ĐI NGANG MƠ HÌNH
4.1.1 Thực nghiệm đo áp suất trên cánh đuôi ngang chịu ảnh hưởng dịng dạt xuống sau cánh chính
dịng dạt xuống sau cánh chính
Cánh chính xét trong phần này là cánh mơ 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 hai cánh chính và cánh đi ngang trong mơ 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, cũng là dây cung khí động trung bình cWcủa cánh chính).
Hình 4.2. Mơ hình mơ phỏng số đối với tổ hợp cánh chính và cánh đi ngang Hình 4.1. Gá lắp tổ hợp cánh chính và cánh đi ngang trong ống khí động
71
Trên cánh đi ngang có khoan 30 lỗ đo áp suất (3 hàng) với vị trí các lỗ được mơ tả trên hình 2.4. Áp suất đo được trên cánh đi ngang khơng có cánh chính (với
góc tới bằng góc đặt H = 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 2.1.3) có góc tới w 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 đi ngang là
khơng bằng nhau (với góc đặt cánh đi ngang iH = 0o). Độ chênh áp suất này tạo
nên lực nâng trên cánh đuôi ngang, và lực nâng này hồn tồn là do dịng dạt xuống sau cánh chính gây nên (vì nếu khơng 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 mơ 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 dịng 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 đi ngang với cánh chính phía trước có profile Naca 4412 và góc tới w = 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 đi ngang đơn (khơng có cánh chính phía trước). Kết quả hệ số lực nâng
của cánh đi ngang với góc tới cánh chính w = 8o cũng 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 w = 8o lớn hơn nhiều so với hệ số lực nâng tổng CL(tot) = - 0,16 với w = 4o. Thực nghiệm và tính tốn 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 dịng tới cánh đi ngang trong trường hợp này hướng xuống (góc tới âm), tương ứng với hiệu ứng dạt xuống của trường dịng tới cánh đi ngang.
Hình 4.4 trình bày hệ số áp suất trên cánh đi ngang với ba giá trị góc tới cánh chính (profile Naca 0012) khác nhau w = 2o, w = 4o, w = 8o. Phân bố hệ số áp suất trên cánh đi ngang có diện tích hiệu dụng lớn nhất với góc tới cánh chính lớn
nhất w = 8o, tương ứng với hệ số lực nâng trên cánh đi ngang lớn nhất. Với góc
tới cánh chính nhỏ nhất w = 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. Hệ số lực nâng trên cánh đi ngang
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, W = 4o - 0,169 - 0,16 - 0,126 - 0,16
Naca 4412, W = 8o - 0,254 - 0,242 - 0,193 - 0,24
72
Hình 4.3. (a) Ba hàng lỗ (3 tiết diện) trên cánh đuôi ngang; (b) Hệ số áp suất trên ba tiết diện cánh đi ngang (cánh chính có profile Naca 4412, w = 4o)
(a)
(b)
Hình 4.4. Hệ số áp suất trên ba tiết diện cánh đuôi ngang (cánh chính có profile Naca 0012, w = 2o, w = 4o, w = 8o)
73
Hình 4.6. Hệ số lực nâng trên nửa sải cánh đi ngang (với góc tới cánh chính w = 4o và w = 8o, profile Naca 4412)
Hình 4.7. Các dây đo áp suất được luồn vào trong cánh chính và cánh đi ngang (hướng nhìn từ bên ngồi ống khí động vào phía gốc cánh) Hình 4.5. (a) Hệ số áp suất trên cánh đuôi ngang đơn; (b) Hệ số áp suất trên
cánh đi ngang có cánh chính ở trước (Naca 0012, w = 8o); (c) Hệ số lực nâng trên nửa sải cánh đuôi ngang
74
Như đã đề cập ở các phần trước, cánh đi ngang có profile đối xứng Naca 0012
và góc đặt cánh đi trong thí nghiệm (và tính tốn số) là khơng độ (iH = 0o). Điều
kiện đối xứng này của cánh đuôi ngang nhằm đảm bảo lực nâng trên cánh đi ngang trong tổ hợp cánh chính - cánh đi ngang là hồn tồn do dịng 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, w = 8o)
ảnh hưởng đến cánh đi ngang được trình bày trên hình 4.5. Hệ số áp suất trên cánh đi ngang đơn (khơng 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 đi ngang, với góc tới cánh chính w = 8o,
phân bố áp suất trên cánh đi 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 dịng 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 đi 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 vơ 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 tốn cho hai trường hợp
góc tới cánh chính w = 4o và w = 8o (kết quả thực nghiệm đo áp suất của trường
hợp góc tới cánh chính w = 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 w = 8o ; CL(tot) = - 0,16 với w = 4o).
Kết quả thực nghiệm đo áp suất trên cánh đi 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 w = 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 đi ngang sử dụng trong thực nghiệm có kích thước nhỏ (chiều dày cực đại của cánh đi 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 dịng. 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 dịng bị kích động rất phức tạp trong vết sau cánh chính.
75