.3x10 -5 m.
Chia lưới theo kiểu H-grid và được tạo trong ICEM CFD Số lớp lưới khảo sát là từ 100 đến 200 lớp.
Hình 3.6 Miền tính toán cánh CAβo [5]x
Hình 3.5 Tính toán chiều cao lớp biên ban đầu
(https://www.cfd- online.com/Tools/yplus.php)
Hình 3.7 Miền tính toán cánh NACA4412
3.1.3 Điều kiện biên tính toán Đối với việc kiểm chứng mô hình rối Với biên dạng khảo sát là NACA4412, điều kiện biên dòng vào là dòng khí tại số Re = 1 × 10 6 , nhiệt độ môi chất T = 300K, mật độ ρ = 1,225 kg/ m3, độ nhớt động học μ = 1.82 × 10 -5 kg/ ms và phạm vi góc tấn khảo sát −12 0 ≤ ≤ 18 0
Ngoài ra còn kiểm chứng thông qua đối chiếu kết quả với thông số thực nghiệm [4], đầu vào là dòng nước chảy qua 1 cung tròn tại Re (2x10 5 ÷ 1x10 6 ) và góc tấn là 0 0
Hình 3.8 Miền tính toán cánh CAβo [5]48δy4
Hình 3.9 Miền tính toán cánh CA420βo [5]xδyy Đối với nghiên cứu chính, điều kiện biên dòng vào là dòng nước có nhiệt độ T
00 K, mật độ ρ = 997.8 kg/ m3, độ nhớt động lực học = 0.00103 kg/ ms, phạm vi góc tấn rộng −12 0 ≤ ≤ 20 0 và số Reynolds là 1x10 6 (hay Re = 1e6).
+Áp suất tham chiếu P ref = 101325 (Pa)
+Đầu vào (Inlet): Vận tốc đầu vào V = (Re* )/(ρ*C) = 1.0206 (m/s);
+Góc tới α của vận tốc V được biểu diễn thông qua hai thành phần vận tốc
3.1.4 Đánh giá hội tụ lưới a) Thiết lập tính toán số
Bài toán được chạy ở chế độ Steady (bài toán không phụ thuộc vào thời gian).
Thiết lập thuật giải cho mô hình tính toán hội tụ lưới được trình bày chi tiết như bảng 3.1 và góc tấn là 5 0
Bảng 3.1 Thiết lập thuật giải cho mô hình tính toán lưới
Near-wall treatment Scalable Wall Funtions
Pressure – Velocity coupling scheme Coupled
Gradient algorithm Least squares cell-based
Pressure interpolation scheme Second Order Upwind
Momentum interpolation sheme Second Order Upwind
Turbulence kinetic energy interpolation scheme Second Order Upwind
Turbulence dissipation rate interpolation scheme Second Order Upwind
Transient formulation Pseudo-transient, Time scale is
0.005s b)Đánh giá hội tụ lưới Đánh giá hội tụ lưới trên mô hình cách 1 cung tròn CAβo [5] x được thể hiện theo hình 3.13 Đối với cách 1 cung tròn CAβo [5] 48δy 4 và biên dạng NACA4412 được thể hiện theo hình 3.10 Dựa vào đồ thị thấy rằng để đảm bảo tính chính xác và tiết kiệm thời gian tính toán, số phần tử lưới trên các mô hình đều là gần 130000 Biên dạng cách 1 cung tròn CAβo [5] 48δy 4 được sử dụng thêm nhằm mục đích đánh giá phạm vi ứng dụng hiệu quả của mô hình rối được chọn.
Xây dựng phương pháp mô phỏng dòng chảy rối
Sau khi xây dựng miền tính toán, chia lưới bước tiếp theo là tìm ra phương pháp mô phỏng dòng chảy rối phù hợp Các mô hình rối được sử dụng trong nghiên cứu này là Spalart-Allmaras, Standard k - ɛ, Realizable k - ɛ, Standard k – ω, SST k – ω, Transition k-ω Và các mô hình này đều có sẵn trong phần mền Ansys Fluent.
3.2.1 Thiết lập mô hình tường và thuật giải cụ thể cho các mô hình rối
Thông tin chi tiết về các mô hình tường và chi tiết điều kiện đầu vào được sử dụng cho từng mô hình rối được nêu chi tiết tại bảng 3.2 Phần thuật giải (Solvers) cho các mô hình là áp dụng giống nhau: Thuật toán second oder central scheme được dùng để rời rạc hóa các term nguồn, độ nhớt và áp suất Các term đối lưu được rời rạc hóa bởi second order implicit scheme Để giải phương trình dòng không nén được chúng tôi sử dụng phương pháp giải đồng thời áp suất và vận tốc Thuật giải pressure based couple là được sử dụng.
Bảng 3.2 Thông tin thiết lập tính toán của các mô hình rối
Turbulent Options, Near-wall treatment Specification Method
Spalart- None Turbulent Viscosity Rate 10%
Standard k-ω Shear Flow Corrections, Low-re Turbulent Viscosity Rate (TVR) corrections, Production Limiter 10%
SST k-ω Low-re corrections, Production Turbulence Knietic Energy k Limiter 0.01; Specific Disipation Rate ω=0.01 Standard k-ɛ Enhance wall treatment TVR 10%, TI 1%
Realizable k-ɛ Enhance wall treatment TVR 10%, TI 1%
Transition SST Production Limiter Intermetency 1, TVR 10%, Ti 1%
3.2.2 Kết quả lựa chọn mô hình rối Đối với biên dạng NACA4412, kết quả tính toán hệ số lực nâng được so sánh với dữ liệu thực nghiệm của Loftin và Smith [51] và kết quả hệ số phân bố áp suất được so sánh với dữ liệu thực nghiệm của Prinkerton [52] Dựa vào Hình 3.11 thấy rằng mô hình rối SST k-ω là cho kết quả dự báo hệ số lực nâng tốt nhất Dựa vào
Hình 3.12 nhận thấy rằng kết quả hệ số phân bố áp suất tĩnh C P thu được từ mô hình rối SST k-ω là gần với kết quả thực nghiệm của Pinkerton tại Re = 0.9x10 6 và nằm dưới vùng phân bố C p tại Re = 1.56x10 6 [53], so sánh trên được xem xét tại góc tấn
12 0 Đối với biên dạng cách 1 cung tròn CAβo [5] 48δy 4, kết quả tính toán hệ số lực nâng, lực cản được so sánh với dữ liệu thực nghiệm [4] Dựa vào Hình 3.13 ta thấy kết quả tính toán khi sử dụng mô hình SST k-ω là gần với thực nghiệm, khi Re tăng từ 4x10 5 đến 1x10 6 thì hệ số C L gần như là không đổi, kết quả này tương tự như kết quả tham khảo tài liệu [4].
Thông qua việc kiểm chứng chi tiết trên thấy rằng phương pháp giải và mô hình rối SST k-ω đã sử dụng để tính toán dòng chảy qua cách 1 cung tròn độ cong cao chiều dầy mỏng hay dạng cánh có chiều dầy lớn nhất trong phạm vi từ 5%C đến16%C (những mẫu cánh có chất lượng khí động và thủy lực tốt [1]) là cho kết quả tính toán tốt ứng với điều kiện dòng vào nêu trên.
Hình 3.10 Đánh giá hội tụ lưới Hình 3.11 Đường cong hệ số C L theo góc tấn trên mẫu NACA4412
Hình 3.12 So sánh phấn bố hệ số C p Hình 3.13 So sánh kết quả mô phỏng hệ số
C D và C L với kết quả thực nghiệm trên
Đặc tính thủy lực và tính chất dòng chảy của cách 1 cung tròn có chiều dầy hữu hạn 69
Để loại bỏ ảnh hưởng của chiều dầy cánh một đánh giá sự không phụ thuộc vào chiều dầy trên mô hình cách 1 cung tròn CAβo [5] x được tiến hành Dựa theo Hình 3.16 thấy rằng để đảm bảo cánh được xem là dạng cung tròn có chiều dầy hữu hạn thì độ dầy cánh là 0.05%C.
Các biên dạng cách 1 cung tròn chiều dầy hữu hạn có độ cong cung cánh lần lượt là 5 0 , 8 0 , 10 0 , 12 0 , 15 0 , 18 0 , 20 0 Ký hiệu của chúng lần lượt là CAβo [5] 5, CAβo [5] 8,
3.3.1 Đặc tính thủy lực của cánh 1 cung tròn có chiều dầy hữu hạn
Sau khi quan sát Hình 3.15 thấy rằng vùng làm việc tuyến tính hẹp của tất cả các mẫu cánh đều hẹp Với cánh có βo [5] ≤ 12 0 , khi góc tới tăng từ -3 0 đến +3 0 thì hệ số
C L tăng một cách tuyến tính, khi góc tới tăng đến 9 0 thì hệ số C L đạt giá trị lớn nhất. Tiếp tục tăng góc tới trong phạm vi 9 0 < α ≤12 0 thì hệ số C L giảm nhẹ, đường cong
C L mền mại và khi tiếp tục tăng góc tới trong phạm vi 12 0 < α ≤ 20 0 thì hệ số C L gần như không đổi.
Quan sát Hình 3.17 thấy rằng khi góc tấn thay đổi trong phạm vi -12 0 ≤ α ≤
20 0 thì hệ số C D phân bố theo quy luật hàm bậc 2 Ở góc tấn α ≥ 12 0 thì hệ số cản tăng rất nhanh trong khi hệ số lực nâng thay đổi nhỏ dẫn tới tỷ số L/ D giảm mạnh.
Quan sát Hình 3.18 thấy rằng khi hệ số lực cản 0.08 ÷ 0.12 thì hệ số lực nâng của các cánh là đạt giá trị lớn nhất Theo Hình 3.19 thấy rằng khi độ cong cung tăng
5 0 đến 20 0 thì tỉ số L/ D cũng tăng theo tại cùng góc tới Nhìn chung, vùng góc làm việc có tỷ số C L /C D tối ưu là hẹp trong phạm vi 1 0 đến 3 0
3.3.2 Đặc tính dòng chảy của cánh 1 cung tròn có chiều dầy hữu hạn
Trường dòng chảy theo góc tới được mô tả từ Hình 3.20 đến Hình 3.26 Dễ dàng nhận thấy đối với tất cả độ cong cung được xem xét thì dòng chảy tách thành khi góc tấn nhỏ Khi góc tấn nhỏ α = 6 0 thì dòng chảy đã có vùng tách thành nhỏ tại đầu cánh, dòng tách ra sau đó lại gắn vào thành cánh và hướng về phía đuôi cánh, vùng tách thành như vậy gọi là bong bóng tách thành đầu cánh (LDB) Khi góc tấn tiếp tục tăng 6 0 đến 9 0 , vị trí điểm gắn (dòng chảy tách ra tại đầu cánh gắn lại thành cánh) sẽ di chuyển dần về phía đuôi cánh, vùng tách thành sẽ rộng lên Khi tiếp tục tăng 9 0 < α ≤ 12 0 thì hiện tượng thất tốc xảy ra dẫn tới giá trị C L giảm một cánh từ từ Điều này là tương tự với trường hợp thất tốc ở đuôi cánh (TES) mặc dù các khía cạnh vật lý của dòng là khác nhau giữa hai trường hợp Một điều dễ nhận thấy khi góc tấn α≥ 15 0 dòng chảy tách ra và tạo thành xoáy trên toàn bộ mặt trên cánh. Đối với cánh có độ cong thấp thì dòng chảy sẽ tách ra sớm hơn, vùng tách thành rộng hơn so với cánh có độ cong lớn hơn khi xem xét tại cùng góc tấn Cụ thể, quan sát Hình 3.23 và Hình 3.24 thấy rằng tại góc tấn 12 0 , với cánh có βo [5] ≤ 12 0 thì dòng chảy đã chảy rối trên toàn bộ mặt trên cánh Tuy nhiên, với cánh có độ cong βo [5]
≥15 0 thì dòng chảy tách ra tại đầu cánh sau đó lại gán vào thành cánh tại vị trí ≈ 0.22C và tiếp tục tách ra tại ≈ 0.6C Rõ ràng, hành vi dòng chảy tách thành, tạo xoáy xảy ra đối với mẫu cánh này là do ảnh hưởng của chiều dầy rất mỏng Theo tài liệu
[1], hiện tượng thất tốc này gọi là Thin Airfoil Stall (TAS).
Hình 3.14 Đánh giá hội tụ lưới cách
1 cung tròn có chiều dầy hữu hạn
Hình 3.15 Đường đặc tính hệ số C L của CAβo [5]x tại Re = 1e6
Hình 3.16 Đánh giá hội tụ chiều dầy Hình 3.17 Đường đặc tính hệ số C D của
Hình 3.18 C L , C D của CAβo [5]x tại Re = 1e6 Hình 3.19 Đường tỷ số L/ D của CAβo [5]x
Hình 3.20 Phân bố đường dòng trên cánh CAβo [5]5
Hình 3.22 Phân bố đường dòng trên cánh CAβo [5]10
Hình 3.24 Phân bố đường dòng trên cánh CAβo [5]15
Hình 3.21 Phân bố đường dòng trên cánh CAβo [5]8
Hình 3.23 Phân bố đường dòng trên cánh CAβo [5]12
Hình 3.25 Phân bố đường dòng trên cánh
Hình 3.26 Phân bố đường dòng trên cánh Hình 3.27 Phân bố đường dòng trên cánh
Quan sát các cặp (Hình 3.20, 3.21), (Hình 3.22, 3.23), (Hình 3.24, 3.25) thấy rằng đặc tính dòng chảy qua cánh có độ cong trong từng phạm vi 5 0 ≤ βo [5] ≤ 8 0 , 10 0 ≤ βo [5]
≤12 0 , 15 0 ≤ βo [5] ≤ 18 0 là gần tương tự nhau.
Đặc tính thủy lực và tính chất dòng chảy của cách 1 cung tròn có chiều dầy đắp theo mẫu IVGM420 73 1 Đặc tính thủy lực của cánh 1 cung tròn có chiều dầy đắp theo mẫu IVGM420
Dưới đây là kết quả đặc tính thủy lực và tính chất dòng chảy của 24 mẫu cách
1 cung tròn có chiều dầy đắp theo mẫu IVGM420 (Hình 3.4).
3.4.1 Đặc tính thủy lực của cánh 1 cung tròn có chiều dầy đắp theo mẫu IVGM420 Đối với cánh có 3%C ≤ δy max ≤ 5%C, sau khi quan sát Hình 3.28, Hình 3.29,
Hình 3.30 và Hình 3.31 thấy rằng đặc tính hệ số lực nâng cơ bản là giống cách 1 cung tròn có chiều dầy hữu hạn (CAβo [5] x), vùng làm việc tuyến tính hẹp (-3 0 ÷ 3 0 ), đều đạt giá trị C Lmax tại góc tấn α stall = 9 0 ứng với hiện tượng thất tốc xảy ra, tiếp tục tăng góc tấn thì giá trị C L là thay đổi nhỏ, hệ số cản tăng rất mạnh (Hình 3.32, Hình 3.33, Hình 3.34 và Hình 3.35) Khi giảm góc tới -6 0 đến -12 0 , hệ số nâng thay đổi nhỏ Quan sát Hình
3.40, Hình 3.41, Hình 3.42 và Hình 3.43 thấy rằng vùng làm việc có tỷ số C L
/C D tối ưu là được mở rộng hơn cho cánh δy max = 5%C trong phạm vi (3 0 ÷ 6 0 ) Quan sát Hình 3.36, Hình 3.37, Hình 3.38 và Hình 3.39 thấy rằng khi hệ số C D dao động từ 0.05 đến 0.06 thì hệ số C L đạt giá trị lớn nhất. Đối với cánh có 8%C ≤ δy max ≤ 10%C, sau khi quan sát Hình 3.28, Hình 3.29,
Hình 3.30 và Hình 3.31 thấy rằng vùng làm việc tuyến tính giá trị C L là được mở rộng trong phạm vi -6 0 ≤ α ≤ 9 0 , đặc tính hệ số lực nâng được cải thiện so với cánh δy max ≤ 5%C Đối với cánh có βo [5] > 10 0 , khi góc tấn α ≈ 12 0 thì giá trị C L bắt đầu tăng tốc xảy ra Tiếp tục tăng góc tới từ 15 0 ÷20 0 thì giá trị này giảm từ từ, đường cong C L mượt trong khi hệ số lực cản tăng nhanh (Hình 3.32, Hình 3.33, Hình 3.34 và Hình
3.35) Ngược lại, đối với cánh có βo [5] ≤ 10 0 , δy max = 8%C thì hệ số C L lại giảm đột ngột tại lân cận giá trị C Lmax , thất tốc xảy ra tại góc α stall = 12 0 với cánh βo [5] = 5 0 và α stall 15 0 với cánh cánh βo [5] = 10 0 Đối với δy max = 10%C thì hiện tượng lực nâng giảm đột ngột chỉ xảy ra với cánh có độ cong βo [5] = 5 0 với α stall = 15 0 Rõ ràng, với cánh độ cong thấp, việc tăng chiều dầy đã cải thiện tính chất thất tốc của cánh, vùng làm việc ổn định mở rộng Khi giảm góc tới -6 0 đến -12 0 , ở tất cả các trường hợp cánh thì hệ số nâng thay đổi có bước nhảy Quan sát Hình 3.40, Hình 3.41, Hình 3.42 và Hình
3.43 thấy rằng vùng góc làm việc có tỷ số C L / C D tối ưu là được mở rộng hơn cánh δy max ≤ 5%C Cụ thể là từ 5 0 đến 9 0 cho mẫu δy max = 8%C, từ 6 0 đến 11 0 cho mẫu δy max
= 10%C Quan sát Hình 3.36, Hình 3.37, Hình 3.38 và Hình 3.39 thấy rằng khi hệ số C D dao động từ 0.06 đến 0.08 thì hệ số C L đạt giá trị lớn nhất. Đối với cánh có 12%C ≤ δy max ≤ 15%C, sau khi quan sát Hình 3.28, Hình
3.29, Hình 3.30 và Hình 3.31 thấy rằng vùng làm việc tuyến tính giá trị C L là tương tự như cánh có 8%C ≤ δy max ≤ 10%C Hầu hết với các độ cong cung được xem xét, khi góc tấn α ≈ 12 0 thì giá trị C L bắt đầu tăng chậm cho đến khi góc tấn là 15° và đạt giá trị lớn nhất tại đó, tiếp tục tăng góc tấn từ 15 0 đến 20 0 thì hiện tượng thất tốc xảy ra và giá trị hệ số lực nâng giảm từ từ trong khi hệ số lực cản tăng cao, đường cong hệ số nâng C L mượt Trong khi với cánh có βo [5] = 5 0 và δy max = 12%C thì hệ số C L giảm đột ngột tại lân cận giá trị C Lmax , thất tốc xảy ra tại góc lớn hơn (α stall = 18 0 ) so với các độ cong cung khác Tương tự như cánh có 8%C ≤ δy max ≤ 10%C, thấy rằng khi xét cánh cùng độ cong cung thì việc tăng chiều dầy đã cải thiện tính chất thất tốc của cánh, vùng làm việc ổn định mở rộng Khi giảm góc tới -6 0 đến -12 0 , nhìn chung hệ số nâng thay đổi có bước nhảy mạnh với cánh có βo [5] ≥ 10 0 Quan sát Hình 3.40, Hình
3.41, Hình 3.42 và Hình 3.43 thấy rằng vùng góc làm việc có tỷ số C L / C D tối ưu trong phạm vi (6 0 ÷ 11 0 ) cho mẫu δy max = 12%C, (7 0 ÷ 12 0 ) cho mẫu δy max = 15%C.Quan sát Hình 3.36, Hình 3.37, Hình 3.38 và Hình 3.39 cho thấy khi hệ số C D thay đổi từ 0.06 đến 0.08 thì hệ số C L đạt giá trị lớn nhất.
Hình 3.28 Đường đặc tính hệ số nâng của CA420βo [5]5δyy tại Re = 1e6
Hình 3.30 Đường đặc tính hệ số nâng của CA420βo [5]15δyy tại Re = 1e6
Hình 3.29 Đường đặc tính hệ số nâng của CA420βo [5]10δyy tại Re = 1e6
Hình 3.31 Đường đặc tính hệ số nâng của CA420βo [5]20δyy tại Re = 1e6
Hình 3.33 Đường đặc tính hệ số cản của
Hình 3.34 Đường đặc tính hệ số cản của CA420βo [5]15δyy tại Re = 1e6
Hình 3.36 Mối quan hệ giữ a hệ s ố C L và C D của CA420βo [5]5δyy tại Re = 1e6
Hình 3.38 Mối quan hệ giữa hệ số C L và C D của CA420βo [5]15δyy tại Re = 1e6
Hình 3.35 Đường đặc tính hệ số cản của
Hình 3.37 Mối quan hệ giữa hệ số C L và
C D của CA420βo [5]10δyy tại Re = 1e6
Hình 3.39 Mối quan hệ giữa hệ s ố C L và
C D của CA420βo [5]20δyy tại Re = 1e6
Hình 3.40 Đường tỷ số L/ D của
Hình 3.41 Đường tỷ số L/ D của CA420βo [5]10δyy tại Re = 1e6
Hình 3.42 Đường tỷ số L/ D của
Hình 3.43 Đường tỷ số L/ D củaCA420βo [5]20δyy tại Re = 1e6
Hình 3.46 Phân bố tuyến tính hệ số C L của biên dạng CA420βo [5]15δyy tại Re = 1e6
Hình 3.48 Phân bố hàm bậc 2 C D của
Hình 3.50 Phân bố hàm b ậc 2 C D của
Hình 3.47 Phân bố tuyến tính hệ số C L của biên dạng CA420βo [5]20δyy tại Re = 1e6
Hình 3.49 Phân bố hàm bậc 2 C D của CA420βo [5]10δyy tại Re = 1e6
Hình 3.51 Phân bố hàm bậc 2 C D của
Hình 3.52 Phân bố hệ số lực nâng lớn nhất C Lmax của từng biên dạng cánh CA420βo [5]xδyy Độ dầy tăng thì vùng làm việc tuyến tính được mở rộng Dải Hình 3.44 đến
Hình 3.47 thể hiện quy luật phân bố tuyến tính giá trị C L trong phạm vi -6 0 ≤ α ≤ 9 0 cho cánh có 8%C ≤ δy max ≤ 15%C, kết quả chỉ ra rằng chiều dầy δy max tăng thì độ dốc lực nâng giảm khi xem xét cánh có cùng độ cong Biểu thức quy luật được trình bày rõ trên hình, lưu ý chúng được phân biệt theo màu sắc cho từng độ dầy.
Hình 3.48 đến Hình 3.51 thể hiện quy luật biến thiên giá trị C D theo hàm bậc
2trong phạm vi -6 0 ≤ α ≤ 9 0 , với cánh có chiều dầy δy max ≤ 5%C thì độ cong đường cong lực cản càng lớn Độ cong cung cánh tăng dẫn tới lực nâng và lực cản tăng khi xét cùng góc tới Biểu thức hàm bậc hai cho từng độ dầy cũng được phân biệt theo màu sắc Hình 3.52 chỉ ra rằng tại mỗi độ cong cung nhất định, khi chiều dầy cánh nằm trong khoảng lân cận 8%C thì giá trị hệ số lực nâng sẽ đạt giá trị lớn nhất.
3.4.2 Đặc tính dòng chảy của cánh 1 cung tròn có chiều dầy đắp theo mẫu IVGM420
Nhìn chung, sau khi quan sát dải từ Hình 3.56 đến Hình 3.83 ta thấy dòng chảy qua cánh có cùng độ cong cung, chiều dầy cánh tăng thì tính chất dòng chảy là được cải thiện nhiều, vùng làm việc có dòng chảy bao không tách thành được mở rộng, ổn định. Điều này có nghĩa là chiều dầy tăng thì cánh có ứng xử thất tốc tốt hơn. Đối với cách 1 cung tròn có độ cong β = 5 0 và chiều dầy thay đổi, hình ảnh phân bố đường dòng là được thể hiện từ Hình 3.56 đến Hình 3.62 Kết quả cho thấy với các mẫu cánh này Khi góc tấn nhỏ α = 3 0 , đường dòng không bị xáo trộn khỏi hình dạng tự do của chúng và dòng chảy chảy bao quanh cánh Đối với cánh có δy max
≤5%C khi góc tấn α = 6 0 thì dòng chảy đã có vùng tách thành nhỏ tại đầu cánh, dòng tách ra sau đó lại gắn vào thành cánh và hướng về phía đuôi cánh (quan sát Hình 3.53),vùng tách thành như vậy gọi là túi hơi xâm thực tách thành đầu cánh (LDB), điều này là tương tự như mẫu cánh CAβo [5] x Khi góc tấn tiếp tục tăng đến 9 0 , thất tốc xảy ra dẫn tới vùng tách thành sẽ rộng lên với cánh δy max = 5%C và tách thành toàn bộ trên mặt trên cánh với δy max = 3%C, α Stall = 9 0 Tuy nhiên với cánh có chiều dầy δy max
= 8%C thì dòng chảy chảy bao trong phạm vi góc tấn rộng hơn, thất tốc đầu cánh (LES) chỉ xảy ra khi α Stall = 15 0 dẫn tới dòng chảy tách ra đột ngột từ đầu cánh, tạo thành xoáy lớn nhiễu loạn trên toàn bộ mặt trên cánh như thể hiện trong Hình 3.60, giá trị C L giảm mạnh Hiện tượng LES cũng xảy ra trên cánh δy max = 10% nhưng ở góc tấn lớn hơn, α stal = 18 0 Ngược lại, cánh có δy max ≥ 12%C thì hiện tượng thất tốc xảy ra lại là thất tốc đuôi cánh (TES), α Stall = 15 0 , dẫn tới các đường dòng bắt đầu tách ra tại phía đuôi cánh Tiếp tục tăng góc tới từ 15 0 đến 20 0 thì điểm tách thành di chuyển dần dần từ phía đuôi cánh đến đầu cánh, vùng tách thành tăng và vùng xoáy được mở rộng, giá trị C L giảm từ từ Hình 3.62 cho thấy đường dòng là tách khỏi mặt dưới của cánh có δy max ≤ 5%C, còn cánh có δy max ≥ 8%C thì dòng vẫn chảy bao quanh cánh tại góc tới -6 0 Đối với cách 1 cung tròn có độ cong β = 10 0 và chiều dầy thay đổi, hình ảnh phân bố đường dòng là được thể hiện từ Hình 3.63 đến Hình 3.69 Kết quả cho thấy là tính chất dòng chảy qua cánh là khá tương tự cánh có βo [5] = 5 0 Tuy nhiên ứng xử thất tốc của cánh được cải thiện khi độ cong cung tăng từ 5 0 đến 10 0 , góc tấn dương.
Cụ thể, quan sát Hình 3.65 và Hình 3.58 thấy rằng đối với cánh δy max ≤ 5%C thì vùng tách thành đầu cánh đã giảm khi xem xét tại góc tấn 9 0 Quan sát Hình 3.60 và
Kết luận
Trong chương này đã tập trung làm rõ đặc tính thủy lực và tính chất dòng chảy của cánh 1 cung tròn có chiều dầy hữu hạn và chiều dầy đắp theo quy luật IVGM420 Cụ thể đã xây dựng được các mối quan hệ giữa hệ số nâng C L , hệ số cản
C D với các thông số hình học của cánh Điều kiện dòng vào là dòng nước tốc độ cao với Re = 10 6 , T = 300K và phạm vi góc tấn khảo sát rộng (-12 0 , -9 0 , -6 0 , -3 0 , 0 0 , 3 0 ,
6 0 , 9 0 , 12 0 , 15 0 , 18 0 , 20 0 ) Dưới đây là các kết luận chính được nêu ra.
1.Để đảm bảo tính chính xác và tiết kiệm thời gian tính toán, số phần tử lưới trên các miền tính toán là gần 130000.
2.Thông qua việc kiểm chứng mô hình rối một cách chi tiết thấy mô hình Shear Stress Transport k-ω là cho kết quả tính toán tốt ứng với điều kiện dòng vào
Re = 1x10 6 và phạm vi góc tấn rộng.
3 Đối với cánh 1 cung tròn có chiều dầy hữu hạn, khi điều kiện dòng vào là Re cao và góc tới lớn hơn góc tới lý tưởng nếu tiếp tục tăng góc tới thì giá trị CL thay đổi nhỏ, hệ số lực cản tăng mạnh Dòng chảy tách thành tại đầu cánh khi góc tấn nhỏ Vùng làm việc tuyến tính hẹp -3 0 ÷ 3 0 , vùng làm việc có L/ D tối ưu hẹp trong phạm vi 1 0 ÷ 3 0
4.Hiện tượng Thin Hydrofoil Stall (THS) xảy ra trên cách 1 cung tròn có chiều dầy nhỏ δy max ≤ 5%C và cánh có chiều dầy hữu hạn Hiện tượng THS thể hiện ứng xử thất tốc kém và thất tốc xảy ra sớm khi α stall = 9 0 , đường giá trị lực nâng giảm từ từ khi góc tới tăng đến 15 0 Tiếp tục tăng góc tới thì giá trị C L thay đổi nhỏ, tính chất này là tương tự như mẫu cánh CAβo [5] x Hiện tượng Leading Egde Stall (LES) xảy ra trên cách 1 cung tròn có %8C ≤ δy max ≤ 10%C, độ cong cung βo [5] ≤ 10 0 Hiện tượng
LES xảy ra làm cho hệ số lực nâng giảm đột ngột tại lân cận C Lmax , α stall ≥ 12 0 , dòng chảy đột ngột tách ra tại đầu cánh, tạo xoáy phát triển hỗn loạn trên toàn bộ mặt trên cánh Hiện tượng Trailing Edge Stall (TES) xảy ra trên các trường hợp cách 1 cung tròn còn lại có chiều dầy lớn và độ cong cao TES thể hiện ứng xử thất tốc tốt (Soft Stall), đường cong lực nâng là uốn cong từ từ xung quanh C Lmax , α stall ≥ 15 0
5.Ứng với mỗi độ cong cung thì cánh có δy max lân cận 8%C thì cho giá trị
C Lmax là lớn nhất ứng với hiện tượng LES xảy ra.
6 Cánh có cùng độ cong cung và chiều dầy cánh tăng thì tính chất dòng là được cải thiện nhiều, vùng làm việc có dòng chảy bao không tách thành được mở rộng, ổn định Điều này có nghĩa là chiều dầy tăng thì cánh có ứng xử thất tốc tốt hơn.
7 Khi góc tới tăng theo chiều dương, độ cong cung cánh tăng thì ứng xử thất tốc của cánh là được cải thiện, vùng làm việc ổn định được mở rộng Tuy nhiên khi góc tới giảm theo chiều âm thì ứng xử dòng chảy là kém dần đi Vùng làm việc ổn định vi thu hẹp.
8 Độ cong cung tăng kéo theo lực nâng và lực cản tăng khi xét cùng góc tới
9 Độ dầy tối đa tăng thì vùng làm việc tuyến tính được mở rộng, độ dốc lực nâng giảm khi xem xét cánh có cùng độ cong Chiều dầy tăng dẫn tới vùng góc làm việc có tỷ số (L/ D) tối ưu là được mở rộng hơn Cụ thể (1 0 ÷ 3 0 ) cho mẫu δy max 3%C, (3 0 ÷ 6 0 ) cho mẫu δy max = 5%C, (5 0 ÷ 9 0 ) cho mẫu δy max = 8%C, (6 0 ÷ 11 0 ) cho mẫu δy max = 10%C ÷ 12%C và (7 0 ÷ 12 0 ) cho mẫu δy max = 15%C.
NGHIÊN CỨU ĐẶC TÍNH XÂM THỰC CÁNH 1 CUNG TRÒN CÓ CHIỀU DẦY ĐẮP THEO QUY LUẬT IVGM420
Xây dựng phương pháp mô phỏng dòng xâm thực tốc độ cao chảy bao biên dạng cánh 2D
Theo mục 1.4 thấy rằng đã có nhiều nghiên cứu tập trung vào mô hình hóa tính không ổn định của dòng xâm thực nhưng chưa có phương pháp nào gọi là tối ưu hoàn toàn Mô phỏng số trực tiếp và mô phỏng xoáy lớn, không thực tế cho các vấn đề kỹ thuật do chi phí đáng kể trong tài nguyên tính toán và không áp dụng được cho bài toán 2D Mô phỏng bằng các mô hình RANS thông thường thì không thu được tính bất ổn định của túi hơi xâm thực Mô phỏng bằng cách hiệu chỉnh các mô hình rối, độ nhớt thì cũng phức tạp, đòi hỏi thời gian hiệu chỉnh dài.
Mục tiêu của phần này là đưa ra phương pháp tiếp cận khác, cụ thể là sử dụng mô hình xoáy tách rời (DES) dựa trên các phương trình Navier – Stokes (RANS) trung bình theo Reynolds để dự đoán các dòng chảy không ổn định Mô hình DES dựa trên mô hình rối SST k-Z tiêu chuẩn và mô hình xâm thực Zwart – Gerber – Belamri được áp dụng mô phỏng hiện tượng xâm thực và phân tách bọt khí bởi xoáy rối khi dòng tách thành và dòng tia hồi ngược (re-entrant jet) tương tác ở cuối túi hơi xâm thực trên cánh 2D NACA 4412 Điều kiện đầu vào là góc tấn 8 0 , Re = 0.7e6, σ = 0.8 Dựa trên nghiên cứu này, thu được sự phân bố áp suất, vận tốc, hệ số lực cản, hệ số nâng và tần suất tạo túi hơi xâm thực, phân bố túi hơi xâm thực theo thời gian Cuối cùng, kết quả được so sánh với kết quả thực nghiệm và một số nghiên cứu khác để chứng minh độ chính xác và phù hợp của phương pháp mô phỏng đã áp dụng.
4.1.1 Thiết lập thuật giải và điều kiện biên tính toán
Miền tính toán được mô tả như Hình 4.1 Lưới tính toán phải có chất lượng cao, đặc biệt là chiều cao lớp biên ban đầu phải mịn (Y + ≈ 1).
Hình 4.1 Miền tính toán NACA4412, kiểu lưới H-Grid
Góc tấn cố định ở 8 0 Vận tốc dòng tự do là U∞ = 7 m/s tương ứng với số Re 7 × 10 5 Nhiệt độ nước được duy trì ở nhiệt độ phòng 20 °C Khối lượng riêng của nước là 997.8 kg/m3 Độ nhớt động lực học của nước l = 1x10 -3 Pa.s Độ nhớt động lực học của pha hơi: V = 1.34x10-5 Pa.s Áp suất dòng tự do được thiết lập dựa trên hệ số xâm thưc P∞ = σ *0.5*U∞*U∞*997.8 + PV = 23100 Pa, trong đó áp suất dòng tự do và áp suất hóa hơi đều xét ở 20 0 C Điều kiện biên đầu vào là vận tốc và cường độ nhiễu loạn không đổi là 5% Điều kiện biên đầu ra là áp suất, áp suất đầu ra bằng áp suất dòng tự do Điều kiện biên không trượt (No Slip Wall) được áp dụng cho mặt lưng và bụng cánh, và tại thành trên và thành dưới được mô tả như Hình 4.1.
Coutier-Delgoshaet và cộng sự [54] đã đề xuất bước thời gian tính toán (time step size) theo công thức t step = t ref /200, trong đó t ref = C/U ∞ = 0.1/7 ≈ 0.0143s Tuy nhiên trong quá trình khảo sát nhận thấy ∆t = 0.00085s cho kết quả tin cậy hơn và tiết kiệm thời gian tính toán.
Thuật giải tính toán được trình bày chi tiết theo Bảng 4.1 Tất cả tính toán được thực hiện trên phần mền thương mại Ansys Fluent 2019R1.
Bảng 4.1 Thiết lập thuật giải
Multiphase Model Mixture, Implicit Body Force
Phase Interaction Zwart – Gerber – Belamri Cavitation Model Specification Method For Inlet Turbulent Intensity is 5% and TVR is 10%
Transient Formulation Second Order Implicit
Momentum Bound Second Order Implicit
4.1.2 Kết quả và thảo luận a Mô phỏng hành vi không ổn định của túi hơi xâm thực
Hình 4.2 Hành vi không ổn định của túi hơi xâm thực, sự phát triển của dòng chảy ngược và sự tan rã định kỳ của các đám mây xâm thực (góc tấn 8 0 , Re = 0.7e6, σ = 0.8
Bảng 4.2 Sự thay đổi hệ số
C L trong m ột chu kỳ xâm thực (góc tấn 8 0 , Re = 0.7e6, σ = 0.8)
Chu kì Gía trị Cl t/T = 0 0.247768 t/T = 1/10 0.39849 t/T = 2/10 0.68158 t/T = 3/10 1.1559 t/T = 4/10 1.0668 t/T = 5/10 0.86045 t/T = 6/10 0.74793 t/T = 7/10 0 65046 t/T = 8/10 0.60864 t/T = 9/10 0.33148 t/T = 10/10 0.2022
Hình 4.3 thể hiện diễn biến theo thời gian của hệ số nâng trong một chu kì xâm thực Theo hình này ta thấy, thời gian của một chu kì phân bố túi hơi xâm thực là T 0.088s, tần số f = 1/T = 11.364 (Hz), do đó hệ số Strouhal là St = f*C/V ∞ = 11.364 *0.1/7 = 0.1623.
Hình 4.3 Dao động hệ số nâng trong một chu kì xâm thực trên cách NACA4412 tại góc tấn
Hình 4.2 thể hiện hành vi không ổn định của túi hơi xâm thực, sự phát triển của dòng chảy ngược và sự tan rã định kỳ của túi hơi xâm thực Cụ thể, tại t 0 = t/T 0hệ số nâng C L là 0.247768 và tại đây là điểm bắt đầu của một chu kì tạo túi hơi xâm thực, phần đuôi cánh có một vùng xoáy vùng xoáy vận tốc lớn (Hình 4.4a), do đó tại thời điểm này đuôi cánh có khối xâm thực lớn gọi là đám mây xâm thực (Cloud Cavitation) và đầu cánh có một vết xâm thực nhỏ (Mini Streak Cavitation), dòng chảy chính bị tách thành nhỏ tại đó.
Tại t 1 = t/T = 2/10, hệ số C L tăng lên 0.68158, phần xâm thực nhỏ đầu cánh đã phát triển thành vùng xâm thực lớn kéo dài từ đầu cánh đến gần đuôi cánh, túi hơi xâm thực như vậy được gọi là xâm thực tấm (Sheet Cavitation) Bên cạch đó nhìn vào phần phân bố vận tốc ở Hình 4.4b ta thấy dòng chảy ngược nhỏ di chuyển ngược dòng chảy chính đi vào phía đuôi của túi hơi xâm thực và khiến phần hơi ở đây bị tách ra khỏi tường Phần mây xâm thực đuôi cánh trước đó được dòng chảy chính vận chuyển vào vùng áp suất cao hơn và bị co hẹp, gần như tiêu biến Tại t 2 = t/T = 5/10, C L = 0.86045, dưới tác động của dòng chảy ngược mạnh mẽ khiến khối xâm thực bị phân rã và tách ra những túi hơi xâm thực riêng và các túi hơi xâm thực này tách dần khỏi thành cánh, tại trung tâm của túi hơi xâm thực là các xoáy vận tốc (Hình 4.4c) và tại đó mật độ hơi là đậm đặc hơn Như vậy dưới tác động của dòng chảy ngược và dòng chảy chính, túi hơi xâm thực ban đầu đã tách dần ra tạo thành các xoáy xâm thực trên lưng cánh Tại t 3 = t/
T = 7/10, C L = 0.65046, các túi hơi xâm thực phân rã trước đó bị dòng chảy chính di chuyển về phía đuôi cánh Tại t 4 = t/T = 9/10, C L = 0.33148, phần túi hơi xâm thực ở đầu cánh cũng gần như tiêu biến Tại t 5 = t/T =1, C L = 0.2022 thì sự phân bố túi hơi xâm thực gần như tương tự tại t 0 = 0%T Phân bố đường dòng và vận tốc (Hình 4.4) cho thấy đám mây xâm thực đã phát triển gần như hoàn chỉnh và đây là giai đoạn kết thúc cho chu kì mới, đám mây này sẽ tiêu biên dần sau đó Khi quan sát nhiều chu kì, thấy rằng về cơ bản quá hình thành túi hơi xâm thực, phát triển và phân rã là gần như nhau mặc dù có sự sai khác nhỏ về diện tích vùng túi hơi xâm thực.
Như vậy phương pháp mô phỏng đã áp dụng có thể mô phỏng hành vi không ổn định của túi hơi xâm thực, sự phát triển của dòng chảy ngược và sự tan rã định kỳ của các đám mây xâm thực/ tấm xâm thực.
Hình 4.4 Hành vi phân bố vận tốc, phát triển xoáy vận tốc theo thời gian tại đuôi cánh b Kiểm chứng kết quả số.
Kết quả tính toán số được so sánh với công trình thực nghiệm tham khảo tài liệu [55] [56] và các tính toán số [57] [58].
Theo Bảng 4.3 ta thấy rằng kết quả hệ số lực nâng được tính toán trong nghiên cứu này là 0.701, kết quả này gần với kết quả tính toán tham khảo tài liệu [57] [58] và thực nghiêm [56] Còn về hệ số Strouhal lớn hơn với thực nghiệm và các kết quả tham khảo còn lại Hệ số lực cản là gần sát với kết quả lực nghiệm Hình 4.5 thể hiện so sánh phân bố túi hơi xâm thực tại các mốc trong một chu kì, kết quả tính toán bằng phương pháp đã áp dụng cho hình ảnh phân bố rất sát với kết quả thực nghiệm và gần với kết quả tính toán sử dụng mô hình LES [57].
Như vậy, phương pháp giải đã áp dụng cho kết quả tính toán hệ số nâng, cản gần với thực nghiệm Đặc biệt sự phân bố túi hơi xâm thực trong một chu kì là có sự tương đồng cao.
Hình 4.5 So sánh kết quả s ự phân rã túi hơi xâm thực tính toán với thực nghi ệm [55] và kết quả số [57] trong một chu kỳ (góc tấn 8 0 , Re = 0.7e6, σ = 0.8) c Kết luận
Bằng cách giải các phương trình RANS cho dòng chảy nhiều pha với mô hình xâm thực Zwart – Gerber – Belamri kết hợp với mô hình xoáy tách rời DES dựa trên mô hình rối SST k –ω đã cho kết quả tốt Cụ thể:
Phương pháp giải này mô phỏng được quá trình hình thành, phát triển và phân rã cấu trúc túi hơi xâm thực dạng tấm/ mây.
Mô tả được ảnh hưởng dòng chảy ngược đến sự tách túi hơi xâm thực khỏi thành cánh và cơ chế sản xuất và vận chuyển xoáy theo dòng chảy chính, hợp nhất các xoáy để hình thành đám mây xâm thực và quá trình tiêu biến nó.
Đặc tính xâm thực
4.2.1 Một số kết luận về đặc tính xâm thực của mẫu cách 1 cung tròn có chiều dầy đắp theo mẫu IVGM420.
Tổng hợp đặc tính xâm thực của từng mẫu cánh CA420βo [5] xδy y được trình bày chi tiết từ Hình 4.18 đến Hình 4.37 Đặc tính xâm thực của cánh được biều diễn qua các đồ thị: Đặc tính hệ số lực nâng (a); Đặc tính hệ số lực cản (b); Đường tỷ số lực nâng/ lực cản; Sơ đồ phân bố túi hơi xâm thực (d). Đường đặc tính hệ số lực nâng, lực cản, tỷ số lực nâng/lực cản là một hàm phụ thuộc vào góc tấn và hệ số xâm thực Tương tự các dạng xâm thực xuất hiện trên hydrofoil cũng phụ thuộc vào hệ số xâm thực và góc tấn.
Quan sát các đường đặc tính hệ số nâng (a) thấy rằng khi hệ số xâm thực tăng từ 0.3 đến 3 và góc tấn tăng từ -3 0 đến 15 0 thì hệ số lực nâng cũng tăng dần lên đồng thời hệ số lực cản cũng tăng dần lên Ngược lại khi giảm góc tấn từ -3 0 đến -10 0 thì hệ số nâng lại giảm.
Khi siêu xâm thực xảy ra ở góc tấn dương thì cả hệ số nâng, hệ số cản bị tăng lên đột ngột và tỷ số C L / C D bị giảm mạnh Khi siêu xâm thực xảy ra ở góc tấn âm thì hệ số nâng giảm, hệ số cản gảm mạnh dẫn tới tỷ số C L / C D cũng giảm mạnh.
Hệ số xâm thực giảm sẽ dẫn tới hệ số xâm thực giảm và hệ số lực cản tăng khi xét tại cùng góc tấn dương.
Quan sát đường tỷ số lực nâng/ lực cản (c) thì vùng làm việc có tỷ số C L / C D tối ưu có xu hướng dịch chuyển theo chiều góc tấn tăng khi hệ số xâm thực tăng. Chiều dầy tăng dẫn tới vùng góc làm việc có tỷ số C L / C D là được mở rộng hơn do vùng siêu xâm thực.
Với cánh có cùng độ cong cung khi chiều dầy cánh tăng thì vùng làm việc siêu xâm thực ở góc tấn dương hoặc âm sẽ hẹp hơn so với cánh có chiều dầy mỏng.
Trong điều kiện phát sinh xâm thực, khi xét cánh có cùng độ dầy lớn nhất δy max và góc tới dương thấy rằng độ cong cung tăng sẽ làm cho vị trí điểm tách túi hơi xâm thực dịch chuyển về phía thân cánh (L tk ≈ 0.5c) Tương tự, khi xét cùng độ cong cung thì dạng xâm thực xuất hiện trên cánh là phụ thuộc vào độ dầy Độ dầy tăng thì điểm tách túi hơi xâm thực sẽ dịch chuyển về phía thân cánh. Đối với cánh có độ dầy thấp thì tỷ lệ độ dầy túi hơi xâm thực tối đa/ độ dầy lớn nhất của cánh lớn hơn cánh có độ dầy cao hơn do đó tần xuất dao động khoag của cánh có chiều dầy nhỏ sẽ lớn hơn cánh có chiều dầy lớn (ngoại trừ trường hợp Supercavitation).
4.2.2 Một số ảnh hưởng của chiều dầy đến tính chất xâm thực.
Xem xét với mẫu cánh CAβo [5] 5δy y, trong phạm vi góc tấn hẹp -3 0 đến +3 0 , khi chiều dầy cánh tăng thì vùng xâm thực mép vào cánh sẽ tiêu biến dần (hình 4.6).Tuy nhiên khi góc tấn tăng lên 6 0 thì khi chiều dầy tăng lên vùng xâm thực sẽ phát triển chiều dài túi hơi xâm thực, chuyển từ trạng thái xâm thực mép vào sang xâm thực tấm (hình 4.7).
Hình 4.6 Túi hơi xâm thực mép vào cánh Hình 4.7 Phân bố túi hơi xâm thực mặt cánh CAβo [5]5δyy tại σ = 1, α = 3 0 lưng cánh CAβo [5]5δyy tại σ = 1, α = 6 0
4.2.3 Các dạng xâm thực xuất hiện trên cách 1 cung tròn
Các dạng xâm thực xuất hiện trên cách 1 cung tròn có chiều dầy rất đa dạng, việc xuất hiện dạng nào là phụ thuộc vào độ cong và chiều dầy, cụ thể:
1 Không xuất hiện xâm thực (Non-Cavitation)
Hình 4.8 Một số trường hợp không xâm thực trên mẫu cánh CAβo [5]xδy8 tại σ = 3, α = 0 0
Hình 4.9 thể hiện vùng làm việc không xâm thực của cánh Nhìn chung các vùng này phân bố không theo qui luật Khi chiều dầy cánh thu nhỏ thì vùng làm việc không xâm thực cũng có xu hướng hẹp đi khi hệ số xâm thực giảm dần.
Hình 4.9 Phân bố vùng không xâm thực (Non-Cavitation Zone) của các mẫu cánh
2 Xâm thực đầu cánh (Leading Edge Cavitation (LEC)) Đặc điểm: Dạng xâm thực đầu cánh, chiều dài túi hơi xâm thực lớn nhất L Cmax 0.2 C, độ dầy tối đa thông thường của túi hơi xâm thực ≈ 2%C Túi hơi xâm thực không dao động và bám trên mép vào của cánh Với cánh có độ cong cung βo [5] 10 0 thì vị trí túi hơi xâm thực xuất hiện ở mép vào mặt lưng cánh khi góc tấn dương (thông thường α >3 0 ), ngược lại khi góc tới âm (α ≈ -3 0 ) thì vi trị túi hơi xâm thực là ở mép vào mặt bụng cánh. Đối với cánh có chiều dầy mỏng δy max = 3% thì độ dầy túi hơi xâm thực lớn nhất/ chiều dầy lớn nhất (E Cmax / δy max ) lớn hơn cánh có độ dầy δy max cao hơn.
3 Xâm thực tấm (Sheet Cavitation (SC)) Đặc điểm: Điểm tách túi hơi xâm thực xuất phát từ đầu cánh, túi hơi xâm thực phát triển dọc theo lưng cánh, chiều dài túi hơi xâm thực tối thiếu là 0.25C,chiều dài túi hơi xâm thực tối đa là 0.92C Chiều dầy túi hơi xâm thực lớn nhất(E Cmax ) là trong phạm vi 2.5%C ÷ 4%C Túi hơi xâm thực dao động theo thời gian. Đối với cánh có độ dầy thấp thì tỷ lệ độ dầy túi hơi xâm thực lớn nhất/ chiều dầy lớn nhất (E Cmax / δy max ) sẽ lớn hơn cánh có độ dầy cao hơn Tuy nhiên, chiều dài túi hơi xâm thực tối đa sẽ tăng dần khi chiều dầy cánh tăng do đó tần xuất dao động của cánh có chiều dầy nhỏ sẽ lớn hơn cánh có chiều dầy lớn Túi hơi xâm thực dao động theo thời gian.
Xâm thực tấm: Xuất hiện hầu hệt với các mẫu cánh, ở phạm vi góc tấn từ 2 0 ÷ 10 0 và hệ số xâm thực σ < 1.5.
Dạng xâm thực tấm xuất hiện ở cả phía lưng cánh và bụng cánh với cánh có độ cong cung 5 0 và chiều dầy tối đa từ 8%C đến 12%C.
Hình 4.10 Một số trường hợp xâm thực mép vào lưng và bụng của mẫu cánh CAβo [5]xδyy
Hình 4.11 Một số trường hợp xâm thực dạng tâm ở lưng và bụng của mẫu cánh CAβo [5]xδyy
4 Xâm thực tấm do độ khum lưng cánh (Camber Sheet Cavitation (CSC)) Đặc điểm: Điểm tách túi hơi xâm thực xuất phát từ lưng cánh cánh, điểm tách túi hơi xâm thực phụ thuộc vào chiều dầy tối đa và độ cong cánh (độ khum) Độ cong tăng, chiều dầy tăng thì vị trí điểm tách túi hơi xâm thực sẽ di chuyển về gần giữa thân cánh ≈0.5C Túi hơi xâm thực dao động theo thời gian hoặc không.
Xâm thực tấm do độ khum lưng cánh: Xuất hiện với các mẫu cánh có độ cong cung βo [5] = 15 0 và βo [5] = 20 0 , ở phạm vi góc tấn hẹp (-3 0 ÷ 3 0 ) và hệ số xâm thực σ
0.7 đối với cánh có βo [5] = 15 0 , σ 1.0 với cánh có βo [5] = 20 0 Với cánh có βo [5] = 15 0 , xâm thực dạng này chỉ xuất hiện với cánh có δy max 10%C.
Hình 4.12 Một số trường hợp xâm thực tấm do độ khum lưng cánh (CSC)
Khi hệ số xâm thực nhỏ σ 0.5 thì cánh còn xuất hiện cả túi hơi xâm thực mép vào bụng cánh (hình 4.13) khi góc tấn thay đổi từ -3 0 đến 0 0 , xâm thực dạng này gọi là xâm thực ảnh hưởng do độ khum phần lưng cánh và xâm thực mép vào Khi góc tấn tăng lên +3 0 thì vùng này xâm thực mép vào biến mất (hình 4.12).
Khi hệ số xâm thực tăng thì vùng thể tích túi hơi xâm thực của dạng CSC bị thu hẹp lại và gần như không dao động do chiều dầy E Cmax của túi hơi xâm thực nhỏ hơn 2%C.
Hình 4.13 Xâm thực tấm do độ khum lưng cánh và xâm thực mép vào bụng cánh
5 Xâm thực tấm/ mây (Sheet/Cloud Cavitation (SCC)) Đặc điểm: Điểm tách túi hơi xâm thực xuất phát từ đầu cánh cánh, túi hơi xâm túi hơi xâm thực sẽ tách ra và di chuyển về phía đuôi cánh Có hai dạng xâm thực tấm/ mây dựa trên nguyên lý tách túi hơi xâm thực Dạng một là ban đầu túi hơi xâm thực phát triền hoàn toàn xong mới bị dòng chảy ngược tách túi hơi xâm thực tạo ra các đám mây xâm thực, túi hơi xâm thực sẽ nhỏ lại và đám mây lớn dần về phía đuôi cánh, sau đó túi hơi xâm thực từ đầu cánh lại phát triền và các đám mây xâm thực di chuyển vào vùng phía xa sau đuôi cánh sẽ tiêu biến (hình ảnh minh họa). Dạng hai là luôn tồn tại một đám mây xâm thực phía đuôi cánh, túi hơi xâm thực cũng vẫn phát triển từ đầu cánh nhưng thường chỉ phát triển đến 0.5C là sẽ bị thu hẹp lại do sự cản trở của khối xoáy, độ khum càng lớn thì độ hỗn loạn của khối xoáy phía đuôi cánh càng lớn.
Xâm thực tấm/ mây xảy ra ở góc dương > 3 0 với cánh có độ cong β 10 0 Với cánh có độ cong
5 0 , δy max = 5%C ÷ 8%C sẽ xuất hiện khi góc tới âm gần -6 0
Hình 4.14 Một số trường hợp xâm thực dạng tấm/ mây
6 Xâm thực tấm/ mây do độ khum lưng cánh (Camber Sheet/Cloud Cavitation)
Kết luận chương
Trong chương này đã tập trung xây dựng phương pháp mô phỏng dòng xâm thực tốc độ cao chảy bao biên dạng cánh 2D và xây dựng đặc tính xâm thực của các mẫu cánh 1 cung tròn có chiều dầy đắp theo quy luật IVGM420 Điều kiện dòng vào được
6 vigóc tấn khảo sát rộng (-10 0 , -9 0 , -6 0 , -3 0 , 0 0 , 3 0 , 6 0 , 9 0 , 12 0 , 15 0 ) và hệ số xâm thực khảo sát rộng từ 0.3 đến 3.0.
Dưới đây là một số kết luận chính:
1 Bằng cách giải các phương trình RANS cho dòng chảy nhiều pha với mô hình xâm thực Zwart – Gerber – Belamri kết hợp với mô hình xoáy tách rời DES dựa trên mô hình rối SST k –ω đã cho kết quả tin cậy trong bài toán mô phỏng dòng chảy xâm thực dạng hơi ở số Reynold cao Bên cạch đó phương pháp này còn mô phỏng được dạng xâm thực tấm, xâm thực đầu cánh, xoáy xâm thực và siêu xâm thực …
2.Đặc tính xâm thực của cách 1 cung tròn phụ thuộc chủ yếu vào chiều dầy và độ cong của cánh.
3.Đối với cánh có chiều dầy mỏng, độ cong cung cao trong điều kiện góc tấn thay đổi nhỏ sẽ cho chất lượng xâm thực tốt do không phát sinh xâm thực và hệ số lực cản nhỏ hơn, hệ số lực nâng thì cao hơn so với cánh có độ dầy lớn hơn Bên cạch đó, với cánh có độ cong cao, chiều dầy lớn (độ khum lớn) rất dễ phát sinh xâm thực phía đuôi cánh Tuy nhiên phạm vi làm việc không bị xâm thực của cánh có chiều dầy mỏng sẽ nhỏ hơn cánh có chiều dầy lớn.
4.Quan sát hình 4.38 đến hình 4.45 thấy rằng khi cánh có độ cong cung βo [5] thay đổi từ 10 0 đến 15 0 , với hệ số xâm thực σ 1.5 (hệ số xâm thực đủ lớn) thì vùng làm việc ổn định (không xâm thực hoặc bị xâm thực mép vào nhỏ) là trong phạm vi góc tấn thay đổi từ -3 0 đến + 6 0 Với hệ số xâm thực σ 1 thì vùng làm việc ổn định là trong phạm vi góc tấn thay đổi từ -3 0 đến +3 0 và với hệ số xâm thực σ = 0,7 thì vùng làm việc ổn định là phạm vi góc tấn thay đổi từ -3 0 đến 0 0 Với hệ số xâm thực σ 0.5 thì các cánh đều xuất hiện xâm thực mạnh hơn, tuy nhiên với có chiều dầy δy max ൌ
3% tại điều kiện góc tấn 0 0 thì mức độ xâm thực nhỏ hơn các trường hợp cánh có chiều dầy lớn hơn.