5. Bố cục của luận án
1.1 Tình hình nghiên cứu trên thế giớ
1.1.1 Nghiên cứu thực nghiệm
Chuyển động của chất lỏng gắn liền với cơ chế tự biến dạng làm cho phương trình vi phân chuyển động của chất lỏng (thủy khí) rất phức tạp. Tín- h toán số với những bài toán thực tế chịu ảnh hưởng của nhiều yếu tố gây ra những hiện tượng vật lý phức tạp không thể đánh giá hết được trong tính toán. Vì vậy, trong lĩnh vực thủy khí, nghiên cứu thực nghiệm luôn rất cần thiết và có ý nghĩa quan trọng.
Có thể kể ra ở đây một số nghiên cứu thực nghiệm xác định thông số dòng qua cánh bằng cách đo áp suất. Công trình của Soltani et al [1] đã thực hiện đo áp suất trên mặt cánh trong ống khí động hở với buồng thử có kích thước cao 80 cm, rộng
80 cm, dài 200 cm và vận tốc lớn nhất là 100 m/s. Áp suất được đo bằng áp kế kỹ thuật số. Cánh được ngàm một đầu vào thành ống khí động (tại gốc cánh). Cánh được làm đặc, trên đó có đục ba hàng lỗ (20%, 44%, 78% nửa sải cánh (516 mm) tính từ gốc cánh). Vì vậy, hàng lỗ gần mút cánh cách mút cánh 113 mm (hình 1.1).
Bài báo đặt vấn đề đánh giá hiệu ứng mút cánh và khắc phục bằng cách sử dụng tấm mút cánh.
Cũng thực hiện việc đo phân bố áp suất trên cánh, Hadidoolabi et al [2] đã tiến hành thí nghiệm đối với cánh tam giác trong ống khí động với số Mach M∞ = 0,8 ÷
2. Ống khí động trong thí nghiệm có tiết diện buồng thử là 60 cm × 60 cm, dải vận tốc có thể thí nghiệm M∞ = 0,4 ÷ 3. Mô hình thí nghiệm là cánh tam giác mỏng, có đục các hàng lỗ để đo áp suất một bề mặt cánh (lưng cánh) (hình 1.2). Mục đích của nghiên cứu là đánh giá xoáy mép vào của cánh khi góc tới và số Mach thay đổi. Công trình của Grote et al [3] nghiên cứu thực nghiệm đo áp suất và lực khí động
trên cánh đuôi ngang chịu ảnh hưởng của dòng dạt xuống của cánh chính (mô hình
máy bay gồm cánh chính - thân - cánh đuôi ngang) với vận tốc thí nghiệm là 60 m/s. Thực nghiệm được thực hiện trong ống khí động kín có kích thước buồng thử rộng (1,3 m), cao (1,3 m), dài (3 m). Mô hình máy bay có sải cánh chính là 1,3 m,
nghĩa là hai mút cánh chính được chống vào hai thành bên của buồng thử ống khí động (hình 1.3). Áp suất trên mặt cánh đuôi ngang được đo bằng cảm biến áp suất.
Bên cạnh phương pháp đo áp suất trên mặt cánh, có nhiều công trình thực hiện việc đo vận tốc bằng nhiều phương pháp. Công trình của Masdari et al [4] đã thực hiện đo vận tốc trong lớp biên bằng ống Pitot siêu nhỏ. Công trình của Ristić [5] sử dụng thiết bị Laser ứng dụng hiệu ứng Doppler (LDA) đo vận tốc dòng trong ống
khí động. Công trình của Ristić et al [6] sử dụng một số phương pháp đo vận tốc như LDA, ống Pitot, ghi ảnh chuyển động của hạt (PIV), dây nóng đo vận tốc trong lớp biên... Tuy nhiên, các phương pháp đo vận tốc này không không nhằm mục đích xác định lực khí động liên quan đến tương tác cánh chính và cánh đuôi ngang.
Nhiều công trình sử dụng cân lực để xác định lực khí động các thành phần khí động của máy bay. Công trình [7] của Korkischko et al sử dụng cân lực đo lực khí động trên cánh chịu ảnh hưởng dòng dạt xuống của cánh trước bố trí phía trước kết hợp với phương pháp PIV để nghiên cứu xoáy với dải vận tốc 5 m/s đến 65 m/s trong ống khí động kín. Công trình [8] của Ananda et al sử dụng cân lực đo lực khí động trên cánh kết hợp với phương pháp hiển thị sử dụng màng dầu huỳnh quang ở mặt lưng của cánh để nghiên cứu dòng và xoáy trên mặt lưng cánh ở các góc tới
Hình 1.2. Đo áp suất trên m t mộ ặt cánh (năm hàng lỗ) [2]
khác nhau. Công trình [9] của Nasir sử dụng cân lực và mômen kế để đo lực và
mômen của máy bay mô hình (trong ống khí động hở) với sự thay đổi góc đặt cánh
lái mũi (canard). Các thông số khí động này được sử dụng để tính toán ổn định động theo phương pháp nhiễu động nhỏ. Công trình của Biber [10] sử dụng cân sáu thành phần để đo lực và mômen trên mô hình thu nhỏ của máy bay FAR 23. Các hệ số lực
và mômen được ứng dụng để đánh giá chất lượng ổn định động của máy bay theo phương pháp nhiễu động nhỏ. Công trình của Won et al [11] sử dụng cân lực đa thành phần để đo lực khí động của tiết diện cánh quạt trực thăng trong ống khí động có tiết diện ngang buồng thử (400 × 458) mm2, vận tốc thử nghiệm 36 m/s. Cách gá lắp cánh là chống hai đầu mút cánh vào hai thành bên buồng thử ống khí động. Công trình của Gabor et al [12] thực hiện thí nghiệm đo áp suất và lực của cánh trong ống khí động có kích thước mặt cắt ngang buồng thử (2 m × 3 m) với số Mach
M∞ = 0,4. Áp suất được đo trên tiết diện (lưng và bụng) gần giữa sải cánh (40% kể từ gốc cánh) nhờ cảm biến áp suất. Kết quả đo áp suất và lực khí được so sánh với kết quả số để đánh giá chất lượng khí động của cánh có sự thay đổi hình dạng mút cánh. Công trình của Wolhart và Thomas [13, ] 14 thực hiện thí nghiệm trong ống khí động với buồng thử có đường kính 1,8 m, số Mach thí nghiệm M = 0,13. Cân sáu thành phần lực và mômen được sử dụng để đo lực và mômen khí động của máy
bay mô hình (cánh - thân - cánh đuôi), các thành phần khí động của máy bay (cánh
chính thân - - cánh đuôi) và tổ hợp các thành phần khí động (cánh chính - thân, cánh chính - cánh đuôi, cánh đuôi - thân). Ổn định tĩnh dọc của máy bay mô hình được đánh giá từ các kết quả hệ số lực và mômen thực nghiệm.
*
Có thể lược tóm về ba phương pháp thực nghiệm trong lĩnh vực khí động đó là đo áp suất, đo vận tốc và đo lực (mômen). Phương pháp đo vận tốc như nói ở trên (sử dụng ống Pitot siêu nhỏ, Laser, ghi ảnh PIV [15], dây nóng, màng nóng)
thường để xác định vận tốc trong lớp biên, không nhằm mục đích xác định lực khí động của cánh, của máy bay hay các thành phần khí động khác của máy bay. Phương pháp dùng cân lực, mômen kế hay cân đa thành phần đo lực và mômen
được sử dụng nhiều [16-18]. Thông thường khi đo lực khí động của cả máy bay, máy bay được gá vào ống khí động bằng các thanh chống hoặc treo máy bay [19- 21]. Các thanh đỡ này thường có kích thước nhỏ để giảm gây nhiễu dòng. Ưu điểm của phương pháp này là có thể đo được lực và mômen khí động của cánh và máy bay với nhiều kết quả và thời gian đo không lớn. Hạn chế của phương pháp này là không thể xác định được chi tiết các hiện tượng vật lý xảy ra cục bộ (tách thành, xoáy, phân bố tải cục bộ, v.v...).
Việc đo áp suất, ngoài phương pháp dùng lỗ đo áp suất tĩnh trên bề mặt cánh hoặc máy bay như trong [1-3], người ta còn dùng các dụng cụ đo áp suất khác như cảm biến áp suất [22], Phương pháp đo phân bố áp suất tĩnh trên bề mặt cánh hiện nay cũng được sử dụng nhiều khi công nghệ gia công các lỗ đo áp trên mặt cánh có độ chính xác cao và áp suất kỹ thuật số cũng có độ chính xác cao. Đây là phương pháp mà luận án sử dụng. Phương pháp đo này không sử dụng chi tiết trung gian trong quá trình đo (như cảm biến đo áp suất, ống Pitot đo vận tốc...). Tuy nhiên,
phương pháp gá lắp cánh cũng có thể gây nhiễu dòng, hoặc nhiễu dòng có thể gây bởi các dây dẫn từ lỗ đo áp suất đến áp kế, công nghệ gia công cánh và các lỗ đo áp cũng ảnh hưởng đến độ chính xác của các kết quả đo. Trong các công trình [1 2], ,
cánh được làm đặc, dây dẫn đo áp suất dồn về một mặt cánh có thể gây nhiễu dòng ở mức độ nào đó. Tuy nhiên, nhược điểm chính của việc gia công mô hình cánh đặc là áp suất chỉ đo được trên một mặt cánh (lưng hoặc bụng). Hiệu ứng mút cánh sinh
ra từ hiện tượng chảy vòng từ vùng áp suất cao ở bụng cánh sang vùng áp suất thấp ở vùng lưng cánh không có điều kiện xảy ra theo bản chất tự nhiên của hiện tượng. Hay điều kiện chập dòng ở mép ra của cánh cũng vậy, chúng sẽ khác nhau khi dòng chảy được xét trên hai mặt lưng và bụng cánh và khi dòng chảy chỉ được xét ở trên một mặt lưng cánh. Ở công trình [3], thực nghiệm thực hiện đo áp suất trên cánh đuôi ngang chịu ảnh hưởng dòng dạt xuống của cánh chính và sự tương tác với thân
máy bay. Tuy nhiên, với chiều ngang ống khí động 1,3 m mà sải cánh chính của máy bay mô hình cũng 1,3 m với hai đầu mút cánh tì vảo thành bên buồng thử ống khí động. Cách gá lắp này đã làm mất không gian đầu mút cánh nơi lưu thông dòng chảy vòng từ bụng cánh đến lưng cánh. Sự “ngăn chặn dòng chảy vòng này làm ”
cho hiệu ứng mút cánh không thể xảy ra một cách tự nhiên theo đúng nghĩa, vì vậy xoáy mút cánh và dòng dạt xuống ảnh hướng đến cánh đuôi ngang cũng bị sai lệch. Nhiều công trình gá lắp mô hình cánh theo phương pháp tỳ hai mút cánh vào thành
bên ống khí động chỉ đo được profile cánh (2D) trên tiết diện giữa sải cánh [23].
1.1.2 Phương pháp số
Dù các nghiên cứu thực nghiệm luôn cần thiết, có ý nghĩa so sánh đối chiếu và có những kết quả có giá trị định hướng đối với nghiên cứu. Nhưng thực nghiệm không thể thay được cho tính toán số. Kết quả thực nghiệm bị hạn chế ở số lượng và kích thước mẫu thử nghiệm. Trong lĩnh vực hàng không, nghiên cứu thực nghiệm thường được giới hạn đối với kích thước mô hình (nhỏ hơn nhiều so với kích thước nguyên mẫu) và điều kiện thí nghiệm không dễ dàng để xây dựng được điều kiện môi trường thực khi bay. Sự phát triển mạnh của công nghệ máy tính cho phép bộ nhớ máy tính có dung lượng lớn và thời gian tính toán nhanh. Đó là điều kiện thuận lợi cho khả năng thực hiện các phương pháp số. Với công cụ tính toán số, có thể tiến hành được nhiều thử nghiệm số với sự thay đổi các thông số đầu vào để có thể lựa chọn được phương án tối ưu. Có nhiều phương pháp số, có thể là phương pháp đơn giản với nhiều giả thiết giản hóa và có thể là phương pháp phức tạp hơn với ít giả thiết giản hóa, để giải các phương trình vi phân chuyển động của chất lỏng. Liên quan đến đề tài của luận án này, ở đây chỉ đề cập cụ thể hơn đối với hai phương pháp số giải bài toán khí động đó là phương pháp kì dị và phương pháp giải phương
trình vi phân dòng thực (có nhớt) bằng sử dụng các phần mềm thương mại lớn Fluent. Mỗi phương pháp đều có ưu nhược điểm của riêng nó. Vấn đề là với phạm vi nghiên cứu xác định, nên lựa chọn phương pháp nào để cóthể phát huy tối đa ưu điểm và hạn chế tối đa nhược điểm.
1.1.2.1 Phương pháp kì dị
Phương pháp kì dị được dựa trên khái niệm về thế vận tốc. Dòng được xét trong các phương pháp kì dị là dòng thế (không nhớt). Với mô hình đường nâng, cánh được đồng nhất với đường ¼ (không xét chiều dài dây cung và chiều dày profile cánh). Phương pháp mặt nâng được xét khi bỏ qua chiều dày của cánh (vật thể), nghĩa là coi cánh là mặt của các đường nhân. Thông thường, khi kì dị được sử dụng là xoáy rời rạc và xoáy móng ngựa, sẽ chỉ xét được bài toán cánh nâng mỏng vô cùng (không chiều dày). Nếu ứng dụng những loại kì dị khác như xoáy phân bố,
xoáy - nguồn, lưỡng cực - nguồn v.v... có thể giải được bài toán cánh nâng có chiều
dày [24]. Với bài toán cánh nâng có xét đến chiều dày cánh, lưới được chia trên hai mặt lưng và bụng cánh và trên mỗi phân tố bề mặt được chia này bố trí các kì dị. Lưới phát triển từ bề mặt vật thể ra không gian xung quanh chỉ có tác dụng xác định mức độ cảm ứng của kì dị (phụ thuộc vào khoảng cách giữa điểm được xét và phân
tố bề mặt bố trí kì dị). Lưới trong không gian phía ngoài vật thể trong phương pháp kì dị không có tác dụng truyền tín hiệu phản hồi và hiệu chỉnh sai lệch, nó khác với lưới trong không gian sử dụng các phương pháp lặp giải hệ phương trình vi phân
của chuyển động. Đặc điểm chia lưới này của phương pháp kì dị, cùng với giả thiết đối với dòng không nhớt trong phương pháp kì dị gây nên những hạn chế nhất định trong ứng dụng của phương pháp kì dị (như xác định hiệu ứng mút cánh...).
Công trình của Carmona et al [25] sử dụng phương pháp mặt nâng với kì dị xoáy rời rạc (vortex lattice methods) để tối ưu hóa các thông số hình học của cánh đuôi -
chữ V của máy bay dưới âm theo tiêu chí cân bằng và ổn định tĩnh dọc. Ảnh hưởng hưởng dòng dạt xuống của cánh chính lên cánh đuôi được xác định bằng phương
pháp bán thực nghiệm cổ điển. Công trình của Kobayakawa et al [26] sử dụng phương pháp mặt nâng kết hợp với thực nghiệm trong ống khí động để xác định hiệu ứng mặt đất ảnh hưởng đến đáp ứng vận tốc gió theo phương đứng. Nghiên cứu được thực hiện với cánh đơn chữ nhật và tam giác trong dải vận tốc dưới âm.
Công trình của Eric Loth et al [27] sử dụng phương pháp mặt nâng tính toán khí động mô hình cánh đơn có bẻ cánh tà (hình 1.4(a)). Kết quả dòng dạt xuống phía
sau cánh được so sánh với thực nghiệm.
Hình 1.4. Mô hình m t ặ nâng (a) [2 ] và đườ7 ng nâng (b) [28]
Công trình của Phillips [28] đã sử dụng phương pháp đường nâng (cánh được đồng nhất với đường ¼ ) (hình 1.4(b)) để tìm độ cong của đường ¼ sao cho phân bố lực nâng trên đường nâng có dạng elip. Công trình của Abbas et al [29] đề cập đến sử dụng phương pháp kì dị lưỡng cực nguồn giải bài toán dòng qua vật thể.
1.1.2.2 Phương pháp giải phương trình vi phân dòng thực
Trong khi phương pháp kì dị giải bài toán khí động với dòng không nhớt, thì phương pháp giải phương trình vi phân chuyển động của chất lỏng (sử dụng phần mềm Fluent hoặc phần mềm khác) có thể xét với dòng nhớt (và dòng không nhớt).
Công trình của Paziresh et al [30] xác định hệ số lực và mômen khí động của cánh đuôi ngang đơn và cánh đuôi ngang là một thành phần khí động của máy bay. Các tác giả đã sử dụng phần mềm Fluent để giải bài toán khí động lực. Tuy nhiên,
góc dòng dạt xuống được tính xấp xỉ là một giá trị (tại đường ¼ của cánh đuôi ngang) thông qua việc so sánh hệ số lực nâng của cánh đuôi ngang đơn và cánh
đuôi ngang chịu ảnh hưởng của cánh chính, thân, đuôi đứng. Công trình của Mahadi
[31] tính toán góc dòng dạt xuống trên đường ¼ của cánh đuôi ngang chữ V của một máy không người lái (UAV). Bài toán khí động được giải bằng sử dụng phần mềm Ansys Fluent (hình 1.5). Công trình của Kontogiannis et al [32] giải quyết vấn đề thiết kế cánh chính của máy bay ATLAS IV xét tới dòng dạt xuống của cánh chính ít ảnh hưởng đến cánh đuôi ngang. Tính toán khí động sử dụng phần mềm Ansys Fluent. Một số nghiên cứu sử dụng phần mềm Ansys Fluent, CFX-Ansys tính toán xoáy mút cánh [33]. Đối với những máy bay sử dụng cánh mũi thay vì cánh đuôi ngang thì hiệu ứng mút cánh và dòng dạt xuống đước xét với cánh mũi ảnh hưởng tới cánh chính như được đề cập tính toán trong các công trình [34]. Các
hai công trình này đều sử dụng Ansys Fluent để giải bài toán dòng qua máy bay.
Công trình của Deng [35] sử dụng Ansys Fluent để tính toán hệ số lực khí động của tổ hợp cánh thân của máy bay DLR F6 xét đến ảnh hưởng của hiệu ứng mặt đất.- -