4 KHÍ ĐỘNG LỰC TƯƠNG TÁC CÁNH CHÍNH VÀ CÁNH
4.1 Ảnh hưởng dòng dạt sau cánh chính tới cánh đuôi ngang với sự thay đổi góc tới cánh chính
sự thay đổi góc tới cánh chính
4.1.1 Thực nghiệm đo áp suất trên cánh đuôi ngang chịu ảnh hưởng
dòng dạt xuống sau cánh chính
Cánh chính xét trong phần này là cánh mô hình xét ở chương 3. Tổ hợp cánh chính (rỗng) và cánh đuôi ngang (rỗng) được gá lắp như trên hình 4.1. Hình 4.2 là hệ haicánh chính và cánh đuôi ngang trong mô phỏng số với vị trí các khoảng cách x = const phía sau cánh (5 vị trí: x = 0,5c; x = 1c; x = 2c; x = 3c; x = 5c) (quy ước c
là dây cung cánh, cũnglà dây cung khí động trung bình c của cánh chính)W .
Hình 4.1. Gá l p tắ ổ ợ h p cánh chính và cánh đuôi ngang trong ống khí đ ng ộ
Trên cánh đuôi ngang có khoan 30 lỗ đo áp suất (3 hàng) với vị trí các lỗ được mô tả trên hình 2.4. Áp suất đo được trên cánh đuôi ngang không có cánh chính (với góc tới bằng góc đặt αH = iH = 0o) được xét như xét như một thử nghiệm để đánh giá độ chính xác kết quả đo áp suất trên cánh trên cánh trong điều kiện đối xứng về hình học và động học (phân tích kết quả được trình bày trong mục 2.1.3, hình 2. ). 8
Khi gá lắp cánh chính (với profile Naca 4412, hoặc profile Naca 0012, được mô tả trong mục 2.1 ) có góc tới .3 αw ≠ 0 ở trước cánh đuôi ngang như trên hình 4.1, phân bố áp suất tương ứng đo được ở phía lưng và phía bụng cánh đuôi ngang là không bằng nhau (với góc đặt cánh đuôi ngang iH = 0o). Độ chênh áp suất này tạo nên lực nâng trên cánh đuôi ngang, và lực nâng này hoàn toàn là do dòng dạt xuống
sau cánh chính gây nên (vì nếu không có cánh chính ở phía trước, lực nâng trên cánh đuôi ngang bằng không).
Thực nghiệm đo áp suất trên cánh đuôi ngang được thực hiện với sự thay đổi góc tới của cánh chính. Các kết quả thực nghiệm về hệ số áp suất trên cánh đuôi ngang được so sánh với kết quả mô phỏng 3D trên cùng hình vẽ các đồ thị.
Hệ số lực nâng (xác định từ phân bố áp suất) trên cánh đuôi ngang được tạo bởi dòng dạt xuống sau cánh chính phụ thuộc vào dạng cánh và góc tới cánh chính [96].
Trên hình 4.3(b) là kết quả thực nghiệm (so sánh với kết quả số) đo áp suất trên cánh đuôi ngang với cánh chính phía trước có profile Naca 4412 và góc tới αw = 4o.
Từ tiết diện 1 đến tiết diện 3, độ chênh hệ số áp suất phía lưng và phía bụng giảm dần, tương ứng với hệ số lực nâng giảm dần như được trình bày trong bảng 4.1. Đường nét liền trên hình 4.3(b) là hệ số áp suất phía lưng và phía bụng trùng nhau trên cánh đuôi ngang đơn (không có cánh chính phía trước). Kết quả hệ số lực nâng của cánh đuôi ngang với góc tới cánh chính αw = 8ocũng được trình bày trong bảng 4.1. Khi góc tới cánh chính tăng, hệ số lực nâng trên cánh đuôi ngang tăng rõ rệt. Hệ số lực nâng tổng CL(tot) - = 0,24 với αw = 8o lớn hơn nhiều so với hệ số lực nâng tổng CL(tot) - = 0,16 với αw = 4o. Thực nghiệm và tính toán số cho kết quả hệ số áp
suất phía bụng cánh nhỏ hơn phía lưng cánh, dẫn tới hệ số lực nâng có dấu âm. Nghĩa là dòng tới cánh đuôi ngang trong trường hợp này hướng xuống (góc tới âm), tương ứng với hiệu ứng dạt xuống củatrường dòng tới cánh đuôi ngang.
Hình 4.4 trình bày hệ số áp suất trên cánh đuôi ngang với ba giá trị góc tới cánh
chính (profile Naca 0012) khác nhau αw = 2o, αw = 4o, αw = 8o. Phân bố hệ số áp suất trên cánh đuôi ngang có diện tích hiệu dụng lớn nhất với góc tới cánh chính lớn nhất αw = 8o, tương ứng với hệ số lực nâng trên cánh đuôi ngang lớn nhất. Với góc tới cánh chính nhỏ nhất αw = 2o, diện tích hiệu dụng tạo bởi độ chênh hệ số áp suất phía bụng và lưng nhỏ nhất và hệ số lực nâng trên cánh đuôi ngang cũng nhỏ nhất.
Bảng 4.1. ệ ố ực nâng trên cánh đuôi ngang H s l Góc tới cánh chính
Hệ số lực nâng CL(H)trên cánh đuôi ngang
TD. 1 (điểm A) TD. 2 (điểm B) TD. 3 (điểm C)
Trung bình trên sải
cánh, CL(tot)
Naca 4412, αW = 4o - 0,169 - 0,16 - 0,126 - 0,16 Naca 4412, αW = 8o - 0,254 - 0,242 - 0,193 - 0,24
Hình 4.3. (a) Ba hàng lỗ (3 ti t di n) trên cánh đuôi ngang; (b) H s ế ệ ệ ốáp suất trên ba ti t diế ện cánh đuôi ngang (cánh chính có profile Naca 4412, αw = 4o)
(a)
(b)
Hình 4.4. Hệ ố s áp su t trên ba ti t di n cánh đuôi ngang ấ ế ệ (cánh chính có profile Naca 0012, αw = 2o, αw = 4o, αw = 8o)
Hình 4.6. Hệ ố ự s l c nâng trên n a s i cánh đuôi ngang (vớử ả i góc t i cánh ớ chính αw = 4o và αw = 8o, profile Naca 4412)
Hình 4.7. Các dây đo áp su t đưấ ợc lu n vào trong cánh chính và ồ cánh đuôi ngang (hướng nhìn t bên ngoài ng khí đ ng vào phía g c cánh) ừ ố ộ ố Hình 4.5. (a) Hệ ố s áp suất trên cánh đuôi ngang đơn; (b) H s ệ ốáp suất trên
cánh đuôi ngang có cánh chính ở trư c (Naca 0012, ớ αw = 8o) ; (c) Hệ ố ự s l c nâng trên n a sử ải cánh đuôi ngang
Như đã đề cập ở các phần trước, cánh đuôi ngang có profile đối xứng Naca 0012 và góc đặt cánh đuôi trong thí nghiệm (và tính toán số) là không độ (iH = 0o). Điều kiện đối xứng này của cánh đuôi ngang nhằm đảm bảo lực nâng trên cánh đuôi ngang trong tổ hợp cánh chính cánh đuôi ngang là hoàn toàn do dòng dạt xuống -
sau cánh chính gây nên. Để mở rộng kết quả của các trường hợp thực nghiệm về biểu diễn 3D của phân bố hệ số áp suất và phân bố hệ số lực nâng trên cánh đuôi ngang, một số kết quả số cho trường hợp cánh chính (profile Naca 0012, αw = 8o)
ảnh hưởng đến cánh đuôi ngang được trình bày trên hình 4.5. Hệ số áp suất trên
cánh đuôi ngang đơn (không có cánh chính phía trước) trên hình 4.5(a) cho thấy sự trùng nhau của hệ số áp suất phía lưng và bụng, nghĩa là hệ số lực nâng bằng không
(CL(H)= 0). Kết quả thực nghiệm của trường hợp này đã trình bày trên hình 2.6. Khi đặt cánh chính phía trước cánh đuôi ngang, với góc tới cánh chính αw = 8o,
phân bố áp suất trên cánh đuôi ngang cho thấy diện tích hiệu dụng như trên hình 4.5(b). Từ diện tích hiệu dụng của phân bố áp suất này, tính được hệ số lực nâng phân bố trên nửa sải cánh đuôi ngang như trên hình 4.5(c). Hệ số lực nâng tổng xác định bằng trung bình tích giá trị phân bố hệ số lực nâng trên sải cánh (hình 4.5(c) có giá trị là CL(H) -= 0,16. Giá trị CL(H) -= 0,16 trên cánh đuôi ngang là rất đáng kể do dòng dạt xuống của cánh chính gây nên. Đồ thị hệ số lực nâng trên hình 4.5(c) có ba điểm A, B, C chính là hệ số lực nâng tại ba tiết diện (ba hàng lỗ) thực nghiệm đo áp suất trên cánh đuôi ngang (hình 2.4 và hình 4.3(a)). Tại tiết diện 1, CL(TD.1) = -
0,169 (điểm A). Tại tiết diện 2, CL(TD.2) = - 0,162 (điểm B). Tại tiết diện 3,
CL(TD.3) = - 0,126 (điểm C). Điểm đáng chú ý là, giá trị cực đại của hệ số lực nâng trên sải cánh, CL(max)(M) = - 0,172, tại điểm M có tọa độ y/bH|M = 0,3 tính từ gốc cánh đuôi. Trong khi, với dạng cánh chữ nhật và gốc cánh được coi là mặt đối xứng, giá trị cực đại của hệ số lực nâng trên sải cánh là ở gốc cánh. Sự dịch chuyển điểm cực đại M này cho thấy, trường vận tốc tới cánh đuôi ngang không phải là đồng nhất như khái niệm vận tốc ở vô cùng.
Hình 4.6 cho thấy ảnh hưởng của góc tới cánh chính (profile Naca 4412) đến phân bố lực nâng trên nửa sải cánh đuôi khi xét kết quả tính toán cho hai trường hợp góc tới cánh chính αw = 4o và αw = 8o (kết quả thực nghiệm đo áp suất của trường hợp góc tới cánh chính αw = 4o được trình bày trên hình 4.3). Hệ số lực nâng tổng xác định bằng trung bình tích phân hệ số lực nâng trên sải cánh được trình bày trong bảng 4.1 (CL(tot) = - 0,24 với αw = 8o ; CL(tot) = - 0,16 với αw = 4o).
Kết quả thực nghiệm đo áp suất trên cánh đuôi ngang trình bày trên các hình 4.3 và 4.4 được thực hiện với kích thước dài nhất có thể của sải cánh chính (hệ số dãn
dài cánh Λw= 6). Sự tương tự giữa kết quả thực nghiệm và kết quả số dòng 3D cho sự kiểm chứng lẫn nhau giữa hai phương pháp. Cánh đuôi ngang sử dụng trong thực nghiệm có kích thước nhỏ (chiều dày cực đại của cánh đuôi có profile Naca 0012 là
7,2 mm (12% × 60 mm = 7,2 mm). Nhưng cánh đuôi ngang cũng đã được gia công rỗng để luồn các dây đo áp suất vào bên trong cánh (hình 4.7), tránh gây nhiễu cho dòng. Vì vậy có thể nói, các dữ liệu thực nghiệm về áp suất đo được trên cánh đuôi ngang là rất quý để kiểm chứng kết quả số của dòng bị kích động rất phức tạp trong vết sau cánh chính.