6. Bố cục của luận án
1.1.2 Phương pháp số
Dù các nghiên cứu thực nghiệm ln 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 khơng thể thay được cho tính tốn 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 mơ hình (nhỏ hơn nhiều so với kích thước ngun mẫu) và điều kiện thí nghiệm khơng dễ dàng để xây dựng được điều kiện môi trường thực khi bay. Sự phát triển mạnh của cơng nghệ máy tính cho phép bộ nhớ máy tính có dung lượng lớn và thời gian tính tốn nhanh. Đó là điều kiện thuận lợi cho khả năng thực hiện các phương pháp số. Với cơng cụ tính tốn số, có thể tiến hành được nhiều thử nghiệm số với sự thay đổi các thơng 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 tốn khí động đó là phương pháp kì dị và phương pháp giải phương trình vi phân dịng 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 có thể phát huy tối đa ưu điểm và hạn chế tối đa nhược điểm.
11
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 dịng thế (khơng nhớt). Với mơ 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. Thơng thường, khi kì dị được sử dụng là xốy rời rạc và xốy móng ngựa, sẽ chỉ xét được bài tốn cánh nâng mỏng vơ cùng (không chiều dày). Nếu ứng dụng những loại kì dị khác như xốy phân bố, xoáy - nguồn, lưỡng cực - nguồn v.v... có thể giải được bài tốn cánh nâng có chiều dày [24]. Với bài tốn 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 khơng gian phía ngồi vật thể trong phương pháp kì dị khơng 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 dịng khơng 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...).
Cơng trình của Carmona et al [25] sử dụng phương pháp mặt nâng với kì dị xốy rời rạc (vortex-lattice methods) để tối ưu hóa các thơng số hình học của cánh đi chữ V của máy bay dưới âm theo tiêu chí cân bằng và ổn định tĩnh dọc. Ảnh hưởng hưởng dịng dạt xuống của cánh chính lên cánh đi được xác định bằng phương pháp bán thực nghiệm cổ điển. Cơng 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. Cơng trình của Eric Loth et al [27] sử dụng phương pháp mặt nâng tính tốn khí động mơ hình cánh đơn có bẻ cánh tà (hình 1.4(a)). Kết quả dịng dạt xuống phía sau cánh được so sánh với thực nghiệm.
Hình 1.4. Mơ hình mặt nâng (a) [27] và đường nâng (b) [28]
(a) (b)
12
Cơng 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. Cơng trình của Abbas et al [29] đề cập đến sử dụng phương pháp kì dị lưỡng cực nguồn giải bài tốn dịng qua vật thể.
1.1.2.2 Phương pháp giải phương trình vi phân dịng thực
Trong khi phương pháp kì dị giải bài tốn khí động với dịng khơng 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 dịng nhớt (và dịng khơng nhớt).
Cơng trình của Paziresh et al [30] xác định hệ số lực và mơmen khí động của cánh đi 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 tốn khí động lực. Tuy nhiên, góc dịng dạt xuống được tính xấp xỉ là một giá trị (tại đường ¼ của cánh đi ngang) thông qua việc so sánh hệ số lực nâng của cánh đuôi ngang đơn và cánh đi ngang chịu ảnh hưởng của cánh chính, thân, đi đứng. Cơng trình của Mahadi [31] tính tốn góc dịng dạt xuống trên đường ¼ của cánh đuôi ngang chữ V của một máy khơng người lái (UAV). Bài tốn khí động được giải bằng sử dụng phần mềm Ansys Fluent (hình 1.5). Cơng 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 đi ngang. Tính tốn khí động sử dụng phần mềm Ansys Fluent. Một số nghiên cứu sử dụng phần mềm Ansys Fluent, CFX-Ansys tính tốn xốy mút cánh [33]. Đối với những máy bay sử dụng cánh mũi thay vì cánh đi 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 tốn trong các cơng trình [34]. Các hai cơng trình này đều sử dụng Ansys Fluent để giải bài tốn dịng qua máy bay. Cơng trình của Deng [35] sử dụng Ansys Fluent để tính tốn hệ số lực khí động của tổ hợp cánh - thân của máy bay DLR-F6 xét đến ảnh hưởng của hiệu ứng mặt đất.
Một số cơng trình sử dụng phần mềm thương mại khác để tính tốn khí động cánh 3D và hiệu ứng mút cánh và dịng dạt xuống. Cơng trình của Schauerhamer [36] sử dụng phần mềm NASA Overflow để tính tốn nghiên cứu hiệu ứng mút cánh và xoáy mút cánh. Cũng tính tốn xốy mút cánh, cơng trình [37] sử dụng phần mềm TAU. Cơng trình [38] sử dụng phần mềm USM3D của NASA để tính khí động tổ hợp thân cánh. Cơng trình [39] sử dụng phần mềm STAR-CD tính tốn khí động cánh sải ngắn xét đến hiệu ứng mặt đất. Cơng trình của Ardonceau [40] sử dụng phần mềm elsA của ONERA nghiên cứu hiệu ứng mút cánh.
Phương pháp kì dị được ứng dụng đối với dịng khơng nhớt. Vì vậy các bài tốn có hiện tượng tách thành xảy ra mạnh, sử dụng phương pháp kì dị khơng hiệu quả. Với đặc điểm chia lưới mặt trong phương pháp kì dị, bài tốn xác định hiệu ứng mút cánh và dịng dạt xuống của cánh chính tác động đến cánh đi ngang sử dụng phương pháp kì dị cũng không phù hợp. Trong các nghiên cứu mô phỏng số nói trên, việc xác định góc dịng dạt xuống chỉ trên đường ¼ của cánh đuôi ngang chưa cho thấy rõ sự biến đổi của góc dịng dạt xuống theo cả ba phương.
13
1.1.2.3 Phương pháp giải bài toán cân bằng và ổn định tĩnh dọc máy bay
Cơng trình của Bravo-Mosquera et al [41] thực hiện kiểm chứng ổn định tĩnh dọc và ổn định động dọc của máy bay trong nơng nghiệp AG-Nel 25 (hình 1.6) với các đạo hàm hệ số khí động cho trước của máy bay. Bài toán ổn định động sử dụng phương pháp nhiễu động nhỏ. Trên cơ sở đánh giá chất lượng ổn định tĩnh dọc của máy bay, cơng trình thực hiện tính tốn khí động khi thay đổi kiểu và kích thước tấm mút cánh bằng sử dụng CFX-Ansys.
Cơng trình [42] của Dong et al đã sử dụng dữ liệu thơng số khí động từ thực nghiệm trong ống khí động để tính tốn ổn định động dọc của máy bay theo phương pháp nhiễu động nhỏ. Wolhart và Thomas là tác giả của hai cơng trình [13, 14] đã tiến hành thực nghiệm xác định hệ số lực khí động và các đạo hệ số lực khí động, hệ số mômen (gọi là đạo hàm ổn định) để nghiên cứu ổn định tĩnh dọc và cân bằng của máy bay mơ hình. Đây là hai cơng trình nghiên cứu hồn tồn bằng thực nghiệm nên có thể sử dụng làm kết quả so sánh cho những nghiên cứu số. Cũng tính tốn cân bằng và ổn định tĩnh dọc của máy bay nhưng dựa trên các thơng số khí động đã cho [43], và dựa theo phương pháp kì dị mặt nâng [25].
Hình 1.5. Đường dịng qua UAV (Ansys Fluent) [31]
Hình 1.6. Đường dịng qua máy bay AG-Nel 25 (CFX-Ansys) [41]
14