6. Bố cục của luận án
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. Tính tốn số với những bài toán thực tế chịu ảnh hưởng của nhiều yếu tố gây ra những hiện tượng vật lý phức tạp khơng thể đánh giá hết được trong tính tốn. Vì vậy, trong lĩnh vực thủy khí, nghiên cứu thực nghiệm ln rất cần thiết và có ý nghĩa quan trọng.
Có thể kể ra ở đây một số nghiên cứu thực nghiệm xác định thơng số dịng qua cánh bằng cách đo áp suất. Cơng 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. Mơ 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. Cơng trình của Grote et al [3] nghiên cứu thực nghiệm đo áp suất và lực khí động
Hình 1.1. Đo áp suất trên lưng cánh (bốn hàng lỗ) [1]
8
trên cánh đuôi ngang chịu ảnh hưởng của dịng dạt xuống của cánh chính (mơ hình máy bay gồm cánh chính - thân - cánh đi 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). Mơ 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 đi ngang được đo bằng cảm biến áp suất.
Bên cạnh phương pháp đo áp suất trên mặt cánh, có nhiều cơng trình thực hiện việc đo vận tốc bằng nhiều phương pháp. Cơng trình của Masdari et al [4] đã thực hiện đo vận tốc trong lớp biên bằng ống Pitot siêu nhỏ. Cơng trình của Ristić [5] sử dụng thiết bị Laser ứng dụng hiệu ứng Doppler (LDA) đo vận tốc dịng trong ống khí động. Cơng 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 khơng khơng nhằm mục đích xác định lực khí động liên quan đến tương tác cánh chính và cánh đi ngang.
Nhiều cơng trình sử dụng cân lực để xác định lực khí động các thành phần khí động của máy bay. Cơng 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. Cơng 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 dịng và xốy trên mặt lưng cánh ở các góc tới
Hình 1.2. Đo áp suất trên một mặt cánh (năm hàng lỗ) [2]
Hình 1.3. Đo áp suất trên cánh đi ngang bằng cảm biến áp suất [3]
9
khác nhau. Cơng trình [9] của Nasir sử dụng cân lực và mômen kế để đo lực và mơmen của máy bay mơ hình (trong ống khí động hở) với sự thay đổi góc đặt cánh lái mũi (canard). Các thơng số khí động này được sử dụng để tính tốn ổn định động theo phương pháp nhiễu động nhỏ. Cơng trình của Biber [10] sử dụng cân sáu thành phần để đo lực và mơmen trên mơ 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. Cơng 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. Cơng 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. Cơng 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 mơmen khí động của máy bay mơ hình (cánh - thân - cánh đi), các thành phần khí động của máy bay (cánh chính - thân - cánh đi) và tổ hợp các thành phần khí động (cánh chính - thân, cánh chính - cánh đi, cánh đi - thân). Ổn định tĩnh dọc của máy bay mơ hình được đánh giá từ các kết quả hệ số lực và mơmen 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 (mơmen). 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, khơng 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]. Thơng 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 mơmen 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 khơng sử dụng chi tiết trung gian trong q trình đo (như cảm biến đo áp suất, ống Pitot đo vận tốc...). Tuy nhiên,
10
phương pháp gá lắp cánh cũng có thể gây nhiễu dịng, hoặc nhiễu dịng 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 cơng trình [1, 2], cánh được làm đặc, dây dẫn đo áp suất dồn về một mặt cánh có thể gây nhiễu dịng ở mức độ nào đó. Tuy nhiên, nhược điểm chính của việc gia cơng mơ 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 khơng 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 cơng trình [3], thực nghiệm thực hiện đo áp suất trên cánh đuôi ngang chịu ảnh hưởng dịng 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 mơ 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 khơng gian đầu mút cánh nơi lưu thơng dịng 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 xốy mút cánh và dịng dạt xuống ảnh hướng đến cánh đuôi ngang cũng bị sai lệch. Nhiều cơng trình gá lắp mơ 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].