Tính toán đàn hồi khí động ứng dụng đối với ánh khí động

Những công ty này tuy mới và quy mô nhỏ so với khu vực và thế giới nhưng đã đạt được tốc độ phát triển khá cao với đường bay ngày càng được mở rộng và đội ngũ máy bay ngày càng ợc lớn mạ

ngµnh : C¬ häc kü thuËt m· sè : 62520201

Ngêi híng dÉn khoa häc : Pgs.ts hoµng bÝch ngäc

Hµ Néi 2008

LỜI NÓI ĐẦU

Trên thế giới nói chung và tại Việt Nam nói riêng, nhu cầu đi lại, vận chuyển bằng đường không đang ngày càng tăng cao Hiện nay, nước ta có nhiều hãng khai thác vận hành máy bay ổng công ty Hàng không Việt Nam (t

…) Những công ty này tuy mới và quy mô nhỏ so với khu vực và thế giới nhưng đã đạt được tốc độ phát triển khá cao với đường bay ngày càng được

mở rộng và đội ngũ máy bay ngày càng ợc lớn mạnh.đư

Đàn hồi khí động là biến dạng đàn hồi của cánh máy bay dưới tác dụng của lực khí động, là loại lực phân bố và thay đổi liên tục trong quá trình bay Cánh máy bay là bộ phận chịu lực nâng khí động phân bố rất lớn, lớn hơn tổng trọng lượng của toàn bộ máy bay

Tuy ra đời sau nh ng hiện nay ư đàn hồi khí động trở thành một trong lĩnh vực quan trọng nhất trong nghành khoa học àng không, nhất là khi nhu cầu htăng tốc độ bay và tăng khối l ợng vận chuyển của máy bay.ư

Mục đích của đồ án này là tìm hiểu về lĩnh vực đàn hồi khí động nói chung và tính toán cụ thể về đàn hồi khí động tĩnh, sử dụng phần mềm mô phỏng khí động ANSYS CFX và FLUENT (có kiểm chứng kết quả thu được),

sau đó ứng dụng phần mềm ANSYS Multiphysics để xem xét ứng xử của cánh khi chịu tải khí động

Để hoàn thành luận văn tốt nghiệp của mình, tôixin chân thành cảm ơn

sự giúp đỡ của PGS.TS Hoàng Thị Bích Ngọc - bộ môn Kỹ thuật Hàng không

- Trường ại học Bách Khoa Hà Nội, người đã chỉ bảo, hướng dẫn tôi tận tình Đtrong suốt quá trình làm đồ án

Do thời gian làm ồ án có hạn và hạn chế của bản thân nên đ đồ án của tôi không thể tránh khỏi những sai sót, rất mong được sự góp ý, chỉ bảo của các thầy cô và các bạn

Hà nội, ngày 10 tháng 11 năm 2008

Bùi Trần Trung

MỤC LỤC

Lời nói đầu

Chương 1: Giới thiệu chung

1.1 Đối tượng nghiên cứu của đàn hồi khí động

1.1.1 Sơ lược lịch sử phát triền và nghiên cứu vấn đề đàn

1.2.1 Hiện tượng phá hủy đàn hồi khí động tĩnh

1.2.2 Các hiện tượng đàn hồi khí động động

Chương 2: Cơ sở lý thuyết đàn hồi khí động tĩnh

2.3.1 Phương trình cân bằng momen quanh trụcCy

2.3.2 Độ cứng khí động

2.3.3 Vận tốc và áp suất động khi xảy ra sự mất ổn định

2.4 Xoắn phá hủy cánh có sải cánh lớn

4.2 Phương pháp tính toán lực đàn hồi khí động

4.3 Bài toán tương tác khí động đàn hồi

4.3.1 Cánh NACA 0006 so sánh với kết quả tính toán [5]

Apply for aerodynamic wing

Bùi Trần Trung

Calculate aerodynamic includes two problems: calculate force distribut ed

on wing and calculate aerodynamic elasticity

1 Calculate distributed force on wing

This thesis performed calculate three dimensional aerodynamic on wing

by ANSYS Software, compare the results with FLUENT Software and verify the results with the other results which is announced – programed by sigular method The results to be ensured the accurate of aerodynamic force

2 Calculate aerodynamic elasticity

The calculation was performed with empty structure wing with two reinforce I – beam and compare with plate Wing was clamped at one side (root wing) The results of displacements show its max at leading edge

The results show almost max stress concentrate in root wing The upper of wing have comprassing stress and the low of wing have tensile stress The results about danger stress help us having orient about struture

The program (MATLAB) was performed to calculate dispalacements and angle of torsion with assumption we have aerodynamic force at inlet

TÍNH TOÁN ĐÀN HỒI KHÍ ĐỘNG ỨNG DỤNG ĐỐI VỚI CÁNH KHÍ ĐỘNG

Bùi Trần Trung TÓM TẮT

Việc tính toán đàn hồi khí động cánh bao gồm hai bài toán: tính toán lực khí động phân bố trên cánh và tính toán đàn hồi khí động

1 Tính lực khí động phân bố trên cánh

Luận án đã thực hiện việc tính toán khí động 3D trên cánh bằng sử dụng phần mềm ANSYS, so sánh kết quả với phần mềm FLUENT và kiểm chứng với kết quả đã được công bố là tính toán lập trình theo phương pháp các điểm kỳ dị Kết quả cho thấy lực khí động được tính toán ở đây đảm bảo

độ chính xác cần thiết

2 Tính toán đàn hồi

Tính toán được thực hiện đối với kết cấu cánh rỗng có hai dầm chữ I tăng cường, và đối chiếu với tấm Cánh được xét ngàm một đầu (gốc cánh) cho thấy kết quả mút cánh có biên độ chuyển vị lớn nhất (theo phương sải cánh)

Kết quả tính toán cho thấy các ứng suất lớn nhất đều nằm ở gốc cánh Phía trên cánh chịu ứng suất nén, phía dưới cánh chịu ứng suất kéo Việc xác định ứng suất nguy hiểm cho những định hướng sơ bộ về kết cấu

Phần lập trình tính toán chuyển vị uốn và góc xoắn được thực hiện với giả thiết đã có lực khí động và kết cấu đã biết

Chương 1 GIỚI THIỆU CHUNG

1.1 Đối tượng nghiên cứu của đàn hồi khí động

1.1.1 Sơ lược lịch sử phát triển và nghiên cứu vấn đề đàn hồi khí động

Khi nghiên cứu về động lực học bay, ta thường coi máy bay như chất điểm (để nghiên cứu các đặc tính bay) và máy bay như vật thể cứng tuyệt đối,

có thể chuyển động theo các trục và quay quanh các trục (để nghiên cứu ổn định và điều khiển máy bay)

Thực tế máy bay không phải là vật cứng tuyệt đối, dưới tác dụng của ngoại lực các thành phần kết cấu biến dạng uốn và xoắn cánh ( – hình 1.1) làm thay đổi đặc tính khí động cũng như hạn chế khả năng chịu tải của kết cấu khi tốc độ bay tăng, khi có xung va chạm khi hạ cánh, hoặc khi gặp các dòng nhiễu động trong quá trình bay Có thể nói độ cứng của máy bay là nguyên nhân quyết định đến việc xuất hiện hoặc loại trừ các hiện tượng đàn hồi khí động (ĐHKĐ)

Các hiện tượng ĐHKĐ xuất hiện ngay từ khi có khí cụ bay nặng hơn không khí, song ở thời kỳ đó, người ta ít hiểu biết về bản chất và chưa có điều kiện nghiên cứu về nó Vì vậy đã có nhiều tổn thất và tai nạn do các hiện tượng ĐHKĐ gây nên

Đầu năm 1930, xảy ra tai nạn do hiện tượng xoắn phá huỷ cánh máy bay một tầng của giáo sư Samuel Langleye (Mỹ) Sau đó, với máy bay hai tầng cánh, anh em nhà Wright thử nghiệm bay thành công nhiều lần Khi đó người

ta cho rằng máy bay hai tầng cánh bền hơn, nên ở Mỹ đến cuối chiến tranh thế giới thứ nhất người ta đã sản xuất chủ yếu loại máy bay hai tầng cánh

Do yêu cầu về tốc độ máy bay lớn, trọng lượng kết cấu nhỏ nên người ta

đã lại phải nghiên cứu để sản xuất máy bay một tầng cánh Ở Đức, thời gian đó người ta sử dụng máy bay tiêm kích Fokker–D8 là loại máy bay một tầng – cánh đặt trên thân, nó đạt tốc độ nhanh hơn, nhẹ hơn các loại máy bay thời kì

đó Song cũng do độ cứng chống xoắn nhỏ nên đã xảy ra nhiều hiện tượng cánh bị phá huỷ khi bay đối với loại máy bay này.

Máy bay hai tầng cánh, ở tốc độ nhỏ thì hệ thống chịu mômen xoắn ở cánh rất lớn, đủ khả năng chống lại biến dạng, song do độ cứng của thân đuôi nhỏ nên ở đây lại xảy ra nhiều hiện tượng khí động đàn hồi khác Ví dụ như máy bay chiến đấu Handley – page 0/400 của Anh trong thời kì chiến tranh thế giới thứ nhất Máy bay có hai đuôi đứng và đuôi ngang rất nhạy với hiện tượng

“rung lắc” tự kích (flutter), đã nhiều lần xảy ra rung động mạnh dẫn đến phá huỷ kết cấu khi bay Nguyên nhân chính dẫn đến các tai nạn ở máy bay này là

do nối hai phần bánh lái lên xuống không đủ cứng (nối qua hệ thống dây) và cũng do các bánh lái lên xuống không được cân bằng tuyệt đối Cũng với nguyên nhân tương tự đã xảy ra rất nhiều tai nạn với các loại máy bay khác của Anh, ví dụ như ở máy bay DH–9 Vào những năm 30 của thế kỉ 20, do cần tăng tốc độ bay, người ta sử dụng máy bay một tầng cánh, nhiều tai nạn do các hiện tượng ĐHKĐ lại xuất hiện Lúc này vấn đề ĐHKĐ bắt đầu được các nhà khoa học trên thế giới chú ý đến

Nhà toán học Xô Viết Traplưgin đã nghiên cứu hiện tượng chảy không

ổn định qua cánh máy bay, trên cơ sở đó viện sĩ Ken-đus đã bắt đầu nghiên cứu bản chất của hiện tượng “rung lắc” tự kích (flutter) Năm 1933, Ken- uđ s cùng với Grosman ở trung tâm nghiên cứu thuỷ khí Xagi đã đưa ra các phương pháp có hiệu quả để chống lại những ảnh hưởng nguy hại của các hiện tượng đàn hồi khí động này

Tốc độ bay càng tăng thì càng xuất hiện nhiều dạng “rung lắc” tự kích (flutter khác nhau và vấn đề ĐHKĐ ngày càng được các nhà thiết kế và sản ) xuất máy bay quan tâm

Khi trọng lượng máy bay tăng, sải cánh tăng, tốc độ hạ cánh sẽ cần phải nghiên cứu ảnh hưởng của các xung va chạm khi hạ cánh cũng như ảnh hưởng của biến dạng đàn hồi khi máy bay bay qua dòng nhiễu động

Trong thời gian trước chiến tranh thế giới thứ hai, do các tấm điều khiển trợ lực trên máy bay có độ cứng quá nhỏ hoặc không được cân bằng nên đã

xuất hiện nhiều dạng “rung lắc” tự kích (flutter) khác nhau, gây nhiễu và tai nạn cho các máy bay tiêm kích

Khi tốc độ bay đạt gần tới tốc độ âm thanh thì lại xuất hiện nhiều loại

“rung lắc” cưỡng bức (bafting ở đuôi máy bay cũng như hiện tượng “rung ) lắc” tự kích (flutter ) trên máy bay

Cũng do rung động, lắc và do không quan tâm, nghiên cứu đầy đủ về vấn đề khí động đàn hồi mà nhiều loại máy bay không sử dụng được (như máy bay vận tải với động cơ tuabin cánh quạt Lockheed Electra vào những năm 60)

Ngày nay với sự phát triển của khoa học kĩ thuật, vấn đề ĐHKĐ được nghiên cứu kĩ lưỡng hơn và trở thành một nghành khoa học như các nghành khí động học, cơ học bay, cơ học kết cấu cũng như các nghành khoa học khác trong công nghệ chế tạo khí cụ bay

1.1.2 Đối tượng nghiên cứu và phân loại các hiện tượng đàn hồi khí động

Đàn hồi khí động nghiên cứu các mối quan hệ lẫn nhau giữa ba nhóm lực:

- Lực quán tính Hình 1.2 là mô hình “Tam giác khí động đàn hồi” (Collar – 1946) Nhìn vào tam giác này có thể thấy mối liên hệ giữa các lĩnh vực nghiên cứu trong cơ học hàng không:

Lực khí động + Lực đàn hồi + Lực quán tính : Khí động đàn hồi động

b) Cánh bị uốn và xoắn Hiệu ứng tăng góc tới-

Hình 1.2 Tam giác khí đ ộng àn hồi đ

Cơ học bay Dao động

kết cấu

1.2 Phân loại về bản chất chung của các hiện tượng đàn hồi khí động

1.2.1 Hiện tượng phá hủy đàn hồi khí động tĩnh

Các hiện tượng ĐHKĐ tĩnh xét đến sự tham gia của lực khí động và lực đàn hồi Đặc trưng chung của các hiện tượng này là biến dạng uốn và xoắn tách biệt Trong nhóm các hiện tượng ĐHKĐ tĩnh, có hiện tượng đặc trưng sau:

 Xoắn phá hủy cánh

Do cánh không đủ độ cứng nên dưới tác dụng của lực khí động kết cấu

bị biến dạng, biến dạng kết cấu làm tăng góc tới cánh, do lực khí động phụ thuộc góc tới nên khi góc tới tăng làm tăng thêm lực khí động Cứ như vậy đến một tốc độ bay nào đó gọi là tốc độ tới hạn của hiện tượng thì độ bền, độ cứng của kết cấu không còn khả năng chống lại hiện tượng xoắn cánh nữa; lúc đó kết cấu bị phá hủy (có thể nói góc xoắn lớn đến vô cùng)

1.2.2 Các hiện tượng đàn hồi khí động động

Các hiện tượng ĐHKĐ động là các hiện tượng ĐHKĐ có sự tham gia đồng thời của ba lực: lực khí động, lực đàn hồi và lực quán tính Đặc trưng chung của các hiện tượng này là dao động Trong nhóm các hiện tượng ĐHKĐ động, có các hiện tượng đặc trưng sau:

 Hiện tượng “ rung lắc” tự kích (flutter)

Bản chất của hiện tượng này là dao động điều hòa tự kích của một thành phần kết cấu nào đó khi có sự tham gia đồng thời của ba lực (lực đàn hồi, lực khí động và lực quán tính) Trong dao động kết cấu xuất hiện lực cản dao động

và lực kích thích dao động của kết cấu, tốc độ bay càng tăng thì lực kích thích duy trì dao động càng lớn, đến một tốc độ nào đó gọi là tốc độ tới hạn, dao động kết cấu có biên độ không đổi Nếu tốc độ bay lớn hơn tốc độ tới hạn đó, kết cấu bị phá hủy

 Hiện tượng “rung lắc” cưỡng bức (bafting)

Là hiện tượng rung lắc một thành phần kết cấu nào đó (thường là đuôi máy bay) Bản chất của hiện tượng này là dao động cưỡng bức kết cấu, do xoáy của dòng khí bị đứt dòng khi chảy qua các thành phần kết cấu ở phần trước tác dụng khi tần số của các xoáy (đóng vai trò tần số của lực kích thích) trùng với tần số dao động riêng của phần kết cấu nào đó của máy bay sẽ sinh

ra cộng hưởng và do vậy mà kết cấu bị phá hủy

 Hiện tượng phản ứng động lực

Hiện tượng xuất hiện khi có tác dụng đồng thời của ba lực lên kết cấu và khi bay qua dòng nhiễu động (thường tác động xung hay theo chu kỳ) hoặc do xung va chạm khi máy bay tiếp đất hạ cánh Do tác dụng như vậy mà có thể xuất hiện quá tải quá lớn gây phá hủy kết cấu

Chuyển vị:

I E

M

z = u

J G

Mx

= ϕ

Góc tới thay đổi:

ϕ + α

Trên sơ đồ hình 2.1, Mu và Mx là mômen uốn và mômen xoắn; E là môdun đàn hồi; G là môdun đàn hồi trượt; I là mômen quán tính đối với trục x; J là mômen quán tính độc cực

Khi máy bay đậu ở dưới mặt đất, cánh máy bay chịu tác động của trọng lực cánh máy bay Tải trọng này nói chung là nhỏ, không gây nên biến dạng cánh

Khi máy bay cất cánh bay lên không trung, tương tác giữa không khí và cánh máy bay tạo nên lực khí động với thành phần lực nâng rất lớn Để nâng được máy bay lên, lực nâng mà cánh tạo ra phải lớn hơn tổng trọng lực của toàn máy bay

Lực nâng khí động phân bố này thay đổi theo vận tốc và góc tới trong quá trình bay Tính toán lực khí động này, ta phải giải hệ phương trình vi phân chuyển động của chất lỏng

Phần tính toán của luận văn này giới hạn ở tính toán đàn hồi tĩnh, tức là tính biến dạng đàn hồi của cánh dưới tác dụng của lực khí động với các kết quả về chuyển vị uốn, xoắn, ứng suất

2.2 Các hệ trục toạ độ và các khái niệm cơ bản của khí động đàn hồi

Các thông số khí động của profil cánh được thể hiện trên hình 2.3a sau đây

Hình 2.2 Lực nâng phân bố trên máy bay

Lực khí động (lực nâng Z; lực cản D), vận tốc vô cùng V∞ và góc tới α, chiều dài dây cung c

Các vị trí quan trọng của một profil

khí động đàn hồi:

Mép vào: A; mép ra: B

Tiêu điểm F: là điểm mà mômen

khí động đối với F và không phụ thuộc vào góc tới

Tâm đẩy P: là điểm đặt hợp lực khí động của profil

Trọng tâm G: là điểm đặt trọng lượng của kết cấu cánh

Tâm cứng (tâm xoắn) C: là điểm mà khi đặt lực vào đó thì không làm cho

profil cánh quay

Đối với một cánh, trục khí động và trục đàn hồi được định nghĩa như trên hình 2.4 Trục khí động là đường tập hợp các tiêu điểm F của profil cánh (là đường 1/4) Trục đàn hồi là đường tập hợp các tâm xoắn C; e là khoảng cách giữa trục đàn hồi và trục khí động

Hình 2.3a Lực khí động trên profil cánh

Hệ trục toạ độ (xa, ya, za) là hệ trục toạ độ khí động có xa trùng với phư ng vận tốc vô cùng; ơ (x,y,z) là hệ trục toạ độ gắn với máy bay

2.3 “Tiết diện mô hình” và sự xoắn phá huỷ của “tiết diện mô hình”

Trước khi đi vào xét cánh 3D, chúng ta xét khái niệm “tiết diện mô hình”

“Tiết diện mô hình” được định nghĩa là mặt cắt của cánh được cắt bằng mặt phẳng song song với trục đối xứng của máy bay

Mô hình nghiên cứu dòng hai chiều với điều kiện ban đầu: góc tới α0; profil

cánh có độ cứng lí tưởng; sau khi bị xoắn, profil quay một góc θ xung quanh

trục Cy, tạo nên góc tới mới α α= 0+ θ

2.3.1 Phương trình cân bằng mômen quanh trục Cy

q = ρ là áp suất động, S là diện tích cánh, Cmo là hệ số mômen đối với mép vào khi góc tới bằng không, Cz là hệ số lực nâng của profil

Xét hệ số lực nâng là hàm bậc nhất của góc tới α = α0+ θ, có thể viết:

z

z o mo

K K

C e cC qS C

qSe K

C e

cC qS

= α

=

2.3.2 Độ cứng khí động

Theo công thức (2.3), góc xoắn θ tỷ lệ nghịch với (K+Ka), trong đó K

là độ cứng chống xoắn phụ thuộc vào kết cấu, Ka được gọi là độ cứng khí

−

= α

C qSe

2 1

Thông thường, khi e>0 (điểm F nằm phía trái tâm xoắn C) thì Ka có

giá trị âm (S là diện tích cánh và Cz

α

∂

∂ là đạo hàm hệ số lực nâng theo góc tới, thông thường là những số dương)

(K+Ka) < 0 không xuất hiện trong động học kết cấu

(K+Ka) = 0 tương ứng với góc xoắn θ → ∞

Ảnh hưởng hình học với Ka là 3 chiều

2.3.3 Vận tốc và áp suất động khi xảy ra sự mất ổn định

Khi e =FC > 0, hệ số tổng K+Ka có thể giảm và θ không xác định (vô hạn),

và xuất hiện sự mất ổn định khi q = qd ( hoặc V = Vd)

1 2

2

th

z

KV

2.4 Xoắn phá huỷ cánh có sải cánh lớn

Nghiên cứu cánh có sải b/2 và lớn hơn rất nhiều so với chiều dày cánh (dòng 2D) Cánh phẳng và không có góc mũi tên: trục đàn hồi vuông góc với thân Giống như tiết diện mô hình, xoắn và uốn độc lập với nhau: cân bằng của cánh khi bị xoắn sẽ tạo ra tải khí động mà chúng ta sẽ sử dụng sau đó để tính toán cánh bị uốn Ta bỏ qua ảnh hưởng của khối lượng

Nghiên cứu một đoạn cánh có chiều rộng dy

Trong đó:

θ(y): là góc quay của mặt cắt y so với trục đàn hồi C y

GJ(y): là độ cứng chống xoắn của mặt cắt này

Mt(y): là mômen xoắn mà tiết diện này phải chịu và ta có: Mt =

Phương trình cân bằng cho phân tố lát cánh dy:

-Mt(y) + Mt(y+dy) + Mydy = 0

Hay

dy

dMt + M y =0

dy

d GJ dy

Sau khi biến đổi, điều kiện mất ổn định với góc xoắn θ → ∞ tương ứng với:

Hình 2.7 Phương pháp lát cánh

2

.GJ2

b .2

ρ

và thay đổi trong quá trình làm việc theo vận tốc bay và góc tới

Với dòng khí có tốc độ cao (Mach > 0,3) thuộc loại dòng nén được (khối lượng riêng ρ ≠const), ngoài hai phương trình liên tục và động lượng sử dụng trong dòng nén được ρ=const, trong tính toán xét cả phương trình năng lượng

và phương trình trạng thái

Số Mach được định nghĩa là tỷ số giữa vận tốc của dòng khí và vận tốc

âm thanh : M=V/a

3.1 Các phương trình cơ bản của khí động học

Hình 3.1a Tương tác giữa vật rắn và dòng khí

Phương trình liên tục:

.( V) 0t

Trong đó, p là áp suất ; F là lực khối ;υ là độ nhớt động học

Phương trình năng lượng:

A: đương lượng nhiệt của công cơ học

h: entanpi ; T: nhiệt độ ; λ: hệ số dẫn nhiệt

Các đặc trưng khí động

C: dây cung profin cánh

b: chiều dài sải cánh

suất m t dưới lớn h n áp suất m t ặ ơ ặ

trê n, từ đó, tạo ra lực nâ ng cho

chuyển động là lực nâng (L), phương song song với chuyển động là lực cản (D)

Các kết quả tính toán lực khí động ở phần 3.2 được tính toán theo phần mềm ANSYS, FLUENT và so sánh với các kết quả lập trình theo phương pháp các điểm kỳ dị ở tài liệu [3] Các kết quả tính toán và so sánh lực khí động ở chương này nhằm nghiệm chứng tính đúng đắn của việc tính toán lực khí động 3D bằng ANSYS

Trong chương tiếp theo (chương 4), sẽ sử dụng ANSYS để tính toán đàn hồi với kết quả lực khí động chuyển trực tiếp từ ANSYS CFX sang theo sơ đồ sau :

3.2.2 Các kết quả tính toán

Hình 3.5 thể hiện các đường đẳng áp suất trong trường hợp NACA0012 với góc tới 0 độ (đối xứng), và NACA2312 với góc tới 4 độ (bất đối xứng với góc tới) Vận tốc đầu vào là 170 m/s (M ≈0 5 ) Số Mach cực đại trong vùng kích động tương ứng trong hai trường hợp tương ứng là 0.581 và 0.732

Các kết quả về phân bố lực khí động trên cánh được thể hiện trong các hình 3.6, 3.7, 3.8, 3.9 Bốn trường hợp này được xét với : 1 Profil đối xứng, góc tới α=0 ; 2 Profil đối xứng, góc tới α≠0 ; 3 Profil bất đối xứng, góc tới α=0 ; 4 Profil bất đối xứng, góc tới α≠0

Hình 3.5 Các đường đẳng áp suất trên

Naca 0012 góc tới 0o và Naca 2312 góc tới 4o

Hình 3.3 Mặt cắt lưới 2D (Naca 2312) Hình 3.4 Lưới 3D

SO SÁNH KẾT QUẢ CÁC PHƯƠNG PHÁP Phần mềm Ansys, Fluent và lập trình theo PP kỳ dị 3D

1.2 NACA0012, GOC TOI 0 do, M=0.5

DAY CUNG PROFIL CANH X/C

Hình 3.6: Phân bố hệ số áp suất trên cánh

NACA 0012, α=0o (so sánh các phương pháp khác nhau)

SO SÁNH KẾT QUẢ CÁC PHƯƠNG PHÁP Phần mềm Ansys, Fluent và lập trình theo PP kỳ dị 3D

Hình 3.7: Phân bố hệ số áp suất trên cánh

NACA 0012, α=0o(so sánh các phương pháp khác nhau)

1.5 NACA0012, GOC TOI 4 do, M=0.5

DAY CUNG PROFIL CANH X/C

1.5 NACA0012, GOC TOI 4 do, M=0.5

DAY CUNG PROFIL CANH X/C

SO SÁNH KẾT QUẢ CÁC PHƯƠNG PHÁP Phần mềm Ansys, Fluent và lập trình theo PP kỳ dị 3D

Hình 3.8: Phân bố hệ số áp suất trên cánh

NACA 0012, α=0o(so sánh các phương pháp khác nhau)

1.2 NACA2312, GOC TOI 0 do, M=0.5

DAY CUNG PROFIL CANH X/C

1.2 NACA2312, GOC TOI 0 do, M=0.5

DAY CUNG PROFIL CANH X/C

SO SÁNH KẾT QUẢ CÁC PHƯƠNG PHÁP Phần mềm Ansys, Fluent và lập trình theo PP kỳ dị 3D

Hình 3.9: Phân bố hệ số áp suất trên cánh

NACA 0012, α=0o(so sánh các phương pháp khác nhau)

1.5 NACA2312, GOC TOI 4 do, M=0.5

DAY CUNG PROFIL CANH X/C

1.5 NACA2312, GOC TOI 4 do, M=0.5

DAY CUNG PROFIL CANH X/C

Các hình 3.6 đến 3.9 biểu diễn kết quả khí động 3D tính toán theo Ansys

và Fluent được so sánh với kết quả tính theo phương pháp kỳ dị 3D [3] trên cánh chữ nhật kích thước 1m x 4m ứng với các profil NACA khác nhau, các trường hợp góc tới 0 độ, 4 độ Hình biểu diễn phân bố ba chiều cho ta thấy được hiệu ứng 3D ở đầu mút cánh Các hình so sánh phân bố trên từng sải cho phép ta trực tiếp đánh giá độ chính xác của kết quả

Một cách tổng quát, ta có thể thấy áp suất lớn nhất tại gốc cánh, sau đó giảm dần cho đến mút cánh theo chiều sải cánh Theo chiều dây cung cánh, ta thấy áp suất hiệu dụng giữa lưng cánh và bụng cánh lớn nhất ở đầu mép vào (gây ra lực nâng lớn lại chỗ đó) và giảm dần ra phía mép ra

Hình 3.6 biểu diễn phân bố ba chiều hệ số phân bố áp suất trong trường hợp cánh chữ nhật profil NACA0012, góc tới 0 độ Nhìn trên hình ta thấy phân

bố hệ số áp suất trên lưng cánh và bụng cánh chập nhau, điều này hoàn toàn hợp lý do cánh đối xứng và không có góc tới Phân bố áp suất phía lưng và bụng bằng nhau

Hình 3.7 biểu diễn so sánh kết quả phân bố hệ số áp suất giữa các phương pháp trên từng sải cánh trong trường hợp cánh chữ nhật NACA0012, góc tới 4 độ Vẫn là profil đối xứng, nhưng do có góc tới nên giữa lưng cánh

và bụng cánh đã xuất hiện độ chênh áp suất rất rõ ràng Hơn nữa, do có góc tới, độ giảm dần của phân bố áp suất từ gốc cánh đến mút cánh thế hiện một cách rõ ràng hơn trường hợp trên

Hình 3.8 biểu diễn so sánh kết quả phân bố hệ số áp suất giữa các phương pháp trên từng sải cánh trong trường hợp cánh chữ nhật NACA2312, góc tới 0 độ Đây là trường hợp không có góc tới, tuy nhiên, do không phải profil đối xứng, nên vẫn có sự chênh áp suất giữa lưng cánh và bụng cánh

Hình 3.9 biểu diễn so sánh kết quả phân bố hệ số áp suất giữa các phương pháp trên từng sải cánh trong trường hợp cánh chữ nhật NACA2312, góc tới 4 độ Trường hợp này vừa là profil bất đối xứng, vừa có góc tới, nên hiệu ứng 3D thể hiện trên cánh rất rõ ràng trong cả ba phương pháp Sự giảm chênh áp suất giữa lưng cánh và bụng cánh theo chiều sải cánh cũng được thể hiện rõ ràng nhất trong trường hợp này

Kết quả trên hai hình tiếp theo 3.10 và 3.11 trình bày sự thay đổi của lực khí động phân bố trên cánh khi vận tốc thay đổi (hình 3.10) và khi góc tới thay đổi (hình 3.11) (kết quả cắt tại tiết diện gốc cánh)

KẾT QUẢ CÁC TRƯỜNG HỢP VẬN TỐC KHÁC NHAU

Day cung canh x/C

-2 -1.5 -1 -0.5 0 0.5 1 1.5

Day cung canh x/C

Hình 3.10 Phân bố hệ số Cp α =4ovới M=0.4, 0.6, 0.7

(a) NACA 0012 ; (b) NACA 2312