giáo trình điện tử Khí động lực học 3

Các loại cánh khác nhau cho phân bố lực nâng khác nhau. Phân bố lực nâng elip cho lực cản là nhỏ nhất  thiết kế cánh để có phân bố lực nâng theo yêu cầu Các loại cánh khác nhau cho phân bố lực nâng khác nhau. Phân bố lực nâng elip cho lực cản là nhỏ nhất  thiết kế cánh để có phân bố lực nâng theo yêu cầu

Khí động lực học

(bài 3)

Phân bố lực nâng-lift distribution

Các loại cánh khác nhau cho phân bố

lực nâng khác nhau

Phân bố lực nâng elip cho lực cản là nhỏ nhất  thiết kế cánh để có phân bố lực nâng theo yêu cầu

Cánh elip-elliptical wing

Cánh hình chiếu dạng elip

Cánh chữ nhật-rectangular wing

Hình chiếu cánh dạng chữ nhật

Dùng cho máy bay tốc độ thấp

Cánh mũi tên-swept wing

Có hình dạng mũi tên như hình vẽ

Tăng vận tốc tới hạn

Cánh thon-tapered wing

Knowing the area (Sw), taper ratio (λ) )

and the span (b) of the wing, and

whether the wing has sweep or not, the chord at any position on the span can be calculated by the formula

Standard mean chord

 Standard mean chord (SMC) is defined as

wing area divided by wing span,

 where S is the wing area and b is the span of

the wing Thus, the SMC is the chord of a

rectangular wing with the same area and span

as those of the given wing This is a purely

geometric figure and is rarely used in

aerodynamics

Mean aerodynamic chord

 MAC là vị trí dây cung đi qua vị trí lực nâng

 Mean aerodynamic chord (MAC) is defined as

 where y is the coordinate along the wing span and c(y) is the chord at the coordinate y Other

terms are as for SMC.

Cánh tìm MAC

 Draw a line between half the tip

chord and half the root chord

(Green)

 Add the root chord to the tip

 Add the tip chord to the root

 Draw a diagonal line between these

points (red)

 Where the half chord line and the

diagonal line meet draw a line

parallel to the chord (blue)

 About a quarter of the chord at this

point is the Center of gravity for the

wing

Cánh xoắn-twist wing

Cánh xoắn về mặt hình hoc

-Độ vồng không đổi

-Thay đổi góc tấn ban đầu

 cải tiện tách đong khi góc

Tấn lớn

Xoắn về mặt khí động

-Đường vồng thay đổi từ trong

Ra ngoài -Góc tấn ban đầu không đổi

tách dòng

 Kết hợp cả hai cách sẽ tốt hơn

Mất lực nâng-stall

 stall is a sudden

reduction in the lift

forces generated by

an airfoil This occurs

when the critical

angle of attack of the

Dòng chảy quá độ âm

Số Mach tới hạn

Như đã biết, số Mach tính: M=V/a

Tuy nhiên số Mach trên cánh lớn hơn số Mach của máy bay

Số mach sẽ được hiển thị bở đồng hồ

trên máy bay

Dòng quá độ âm

Ví dụ ở đây máy bay bay với vận tốc

M=0.6, nhưng trên cánh có số M=0.8

Dòng quá độ âm

Khi vận tốc máy bay tăng tới M=0.8, vận tốc cục bộ trên cánh có giá trị M=1

Số Mach này gọi là số Mach tới hạn

Mỗi loại cánh có M tới hạn khác nhau

Dòng quá độ âm

Khi vận tốc vượt vận tốc tới hạn M=0.85 Sinh ra vùng trên âm trên cánh sinh ra sóng va

Dòng quá độ âm

Khi M=0.9 vùng trên âm trên lưng cánh tăng, xuất hiện vùng trên âm dưới bụng cánh Sinh ra tách dòn giảm lực

nâng

Dòng quá độ âm

M=0.92, sóng va tiếp tục tiến về phía

đuôi của profile

Dòng quá độ âm

M>1, sóng va sinh ra ở trước mép vào

và ở mép ra

Lực cản sóng theo số Mach

M tăng, lực cản tăng

M>M tới hạn lực cản tăng nhanh

giảm lực cản/ thiết bị tạo xoáy

votex genarators

Tạo xoáy để truyền

năng lượng cho xoáy

giảm lực cản/ độ dày của cánh

 Hình cho thấy:

 Cánh mỏng hơn có

sóng va yếu hơn

 Tuy nhiên cánh là nơi

chứa nhiên liệu, nên

Giảm lực cản/Cánh mũi tên

cánh mũi tên thường 30°

Cánh mũi tên tăng vận tốc tới hạn

Profile quá độ âm

Là profile sử dụng hiệu quả trong vùng

quá độ âm

Profile cánh quá độ âm giảm cường độ sóng va trên cánh

Profile quá độ âm

Thuận lợi

 Tăng lực nâng giảm diện tích cánh

 Tăng M tới hạn giảm góc mũi tên của cánh

 Tăng lực cản của cánh

Dòng trên âm

Đối với dòng trên âm xảy ra các hiện

tượng sóng

Dòng trên âm/sóng va thẳng

Sóng va

Sóng va thẳng -Sóng va thẳng chỉ xuất hiện trước vật

-Hướng của dòng không đổi Sau sóng va

-Áp suất tĩnh, KLR, nhiệt độ Tăng

-Áp suất tổng thì giảm

Sóng va xiên -Tồn tại trên và dưới vât -Thay đổi hướng dòng sau sóng va

-Vận tốc giảm nhưng vẫn trên âm

-Áp suất tĩnh, KLR, nhiệt độ Tăng

-Áp suất tổng thì giảm

Sóng dãn

 Sinh ra khi dòng trên âm mở rộng tiết diện

 Vận tốc tăng sau sóng dãn

 Áp suất tính, LLR, nhiệt độ giảm

 Áp suất tổng không đổi

Profile cánh trên âm

Để thấy profile cánh trên âm, ta xét đầu tiên với cánh phẳng ở góc tấn dương

Mép vào sinh ra sóng dãn ở phía trên và sóng va xiên ở phía dưới

Sinh ra áp suất

đều trên và dưới cánh

Profile cánh trên âm

Lực nâng sinh ra ở vị

trí 50% day cung

Góc tấn tăng  lực

cản sẽ tăng

Cánh hình thoi/ góc tấn 0°

Áp suất tăng ở nửa phía trước, áp suất giảm ở nửa phía sau

Không có lực nâng

Cánh hình thoi/ góc tấn 3°

Có sự thay đổi giá trị áp suất phần trước

và sau  sinh ra lực nâng

Cánh hình cung tròn

của lực nâng ở 50% dây cung

Kéo bởi một máy bay, ô tô

Nhảy từ độ cao xuống

Cấu tạo tầu lượn