Trên cơ sở mô hình khí động lực cánh quay (CQ) trực thăng (TT) ba khớp và chương trình tính toán đã xây dựng, bài báo trình bày một số kết quả khảo sát đặc tính khí động lực cánh quay ở chế độ hạ cánh thẳng đứng (HCTĐ). Xác định trạng thái xoáy vòng và ảnh hưởng của nó đến đặc tính cánh quay.
Nghiên cứu khoa học công nghệ KHẢO SÁT CHẾ ĐỘ HẠ CÁNH THẲNG ĐỨNG XÁC ĐỊNH TRẠNG THÁI XỐY VỊNG CỦA CÁNH QUAY TRỰC THĂNG BA KHỚP Nguyễn Khánh Chính1*, Phạm Vũ Uy Tóm tắt: Trên sở mơ hình khí động lực cánh quay (CQ) trực thăng (TT) ba khớp chương trình tính tốn xây dựng, báo trình bày số kết khảo sát đặc tính khí động lực cánh quay chế độ hạ cánh thẳng đứng (HCTĐ) Xác định trạng thái xoáy vịng ảnh hưởng đến đặc tính cánh quay Từ khóa: Cánh quay trực thăng; Động lực học cánh quay; Phương pháp xoáy rời rạc; Vẫy; Lắc; Xoáy vòng ĐẶT VẤN ĐỀ Máy bay TT hay máy bay lên thẳng thiết bị bay trang bị tạo lực nâng để bay lên nhờ CQ đẩy khơng khí xuống Ưu điểm TT tính linh hoạt khả động CQ trực thăng thông thường có cánh (LC) gắn vào ổ trục quay thông qua khớp, gồm khớp vẫy, khớp lắc, khớp xoay cấu đĩa nghiêng cho phép điều khiển góc sải chung góc sải theo chu kỳ LC Các chuyển động quay quanh khớp gọi chung chuyển động đặc thù LC, bao gồm chuyển động vẫy, lắc xoay tương ứng với khớp Với chuyển động đặc thù LC, điều khiển cấu đĩa nghiêng cho phép TT bay chế độ khác nhau, bay treo, hạ cánh thẳng đứng, bay lên thẳng đứng, bay bằng, bay xiên, HCTĐ chế độ chảy bao dọc trục CQ Thông thường chế độ HCTĐ thực độ cao bay thấp, trước tiếp đất TT thực chế độ bay xiên xuống đến vị trí cần hạ cánh, bay treo vị trí hạ cánh độ cao nhỏ, sau đó, chuyển sang chế độ HCTĐ để tiếp đất lợi dụng hiệu ứng đệm khí mặt đất Chế độ hạ xuống thẳng đứng khuyến cáo không áp dụng độ cao lớn, khơng có hiệu ứng mặt đất, CQ trực thăng rơi vào trạng thái xốy vịng Xoáy đầu LC xuất tất LC chuyển động không Đây tượng khơng khí chảy ngược từ mặt LC áp suất cao lên mặt áp suất thấp quanh đầu mút Đối với LC chuyển động tịnh tiến vịng xốy trơi phía sau tạo thành cuộn xốy thẳng Tuy nhiên, với CQ chế độ chảy bao dọc trục, vịng xốy đầu mút LC tạo thành cuộn xốy hình xuyến Tùy theo vận tốc dọc trục chế độ chảy bao, với góc sải chung, vị trí cuộn xốy nằm phía so với mặt phẳng quay Ở chế độ bay treo bay lên thẳng đứng, cuộn xốy nằm phía mặt phẳng quay Khi HCTĐ, cuộn xoáy dịch chuyển dần lên tăng dần vận tốc hạ xuống Tại khoảng vận tốc hạ xuống đó, tâm cuộn xoáy nằm gần với mặt phẳng quét đầu mút LC, lúc này, cuộn xốy bao quanh vịng trịn qt đầu mút LC, hình ảnh mơ tả trạng thái xốy vịng Khi tiếp tục tăng vận tốc hạ xuống, cuộn xốy dịch chuyển lên phía mặt phẳng quét đầu mút LC [4, 5] Trạng thái xốy vịng trạng thái nguy hiểm an tồn bay, rơi vào trạng thái xốy vịng, CQ bị giảm lực nâng – TT rơi xuống, đồng thời mô men cản quay trục giảm xuống cân với mô men ổn định hướng cánh quạt – TT bị xoay vịng điều khiển [4] Sự giảm lực nâng, mô men cản CQ tăng cường vận tốc cảm ứng mặt cắt đoạn đầu mút LC cộng thêm vận tốc xốy, làm giảm góc cục mặt cắt Hình ảnh chụp từ video [5] hướng dẫn thoát khỏi trạng thái xốy vịng, đó, thiết bị tạo khói sử dụng để quan sát dịng khí Ban đầu TT bay treo (hình 1a) lõi cuộn xốy nằm mặt phẳng quay, sau đó, chuyển sang chế độ hạ cánh thẳng đứng với vận tốc hạ xuống tăng dần Tại vận tốc hạ xuống xác định, CQ rơi vào trạng thái xốy vịng (hình 1b) CQ bị giảm lực nâng với lõi cuộn xoáy nằm mặt phẳng mặt phẳng quét đầu mút cánh TT rơi xuống với vận tốc cao hơn, cuộn xoáy đẩy lên phía (hình 1c) Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 72, 04 - 2021 Kỹ thuật máy bay & Thiết bị bay Trong chế độ hạ cánh thẳng đứng, hai tham số bay ảnh hưởng đến đặc tính khí động lực CQ vận tốc hạ xuống góc sải chung Khảo sát chế độ hạ cánh thẳng đứng CQ nhằm xây dựng đặc tính nâng, đặc tính cản - cơng suất u cầu xác định tham số động lực học chuyển động đặc thù LC Xác định tham số bay xuất trạng thái xốy vịng, làm sở đảm bảo an toàn bay a) Bay treo b) Trạng thái xốy vịng c) Hạ xuống nhanh Hình Hình ảnh trực thăng rơi vào trạng thái xốy vịng [5] MƠ HÌNH ĐỘNG LỰC HỌC CÁNH QUAY TRỰC THĂNG BA KHỚP Mơ hình tính tốn khí động lực học CQ ba khớp độc lập xét đến chuyển động đặc thù LC, đồng tốn động lực chuyển động LC với mơ hình tính tốn khí động theo phương pháp xốy rời rạc, xây dựng kiểm chứng [1, 2] Trên sở mơ hình tốn, chương trình tính tốn đặc trưng khí động lực CQ lập trình ngơn ngữ lập trình C Chương trình cho phép khảo sát đặc trưng khí động CQ tham số động lực học LC cho đối tượng CQ cụ thể CQ trực thăng Mi-8 Các tham số đối tượng khảo sát lấy từ tài liệu kỹ thuật [3]: Bán kính CQ: R 10.614 m ; Số lượng cánh: kblade ; Khối lượng cánh: mblade 140 kg ; Profile cánh NACA 1102 có hệ số cản ma sát: cx 0.0084 ; Khoảng cách từ trục quay đến trục lề lắc: a 0.9 m ; Khoảng cách hai trục lề vẫy lắc: b 0.6 m ; Khoảng cách trục lề vẫy tới mặt cắt gốc cánh: c 0.5 m ; Góc xoắn cánh: 5o ; Vận tốc quay: 20,096 rad / s ; Góc đón điều khiển: cat 21o ĐẶC TÍNH KHÍ ĐỘNG LỰC CÁNH QUAY BA KHỚP VÀ XÁC ĐỊNH TRẠNG THÁI XỐY VỊNG Ở CHẾ ĐỘ HẠ CÁNH THẲNG ĐỨNG 3.1 Hình ảnh dòng chảy bao cánh quay chế độ hạ cánh thẳng đứng Khảo sát trường vận tốc chảy bao CQ mơ hình tính tốn áp dụng cho kết cấu CQ trực thăng Mi-8 với góc sải chung 0 5o , vận tốc hạ cánh U hc 0.8 ; 4.5 ; 8.3 m/s thu hình ảnh dịng chảy bao hình N K Chính, P V Uy, “Khảo sát chế độ hạ cánh thẳng đứng … trực thăng ba khớp.” Nghiên cứu khoa học cơng nghệ Hình ảnh trường vận tốc thu cho thấy tồn vịng xốy đầu LC Hình ảnh vịng xốy hai bên khơng hồn toàn đối xứng số lượng hữu hạn LC, thời điểm ghi số liệu trường vận tốc, LC nằm góc phương vị khác Phù hợp với hình ảnh thực tế hình 1, vận tốc hạ cánh nhỏ U hc 0.8m / s , vịng trịn tâm xốy nằm phía mặt phẳng quét đầu mút LC Ở vận tốc hạ cánh tương đối lớn U hc 8.3m / s , vịng trịn tâm xốy bị đẩy lên phía mặt phẳng qt đầu mút LC Trạng thái xốy vịng, mặt hình ảnh định tính, xuất vận tốc hạ cánh khoảng U hc 4.4m / s , đó, vịng trịn tâm xốy nằm gần mặt phẳng quét đầu mút LC b) 0 5o , U hc 4.4 m/s a) 0 5o , U hc 0.8 m/s c) 0 5o , U hc 8.3 m/s Hình Trường vận tốc chảy bao cánh quay chế độ hạ cánh thẳng đứng 3.2 Đặc tính nâng cánh quay chế độ hạ cánh thẳng đứng Trên sở số liệu tính tốn với số cặp tham số bay vận tốc hạ xuống góc sải chung chế độ HCTĐ, đồ thị hội tụ lực nâng đưa hình Đồ thị hội tụ lực nâng cho thấy hội tụ tương đối chậm lực nâng chế độ HCTĐ Sự hội tụ thấy rõ góc sải chung 0 9o , vậy, bước tính sau giá trị lực nâng không hội tụ giá trị xác định, có dao động nhỏ Yếu tố tác động chủ yếu đến hội tụ chậm lực nâng chế độ HCTĐ xác định tồn vận tốc hạ cánh Vận tốc hạ cánh làm góc vẫy LC có q trình hội tụ chậm hơn, qua đó, ảnh hưởng đến lực nâng CQ Trên hình từ đến đưa đồ thị hội tụ góc vẫy LC tương ứng với chế độ HCTĐ đưa đồ thị hội tụ lực nâng Các đồ thị cho thấy, q trình hội tụ góc vẫy có tương đồng với q trình hội tụ lực nâng Ở góc sải chung lớn, vận tốc hạ cánh nhỏ hội tụ góc vẫy đạt nhanh – hội tụ lực nâng đạt nhanh Có tách pha góc vẫy LC khác nhau, góc sải chung lớn hơn, tách pha diễn sớm Với góc sải chung nhỏ, vận tốc hạ cánh lớn, biên độ dao động góc vẫy cịn lớn, dẫn đến biên độ dao động lớn lực nâng Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 72, 04 - 2021 Kỹ thuật máy bay & Thiết bị bay Hình Hội tụ lực nâng chế độ bay HCTĐ Hình Hội tụ góc vẫy chế độ HCTĐ U 2.8 m/s, 0 9o Hình Hội tụ góc vẫy chế độ HCTĐ U 3.3 m/s, 0 7o Hình Hội tụ góc vẫy chế độ HCTĐ U 4.4 m/s, 0 3o Hình Hội tụ góc vẫy chế độ HCTĐ U 5.0m / s , 0 1o Hình Đặc tính nâng số chế độ HCTĐ Từ số liệu thu khảo sát chế độ HCTĐ cho góc sải chung 0 1o ;3o ;5o ;7o ;9o dải vận tốc hạ cánh U hc 2.8; 3.3; 3.9; 4.4; 5.0; 6.1; 6.9 m/s xây dựng đặc tính nâng HCTĐ hình So sánh đặc tính cho thấy, với góc sải chung lớn, CQ có lực nâng lớn Tuy nhiên, theo vận tốc hạ cánh, lực nâng CQ khơng hồn tồn đồng thuận với vận tốc Ở góc sải chung 0 7o ;9o , lực nâng nhỏ vận tốc U hc 3.9 m/s mà N K Chính, P V Uy, “Khảo sát chế độ hạ cánh thẳng đứng … trực thăng ba khớp.” Nghiên cứu khoa học công nghệ vận tốc nhỏ khảo sát U hc 2.8 m/s Có thể thấy, tác dụng trạng thái xốy vịng ảnh hưởng đến lực nâng CQ CQ bị giảm lực nâng trình hạ cánh với vận tốc tăng dần qua vùng vận tốc xuất trạng thái xốy vịng Sự tụt giảm lực nâng vận tốc hạ cánh U hc 3.9 m/s so với vận tốc U hc 2.8 m/s góc sải chung 0 9o 16,4% Việc giảm lực nâng nguyên nhân dẫn đến TT hạ xuống nhanh hơn, gây bất ngờ phi cơng kinh nghiệm 3.3 Đặc tính mô men cản chế độ hạ cánh thẳng đứng Đồ thị hội tụ mô men cản quay số chế độ HCTĐ khảo sát đưa hình Mơ men cản quay phụ thuộc góc lắc LC Dao động mô men cản quay gần tương đồng với dao động góc lắc (hình 10 11) Giá trị mơ men cản tăng góc lắc lùi cánh tăng Sự dao động góc lắc LC gần đồng với nhau, tách pha nhỏ Ở chế độ làm việc cao ( 0 9o ) xuất va chạm cánh với mấu giới hạn, tạo bước nhảy tăng mơ men cản Các đặc tính mơ men cản CQ chế độ HCTĐ đưa hình 12 Giá trị mô men cản tương ứng với cặp tham số đầu vào ( 0 ,U hc ) lấy giá trị trung bình chu kỳ dao động Hình Hội tụ mơ men cản quay số chế độ HCTĐ Hình 10 Hội tụ góc lắc chế độ HCTĐ 0 9o , U 2.8 m/s Hình 11 Hội tụ góc lắc chế độ HCTĐ 0 1o , Hình 12 Đặc tính mơ men cản quay chế độ U m/s HCTĐ Theo thay đổi góc sải chung, mô men cản quay thay đổi phức tạp Với dải góc sải chung 0 1o ;3o ;5o , mơ men cản quay giảm tăng góc sải chung hầu hết vận tốc hạ cánh Khi tăng góc sải chung lên 5o , mơ men cản bắt đầu tăng theo góc sải chung Đặc tính mơ men cản với góc sải chung khác có tương đồng hình dạng Ban đầu vận Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 72, 04 - 2021 Kỹ thuật máy bay & Thiết bị bay tốc hạ cánh tăng, mô men cản tăng lên, vận tốc U hc m/s, mô men cản giảm đột ngột so với điểm tính tốn trước U hc 4.4 m/s Mức giảm tương đối mơ men cản góc sải chung 0 9o 7,6% Ở điểm tính tốn U hc 6.1;6.9 m/s mô men cản tăng lên trở lại theo vận tốc hạ cánh Như vậy, trạng thái vịng xốy ảnh hưởng đến mơ men cản trục CQ Trạng thái vịng xốy làm giảm mô men cản lực nâng CQ phân tích Tuy nhiên, tụt giảm mô men cản quay xảy muộn (ở vận tốc U hc 5m / s ) so với thời điểm xảy tụt giảm lực nâng (ở vận tốc U hc 3.9m / s ) Khi xem xét q trình thời gian, nhận xét rằng, TT rơi vào trạng thái xoáy vòng, CQ bị giảm lực nâng làm trực thăng hạ xuống với vận tốc cao Sau đó, mô men cản quay giảm đi, cân với mô men ổn định hướng cánh quạt đuôi, nguyên nhân làm TT bị xoay vòng, điều khiển KẾT LUẬN Bài báo đưa số kết khảo sát đặc tính khí động lực CQ TT ba khớp chế độ HCTĐ Các kết tính tốn sở mơ hình khí động lực CQ xây dựng trình bày [1, 2] Với kết hợp toán động lực chuyển động LC tốn khí động theo phương pháp xốy rời rạc, mơ hình cho phép khảo sát đầy đủ đặc tính khí động lực CQ chế độ bay khác Hình ảnh khảo sát trường vận tốc chảy bao CQ cho thấy, tồn mặt định tính chế độ vịng xốy Khi đó, vận tốc hạ xuống định, cuộn xốy hình xuyến đầu mút cánh bao quanh vòng tròn quét đầu cánh Các kết đặc tính nâng, đặc tính mơ men cản CQ xác định giá trị vận tốc hạ xuống, xuất trạng thái xốy vịng định lượng ảnh hưởng chế độ xốy vịng làm giảm lực nâng mô men cản quay Sự nguy hiểm trạng thái vịng xốy rõ: Nó gây đáp ứng ngược mặt điều khiển phi công Thông thường TT bị rơi xuống, phi cơng kéo cần sải để tăng góc sải chung – tăng lực nâng CQ đồng thời nhấn bàn đạp để tăng góc sải cánh quạt đuôi – tạo mô men định hướng cân với mô men cản quay dự định tăng lên chế độ bay thông thường Tuy nhiên, với việc giảm mơ men cản quay sau vận tốc hạ xuống tiếp tục tăng lên, thao tác nhấn bàn đạp phi công làm cho TT ổn định hướng bị quay vòng nhanh Bài báo báo cáo Hội thảo Quốc gia: Ứng dụng Công nghệ cao vào thực tiễn – 60 năm phát triển Viện KH-CN quân TÀI LIỆU THAM KHẢO [1] Nguyen Khanh Chinh, Pham Vu Uy, “Constructing computational program to determine induced torque components on helicopter main rotor rotation axis”, ICFMAS2018, NXB Bách Khoa, pp.204209, 2018 [2] Nguyen Khanh Chinh, Pham Vu Uy, “Mơ hình chuyển động cánh cánh quay trực thăng ba khớp xét đến tính chất phi tuyến khơng dừng khí động học”, Tạp chí nghiên cứu KH – CN QS số 66, tháng 4-2020 [3] В.Б Зозуля, Ю П Иванов, “Практическая аэродинамическа вертолета Ми-8”, Машиностроение, Москва, 1977 [4] Моцарь П.И, Удовенко В.А (2009), “Определение зоны режимов вихревого кольца одновинтового вертолета на основе математического моделирования”, Открытые информационные и компьютерные интегрированные технологии №44 [5] “Vuichard Recovery Technique How to escape a Vortex Ring State” N K Chính, P V Uy, “Khảo sát chế độ hạ cánh thẳng đứng … trực thăng ba khớp.” Nghiên cứu khoa học công nghệ ABSTRACT SURVEY RESULTS ON THE VERTICAL LANDING AERODYNAMIC CHARACTERISTICS OF THREE JOINTS HELICOPTER ROTOR AND DETERMINES THE VORTEX RING STATE Based on the established model and calculation program, the survey results on the vertical landing aerodynamic characteristics of the helicopter rotor are presented in the paper The velocity at which the vortex ring state occurs and its influences on the aerodynamic characteristics of the rotor are determined Keywords: Helicopter main rotor; Helicopter rotor dynamics; Vortex model; Flapping; Lagging; Rotating vortex Nhận ngày 22 tháng năm 2020 Hoàn thiện ngày 15 tháng 10 năm 2020 Chấp nhận đăng ngày 12 tháng năm 2021 Địa chỉ: 1Viện Tên lửa, Viện KHCNQS; Học viện KTQS * Email: Chinhnk301279@gmail.com Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 72, 04 - 2021 ... tốc chảy bao cánh quay chế độ hạ cánh thẳng đứng 3.2 Đặc tính nâng cánh quay chế độ hạ cánh thẳng đứng Trên sở số liệu tính tốn với số cặp tham số bay vận tốc hạ xuống góc sải chung chế độ HCTĐ,... XỐY VỊNG Ở CHẾ ĐỘ HẠ CÁNH THẲNG ĐỨNG 3.1 Hình ảnh dịng chảy bao cánh quay chế độ hạ cánh thẳng đứng Khảo sát trường vận tốc chảy bao CQ mơ hình tính tốn áp dụng cho kết cấu CQ trực thăng Mi-8...Kỹ thuật máy bay & Thiết bị bay Trong chế độ hạ cánh thẳng đứng, hai tham số bay ảnh hưởng đến đặc tính khí động lực CQ vận tốc hạ xuống góc sải chung Khảo sát chế độ hạ cánh thẳng đứng CQ nhằm