5 TÍNH TOÁN KHÍ ĐỘNG LỰC ĐỐI VỚI MÁY BAY CÓ XÉT
5.1.1 Hiệu ứng giao thoa cán h thân
5.1.1.1 Hình dạng và kích thước của máy bay mô hình
Wolhart và Thomas [13] đã thực hiện đo lực và mômen khí động trên máy bay mô hình có góc vuốt đường ¼ của cánh chính bằng không độ (λc/4 = 0o). Hình 5.1(a)
là hình dạng của thân máy bay được gá lắp trong ống khí động với vị trí gá cố định cánh trùng với tâm khí động cánh chính. Các kích thước chính của máy bay mô hình được thể hiện trên hình 5.1(b).
Bảng 5.1. Tọa đ hình d ng thân máy bay mô hình ộ ạ
x (in) r (in) x (in) r (in) x (in) r (in)
0 0 16 2,96 32 2,6 2 0,64 18 3 34 2,47 4 1,2 20 2,99 36 2,33 6 1,68 22 2,97 38 2,18 10 2,42 26 2,87 42 1,82 12 2,67 28 2,79 44 1,61 14 2,85 30 2,7 45 1,5
Trên hình 5.1(b), cánh chính có dây cung gốc cr = 9,18 in, dây cung mút ct = 5,5
in, sải cánh b = 44,1 in. Cánh chính (và cánh đuôi) có profile Naca 65A008. Tọa độ hình dạng của thân máy bay được cho trong bảng 5.1. Kết quả mô phỏng so sánh với kết quả thực nghiệm về hệ số lực khí động của máy bay mô hình được trình bày
Hình 5.1. (a) Thân máy bay mô hình trong ống khí đ ng [13]; (b) Kích thước ộ của cánh chính - thân - cánh đuôi của máy bay mô hình [13]
trên hình 5.2. Với góc tấn của máy bay α < 20o, cả hệ số lực nâng (hình 5.2(b)) và
hệ số lực cản (hình 5.2(c)) đều cho thấy sự tương tự giữa kết quả mô phỏng số và kết quả thực nghiệm (sai lệch < 3%). Phần tiếp theo sẽ trình bày kết quả và phân tích chi tiết về ảnh hưởng tương tác giữa ba thành phần khí động của máy bay là
cánh chính - thân - cánh đuôi.
5.1.1.2 Hiệu ứng giao thoa cánh - thân
Kết quả mô phỏng có thể cho bức tranh chi tiết hơn so với thực nghiệm về đường
dòng trên cánh, trên thân và những vùng giao thoa của các lớp dòng chảy khác
nhau. Hình 5.3 là đường dòng qua cánh chính và thân máy bay mô hình ở hai góc tấn α = 4o 8và o. Với góc đặt cánh của máy bay mô hình iW = 0o (xem hình .1(b)), 5
góc tấn của máy bay cũng bằng góc tới cánh chính, αw = 4o, trên hình 5.3(a), đường dòng trên vùng thân giao nhau với cánh chính vẫn suôn, không cho thấy có sự tách thành lớn. Tuy nhiên, với góc tấn lớn hơn, α = αw = 8o trên hình 5.3(b), tại phần giao thoa giữa cánh và thân, đường dòng có sự tách khỏi gốc cánh ngay từ mép vào. Điều này cho thấy đã có sự tách thành mạnh tại vùng giao thoa cánh - thân này.
Có thể quan sát chi tiết hơn về hình ảnh đường dòng trên mặt phẳng đứng đi qua gốc cánh (nơi giao thoa của dòng trên gốc cánh và trên thân máy bay) ở góc tấn α = αw = 12otrên hình 5.4. Với trường hợp cánh đơn trên hình 5.4(a), tách thành có xảy ra phía lưng, nhưng không lớn như trường hợp gốc cánh gắn với thân máy bay như trên hình 5.4(b). Tại vùng giao thoa cánh thân, tách thành xảy ra rất mạnh cả hai phía -
lưng và bụng cánh. Đặc biệt là phía lưng cánh, dòng bị nhấc khỏi thành tạo thành
khoang lớn bao trùm toàn bộ chu tuyến profile (gốc cánh) và kéo tiếp ra phía sau cánh. Hình 5.2. (a) Lưới trên mặt đố ứi x ng c a máy bay mô hình; ủ
(b) Hệ ố ự s l c nâng; (c) Hệ ố ự s l c cản
(a)
Hình 5.5. (a) Hệ ố ự s l c nâng trên nử ảa s i cánh; (b) H s áp su t trên ệ ố ấ TD. 3; (c) Hệ ố s áp suất trên TD. 4
(a) (b) (c)
Hình 5.4. Đường dòng trên mặt đi qua gốc cánh v i α = 12ớ o. (a) Cánh đơn; (b) Tổ ợ h p cánh chính - thân
(a)
(b) (a)
(b)
Để phân tích định lượng tương tác cánh thân tại vùng giao thoa ở gốc cánh, xét -
phân bố hệ số lực nâng trên sải cánh (hình 5.5(a), và phân bố hệ số áp suất tại các
tiết diện sát gốc cánh (hình 5.5(b)) đối với cánh đơn và tổ hợp cánh - thân. Hai
trường hợp góc tới 4 độ và 8 độ được tính toán và so sánh trên cùng một đồ thị trên
hình 5.5(a) cho thấy ảnh hưởng của góc tới đến phân bố hệ số lực nâng trên sải cánh cũng như ảnh hưởng của góc tới đến tương tác cánh - thân.
Với α = 4o, tương tác cánh - thân có ảnh hưởng nhỏ tới phân bố hệ số lực nâng trên suốt chiều dài sải cánh từ tiết diện 3 (TD. 3) đến mút cánh. Tại tiết diện 2 (TD.
2) là tiết diện qua gốc cánh giao với thân, hệ số lực nâng sụt giảm hơn 4 lần khi có tương tác giữa cánh và thân so với trường hợp không có tương tác của ( cánh đơn)
(xem sự tách thành trên hình 5.3(a)).
Với α = 8o, tương tác cánh - thân cũng ảnh hưởng tới phân bố hệ số lực nâng trên suốt chiều dài sải cánh từ tiết diện 3 (TD. 3) đến mút cánh với mức độ ảnh hưởng có lớn hơn so với trường hợp góc tấn 4 độ. Tại tiết diện 2 (TD. 2) qua gốc cánh giao với thân, hệ số lực nâng sụt giảm khoảng 6,5 lần khi có tương tác giữa cánh và thân so với trường hợp cánh đơn (xem sự tách thành mạnh trên hình .3(b)). Phân bố hệ 5
số áp suất trên TD. 3 ở phần lưng cánh chịu ảnh hưởng rõ của tương tác của thân tới cánh (TD. 1 với trường hợp cánh đơn là mặt đối xứng của cánh, với trường hợp tổ hợp cánh thân là mặt đối xứng qua thân).-
Kết quả thực nghiệm [13] và kết quả mô phỏng số hệ số lực nâng và hệ số lực cản của cánh đơn (W) và tổ hợp cánh thân (W-F) của máy bay mô hình được trình
bày trên hình 5.6.
Hình 5.6. Hệ ố ự s l c khí ng trên cánh đơn và t h p cánh - thân. độ ổ ợ (a) Hệ ố ự s l c nâng; (b) Hệ ố ự s l c cản
(a)
Ở góc tấn α < 8o, hệ số lực khí động (lực nâng, lực cản) của cánh đơn và tổ hợp
cánh - thân không khác nhau nhiều. Sự có mặt của thân trong tổ hợp cánh thân chỉ -
làm tăng nhẹ hệ số lực cản, còn hệ số lực nâng hầu như không thay đổi. Với góc tấn α ≥ 12o, tách thành xảy ra rất mạnh trong vùng giao thoa cánh - thân, làm tăng hệ số lực cản của tổ hợp cánh thân so với hệ số lực cản của cánh đơn. Với - α = 12o ÷20o,
hiệu ứng giao thoa cánh thân cũng làm tăng đáng kể hệ số lực nâng của tổ hợp - cánh - thân so với hệ số lực nâng của cánh đơn.
Tuy nhiên, ngay cả khi góc tấn α < 8o, giá trị trung bình (tích phân) của hệ số lực nâng ít thay đổi, nhưng phân bố hệ số lực nâng trên sải cánh cũng như phân bố hệ số áp suất trên các tiết diện khác nhau (giữa hai trường hợp không có và có hiệu ứng
giao thoa cánh - thân) liên quan đến sự khác nhau về phân bố tải trên cánh. Trong
thực tế, lực khí động thực của cánh dưới ảnh hưởng của biến dạng đàn hồi phụ thuộc vào phân bố tải cục bộ trên cánh [93].
5.1.2 Hiệu ứng giao thoa cánh hân và dòng dạt xuống ảnh hưởng - t
tới khí động lực cánh đuôi ngang
5.1.2.1 Hiệu ứng giao thoa cánh thân ảnh hưởng tới cánh đuôi ngang-
Hiệu ứng giao thoa cánh - thân rất nhạy với sự tách thành. Tách thành mạnh thường biến thành xoáy ở sau cánh và có tác động lên cánh đuôi ngang làm thay đổi lực khí động trên cánh đuôi ngang so với trường hợp tổ hợp cánh chính cánh đuôi. -
Sự khác nhau về phân bố áp suất trên cánh đuôi ngang trong hai trường hợp tổ hợp
cánh chính - cánh đuôi và tổ hợp cánh chính - thân - cánh đuôi (máy bay mô hình)
được trình bày trên hình .7 (với góc tấn 5 α = 12o).
Trên hình 5.7 còn thể hiện đường dòng qua mặt gốc cánh trong hai trường hợp có và không có thân với sự tách thành rất mạnh trong vùng giao thoa cánh - thân (xem hình 5.4). Đồ thị biểu diễn hệ số lực khí động của các thành phần khí động của máy
bay trên hình 5.8 cho thấy hệ số lực nâng của cánh đuôi đứng bằng không (hệ số lực cản của cánh đuôi đứng cũng gần bằng không).
Kết quả trên hình .8 cho thấy, hệ số lực nâng và hệ số lực cản của cánh5 đuôi ngang nhỏ hơn nhiều so với hệ số lực nâng và hệ số lực cản của cánh chính. Tuy nhiên, lực nâng trên cánh đuôi ngang là thành phần chính tạo mômen chúc ngóc cho
máy bay do cánh tay đòn từ tâm khí động của cánh đuôi ngang đến trọng tâm của
máy bay có giá trị lớn. Vì vậy, một thay đổi nhỏ lực khí động trên cánh đuôi ngang cũng có thể ảnh hưởng đến cân bằng và ổn định tĩnh dọc của máy bay. Công trình thực nghiệm [13] đã không đo hệ số lực khí động trên cánh đuôi ngang, mà chỉ tiến hành đo lực khí động của tổ hợp cánh đuôi đứng và ngang (VH). Vì vậy, tính toán số cũng đã tiến hành xác định lực khí động trên tổ hợp cánh đuôi đứng và ngang để so sánh với kết quả thực nghiệm như được chỉ ra trên hình 5.9.
Như kết quả số trên hình .8(a) đã5 cho thấy hệ số lực nâng của cánh đuôi đứng bằng không với mọi góc tấn, vì vậy trong trường hợp này, hệ số lực nâng của tổ hợp cánh đuôi đứng ngang (VH) bằng hệ số lực nâng của cánh đuôi ngang (H), C- L(VH)
= CL(H)trong kết quả sẽ được phân tích trên hình 5 .9.
Trở lạ ớ ấi v i v n đề phân tích hiệu ứng tách thành trong vùng giao thoa cánh thân -
ảnh hư ng đở ến h sệ ố lực nâng trên cánh đuôi ngang. Hình 5.9(a) cho thấy với góc tấn từ 4o đến 12o, tương tác giữa thân và cánh đuôi không làm thay đổi hệ số ự l c nâng trên
cánh đuôi ngang (khi so sánh hệ số ự l c nâng của cánh đuôi đơn (VH) với hệ ố s lực nâng của tổ ợ h p cánh đuôi - thân (FVH) trừđi thân (F)(VH = FVH F)). -
Các đồ thịtrên hình .9(b) cho th5 ấy hiệu ứng tách thành trong vùng giao thoa cánh - thân ảnh hưởng rõ rệ ết đ n hệ ố ự s l c nâng trên cánh đuôi ngang. Hệ ố ự s l c nâng của
cánh đuôi ngang chị ảu nh hưởng từ cánh chính (WVH W) khác nhi- ều so vớ ệi h số
lực nâng trên cánh đuôi ngang chị ảu nh hưởng bở ổ ợi t h p cánh chính thân (WFVH - - WF). Sự chênh lệch giá trị ệ h s lố ực nâng trên cánh đuôi ngang t hai cách xác địừ nh trên lên tới gần 40% với góc t n tấ ừ 8ođến 12o.
Với kho ng góc tả ấn lớn hơn 12o, kết quả thực nghi m cho thệ ấy, tương tác thân -
cánh đuôi có nh hư ng đả ở ến (làm giảm) hệ ố s lực nâng trên cánh đuôi ngang (như chỉ
ra trên hình .9(a)). Vì v y, k5 ậ ết quảtrên hình .9(b) v5 ề ự s chênh lệch hệ s lố ực nâng của cánh đuôi ngang c a trên hai đủ ồ ị th (trong kho ng ả α > 12o) không chỉ phản ánh mức độ ảnh hưởng của tương tác cánh chính - thân, mà còn có phần ảnh hưởng của
tương tác thân - đuôi ngang. Tuy nhiên, ở đây không thực hiện bóc tách hai loại ảnh
hư ng tương tác nói trên (trong khoở ảng α > 12o), mà ch ra sỉ ự ảnh hưởng rõ rệ ủt c a
tương tác cánh chính - thân đến h s lệ ố ực nâng trên cánh đuôi ngang (trong khoảng góc tấn từ 8ođến 12o) đư c xác đợ ịnh từ kết quả thực nghiệm và mô ph ng sỏ ố.
Hình 5.7. Đường dòng qua mặ ốt g c cánh và áp suất phân bố trên cánh đuôi ngang (α = 12o). (a) Máy bay mô hình; (b) Tổ ợ h p cánh chính - cánh đuôi
Hình 5.8. Hệ ố ự s l c khí đ ng c a máy bay và cách thành phầộ ủ n khí đ ng ộ của máy bay. (a) Hệ ố ực nâng; (b) Hệ ố ự s l s l c c n ả
Hình 5.9. Hệ ố ự s l c nâng trên cánh đuôi ngang (H tương đương v i VH). ớ (a) Đố ới v i cánh đuôi ngang đơn và ch u nh hư ng củị ả ở a thân; (b) Đ i v i ố ớ cánh đuôi ngang chịu ảnh hưởng c a cánh chính và tủ ổ ợ h p cánh chính - thân
5.1.2.2 Hiệu ứng dòng dạt xuống sau cánh chính ảnh hưởng tới cánh đuôi ngang
Công trình thực nghiệm [ ] xác định lực khí động của các thành phần kh13 í động của máy bay mô hình và tổ hợp của chúng ở các góc tấn khác nhau bằng cân lực. Vì vậy, kết quả thực nghiệm không cho được hình ảnh chi tiết về phân bố áp suất (hoặc phân bố vận tốc) để mô tả dòng dạt xuống sau cánh chính.
Tuy nhiên, từ kết quả thực nghiệm (và kết quả số), có thể định lượng được mức độ ảnh hưởng của dòng dạt xuống sau cánh chính đến hệ số lực nâng trên cánh đuôi ngang từ các đồ thị trình bày trên hình 5.9(a) và 5.9(b). Trên hình 5.9(a) có đồ thị hệ số lực nâng của cánh đuôi ngang đơn (VH = H) và trong hình 5.9(b) có đồ thị hệ số lực nâng trên cánh đuôi ngang chịu ảnh hưởng của cánh chính (WVH W), khi trừ -
hai đồ thị này với nhau sẽ cho phần giá trị của hệ số lực nâng trên cánh đuôi ngang chịu ảnh hưởng từ dòng dạt xuống của cánh chính (hình 5.10).
Kết quả trên hình 5.10 cho thấy ảnh hưởng của dòng dạt sau cánh chính tới hệ số lực nâng trên cánh đuôi ngang là rất rõ rệt và phụ thuộc vào góc tấn. Với vai trò chính tạo mômen chúc ngóc của cánh đuôi ngang đối với máy bay, nên những sự thay đổi hệ số lực nâng trên cánh đuôi ngang (từ hiệu ứng tương tác cánh chính -
thân và hiệu ứng dòng dạt xuống sau cánh chính) đều gây ảnh hưởng khi xét bài toán cân bằng và ổn định tĩnh dọc của máy bay.
Kết quả tính toán số hệ số lực khí động của máy bay mô hình và hệ số lực khí động của các thành phần khí động chịu ảnh hưởng tương tác lẫn nhau của máy bay mô hình với sự so sánh kiểm chứng với kết quả thực nghiệm cho phép áp dụng tính toán với máy bay thực. Không giống máy bay mô hình xét trong thực nghiệm ở trên, máy bay thực xét tiếp theo là một máy bay không người lái VNT-680 thuộc loại đã thiết kế chế tạo trong thực tế, tạo được lực nâng ở chế độ bay bằng tại góc tấn bằng không. Từ kết quả tính toán khí động đối với máy bay, bài toán cân bằng
sẽ được áp dụng tính toán với máy bay này để xác định vai trò cánh đuôi ngang và những thay đổi cần thiết đối với cấu hình cũng như góc đặt cánh đuôi ngang.
Hình 5.10. Hệ ố ự s l c nâng trên cánh đuôi ngang đơn và chịu ảnh hưở của cánh chính ng