Khi độ cứng t−ơng đối giữa thân và cánh tăng, tốc độ flutter tới hạn tăng, sự phụ thuộc của tốc độ flutter tới hạn vào tỷ số độ cứng trung bình của thân và cánh có dạng hàm VKF = f(k1/4) và khi k >36 giá trị tốc độ flutter tới hạn tiến tới giá trị của tr−ờng hợp thân cứng tuyệt đối.
0 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50195 195 200 205 210 215 220 225 230 235 240 245 Khi [do] VKF [m /s] 1865 10 15 20 25 30 35 40 188 190 192 194 196 198 200 202 k VKF [ m /s ] Kết luận ch−ơng IV
Kết quả tính toán cho thấy: khi tính đến ảnh h−ởng biến dạng của thân, tốc độ flutter tới hạn của cánh giảm; khi tỷ số độ cứng trung bình của thân và cánh lớn hơn
Hình 4.9. Sự phụ thuộc của VKF Hình 4.10. Sự phụ thuộc của VKF
36, có thể bỏ qua ảnh h−ởng biến dạng của thân trong tính toán tốc độ flutter tới hạn của cánh; khi tính tới ảnh h−ởng của tốc độ xoắn cánh tới tải khí động, tốc độ flutter tới hạn tăng 5%.
Kết luận chung
1. Nghiên cứu xây dựng mô hình tính tốc độ flutter tới hạn có ý nghĩa quan trọng trong việc thiết kế, chế tạo, cải tiến và sửa chữa khí cụ bay. Đã có nhiều ph−ơng pháp và mô hình tính tốc độ flutter tới hạn đã đ−ợc công bố, tuy nhiên, các ph−ơng pháp tr−ớc đây ch−a tính tới ảnh h−ởng của tốc độ chuyển vị xoắn tới tải khí động và ảnh h−ởng của biến dạng thân tới quá trình dao động của cánh nên các kết quả ch−a phản ánh sát bản chất của hiện t−ợng.
2. Mô hình toán học biểu diễn trạng thái flutter cánh khí cụ bay là hệ ph−ơng trình dao động phi tuyến có véc tơ tải phụ thuộc vào tốc độ bay, đặc điểm hình học, chuyển vị, tốc độ chuyển vị và gia tốc chuyển vị, có ma trận độ cứng và ma trận khối l−ợng phụ thuộc vào hình dạng, vật liệu và số l−ợng phần tử của kết cấu. Trạng thái flutter cánh khí cụ bay đ−ợc tính toán bằng ph−ơng pháp PTHH, với việc mô hình hóa kết cấu cánh và thân khí cụ bay bằng các phần tử tấm mỏng có gia c−ờng, véc tơ tải trọng đ−ợc xác định thông qua việc tính phân bố áp suất trên các phần tử bằng ph−ơng pháp XRR. Hệ đ−ợc giải bằng ph−ơng pháp số với việc tính t−ơng tác trực tiếp giữa tải khí động và véc tơ tọa độ suy rộng.
3. Kiểm chứng bằng thực nghiệm cho thấy: Mô hình tính chuyển vị cho kết cấu cánh KCB bằng ph−ơng pháp PTHH có sai số nhỏ hơn 6%; Mô hình tính phân bố tải
trên cánh biến dạng bằng ph−ơng pháp XRR có sai số nhỏ hơn 10%; Mô hình mô
phỏng số bài toán đàn hồi khí động tĩnh có sai số nhỏ hơn 15%; sai lệch so với các ph−ơng pháp tính toán đã đ−ợc công bố nhỏ hơn 12%. Mô hình tính toán trạng thái flutter cánh khí cụ bay có độ tin cậy cần thiết.
4. Kết quả tính toán cho thấy: khi tính đến ảnh h−ởng biến dạng của thân, tốc độ flutter tới hạn của cánh giảm; khi tỷ số độ cứng trung bình của thân và cánh lớn hơn 36, có thể bỏ qua ảnh h−ởng biến dạng của thân trong tính toán tốc độ flutter tới hạn của cánh; khi tính tới ảnh h−ởng của tốc độ xoắn cánh tới tải khí động, tốc độ flutter tới hạn tăng 5%.