Nghiên cứu đối với cánh mũi tên và cánh thang xét trên cánh mơ hình thực nghiệm

ĐI NGANG MƠ HÌNH

4.4 Nghiên cứu đối với cánh mũi tên và cánh thang xét trên cánh mơ hình thực nghiệm

mơ hình thực nghiệm

Cánh thang và cánh mũi tên xét ở đây là cánh của các máy bay mơ hình trong nghiên cứu thực nghiệm của NASA với các kết quả thí nghiệm được cơng bố xác định hệ số lực khí động đối với cánh thang (straight wing) có đường ¼ cánh vng

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 tốn ổn định tĩnh dọc cho các máy bay mơ 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 tốn số. Kích thước của các máy bay mơ hình (cánh chính - thân - cánh đi) sẽ được trình bày chi tiết trong chương 5. Cơng 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 tốn số. Vì vậy, phần tính tốn số đối với cánh chính thang và cánh chính mũi tên nhằm xét đến ảnh hưởng của độ vuốt cánh được thực hiện trên mơ hình giống như mơ 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 tốn 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 mơ hình có cùng thân, dài 45 in; cùng khoảng cách giữa tâm khí động cánh chính và tâm khí động cánh đi 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 vng góc với trục thân (44,09 in); cùng profile Naca 65A008 đối với cánh chính và cánh đi; cùng chiều dài dây cung gốc cánh (9,18 in); cùng chiều dài dây cung mút cánh (5,51 in). Hai mơ hình thí nghiệm khác nhau ở góc

vuốt đường ¼ cánh chính và cánh đi ngang (đều có góc vuốt 45o).

86

Hình chiếu bằng cánh thang (straight wing) và cánh mũi tên thực nghiệm trên hình 4.22(a) được vẽ lại để mơ 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 tên có 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 dịng dạt xuống sau hai loại cánh thang và cánh mũi tên.

Hình 4.21. Vị trí cánh chính và cánh đi của máy bay mơ hình thực nghiệm. (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 của [13, 14]; (b) Hình vẽ lại dùng trong mơ phỏng số

87

Hình 4.24. Đường dịng trên mặt lưng cánh và các đường đồng áp suất tại mặt qua gốc cánh và mút cánh đối với cánh thang và cánh mũi tên

 = 4o  = 4o

Hình 4.23. Hệ số lực nâng của cánh thang  = 0o và cánh mũi tên  = 45o

Hình 4.25. Góc  cánh thang và cánh mũi tên. (a) Góc  theo z tại ba vị trí x = const (y = 0) và góc tới  = 4o; (b) với  = 2o; (c) Góc  theo x (tại y = 0 và z = 0)

88

Hình 4.24 là kết quả mơ phỏng về đường dịng 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  = 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 dịng 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  = 2o và  = 4o.

Biến thiên của góc dịng dạt xuống  theo phương đứng z trên hình 4.25(a) và (b) cho thấy góc  có giá trị tuyệt đối lớn hơn khi vị trí xét gần cánh hơn. Góc  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  = 4o (hình 4.25(a)) và  = 2o (hình 4.25(b)). Đối với cánh mũi tên, đường phân bố  (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  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  càng nhỏ, nhưng tốc độ giảm đối với cánh thang lớn hơn cả ở hai góc tới  = 2o và  = 4o. Bên cạnh việc thực hiện thí nghiệm đối với cánh đơn, cơng trình [13, 14] cũng tiến hành thí nghiệm đối với tổ hợp cánh chính và cánh đi (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 đi ngang (hình 4.26).

Hình 4.26. Hệ số lực nâng trên cánh đuôi ngang đơn và chịu ảnh hưởng của cánh chính. (a) Cánh thang ; (b) Cánh mũi tên

89

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 đi, nghĩa là cả tổ hợp cánh chính và cánh đi đều quay khi thực hiện thay đổi góc tới (mơ tả cụ thể hơn được trình bày trong chương 5 khi tính tốn cho cả máy bay mơ hình). Vì vậy, đồ thị hệ số lực nâng trên cánh đuôi đơn cũng như cánh đi chịu ảnh hưởng dịng 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 đi 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 cịn 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 tốn mơ 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 đi, kết quả thực nghiệm và số cho thấy độ dốc biến đổi hệ số lực nâng trên cánh đuôi ngang chịu ảnh hưởng dịng 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 tốn ổn định tĩnh dọc và cân bằng của máy bay).