Nghiên cứu hiện tượng khí động đàn hồi chong chóng mang của máy bay trực thăng không người lái

HOÀNG TIẾN ĐẠT BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO TRƢỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA HÀ NỘI HOÀNG TIẾN ĐẠT KỸ THUẬT CƠ KHÍ ĐỘNG LỰC NGHIÊN CỨU HIỆN TƢỢNG KHÍ ĐỘNG ĐÀN HỒI CHONG CHĨNG MANG CỦA MÁY BAY TRỰC THĂNG KHÔNG NGƢỜI LÁI LUẬN VĂN THẠC SĨ KHOA HỌC KỸ THUẬT CƠ KHÍ ĐỘNG LỰC CLC2017A HÀ NỘI – 2018 BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO TRƢỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA HÀ NỘI HOÀNG TIẾN ĐẠT NGHIÊN CỨU HIỆN TƢỢNG KHÍ ĐỘNG ĐÀN HỒI CHONG CHĨNG MANG CỦA MÁY BAY TRỰC THĂNG KHÔNG NGƢỜI LÁI Chuyên ngành: Kỹ thuật Cơ khí Động lực LUẬN VĂN THẠC SĨ KHOA HỌC KỸ THUẬT CƠ KHÍ ĐỘNG LỰC NGƢỜI HƢỚNG DẪN KHOA HỌC: PGS.TS NGUYỄN PHÖ KHÁNH HÀ NỘI – 2018 CỘNG HÕA XÃ HỘI CHỦ NGHĨA VIỆT NAM Độc lập – Tự – Hạnh phúc BẢN XÁC NHẬN CHỈNH SỬA LUẬN VĂN THẠC SĨ Họ tên tác giả luận văn: Hoàng Tiến Đạt Đề tài luận văn: Nghiên cứu tƣợng khí động đàn hồi chong chóng mang máy bay trực thăng không ngƣời lái Chuyên ngành: Kỹ thuật Cơ khí động lực Mã số HV: CAC17004 Tác giả, Ngƣời hƣớng dẫn khoa học Hội đồng chấm luận văn xác nhận tác giả sửa chữa, bổ sung luận văn theo biên họp Hội đồng ngày 30/10/2018 với nội dung sau: - Trích dẫn nguồn tham khảo nội dung Chƣơng - Thêm trang giải thích rõ ký hiệu công thức Chƣơng - Sửa lại công thức (2.3) Chƣơng - Trình bày thêm kết ứng suất phận khác trục cánh Chƣơng - Trình bày lại nguồn gốc kết lực nâng dùng để tham chiếu Chƣơng phần Kết luận Ngày Giáo viên hƣớng dẫn PGS.TS NGUYỄN PHÚ KHÁNH năm 2018 Tác giả luận văn HOÀNG TIẾN ĐẠT CHỦ TỊCH HỘI ĐỒNG TS VŨ ĐÌNH Q tháng LỜI CAM ĐOAN Tơi – Hồng Tiến Đạt, học viên lớp Cao học Kỹ thuật Cơ khí Động lực khóa CLC2017A Trƣờng Đại học Bách khoa Hà Nội – cam kết luận văn công trình nghiên cứu thân tơi dƣới hƣớng dẫn PGS.TS Nguyễn Phú Khánh – Viện Cơ khí Động lực – Đại học Bách khoa Hà Nội Các số liệu, kết nêu luận văn trung thực chƣa đƣợc công bố cơng trình khác Tác giả luận văn xin chịu trách nhiệm nghiên cứu Hà Nội, ngày 12 tháng năm 2018 Tác giả Hoàng Tiến Đạt Xác nhận giáo viên hƣớng dẫn mức độ hoàn thành luận văn tốt nghiệp cho phép bảo vệ: ………………………………………………………………………………… ……………………………………………………………………………………… … ……………………………………………………………………………………… … ……………………………………………………………………………………… … ……………………………………………………………………………………… … ……………………………………………………………………………………… … ……………………………………………………………………………………… … ……………………………………………………………………………………… … ……………………………………………………………………………………… … ……………………………………………………………………………………… … Hà Nội, ngày tháng năm 2018 Giảng viên hƣớng dẫn PGS.TS Nguyễn Phú Khánh TÓM TẮT NỘI DUNG LUẬN VĂN NGHIÊN CỨU HIỆN TƢỢNG KHÍ ĐỘNG ĐÀN HỒI CHONG CHĨNG MANG CỦA MÁY BAY TRỰC THĂNG KHƠNG NGƢỜI LÁI Tóm tắt: Đàn hồi khí động vấn đề quan trọng cần xem xét giai đoạn đầu thiết kế UAV Với dao động phân kì xuất dẫn đến ổn định phá hủy toàn kết cấu Vì cần tính tốn phạm vi bay an tồn máy bay, gồm có độ cao vận tốc, trƣớc tiên an toàn với phận dễ bị ảnh hƣởng nhất, cánh máy bay Trong luận văn này, mẫu cánh đƣợc sử dụng để nghiên cứu tƣợng đàn hồi khí động mẫu cánh đƣợc thiết kế sinh viên nhóm CFD đƣợc hƣớng dẫn PGS.TS Nguyễn Phú Khánh PGS.TS Hoàng Thị Kim Dung Đây mẫu cánh đƣợc sử dụng cho UAV trực thăng phun thuốc trừ sâu, có biên dạng profil NACA 0015 Luận văn sử dụng hai giải phần mềm ANSYS Fluent (cho tính tốn dịng chảy) Transient Structure (cho tính tốn kết cấu) để tính tốn mơ kiểm bền cánh Từ khóa: UAV: Unmanned Aerial Vehicle (máy bay khơng ngƣời lái), Máy bay trực thăng, Chong chóng mang (CCM), Đàn hồi khí động, Mơ số STUDY THE EFFECTS OF THE CONFIGURATIONS OF ROTORS ON THRUST GENERATED IN MULTICOPTER UAV Abstract: Aeroelastic is important problem that should be considered in the early phase of the new UAV structural design Any unstable response to aerodynamic loading may rapidly lead to a disastrous structural failure Therefore, a safe zone should be calculated which relate to the attitude and the velocity of UAV Wing structure is a firstly examined component due to it’s special structure In this thesis, the wings pattern used for recherching aerodynamic elasticity is a designed model of students in the CFD group leaded Assoc.Prof Dr Nguyen Phu Khanh and Assoc.Prof Dr Hoang Thi Kim Dung These wings used for UAV helicopter spraying pesticides, using profile NACA 0015 The project uses two solvers on ANSYS software, Fluent and Transient Structure to calculate simulation and endurance tests Keywords:.UAV (Unmanned Aerial Vehicle), Helicopter, Main Rotor, Aeroelastic, Computer Aided Engineering (CAE) MỤC LỤC LỜI MỞ ĐẦU CHƢƠNG 1: TỔNG QUAN MÁY BAY TRỰC THĂNG, MÁY BAY TRỰC THĂNG KHÔNG NGƢỜI LÁI 1.1 Nguyên lí máy bay trực thăng 1.1.1 Tóm tắt lịch sử phát triển máy bay trực thăng 1.1.2 Máy bay trực thăng phận 1.1.3 Phân loại máy bay trực thăng 1.2 Các đặc điểm chong chóng mang 1.2.1 Các đặc điểm chung 1.2.2 Các đặc trƣng hình học 1.2.3 Các chế độ làm việc chủ yếu CCM 12 1.3 Máy bay trực thăng không ngƣời lái .14 CHƢƠNG 2: HIỆN TƢỢNG ĐÀN HỒI KHÍ ĐỘNG .16 2.1 Tổng quan tƣợng 16 2.1.1 Lịch sử nghiên cứu tƣợng đàn hồi khí động 16 2.1.2 Đối tƣợng nghiên cứu phân loại tƣợng .18 2.2 Hiện tƣợng đàn hồi khí động cánh trực thăng .20 2.2.1 Dao động uốn 21 2.2.2 Dao động uốn xoắn 22 2.3 Phƣơng pháp nghiên cứu tƣợng đàn hồi khí động 22 2.3.1 Mơ hình flutter hệ bậc tự 23 2.3.2 Mơ hình flutter hai bậc tự 24 2.3.3 Phƣơng pháp K-P 25 CHƢƠNG 3: ỨNG DỤNG MƠ PHỎNG SỐ TRONG PHÂN TÍCH ĐÀN HỒI KHÍ ĐỘNG 27 3.1 Cơ sở lý thuyết 27 3.1.1 Các phƣơng trình bảo tồn cho dịng chất lƣu 27 3.1.2 Phƣơng trình mơ tả vật rắn biến dạng (VRBD) 27 3.1.3 Phƣơng trình dao động riêng hệ VRBD 28 3.1.4 Phƣơng pháp thể tích hữu hạn cho tính tốn dịng chất lƣu 29 3.1.5 Mô số tƣơng tác dòng chảy – kết cấu hai chiều (2-way Fluid-Structure Interaction) 32 3.2 Thiết lập phân tích ĐHKĐ phần mềm mô ANSYS 34 3.2.1 Mô tả kết cấu cánh toán ĐHKĐ kết cấu cánh 34 3.2.2 Thiết lập giải Transient Structure cho tính toán kết cấu 36 3.2.3 Thiết lập giải Fluent cho tính tốn dịng chảy 38 CHƢƠNG 4: KẾT QUẢ MÔ PHỎNG 42 4.1 Kết khảo sát tần số dao động riêng 42 4.2 Kết mô ĐHKĐ kết cấu cánh 43 4.2.1 Kết mơ dịng chảy 44 4.2.2 Kết mô kết cấu 47 KẾT LUẬN 51 DANH MỤC HÌNH ẢNH, BẢNG, ĐỒ THỊ H nh 1: h -ô-na-Đơ-vanh-xi H nh 2: r thăng ЦАГИ -17A H nh 3: r thăng ЯK-24 H nh 4: r thăng s ng ộng tu in H nh 5: r thăng h ng năm 1971 .3 H nh 6: ộ ph n h nh máy y tr thăng H nh 7: Nguy n i u hi n y máy y tr thăng H nh 8: o i máy y tr thăng hong h ng m ng H nh 9: máy y tr thăng h i hong h ng m ng H nh 10: hong h ng m ng ánh p tr n n H nh 11: ánh máy y tr thăng H nh 12: h nh ng ánh tr thăng .9 H nh 13: Profil cánh MBTT H nh 14: th ng s pro i ánh 10 H nh 15: t ánh 10 H nh 16: nh ph n t ánh .10 H nh 17: Độ o n h nh h ánh 11 H nh 18: h ộ àm vi g v 13 H nh 19: UAV tr thăng hi n ấu 15 H nh 20: UAV tr thăng m ng thu trừ s u 15 H nh 1: m giá A 19 H nh 2: o ộng u n ánh 21 H nh 3: o ộng u n- o n ánh .22 H nh 4: h nh F utter t o 23 H nh 5: h nh h i t o 24 H nh 1: Đ th v n t c t i i m dòng ch y theo thời gian 30 H nh 2: Profile v n t c dòng ch y vùng gần t ờng 31 H nh 3: Quy tr nh gi i onvention Seri St ggere 33 H nh 4: Các thành phần thơng s hình h c c a k t cấu cánh 35 H nh 5: Chi u quay c a cánh 36 H nh 6: V tr ánh t i u ki n c nh 36 H nh 7: V tr ánh t i u ki n tr o i li u v i gi i dòng ch y 37 H nh 8: hi i k t cấu cánh .37 H nh 9: K h th mi n t nh mi n qu y 38 H nh 10: Đi u ki n biên cho gi i dòng ch y 39 H nh 11: h nh ơn gi n S i ing esh 39 H nh 12: i ộng s ng tr n tr i n ng 40 H nh 1: H nh ng mo e 1, tần s o ộng riêng 7.3 Hz 42 H nh 2: H nh ng mo e 2, tần s o ộng ri ng 23 H 42 H nh 3: H nh ng mo e 3, tần s o ộng ri ng 45 H 42 H nh 4: H nh ng mo e 4, tần s o ộng ri ng 124 H 42 H nh 5: H nh ng mo e 5, tần s o ộng ri ng 158 H 43 H nh 6: H nh ng mo e 6, tần s o ộng ri ng 426 H 43 H nh 7: h n h s y tr n m t tr n 44 H nh 8: h n áp suất usse tr n m t ánh hi n ng i 46 H nh 9: h n áp suất usse tr n m t ánh hi n ng ti u .46 H nh 10:Đ ờng ng i qu mi n qu y oáy ầu ánh hi so sánh v i h nh nh th t 47 H nh 11: i n ng ánh th 48 H nh 12: i n ng ánh th 48 H nh 13: ng suất n phát sinh tr n tr ánh 49 H nh 14: ng suất n phát sinh tr n tr ánh 50 ng 1: Thông s hình h c c a k t cấu cánh 35 ng 2: Thông s v t li u c a k t cấu cánh 35 ng 3: Thông s v i u ki n biên thi t l p gi i Transient Structure 36 ng 4: Thông s chất ợng i k t cấu cánh 37 ng 5: Thông s chất ợng i k t cấu cánh 38 ng 6: Đi u ki n biên cho gi i dòng ch y 38 Bảng 3.7: Ch s chất ợng i c a mơ hình dòng ch y .39 Bảng 4.1:Giá trị tần số riêng mode dao động 42 Đ th 1: n ng tá ng n ánh 45 Đ th 2: i n ộ i n ng ầu mũi ánh 47 Đ th 3: ng suất t ơng ơng Von- ise n tr n tr ánh 49 Chƣơng 3: Ứng dụng mơ số phân tích đàn hồi khí động H nh 3.10: Đi u ki n biên cho gi i dòng ch y b) hi i Phần tử lƣới giải dòng chảy FLUENT phân tích FSI bắt buộc phải dạng phần tử tet Các thông số lƣới sau chia cho bảng: Bảng 3.7: Ch s chất ợng i c a mơ hình dịng ch y Loại phần tử lƣới tetrahedral Tổng số phần tử 364932 Chỉ số chất lƣợng lƣới Orthogonal 0.062~1 Tỉ số dạng phần tử lƣới Aspect Ratio 1.2~81.4 hi t p ho mi n qu y i n ng ánh Để thể chuyển động miền quay, giải dòng chảy FLUENT cung cấp công cụ SLIDING MESH Công cụ đƣợc áp dụng vào toán cho vùng quay (Roto) – tĩnh (Stato) Khi Roto quay, mơ hình truyền liệu tính tốn sang Stato qua Interface đƣợc định nghĩa từ trƣớc, nhờ mà việc chia lƣới hai vùng độc lập không bị thay đổi trình quay c) H nh 3.11: h nh ơn gi n S i ing esh Để cập nhật lƣới nhận liệu biến dạng từ giải kết cấu, giải dịng chảy FLUENT cung cấp cơng cụ tính tốn lƣới động DYNAMIC MESH Ở cơng cụ FLUENT có khả tƣơng tác với ngƣời dùng thơng qua chƣơng trình tùy biến, cho phép phần cấu trúc lƣới ứng xử theo mong 39 Chƣơng 3: Ứng dụng mơ số phân tích đàn hồi khí động muốn ngƣời xử lý Fluent có khả tính tốn biến dạng lƣới thơng qua hàm xác định từ ngƣời dùng (User-Defined-Function, UDF) để mô dòng chảy qua cấu trúc Tuy nhiên, phƣơng pháp phức tạp so với việc sử dụng thuật tốn có sẵn Fluent, vậy, thƣờng đƣợc sử dụng toán đặc biệt u cầu cao độ xác có biến dạng không thông thƣờng H nh 3.12: i ộng s d ng tr bi n d ng Lƣới động đƣợc sử dụng nhƣ giải pháp quản lý lƣới mặt giao diện tƣơng tác (Interface) hai phần mềm Chất lƣợng lƣới kiểm sốt đƣợc cách sử dụng thông số quy định từ trƣớc Đối với tốn mơ cánh AGARD 445.6, vùng lƣới xung quanh bề mặt cánh đƣợc tính tốn sau lặp với kiểm soát áp đặt số skewness 0.9 Trong giải FLUENT bao gồm ba phƣơng pháp lƣới biến dạng (lƣới động) dùng để cập nhật lƣới vùng biến dạng Các phƣơng pháp là: Spring-based smoothing, Dynamic layering and Local Remeshing Phƣơng pháp Spring-based smoothing coi cạnh nối nút lƣới nhƣ lò xo lý tƣởng mạng lƣới Chuyển vị biên nút tạo lực tỉ lệ thuận với chuyển vị dọc theo tất cạnh kết nối với nút Phƣơng pháp Springbased trì đƣợc tính liên tục lƣới nhƣng cần nhiều thời gian tính tốn nhớ Nó giới hạn biến dạng nhỏ Phƣơng pháp thứ hai, Dynamiclayering, sử dụng với lƣới tứ diện lƣới hình hộp để thêm bới lớp phần tử liền kề với biên chuyển động, dựa chiều dày lớp tiệm cận Phƣơng pháp thứ ba Re-meshing Chất lƣợng phần tử bị xấu phần tử lƣới đƣợc phá hủy chuyển vị biên lớn so với kích thƣớc lƣới Điều dẫn đến lƣới âm dẫn đến tốn khơng hội tụ Tuy nhiên, phƣơng pháp có chi phí tính tốn thấp Fluent thay phần tử lƣới bị phá hủy phần tử mặt thỏa mãn kích thƣớc chất lƣợng lƣới yêu cầu Trong toán này, phƣơng pháp lƣới động Spring-based Dynamic-layering đƣợc sử dụng để quản lý biến dạng lƣới dựa kết phân tích thực nghiệm nghiên cứu trƣớc mặt biến dạng 40 Chƣơng 3: Ứng dụng mơ số phân tích đàn hồi khí động d) Thi t l p c thời gian phù hợp cho q trình tính tốn: Để đảm bảo kết tính tốn đáng tin cậy, cần xác định bƣớc thời gian (time step) đủ nhỏ đáp ứng yêu cầu giải Tuy nhiên không nên chọn bƣớc thời gian nhỏ khiến q trình tính tốn kéo dài độ xác khơng tăng lên đáng kể dẫn tới lãng phí thời gian tài nguyên máy Trong nghiên cứu này, bƣớc thời gian phù hợp cho giải kết cấu tính cơng thức: tS  20 f1 (3.30) Với f1 tần số mode kết cấu cánh, ta đƣợc tS  0.0068 s Bộ giải dòng chảy thƣờng yêu cầu bƣớc thời gian nhỏ so với giải kết cấu Bƣớc thời gian phù hợp cho giải dòng chảy đƣợc chọn cho bƣớc thời gian đó, góc mà miền quay quay đƣợc khơng q 1-2° Ta có: t F  1  (3.31) Với  = 600 v/ph, tF  0.000278 s Để đảm bảo độ tin cậy cho kết tính tốn, chọn bƣớc thời gian chung cho hai giải t = 0.00025 s Bƣớc thời gian đƣợc thiết lập modul SYSTEM COUPLING để kiểm soát tƣơng tác trao đổi liệu hai giải 41 Chƣơng 4: Kết mô CHƢƠNG 4: KẾT QUẢ MÔ PHỎNG 4.1 Kết khảo sát tần số dao động riêng a) Giá tr tần s o ộng riêng Kết phân tích tần số dao động riêng (phân tích modal) kết cấu cánh đƣợc trình bày bảng 4.1: ng 4.1: iá tr tần s ri ng mo e o ộng Tần số dao động riêng (Hz) Mode Mode Mode Mode Mode Mode 7.3 23.0 45.6 124.4 158.5 426.2 H nh 4.1: H nh ng mo e 1, tần s o ộng ri ng H H nh 4.2: H nh ng mo e 2, tần s o ộng ri ng 23 H H nh 4.3: H nh ng mo e 3, tần s o ộng ri ng 45 H H nh 4.4: H nh ng mo e 4, tần s o ộng ri ng 124 H 42 Chƣơng 4: Kết mô H nh 4.5: H nh ng mo e 5, tần s o ộng ri ng 158 H H nh 4.6: H nh ng mo e 6, tần s o ộng ri ng 426 H Các mode 1, 2, mode dao động cánh, đại diện lần lƣợt cho dao động uốn tự mặt phẳng chứa trục quay, uốn tự mặt phẳng quay dao động xoắn tự Các mode cịn lại tổng hợp đƣợc từ mode b) Đánh giá sơ ộ h yr i n ng phá h y t ấu ánh Nếu tần số ngoại lực trùng với tần số riêng cánh xảy dao động cộng hƣởng dẫn tới phá hủy kết cấu cánh Trong điều kiện bay treo, bay lên/xuống thẳng đứng, tần số lực khí động tác dụng lên cánh thƣờng nên không xảy dao động cộng hƣởng dẫn tới phá hủy cánh Tuy nhiên bay tiến lùi, tần số lực khí động tần số quay cánh nên tần số trùng với tần số dao động riêng cánh dẫn tới phá hủy cánh Với điều kiện bay nghiên cứu này, cánh quay với tốc độ góc 600 v/ph, tƣơng đƣơng với tần số quay 10 Hz Tần số không trùng với tần số dao động riêng khảo sát nên đánh giá sơ cánh không bị dao động cộng hƣởng tốc độ góc 600 v/ph 4.2 Kết mô ĐHKĐ kết cấu cánh Tuy cánh không bị phá hủy tƣợng cộng hƣởng nhƣng cánh bị biến dạng làm tăng lực khí động tác dụng, cánh bị phá hủy độ lớn lực khí động (dù thơng thƣờng độ lớn nhỏ ngƣỡng phá hủy cánh) Mối quan hệ biến dạng cánh lực khí động tác mối quan hệ hai chiều, tức ban đầu lực khí động làm cánh biến dạng; cánh biến dạng làm thay đổi lực khí động, tƣơng tác qua lại nhƣ Vì cần khảo sát xem lực khí động có xu hƣớng tăng độ lớn cánh biến dạng dẫn tới phá hủy cánh không Để khảo sát vấn 43 Chƣơng 4: Kết mô đề đó, nghiên cứu sử dụng mơ số tƣơng tác dòng chảy – kết cấu hai chiều 4.2.1 Kết mơ dịng chảy a) Kh o sát ộ tin y t qu m H nh 4.7: h n ng h y ằng h s iy h s y tr n m t tr n Chỉ số lƣới y+ bề mặt cánh: Nhƣ trình bày phần chia lƣới mơ hình dịng chảy, hệ số y+ mục tiêu 30 < y+ 310 Mpa), tức cánh coi nhƣ bị phá hủy Dựa vào hình ảnh phân bố ứng suất thấy ứng suất lớn nằm trục cánh, vị trí sát hai kẹp đầu cánh nằm mặt phía dƣới trục Điều cho thấy cánh bị uốn mức tác động lực khí động 48 Ứng suất Von-Mise lớn nhất(mn) Chƣơng 4: Kết mô 400.0 Ứng suất tối đa cho phép (310 MPa) 350.0 300.0 250.0 200.0 cánh 150.0 cánh 100.0 50.0 0.0 Đ th 4.3: ng suất t ơng 0.2 0.4 Thời gian (s) ơng Von- ise 0.6 n tr n tr ánh Các hình ảnh biến dạng ứng suất cho thấy cánh chủ yếu bị biến dạng uốn (trong mặt phẳng chứa trục quay) hầu nhƣ không bị xoắn Điều phù hợp với đánh giá sơ ban đầu khả biến dạng cánh H nh 4.13: ng suất n phát sinh tr n tr ánh 49 Chƣơng 4: Kết mô H nh 4.14: ng suất n phát sinh tr n tr ánh Dựa kết biến dạng, thấy kết cấu cánh không đủ bền để hoạt động vận tốc quay 600 v/ph 50 Kết luận định hƣớng KẾT LUẬN VÀ ĐỊNH HƢỚNG Kết luận Hiện tƣợng đàn hồi khí động tƣợng diễn biến phức tạp hậu nghiêm trọng tới kết cấu Vì vậy, khảo sát đặc tính đàn hồi khí động nhiệm vụ quan trọng trình thiết kế để tránh tai nạn đáng tiếc Phƣơng pháp phân tích tƣợng ĐHKĐ xây dựng luận văn sử dụng phƣơng pháp mơ số có kinh tế cao nhƣng có khả giải tốn ĐHKĐ nhờ kết hợp hai giải khí động (ANSYS Fluent) kết cấu (ANSYS Mechanical) Luận văn đƣợc dựa cơng trình nghiên cứu trƣớc đây, nội dung đƣợc hoàn thiện đầy đủ chất lƣợng Cụ thể mặt kết cấu cánh, luận văn, kết cấu cánh hoàn toàn so với thực tế chế tạo, từ ta đánh giá cách trực quan độ bền kết cấu nhƣ thay đổi tích cực q trình hồn thiện sản phẩm Kết mơ khí động toán bay cho ta giá trị lực nâng cánh sai lệch so với thực nghiệm 14%, điều nằm dự kiến từ trƣớc sai số từ giá trị cánh thực nghiệm tƣơng đƣơng, phƣơng pháp tính nhƣ sai số ngƣời thực Đối với toán bay chƣa có giá trị tham chiếu nhƣng phƣơng hƣớng cho thấy tích cực tốn thực Nội dung đƣợc đề cập luận văn việc kiểm bền kết cấu cánh Từ kết đánh giá cho thấy với kết cấu sơ cánh khơng chịu đƣợc lực uốn khí động sinh trình làm việc Các kết đạt đƣợc - Tìm hiểu tổng quan tƣợng ĐHKĐ, Flutter - Tìm hiểu máy bay trực thăng nhƣ UAV trực thăng - Phân tích tƣợng đàn hồi khí động cánh máy bay trực thăng mơ số tƣơng tác dịng chảy – kết cấu chiều (2-way FSI) Thu n lợi - Sự hƣớng dẫn tận tình PGS Nguyễn Phú Khánh, PGS Hồng Thị Kim Dung bạn sinh viên nhóm CFD giúp tơi hồn thành luận văn - Viện Nghiên cứu Quốc tế Khoa học Kĩ thuật Tính tốn (ICSE) hỗ trợ quyền phần mềm ANSYS (bản quyền dành cho sinh viên, học viên, nghiên cứu sinh) giúp tơi thực phân tích mơ máy tính 51 Kết luận định hƣớng Kh hăn Trong q trình thực luận văn cịn gặp số khó khăn sau: - Các tài liệu thực nghiệm mang giá trị tham khảo khơng tƣơng đồng hồn tồn mẫu cánh nên việc đánh giá tham chiếu gặp nhiều khó khăn - Đối với tốn mơ quay, việc xác định xác mơ hình, điều kiện với thực tế chƣa thể, nhiều hạn chế, tính xác thực phƣơng pháp khơng phải tuyệt đối - Đặc biệt làm toán chiều cho cánh quay, u cầu tài ngun tính tốn lớn nên chƣa thể thực đƣợc khảo sát độ hội tụ kết theo kích thƣớc lƣới Định hƣớng - Thực khảo sát độ hội tụ kết mơ theo kích thƣớc lƣới Để làm đƣợc điều cần có tài nguyên nhớ lớn để lƣu kết mơ Ƣớc tính cần khoảng 2Tb nhớ để thực khảo sát - Cải tiến kết cấu cánh để tăng độ bền: Thay trục cánh loại có kích thƣớc lớn 52 Tài liệu tham khảo TÀI LIỆU THAM KHẢO [1] Nguyễn Thế Mịch, Giáo trình máy bay trực thăng, 2009 [2] D.I.Bazov, Helicopter Aerodynamics, NASA, 05/1972 [3] Thomas Richter, Numerical Methods for Fluid-Structure Interaction Problems, July 23, 2010 [4] ANSYS Documentation, ANSYS, Inc.,2014 [5] Hoàng Đức Minh, Nghiên cứu tƣợng đàn hồi khí động cánh máy bay mơ số, Đồ án tốt nghiệp, Đại học Bách Khoa Hà Nội, 2013 [6] Nguyễn Hải Anh, Nghiên cứu tƣợng đàn hồi khí động cánh máy bay, Đồ án tốt nghiệp, Đại học Bách Khoa Hà Nội, 2015 53 ... Chƣơng 1: Tổng quan máy bay trực thăng, máy bay trực thăng không ngƣời lái CHƢƠNG 1: TỔNG QUAN MÁY BAY TRỰC THĂNG, MÁY BAY TRỰC THĂNG KHÔNG NGƢỜI LÁI 1.1 Nguyên lí máy bay trực thăng 1.1.1 Tóm tắt... QUAN MÁY BAY TRỰC THĂNG, MÁY BAY TRỰC THĂNG KHÔNG NGƢỜI LÁI 1.1 Nguyên lí máy bay trực thăng 1.1.1 Tóm tắt lịch sử phát triển máy bay trực thăng 1.1.2 Máy bay trực thăng. .. TIẾN ĐẠT NGHIÊN CỨU HIỆN TƢỢNG KHÍ ĐỘNG ĐÀN HỒI CHONG CHĨNG MANG CỦA MÁY BAY TRỰC THĂNG KHÔNG NGƢỜI LÁI Chuyên ngành: Kỹ thuật Cơ khí Động lực LUẬN VĂN THẠC SĨ KHOA HỌC KỸ THUẬT CƠ KHÍ ĐỘNG LỰC