Nghiên cứu hiện tượng khí động đàn hồi cánh máy bay có biên dạng đối xứng

Nghiên cứu hiện tượng khí động đàn hồi cánh máy bay có biên dạng đối xứng Nghiên cứu hiện tượng khí động đàn hồi cánh máy bay có biên dạng đối xứng Nghiên cứu hiện tượng khí động đàn hồi cánh máy bay có biên dạng đối xứng luận văn tốt nghiệp,luận văn thạc sĩ, luận văn cao học, luận văn đại học, luận án tiến sĩ, đồ án tốt nghiệp luận văn tốt nghiệp,luận văn thạc sĩ, luận văn cao học, luận văn đại học, luận án tiến sĩ, đồ án tốt nghiệp

BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO TRƯỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA HÀ NỘI - PHẠM QUANG TUẤN NGHIÊN CỨU HIỆN TƯỢNG KHÍ ĐỘNG ĐÀN HỒI CÁNH MÁY BAY CĨ BIÊN DẠNG ĐỐI XỨNG LUẬN VĂN THẠC SĨ KHOA HỌC CHUYÊN NGÀNH KỸ THUẬT CƠ KHÍ ĐỘNG LỰC NGƯỜI HƯỚNG DẪN KHOA HỌC : PGS.TS HoàngThị Kim Dung HÀNỘI - NĂM 2018 LỜI CAM ĐOAN Tôi – Phạm Quang Tuấn, học viên lớp Cao học CLC2017B, Trường Đại học Bách Khoa Hà Nội – cam kết luận văn công trình nghiên cứu thân tơi hướng dẫn PGS.TS Hồng Thị Kim Dung – Bộ mơn Kỹ thuật Hàng khơng Vũ trụ, Viện Cơ khí động lực, Trường Đại học Bách Khoa Hà Nội Các số liệu, kết nêu luận văn trung thực chưa công bố công trình khác Tác giả luận văn xin chịu trách nhiệm nghiên cứu Hà Nội, ngày 28 tháng 09 năm 2018 Học viên Phạm Quang Tuấn Xác nhận giáo viên hướng dẫn mức độ hoàn thành luận văn thạc sĩ cho phép bảo vệ: Hà Nội, ngày 28 tháng 09 năm 2018 Giảng viên hướng dẫn PGS.TS Hoàng Thị Kim Dung i MỤC LỤC DANH MỤC BẢNG DANH MỤC HÌNH ẢNH CÁC TỪ VIẾT TẮT VÀ KÝ HIỆU LỜI NÓI ĐẦU CHƢƠNG 1: TỔNG QUAN VỀ CÁC HIỆN TƢỢNG KHÍ ĐỘNG ĐÀN HỒI 10 1.1 Lịch sử nghiên cứu tượng khí động đàn hồi 10 1.2 Phân loại tượng khí động đàn hồi 12 1.3 Các tượng khí động đàn hồi tác dụng lên cánh máy bay 15 1.3.1 Tính đàn hồi kết cấu cánh máy bay 15 1.3.2 Bản chất trình diễn biến tượng khí động đàn hồi16 1.3.3 Các vấn đề cần giải 18 1.4 Các phương pháp nghiên cứu tượng khí động đàn hồi 18 1.4.1 Mơ hình hệ bậc tự 21 1.4.2 Mơ hình hai bậc tự 22 1.4.3 Phương pháp K-P 24 1.4.4 Phương pháp mô số 25 1.4.5 Phương pháp thực nghiệm 27 CHƢƠNG 2: PHƢƠNG PHÁP MÔ PHỎNG SỐ 29 2.1 Đối tượng nghiên cứu 29 2.2 Thiết lập mô 30 2.2.1 Lưới hóa 32 2.2.2 Phương trình chuyển động 34 2.2.3 Phân tích modal 36 2.2.3 Bước thời gian 40 ii 2.2.4 Mô hình rối 41 2.2.5 Điều kiện biên 42 2.2.6 Bài tốn mơ khí động 42 2.3 Kết KĐĐH cánh AGARD 445.6 44 2.3.1 Ảnh hưởng áp suất 45 2.3.2 Ảnh hưởng số Mach 48 2.3.3 Đánh giá kết mô KĐĐH cánh AGARD 445.6 51 CHƢƠNG 3: PHƢƠNG PHÁP THỰC NGHIỆM 53 3.1 Mơ hình thực nghiệm 54 3.2 Bộ gá 54 3.3 Kết thực nghiệm 55 3.3.1 Thực nghiệm với ống khí động 55 3.3.2 Thực nghiệm với máy tạo rung 57 3.4.3 Nhận xét 59 KẾT LUẬN 61 TÀI LIỆU THAM KHẢO 62 iii DANH MỤC BẢNG BIỂU Bảng 2.1 Kết thực nghiệm [7] 30 Bảng 2.2 Kết phân tích dao động riêng cánh AGARD 445.6 38 Bảng 2.3 Thơng số lưới khí động 43 Bảng 2.4 Tham số khí động đàn hồi Flutter M=0.499 47 Bảng 3.1 Thông số cánh thử nghiệm 54 Bảng 3.2 Tần số vẫy cánh Agard kết cấu gỗ balsa đặc 55 Bảng 3.3 Tần số dao động riêng cánh Agard kết cấu gỗ balsa đặc 59 Bảng 3.4 Tần số dao động riêng cánh Agard kết rỗng kết hợp nhiều vật liệu59 DANH MỤC HÌNH ẢNH Hình 1.1 Biên độ dao động phụ thuộc vào vận tốc Von Schlippe [] 12 Hình 1.2 Tam giác COLLAR 13 Hình 1.3 Sự phân bố tâm profile 15 Hình 1.4 Ảnh hưởng uốn cánh thẳng 16 Hình 1.5 Ảnh hưởng xoắn cánh thẳng 16 Hình 1.6 Flutter uốn – xoắn cánh 19 Hình 1.7 Flutter uốn cánh có tham gia cánh điều khiển 20 Hình 1.8 Tiêu chuẩn vận tốc máy bay dựa giới hạn Flutter [13] 21 Hình 1.9 Mơ hình Flutter bậc tự 22 Hình 1.10 Mơ hình hai bậc tự 23 Hình 1.11 Bài tốn FSI tua bin gió 26 Hình 1.12 Phân loại toán FSI 26 Hình 1.13 Thí nghiệm sử dụng ống khí động trung tâm nghiên cứu Glenn, NASA 28 Hình 2.1 Cánh AGARD 445.6 29 Hình 2.2 Chức hệ thống Coupling [1] 31 Hình 2.3 Cấu hình hệ thống Coupling [1] 32 Hình 2.4 Lưới động sử dụng trụ biến dạng [1] 33 Hình 2.5 Giao thoa lưới [1] 34 Hình 2.6 Mơ hình cánh AGARD445.6 37 Hình 2.7 Sự biến thiên Mode theo số phần tử rời rạc 37 Hình 2.8 Phân tích Modal 39 Hình 2.9 Đồ thị dao động mũi cánh phụ thuộc vào bước thời gian 41 Hình 2.10 Điều kiện biên đầu vào đầu 42 Hình 2.11 Mơ hình phần khí động chia lưới 43 Hình 2.12 Phân bố hệ số áp suất 44 Hình 2.13 Vị trí khảo sát biến dạng-mép vào mũi cánh 45 Hình 2.14 Đồ thị dao động mép vào mũi cánh 46 Hình 2.15 Ảnh hưởng số Mach 50 Hình 3.1 Sơ đồ nguyên lý thực nghiệm 53 Hình 3.2 Mẫu cánh thử nghiệm 54 Hình 3.3 Bộ gá thí nghiệm 55 Hình 3.4 Biến thiên lực tác động gốc cánh kết cấu gỗ balsa đặc 56 Hình 3.5 Biến thiên lực tác động gốc cánh kết cấu gỗ balsa đặc vận tốc flutter57 Hình 3.6 Hệ thống thực nghiệm máy tạo rung 58 Hình 3.7 Biên độ dao động mũi cánh mode tăng công suất máy rung 59 CÁC TỪ VIẾT TẮT VÀ KÝ HIỆU Các cụm từ viết tắt KĐĐH Khí động đàn hồi CFD Computational Fluid Dynamics CSD Computatiopnal Structural Dynamics FSI Fluid Struture Interaction V-TT Vận tốc Flutter tính tốn V-TN Vận tốc Flutter thực nghiệm ρ-TT Khối lượng riêng khơng khí tính tốn ρ-TN Khối lượng riêng khơng khí thực nghiệm w-TT Tần số Flutter tính tốn w-TN Tần số Flutter thực nghiệm [K] Ma trận độ cứng [M] Ma trận khối lượng [S1] Ma trận chuyển phân bố lực [S2] Ma trận chuyển chuyển vị Ký hiệu đại lƣợng Ký hiệu Tên đại lƣợng Thứ nguyên  Góc Độ, radian  Góc Độ, radian  Góc Độ, radian  Góc Độ, radian  Góc Độ, radian  Góc Độ, radian  Góc Độ, radian  Số Pi _ c Vận tốc tuyệt đối m/s u Vận tốc vòng m/s w Vận tốc tương đối m/s  Vận tốc góc Radian/s  Thế vận tốc _ t Thời gian (bước cánh) S (mm)  Hệ số nhớt động lực N s / m2  Khối lượng riêng, mật độ kg / m3  Lưu số m2 / s k Hằng số (đàn hồi), độ cứng N/m q Chuyển vị m/s F Lực nói chung N A Thiết diện m2 P Áp suất Pa T Nhiệt độ K r Bán kính mm n Số vịng quay Vòng/phút b Chiều dài dây cung cánh mm B Chiều rộng lưới cánh mm W Năng lượng Jun M Số Mach LỜI NÓI ĐẦU Hiện nay, máy bay trở nên ngày phổ biến có vai trị quan trọng sống người Để đáp ứng nhu cầu ngày cao phương tiện hàng không, hãng sản xuất máy bay liên tục đưa mẫu máy bay mới, đại với dải tốc độ bay từ âm, cận âm âm Với tốc độ khác máy bay, tượng khí động đàn hồi tượng quan trọng khơng thể bỏ qua q trình tính tốn thiết kế máy bay Hiện tượng tượng phản hồi tương tác dòng lưu chất kết cấu máy bay Trong số tượng khí động đàn hồi thường xảy kết cấu hàng khơng tượng tự rung động (Flutter) tượng phức tạp nguy hiểm Hậu tượng tự rung động cường độ nhẹ cánh rung động gây giảm hiệu suất làm việc, cường độ lớn gây phá hủy mỏi phá hủy chi tiết Vì vậy, cần tính tốn phạm vi bay an tồn máy bay, gồm có độ cao vận tốc, trước tiên an tồn với phận dễ bị ảnh hưởng nhất, cánh máy bay Luận văn nghiên cứu tượng khí động đàn hồi cánh máy bay với đối tượng cánh có biên dạng đối xứng Nội dung luận văn gồm ba chương:  Chương 1: Tổng quan tượng khí động đàn hồi;  Chương 2: Phương pháp mô số;  Chương 3: Phương pháp thực nghiệm Qua việc thực luận văn thạc sĩ tơi tích lũy nhiều kiến thức mới, phương pháp nghiên cứu học tập Tôi xin chân thành cảm ơn PGS.TS Hoàng Thị Kim Dung giáo viên hướng dẫn thầy cô giáo môn Kỹ thuật Hàng không Vũ Trụ, Viện Cơ khí Động lực, Trường Đại học Bách khoa Hà Nội giúp tơi q trình hồn thành luận văn Do kiến thức hạn chế thời gian thực luận văn có hạn nên khơng tránh khỏi sai sót, mong nhận góp ý thầy cô Tôi xin chân thành cảm ơn Hà Nội, ngày 28 tháng 09 năm 2018 Học viên Phạm Quang Tuấn mũi cánh đáp ứng với điều kiện đầu vào M=0.499 Pstatic=35000 Pa (Hình 2.14c) chứng tỏ rằng, điểm xảy Flutter, dao động tắt dần (ξ=0.056), kết cấu cánh an toàn 2.3.2 Ảnh hưởng số Mach Sử dụng quy trình tương tự thiết lập tương tự, tiến hành khảo sát tượng Flutter M=0.678; 0.96; 1.072; 1.141 để xây dựng đồ thị biến thiên vận tốc, khối lượng riêng khơng khí, tần số vẫy điểm Flutter (hình 2.15) Vận tốc Flutter số Mach khác có tương đồng cao với giá trị đo thực nghiệm (Hình 2.15a) V-TN đường vận tốc Flutter đo thực nghiệm V-TT đường vận tốc Flutter tính tốn mô số Khi số Mach tăng, vận tốc xảy tượng Flutter tăng gần tuyến tính Xuất phát từ sở lý thuyết dòng độ âm, khơng tính đến ảnh hưởng sóng va, số Mach lớn, khối lượng riêng khơng khí giảm (cũng chứng minh hình 2.14b), vận tốc dịng chảy khơng thay đổi lực khí động tác dụng lên cánh giảm nên xảy tượng Flutter Chính vậy, để xảy tượng Flutter số Mach lớn, thông thường vận tốc dịng khí phải lớn Khi lực khí động đủ lớn gây tượng tương tác lực đàn hồi, lực quán tính để gây tượng dao động rung lắc tự kích kết cấu cánh Tham số vận tốc xảy tượng Flutter thơng thường nghiên cứu thường có kết tốt vận tốc vận tốc dòng chảy tác động lên kết cấu thường vận tốc lớn Nên mơ hình hóa kết cấu khơng hồn tồn xác vận tốc xảy Flutter sai khác không nhiều Ngược lại với tham số tần số dao động, chịu ảnh hưởng mạnh đặc điểm kết cấu nên kết thường xác Vì vận tốc dịng khí chịu ảnh hưởng nhiều từ thông số đầu vào, nên thông qua kết đánh giá độ xác đầu vào tốn Khối lượng riêng khơng khí điểm xảy tượng Flutter có xu hướng giảm dần số Mach tăng từ 0.499 đến (Hình 2.15b) Khi M>1, xu hướng thay đổi khối lượng riêng diễn ngược lại Điều minh họa rõ ràng kết thực nghiệm mô ρ-TN đường biến thiên khối lượng riêng điểm Flutter thu phương pháp thực 48 nghiệm ρ-TT kết thu phương pháp thực nghiệm Kết hình 2.15b 2.15c phù hợp với đặc tính dịng cận âm q độ âm trình bày phần 49 a Vận tốc Flutter b Khối lượng riêng Flutter c Tần số vẫy cánh Hình 2.15 Ảnh hưởng số Mach 50 Quy luật biến đổi tần số dao động cánh tương đối giống với thay đổi khối lượng riêng khơng khí Đồ thị cho thấy điểm cực trị biến thiên M=1 Đặc tính dịng chảy số Mach phức tạp khó để kiểm sốt dịng chảy đặc biệt ứng xử kết cấu, khi kết cấu mơ hình hóa khơng tốt Kết tần số mơ có xu hướng thay đổi giá trị sai khác đáng kể (Hình 2.15c), w-TN đường tần số thực nghiệm w-TT đường tần số khai thác từ phương pháp mô cánh AGARD 445.6 2.3.3 Đánh giá kết mô KĐĐH cánh AGARD 445.6 Phương pháp mô FSI hai chiều Coupling kỹ thuật phức tạp, chịu ảnh hưởng nhiều yếu tố khối lượng tính tốn nặng Việc xây dựng phương pháp mô đối tượng cụ thể cánh AGARD 445.6 kết khả quan Phương pháp kiểm soát giai đoạn để tổng hợp nên thiết lập tốt khả cho phép Thực tiễn chứng minh phương pháp đúng, cho kết vận tốc xảy Flutter, khối lượng riêng khơng khí tần số vẫy cánh điểm Flutter, kết có độ xác mức chấp nhận Tìm phương pháp điều kiện cần để tiến hành khảo sát tượng KĐĐH đối tượng khác Bất kì phương pháp phân tích KĐĐH có sai số mang tính hệ thống sai số mang tính ngẫu nhiên q trình tiến hành Bản thân phương pháp số mang sai số số học giải phương trình vi phân phương pháp rời rạc rời rạc miền tính tốn liên tục, tất phương pháp giải toán trao đổi liệu, lưới động có giả thiết đơn giản hóa gây sai số phương pháp Tuy nhiên, sai số ảnh hưởng lớn đến kết thường sai số mơ hình, sai số thiết lập mơ hình hóa cánh AGARD 445.6 thực nghiệm, chia lưới miền tính tốn Để nâng cao chất lượng mô phỏng, cần nâng cao khả xử lý phần cứng để nâng cao chất lượng lưới khảo sát cụ thể ảnh hưởng tham số thiết lập phương pháp giải lên kết tốn Trong phần mơ cánh AGARD 445.6, thiết lập với trường hợp số Mach khác giống nhau, điều cứng nhắc đặc tính dịng chảy thay đổi mạnh vùng số Mach khảo sát Kết tốn cải thiện nâng cao tính linh hoạt phương pháp mơ 51 cách đánh giá ảnh hưởng yếu tố đầu vào lên kết tốn Từ đó, chọn thiết lập tối ưu cho trường hợp mô 52 CHƢƠNG 3: PHƢƠNG PHÁP THỰC NGHIỆM Sơ đồ khối quy trình nghiên cứu đặc tính KĐĐH cánh AGARD 445.6 thể hình 3.1 a Đo lực ống khí động b Đo tần số vẫy dùng máy tạo rung Hình 3.1 Sơ đồ nguyên lý thực nghiệm 53 3.1Mơ hình thực nghiệm Cánh khảo sát mẫu cánh AGARD có kết cấu gỗ balsa đặc mẫu cánh kết cấu rỗng kết hợp nhiều vật liệu có biên dạng profile 65A004 (Hình 3.2) Hai mẫu cánh có chung kích thước khác kết cấu Các thông số hai mẫu cánh liệt kê Bảng 3.1 Hình 3.2 Mẫu cánh thử nghiệm Bảng 3.1 Thông số cánh thử nghiệm Cánh kết cấu gỗ balsa đặc Cánh kết cấu rỗng kết hợp nhiều vật liệu Kích thước: Sải cánh: 300 mm Chiều dài dây cung gốc cánh: 100 mm Chiều dài dây cung mũi cánh: 50 mm Profle: NACA65A004 (dạng đối xứng) Tỉ số thon: 0.5 Tỉ số dạng: Vật liệu: gỗ Balsa Khối lượng: 5.1 g Vật liệu: vỏ gỗ balsa mm, cacbon, gỗ ba lớp, keo dán Khối lượng: 11.6 g 3.2Bộ gá Bộ giá thí nghiệm yêu cầu độ cứng vững tránh rung lắc tượng flutter xảy ra, đảm bảo ổn định góc đặt cánh, thuận lợi cho lắp đặt, 54 điều chỉnh góc đặt cánh phù hợp với thí nghiệm, khơng làm ảnh hưởng đến khí động bên buồng thử cách hiệu Hình 3.3 Bộ gá thí nghiệm 3.3Kết thực nghiệm 3.3.1 Thực nghiệm với ống khí động a Đo tần số vẫy Bằng phương pháp sử dụng máy đo tần số, ta thu kết tần số mẫu cánh Dựa vào kết quan sát sử dụng máy đo tần, hệ thống đo lực loadcell máy quay ghi lại, chứng minh tượng flutter xảy mơ hình cánh Agard kết cấu gỗ balsa đặc kết đo tần số thể bảng 3.2 Hiện tượng flutter không xảy cánh Agard có kết cấu rỗng kết hợp nhiều vật liệu Bảng 3.2 Tần số vẫy cánh Agard kết cấu gỗ balsa đặc Góc (0 ) Vận tốc xảy vẫy (m/s) Vận tốc flutter (m/s) Tần số (Hz) Tần số trung bình (Hz) 29.21 30.31 10 15.2 19.5 30.48 30.68 30.85 55 30.31 30.90 31.07 17.8 20.5 34.07 32.22 33.01 32.08 35.39 37.61 20 22 37.88 37.38 38.06 37.97 b Đo lực tác động gốc cánh Hình 3.4 Biến thiên lực tác động gốc cánh kết cấu gỗ balsa đặc Từ việc đo lực tác động gốc cánh cách sử dụng hệ thống đo lực loadcell ta thu kết biểu đồ lực tác động lên gốc cánh toàn trình từ tăng vận tốc từ m/s đến xảy tượng flutter, vận tốc vượt vận tốc tới hạn hay vận tốc flutter thể biểu đồ thể hình 3.4 Sau tăng vận tốc dịng khí ống khí động từ đến xảy vận tốc tới hạn cánh kết cấu gỗ balsa đặc 19.5 m/s Hệ thống đo lực tác động gốc cánh loadcell xác định đưa biểu đồ lực vận tốc flutter hình 3.5 56 Hình 3.5 Biến thiên lực tác động gốc cánh kết cấu gỗ balsa đặc vận tốc flutter c Nhận xét Bằng phương pháp thực nghiệm cho thấy tượng flutter xảy mẫu cánh Agard có kết cấu gỗ balsa đặc giải vận tốc ống khí động, tượng khơng xảy với mẫu cánh Agard có kết cấu rỗng kết hợp nhiều vật liệu Nguyên nhân cánh Agard có kết cấu rỗng kết hợp nhiều vật liệu có kết cấu vững ngăn ngừa tượng flutter xảy thử nghiệm với giải vận tốc ống khí động Thực nghiệm chứng minh việc kết hợp nhiều vật liệu mang lại hiệu cao việc ngăn ngừa tượng flutter xảy cánh khí cụ bay Sử dụng máy đo tần số hệ thống đo lực loadcell, thực nghiệm xác định tần số dao động cánh, lực tác động gốc cánh vận tốc xảy tượng flutter Tìm mối liên hệ vận tốc flutter, tần số dao động vẫy cánh với góc qua biểu đồ hình 3.13 Hình ảnh 3.14 3.15, hai biểu đồ cho thấy hệ thống đo lực cho phép xác định lực tác động lớn – nhỏ nhất, xác định thời điểm xảy phá hủy cánh vận tốc dịng khí tăng lên vượt qua vận tốc tới hạn cánh 3.3.2 Thực nghiệm với máy tạo rung Hệ thống máy tạo rung hệ thống hình 3.6 57 a Hệ thống máy rung b Cánh lắp máy rung Hình 3.6 Hệ thống thực nghiệm máy tạo rung Sử dụng hai mẫu cánh dùng thực nghiệm tượng đàn hồi khí động với ống khí động cho việc thực nghiệm máy tạo rung ta thu kết sau: - Các mode dao động cánh kết cấu đặc có tần số dao động riêng lớn cánh có kết cấu tần số dao động riêng mode ngược lại (Bảng 3.3) - Ở mode dao động số tăng lực tác dụng vào cánh biên độ dao động cánh đặc lớn cánh có kết cấu (Hình 3.7) Vậy cánh kết cấu đặc dễ xảy tượng cộng hưởng cánh có kết cấu 58 Bảng 3.3 Tần số dao động riêng cánh Agard kết cấu gỗ balsa đặc Cánh đặc Đơn vị Giá trị Mode shaft Tần số (Hz) Khối lượng 5.9 g 24.3 Sải cánh 300 mm 67 Dây cung gốc 100 mm (xoắn) 103.6 Dây cung mũi 50 mm 132 Vật liệu gỗ balsa Bảng 3.4 Tần số dao động riêng cánh Agard kết rỗng kết hợp nhiều vật liệu Cánh rỗng Đơn vị Giá trị Mode shaft Tần số (Hz) Khối lượng 11.6 g 23.5 Sải cánh 300 mm 63 Dây cung gốc 100 mm (xoắn) Dây cung mũi 50 mm Vật liệu 115.3 139 gỗ balsa, gỗ ba lớp, cacbon Hình 3.7 Biên độ dao động mũi cánh mode tăng công suất máy rung 3.4.3 Nhận xét 59 Thực nghiệm máy tạo rung cho phép xác định tần số dao động riêng mẫu cánh kết cấu khác thể hai bảng 3.3 3.4 Việc xác định mode dao động tần số dao động riêng hai mẫu cánh cho phép nghiên cứu xác định đặc tính, thơng số vật liệu cách xác Việc giúp ích nhiều nghiên cứu tượng KĐĐH Nhờ việc xác định xác tính chất thơng số vật liệu, chúng chỉnh sửa xác với thực tế từ đưa chúng vào trình thiết lập thơng số vật liệu mơ để có kết mơ xác Hệ thống thực nghiệm với máy tạo rung việc giúp xác định tần số dao động riêng kết cấu cịn giúp xác định dự đốn biên độ dao động có thay đổi lực tác động vào kết cấu khác biểu đồ hình 3.7 Hệ thống máy rung hứa hẹn mạng lại nhiều hiệu thực nghiệm nói chung thực nghiệm tượng KĐĐH nói riêng 60 KẾT LUẬN Hiện tượng KĐĐH tượng diễn biến phức tạp hậu nặng nề Vì vậy, khảo sát đặc tính đàn hồi khí động nhiệm vụ quan trọng trình thiết kế để tránh tai nạn đáng tiếc Phương pháp phân tích tượng KĐĐH xây dựng luận văn sử dụng phương pháp mô số có kinh tế cao có khả giải toán KĐĐH nhờ sử dụng hệ thống Coupling kết hợp hai giải kết cấu (ANSYS Fluent) khí động (ANSYS Mechanical) Kết thu mức chấp nhận so với kết thực nghiệm Chứng tỏ phương pháp mô thực nghiệm xây dựng kiểm nghiệm sử dụng để khảo sát đối tượng khác đáp ứng nhu cầu thực tiễn Định hướng nghiên cứu thực nghiên cứu thực nghiệm tượng KĐĐH đối tượng sử dụng biên dạng profile cánh khác nhau, phức tạp với kết hợp với mơ số đưa quy trình nghiên cứu tượng KĐĐH với kết hợp mô thực nghiệm Thực nghiệm nhiều trường hợp khác góc khác nhau, tăng vận tốc lớn hơn, nghiên cứu thay đổi áp suất cánh xảy tượng flutter… 61 TÀI LIỆU THAM KHẢO [1] G Dimitriadis, Aircraft Design-Lecture 10: Aeroelasticity, Université de Liège [2] E.Carson Yates, Jr, AGARD Dynamic Aeroelastic Configuration for Dynamic Response Wing 445.6, July 1988 [3] Ryan J.Beaubien, Fred Nitzsche, Daniel Feszty, Time and Frequency donain flutter solutions for the agard 445.6 wing [4] Harder,R.L., Desmarais,R.N.: Interpolation Using Surface Splines, AIAA Jornal, 1972, Vol.9, No.2, pp 189-191 [5] Taylor,N.V., Allen,C.B.: Investigation of Structural Modelling Methods for Aeroelastic Calculations AIAA 2004-5370 22nd Applied Aerodynamics Conferrrence [6] Kolonay, R.M, Unsteady Aeroelastic Optimization in the Transonic Regime, Ph D Thesis, Purdue University, 1996 [7] Erkut Baskut, Ali Akgul, Development of a Closely Coupled Procedure for Dynamic Aeroelastic Analyses, 2012 [8] Lee-Rausch, ME, Banita, T.J: Calculation of AGARD 445.6 Flutter Using Navier-Stokes Aerodynamics 62 ... HIỆN TƢỢNG KHÍ ĐỘNG ĐÀN HỒI 10 1.1 Lịch sử nghiên cứu tượng khí động đàn hồi 10 1.2 Phân loại tượng khí động đàn hồi 12 1.3 Các tượng khí động đàn hồi tác dụng lên cánh. .. vi bay an tồn máy bay, gồm có độ cao vận tốc, trước tiên an toàn với phận dễ bị ảnh hưởng nhất, cánh máy bay Luận văn nghiên cứu tượng khí động đàn hồi cánh máy bay với đối tượng cánh có biên dạng. .. hạ cánh gặp dịng nhiễu động q trình bay Có thể nói, độ cứng máy bay nguyên nhân định đến việc xuất loại trừ tượng khí động đàn hồi 1.1 Lịch sử nghiên cứu tƣợng khí động đàn hồi Hiện tượng khí động