4 KHÍ ĐỘNG LỰC TƯƠNG TÁC CÁNH CHÍNH VÀ CÁNH
4.4 Nghiên cứu đối với cánh mũi tên và cánh thang xét trên cánh mô hình thực nghiệm
mô hình thực nghiệm
Cánh thang và cánh mũi tên xét ở đây là cánh của các máy bay mô hình trong nghiên cứu thực nghiệm của NASA với các kết quả thí nghiệm được công bố xác định hệ số lực khí động đối với cánh thang (straight wing) có đường ¼ cánh vuông
góc với trục thân [13] và cánh mũi tên (sweep wing) có đường ¼ cánh lệch 45o so
với trục thân máy bay [14].
Thomas và Wolhart đã thí nghiệm xác định hệ số lực khí động để tính toán ổn
định tĩnh dọc cho các máy bay mô hình. Luận án cũng sử dụng các kết quả thí nghiệm về hệ số lực khí động của Thomas and Wolhart để đối chiếu so sánh với kết quả tính toán số. Kích thước của các máy bay mô hình (cánh chính - thân cánh -
đuôi) sẽ được trình bày chi tiết trong chương 5. Công trình [13] và [14] cũng đã thực hiện đo lực khí động của cánh chính đơn. Đó là dữ liệu thực nghiệm dùng để so sánh đối với kết quả tính toán số. Vì vậy, phần tính toán số đối với cánh chính
thang và cánh chính mũi tên nhằm xét đến ảnh hưởng của độ vuốt cánh được thực hiện trên mô hình giống như mô hình thực nghiệm mà Thomas và Wolhart đã làm. Vận tốc thí nghiệm trong ống khí động có số Mach M∞ = 0,13. So sánh giữa kết quả số và kết quả thực nghiệm kiểm chứng cho độ chính xác của tính toán số. Trên cơ sở đó, có thể trình bày, phân tích và đánh giá các kết quả số về dòng dạt xuống sau hai loại cánh thang và cánh mũi tên.
Thí nghiệm đo lực khí động trên máy bay cánh thang và máy bay cánh mũi tên
45o; (hình 4.21 và hình 4.22(a)) đã được thực hiện trên máy bay mô hình có cùng thân, dài 45 in; cùng khoảng cách giữa tâm khí động cánh chính và tâm khí động cánh đuôi ngang, 16,7 in (vị trí tâm khí động cánh chính là vị trí định vị gá chống (mounting point) cánh (hoặc máy bay) vào buồng thử ống khí động); cùng chiều dài sải cánh chiếu vuông góc với trục thân (44,09 in); cùng profile Naca 65A008 đối
với cánh chính và cánh đuôi; cùng chiều dài dây cung gốc cánh (9,18 in); cùng
chiều dài dây cung mút cánh (5,51 in). Hai mô hình thí nghiệm khác nhau ở góc vuốt đường ¼ cánh chính và cánh đuôi ngang (đều có góc vuốt 45o).
Hình chiếu bằng cánh thang (straight wing) và cánh mũi tên thực nghiệm trên hình 4.22(a) được vẽ lại để mô phỏng số như trên bình 4.22(b).
Kết quả thực nghiệm và số hệ số lực nâng trên cánh thang và cánh mũi tên được trình bày trên hình 4.23. Góc tới tương ứng với đỉnh cực đại của hệ số lực nâng (thất
tốc) đối với cánh thang có giá trị nhỏ hơn nhiều so với cánh mũi tên. Hình 4.23 vừa thể hiện sự so sánh hệ số lực nâng của cánh thang và cánh mũi têncó cùng kích thước chính, vừa kiểm chứng độ chính xác của phương pháp số để cho phép đưa ra một số kết quả về góc dòngdạt xuống sau hai loại cánh thang và cánh mũi tên.
Hình 4.21. V ịtrí cánh chính và cánh đuôi của máy bay mô hình th c nghiự ệm. (a) Cánh thang [13]; (b) Cánh mũi tên 45o[14]
(a)
(b)
Hình 4.22. Hình chiếu bằng của cánh chính trong thực nghiệm. (a) Hình vẽ ủ c a [13, 14]; (b) Hình vẽ ạ l i dùng trong mô phỏng số
Hình 4.24. Đường dòng trên m t lưng cánh và các đư ng đ ng áp su t t i m t qua ặ ờ ồ ấ ạ ặ gốc cánh và mút cánh đ i ới cánh thang và cánh mũi tênố v
α = 4o α = 4o
Hình 4.23. H s lệ ố ực nâng của cánh thang λ = 0o và cánh mũi tên λ = 45o
Hình 4.25. Góc εcánh th ng và cánh mũi tên. (a) Góc a ε theo z tại ba vị trí x = const (y = 0) và góc tới α = 4o; (b) với α = 2o; (c) Góc εtheo x (tại y = 0 và z = 0)
Hình 4.24 là kết quả mô phỏng về đường dòng qua cánh và các đường đồng áp suất trên mặt gốc cánh và mút cánh đối với cánh thang (hình 4.24(a)) và cánh mũi
tên (hình 4.24(b)) ở góc tới α = 4o. Với cả cánh thang và cánh mũi tên, trên mặt cánh chưa có hiện tượng tách thành xảy ra, nhưng phân bố các đường đồng áp suất trên mặt gốc cánh và mút cánh tương ứng khác nhau với hai loại cánh thang và cánh
mũi tên. Góc dòng dạt xuống tại ba vị trí x = const (x = 285 mm, x = 380 mm, x =
475 mm tính từ điểm gá cố định cánh trên ống khí động (x = 0, y = 0, z = 0)) được trình bày trên hình 4.25. (Gốc tọa độ này trùng với điểm gá cố định cánh và cũng là tâm khí động của cánh đối với cánh thang và cánh mũi tên). Ảnh hưởng của độ vuốt cánh so với trường hợp không vuốt được xét trên mặt đối xứng đi qua gốc cánh y = 0 với hai giá trị góc tới α = 2o và α= 4o.
Biến thiên của góc dòng dạt xuống εtheo phương đứng z trên hình 4.25(a) và (b) cho thấy góc ε có giá trị tuyệt đối lớn hơn khi vị trí xét gần cánh hơn. Góc ε của
cánh mũi tên có giá trị tuyệt đối tương ứng nhỏ hơn nhiều so với cánh thang với cả hai trường hợp góc tới α = 4o (hình 4.25(a)) và α = 2o (hình 4.25(b)). Đối với cánh mũi tên, đường phân bố ε (theo z) có điểm uốn rõ hơn (ở phía z có dấu âm) với cả hai trường hợp (a) và (b).
Như vậy, hiệu ứng vuốt cánh làm giảm độ mạnh của dòng dạt xuống sau cánh. Nhận xét này cũng thể hiện rõ khi xét sự biến đổi của góc ε theo x (với y = 0 và z = 0) trên hình 4.25(c). Khoảng cách x càng lớn (vị trí xét càng xa cánh), giá trị tuyệt đối của góc ε càng nhỏ, nhưng tốc độ giảm đối với cánh thang lớn hơn cả ở hai góc tới α = 2o và α = 4o. Bên cạnh việc thực hiện thí nghiệm đối với cánh đơn, công
trình [13, 14] cũng tiến hành thí nghiệm đối với tổ hợp cánh chính và cánh đuôi (tính toán số trong chương 5 chứng minh hệ số lực nâng của cánh đuôi đứng bằng không, nên kết quả đo hệ số lực nâng trên cánh đuôi bằng hệ số lực nâng của cánh đuôi ngang). Kết quả thực nghiệm này cho thấy sự ảnh hưởng của cánh chính tới khí động cánh đuôi ngang (hình 4.26).
Hình 4.26. H s lệ ố ực nâng trên cánh đuôi ngang đơn và chịu ảnh hư ng c a cánh ở ủ chính. (a) Cánh thang ; (b) Cánh mũi tên
Khác với thực nghiệm của luận án ở các phần trên, thực nghiệm của Thomas và Wolhart [13, 14] đã thực hiện thay đổi góc tới đối với cả tổ hợp cánh chính - cánh
đuôi, nghĩa là cả tổ hợp cánh chính và cánh đuôi đều quay khi thực hiện thay đổi góc tới (mô tả cụ thể hơn được trình bày trong chương 5 khi tính toán cho cả máy bay mô hình). Vì vậy, đồ thị hệ số lực nâng trên cánh đuôi đơn cũng như cánh đuôi chịu ảnh hưởng dòng dạt xuống cánh chính có giá trị dương (với góc tới dương) khi thay đổi góc tới cánh chính. Kết quả trong hai trường hợp cánh thang (hình 4.26(a)) và cánh mũi tên (hình 4.26(b)) cho thấy chênh lệch độ dốc của đồ thị hệ số lực nâng của cánh đuôi ngang chịu ảnh hưởng cánh chính so với độ dốc hệ số lực nâng cánh
đuôi đơn là khác nhau đối với hai trường hợp cánh thang và cánh mũi tên. Với cánh thang, chênh lệch độ dốc này mạnh hơn nhiều so với cánh mũi tên (hai đồ thị hệ số lực nâng trên cánh đuôi ngang của cánh thang còn có vị trí cắt nhau).
Kết quả thực nghiệm và số hệ số lực nâng của cánh chính thang và cánh mũi tên trên hình 4.23 cho thấy cánh mũi tên làm tăng giá trị góc tới gây thất tốc so với cánh thang. Kết quả tính toán mô phỏng số vết sau cánh chính đã chỉ ra rằng hiệu ứng dòng dạt xuống sau cánh mũi tên nhẹ hơn so với cánh thang (hình 4.24 và 4.25). Xét với tổ hợp cánh chính cánh đuôi, kết quả thực nghiệm và số cho thấy độ dốc -
biến đổi hệ số lực nâng trên cánh đuôi ngang chịu ảnh hưởng dòng dạt xuống sau cánh chính của cánh mũi tên nhỏ hơn cánh thang (hình 4.26). (Độ dốc của đồ thị hệ số lực nâng theo góc tới xác định giá trị đạo hàm trong tính toán ổn định tĩnh dọc và cân bằng của máy bay).
4.5 Kết luận chương 4
Trong chương 3 đã xét biến thiên theo ba phương (x, y, z) của các thông số dòng
trong vết sau cánh chính, đặc biệt là góc dòng dạt xuống. Khi đặt cánh đuôi ngang phía sau cánh chính, nhiệm vụ lúc này là xét hệ hai cánh. Sự có mặt của cánh đuôi
ngang phía sau cánh chính sẽ làm thay đổi quy luật biến thiên của các thông số dòng trong vết, và cánh đuôi ngang cũng chịu những tác động do dòng nhiễu động trong vết cánh chính gây nên. Đó là vấn đề được nghiên cứu trong chương 4.
Cánh đuôi ngang sử dụng trong thực nghiệm đối xứng về hình học và động học (profile đối xứng và góc đặt cánh bằng không). Khi thực hiện đo áp suất trên cánh
đuôi ngang đơn (không có cánh chính phía trước), phân bố áp suất trên lưng và bụng cánh giống nhau. Kết quả này cho giá trị lực nâng trên cánh bằng không, đúng với bản chất vật lý của dòng không góc tới qua cánh đối xứng. Khi gá lắp cánh chính ở phía trước với các góc đặt cánh khác nhau, áp suất đo được trên cánh đuôi ngang có sự chênh lệch giá trị trên mặt lưng và mặt bụng cánh, tạo nên lực nâng trên cánh đuôi ngang. Góc tới của cánh chính càng lớn, hệ số lực nâng tạo ra do
dòng dạt xuống sau cánh chính ảnh hưởng tới cánh đuôi ngang càng lớn.
Xét tới ảnh hưởng của hệ số dãn dài cánh chính tới khí động cánh đuôi ngang, trong thực nghiệm đã tiến hành rút ngắn cánh chính (qua phần ngàm gốc cánh vào thành ống khí động). Kết quả thực nghiệm và số về hệ số áp suất trên cánh đuôi
ngang với các giá trị khác nhau của góc tới cánh chính cho thấy sự tăng góc tới cánh chính làm tăng rõ rệt giá trị tuyệt đối của hệ số lực nâng trên cánh đuôi ngang. Kết quả mô phỏng số cho thấy rõ ảnh hưởng mạnh của hệ số dãn dài cánh chính tới thông số sự thay dòng trong vết sau cánh chính theo cả phương đứng z, phương sải cánh y và phương dọc theo dòng chảy x. Hệ số dãn dài cánh chính giảm làm tăng hiệu ứng dạt xuống của dòng trong vết sau cánh chính (tăng góc dòng dạt xuống).
Trên cơ sở mô hình thực nghiệm thực hiện đối với hệ hai cánh, tính toán số phát triển cho các giá trị khoảng cách khác giữa cánh chính và cánh đuôi ngang. Hiệu ứng dòng dạt xuống trong vết sau cánh chính mạnh hơn khi khoảng cách giữa hai cánh càng nhỏ. Kết quả tính toán hệ số lực khí động trên cánh chính cho thấy vị trí cánh đuôi ngang càng gần cánh chính, hệ số lực nâng trên cánh chính càng giảm. Điều này phù hợp với điều kiện vết sau cánh cần phải xa đến vô cùng mới đảm bảo lực nâng đầy đủ. Sự có mặt của cánh đuôi ngang ở sau cánh chính là một tác nhân chặn dòng chảy trong vết. Khoảng cách giữa hai cánh càng ngắn, lưu số trong vết càng nhỏ tương ứng với lực nâng của cánh chính càng nhỏ.
Ảnh hưởng của độ vuốt cánh cũng được xét trên cánh mô hình thực nghiệm đối với cánh thang và cánh mũi tên đã được công bố. Kết quả thực nghiệm về hệ số lực khí động trên cánh mũi tên và cánh thang có ý nghĩa kiểm chứng đối với kết quả tính toán số. Kết quả tính toán số về phân bố góc dòng dạt xuống sau cánh mũi tên và cánh thang ở các vị trí x = const khác nhau (và biến thiên theo x) với các góc tới khác nhau cho thấy hiệu ứng dòng dạt xuống sau cánh mũi tên nhỏ hơn đáng kể so với cánh thang. Vì vậy, tác động của dòng dạt xuống sau cánh chính mũi tên làm
cho độ dốc biến thiên hệ số lực nâng trên cánh đuôi ngang nhỏ hơn so với hiệu ứng này gây nên từ cánh chính thang. Biến thiên của hệ số lực nâng trên cánh chính cho thấy, góc tới thất tốc đối với cánh mũi tên lớn hơn so với cánh thang.
Xét ảnh hưởng của góc tới cánh chính, hệ số dãn dài cánh chính, khoảng cách giữa cánh chính và cánh đuôi ngang, độ vuốt cánh chính tới dòng trong vết sau cánh chính và mức độ chi phối của những thay đổi này tới khí động cánh đuôi ngang. Các nghiên cứu cho thấy lực nâng trên cánh đuôi ngang rất nhỏ so với cánh chính và nhiều trường hợp lực nâng này được tạo ra chỉ nhờ góc dòng dạt xuống sau cánh chính. Nhưng giá trị lực nâng nhỏ này trên cánh đuôi ngang lại là thành phần chính tạo nên mômen chúc ngóc cho máy bay. Vì vậy, vai trò của cánh đuôi ngang có ý nghĩa rất quan trọng đảm bảo cân bằng cho máy bay ở mọi chế độ bay ổn lập.
Chương 5 tiếp theo sẽ ứng dụng tính toán số đối với hai loại máy bay: một máy bay mô hình có so sánh với kết quả thực nghiệm đã công bố (để kiểm chứng kết quả tính toán khí động tổ hợp cánh chính – thân – cánh đuôi), và một máy bay đã chế tạo trong thực tế (để đánh giá sự cần thiết phải tính toán chính xác lực khí động trên cánh đuôi ngang, khi cánh đuôi ngang đảm nhận chức năng cân bằng mômen ở chế độ bay bằng). Hai máy bay đã có sẵn này (máy bay mô hình của NASA và máy bay không người lái đã sản xuất ở Việt Nam VNT-680), có cánh không đồng dạng với cánh đã thực nghiệm trong ống khí động ở chương 3 và chương 4 [97 99]- . Nhưng những kết luận định tính về tương tác giữa cánh chính và cánh đuôi ngang vẫn có ý nghĩa kiểm chứng.