CHƯƠNG 3. HIỆU ỨNG MẶT ĐẤT TRONG ĐỊA HÌNH PHẲNG VÀ KHÔNG XÉT ĐẾN YẾU TỐ THỜI GIAN
3.2 Xử lý kết quả mô phỏng
3.2.1 Đánh giá độ tin cậy của lưới
Đánh giá y+:
Hình 3.8: Phân bố y+ trên các mặt: (a) Mô hình A, (b) Mô hình B
Mô hình rối được chọn là k – ω SST, ta đánh giá độ tin cậy của lưới qua kết quả y+ với điều kiện mô hình này là y+ ≤ 1. Khi so sánh giữa hai mô hình, ta thấy y+ của mô hình B tốt hơn vì đảm bảo được điều kiện về y+ với tất cả các mặt. Mô hình A có phân bố y+ tốt tại chong chóng mang và chong chóng lái nhưng y+ không thỏa mãn điều kiện tại thân máy bay. Vì vậy độ tin cậy của B tốt hơn để
a)
b)
25 mô phỏng chính xác hiện tượng dòng khí gần lớp biên của bề mặt trực thăng, đặc biệt là khu vực thân máy bay (body).
Bảng 3.4: Giá trị y+ trung bình trên các mặt
Khu vực biên Mô hình A Mô hình B
wing1 0.90 0.90
wing2 0.91 0.90
tail 0.98 0.97
body 68.16 0.08
Ảnh hưởng đến kết quả lực kéo:
Mô hình A khi mô phỏng với trường hợp độ cao 0.5m và góc đặt cánh 110 cho lực kéo TA = 691.46 N. Kết quả này trong trường hợp tương tự với mô hình B là TB = 691.5 N. Như vậy, mô hình B tuy có độ tin cậy về y+ tốt hơn nhưng không ảnh hưởng nhiều đến khả năng tạo lực kéo, do lực kéo chủ yếu tạo ra bởi chuyển động quay của chong chóng mang. Vì kết quả mà ta quan tâm ở bài toán mô phỏng steady là tìm thông số đầu vào để tạo kết quả lực kéo thỏa mãn theo dải độ cao, vậy nên, để giảm bớt khối lượng mô phỏng, tôi sẽ sử dụng mô hình A để mô phỏng tất cả các trường hợp trong dải độ cao và góc đặt cánh, mà vẫn đảm bảo độ tin cậy của kết quả lực kéo.
3.2.2 Kết quả lực kéo
Góc đặt cánh càng lớn sẽ giúp tạo lực kéo càng lớn, điều này đúng không chỉ trong trường hợp có hiệu ứng mặt đất mà còn đúng với lý thuyết và các bài toán mô phỏng cánh khác.
Độ cao càng thấp thì tạo ra lực kéo càng lớn, rõ rệt nhất khi H < 3.5m (H<D). Lực kéo tại độ cao 3.5m (H = D) không thay đổi nhiều so với trường hợp 8m điều này chứng tỏ rằng từ độ cao 3.5m trở đi, ảnh hưởng của hiệu ứng mặt đất bị triệt tiêu hoàn toàn. Vậy, kết quả lực kéo theo dải độ cao phù hợp với lý thuyết về ảnh hưởng tích cực của hiệu ứng mặt đất lên trực thăng.
Khi xét đến điều kiện lực kéo trong chế độ bay treo, ta thấy trường hợp φ = 120 lực kéo quá lớn không thỏa mãn chế độ này, trong trường hợp góc đặt 120, trực thăng không thể “đứng im” trong không khí mà chỉ có thể bay lên thẳng đứng. Góc đặt này sẽ hữu dụng trong trường hợp cất cánh của trực thăng, vừa tạo lực kéo lớn vừa có hỗ trợ của lực kéo tăng lên do hiệu ứng mặt đất.
Tại các góc đặt cánh 90, 100 và 110 thì lực kéo tạo ra thỏa mãn điều kiện bay treo của trực thăng. Riêng trường hợp 110, lực kéo tạo thành là gần nhất với điều kiện bay treo khi trọng lượng máy bay max. Khi cất cánh với góc đặt 110 và trọng lượng max là 670N, trực thăng sẽ bay lên thẳng đứng cho đến độ cao 1m rồi lơ lửng trong không khí và đạt trạng thái của chế độ bay treo. Tuy nhiên, đó chỉ là dự đoán khi ta có kết quả lực kéo của bài toán mô phỏng steady mà chưa xét đến yếu tố thời gian. Trên thực tế, lực kéo tạo ra có thể thay đổi theo từng
26 thời điểm mà ta xét đến, vì vậy cần thêm vào bài toán mô phỏng yếu tố thời gian để nắm bắt được hiện tượng sao cho giống với thực tế nhất có thể.
Để đánh giá tính đúng đắn khi nhận định khoảng 0.5m đến 3.5m là khoảng có hiệu ứng mặt đất, ta xét thêm một trường hợp H = 5m nằm trong khoảng từ 3.5m đến 8m, tại góc đặt cánh 110. Ta có các kết quả sau:
T3.5m = 640.60 N T5m = 636.44 N T8m = 636.72 N
Ta thấy lực kéo tại độ cao 5m chênh lệch không đáng kể so với trường hợp H = 8m, và kết quả này có sai lệch dưới 1% so với trường hợp H = 3.5m. Vì sai số nhỏ nên ta có thể coi khoảng độ cao từ 3.5m đến 8m là hoàn toàn không có hiệu ứng mặt đất.
3.2.3 Kiểm tra điều kiện cân bằng moment
Với các loại khí cụ bay sự dụng cánh quay thì vấn đề cân bằng là rất quan trọng. Khi cánh quạt quay thì lá cánh chịu ảnh hưởng bởi lực cản của không khí, lực này ngược hướng với chiều quay, do đó cũng đồng thời tạo moment cản theo chiều tương tự. Khi lơ lửng trong không khí, nếu không có yếu tố triệt tiêu thì moment này luôn có xu hướng làm cho trực thăng quay quanh trục thẳng đứng.
Giải pháp với những loại trực thăng có 2 chong chóng mang là cho 2 chong chóng quay ngược chiều để tạo hai moment cản ngược chiều và triệt tiêu nhau.
300.00 400.00 500.00 600.00 700.00 800.00
0.50 1.00 1.50 2.00 2.50 3.00 3.50 4.00 4.50 5.00 5.50 6.00 6.50 7.00 7.50 8.00
Lực kéo (N)
Độ cao (m)
ϕ = 9 ϕ = 10 ϕ = 11 ϕ = 12
376 N 670 N
Yêu cầu bay treo
Hình 3.9: Sự thay đổi lực kéo theo dải góc đặt cánh và độ cao bay
27 Với trực thăng dạng một chong chóng mang thì giải pháp bắt buộc là thiết kế thêm đuôi và chong chóng lái để cân bằng moment cản. Khi đó, moment tạo bởi chong chóng lái sẽ tạo bởi lực kéo chong chóng lái và cánh tay đòn phụ thuộc vào chiều dài đuôi. Để trực thăng cân bằng thì tổng moment cản và moment chong chóng lái phải bằng 0. Sử dụng phương trình (3.1) về cân bằng moment cản, với cánh tay đòn của chong chóng lái trong trường hợp này là Lccl = 1.966m.
Sử dụng CFD-Post để xuất các kết quả với trường hợp góc đặt 110 theo dải độ cao, ta có kết quả các kết quả theo bảng sau:
Bảng 3.5: Kết quả cân bằng moment tại góc đặt 110
H (m) 0.5 1 1.5 2 2.5 3 3.5 8
Tccl (N) 60.3 60.1 60.1 60.0 59.6 59.9 60.3 60.0 Mccl (Nm) 118.6 118.2 118.2 118.0 117.2 117.8 118.6 118.0 Mccm (Nm) 107.2 107.7 107.9 107.6 107.6 107.5 107.6 107.5 ΔM (Nm) 11.3 10.5 10.3 10.4 9.6 10.3 10.9 10.5
Nhận xét:
Chênh lệch moment cản và moment chong chóng lái khoảng 9.5%. Sai số này chủ yếu do việc sử dụng khác mô hình mô phỏng của nghiên cứu trước và mô hình sử dụng trong luận văn này. Yếu tố ảnh hưởng lớn nhất đến cân bằng moment là tốc độ quay, góc đặt cánh của chong chóng mang và tốc độ quay chong chóng lái. Dựa vào bảng 3.5, ta thấy moment không thay đổi nhiều khi trực thăng bay ở các độ cao khác nhau, vì vậy, có thể coi hiệu ứng mặt đất không ảnh hưởng đến bài toán cân bằng moment cản.
3.2.4 Đường dòng
Ta chọn trường hợp góc đặt cánh 11 độ và tốc độ quay chong chóng mang 650 vòng/phút là trường hợp đại diện để thể hiện các kết quả định tính của hiện tượng hiệu ứng mặt đất.
Dòng khí bị hút từ trên xuống gặp mặt phẳng quay chong chóng mang, do chong chóng mang quay có góc tấn nên dòng khí bị đẩy mạnh xuống, tạo nên lực nâng cho trực thăng. Ta có thể thấy sự khác biệt của đường dòng theo độ cao.
Tại trường hợp bay thấp (Hình 3.10-a) dòng khí bị chặn lại ngay bên dưới trực thăng do gặp vật cản và lập tức chuyển hướng, điều này cũng khiến tạo nên nhiều dòng nhiễu loại phía dưới trực thăng. Tại trường hợp bay cao (Hình 3.10-b), dòng khí bị hút qua mặt phẳng
a) H = 0.5m
b) H = 8m Hình 3.10: Đường dòng tại trường hợp có và không có hiệu ứng mặt đất
28 chong chóng mang và bị đẩy thẳng xuống dưới mà không gặp bất cứ vật cản nào, do đó không có nhiều dòng nhiễu loạn bên dưới trực thăng. Ảnh hưởng của chong chóng lái khiến một phần dòng khí sau khi bị hút xuống qua mặt phằng quay chong chóng mang tiếp tục bị đẩy về phía vuông góc mặt phẳng quay chong chóng lái. Đường đi dòng khí còn thể hiện rõ hơn qua hình ảnh các vectơ vận tốc dòng (Hình 3.11).
Kết quả đường dòng nhìn chung đã thể hiện được chu trình di chuyển cơ bản nhất của dòng khí nhưng chưa thể hiện được hiện tượng xoáy khu vực đầu mũi cánh chong chóng mang. Nguyên nhân của điều này do ta mới xét đến dòng dừng – bài toán mô phỏng steady mà chưa xét đến sự liên tục của thời gian, vì xoáy thể hiện chi tiết đường di chuyển của phần tử khí, tại hai thời điểm khác nhau sẽ cho đường dòng khác nhau nên việc lấy một giá trị trung bình nào đó để thể hiện cho cả một hiện tượng là không đủ. Vì vậy ta phải xét thêm yếu tố thời gian để nắm bắt toàn bộ hiện tượng, đặc biệt là sự tạo xoáy tại đầu mũi cánh.
Hình 3.11: Các vectơ vận tốc dòng 3.2.5 Phân bố áp suất tại mặt cắt XY
Ngoài đường dòng, ANSYS Fluent còn cho phép xuất kết quả phân bố áp suất tại các mặt phẳng. Chọn XY làm mặt phân bố áp suất, ta có thể thấy lớp đệm khí được thể hiện rõ nét bởi áp suất dương được tạo thành bên dưới mặt phẳng quay và chênh lệch áp suất tại vùng dưới trực thăng và các vùng khác. Máy bay bay càng thấp thì áp suất bên dưới càng lớn, áp suất này tác động ngược trở lại lên mặt phẳng quay và toàn bộ vùng thân máy bay, giúp tăng lực nâng cho trực thăng. Phân bố áp suất lớn nhất xuất hiện tại trường hợp độ cao thấp nhất được khảo sát là 0.5m (Hình 3.12-a), càng lên cao áp suất càng giảm là nguyên nhân chính cho sự thay đổi của kết quả lực kéo. Như vậy, càng lên cao thì lực kéo tạo ra càng nhỏ (Hình 3.9). Phân bố áp suất cũng cho thấy càng lên cao thì ảnh hưởng của lớp đệm khí càng yếu dần và gần như bị triệt tiêu tại độ cao H = 1D (Hình 3.12-g). Hiệu ứng mặt đất biến mất hoàn toàn khi trực thăng bay cao cách xa mặt đất (Hình 3.12-h), khi đó hai vùng phân bố áp suất tại khu vực ngay dưới trực thăng và gần sát mặt đất không còn thể hiện sự liên tục nữa.
29
a) H = 0.5m b) H = 1m
c) H = 1.5m d) H = 2m
e) H = 2.5m f) H = 3m
g) H = 3.5m h) H = 8m
Hình 3.12: Sự thay đổi phân bố áp suất tại mặt cắt XY theo độ cao 3.2.6 Phân bố áp suất tại mặt đất
Trực thăng bay càng thấp thì áp suất tác dụng lên mặt đất càng lớn và có phân bố càng hẹp, trường hợp bay cao thì áp suất này có tầm ảnh hưởng rộng nhưng độ lớn của nó tương đối yếu. Áp suất lớn nhất xuất hiện tại khu vực hình chiếu của vị trí 0.7 bán kính chong chóng mang lên mặt đất. Điều này đặt ra một bài toán mới mà ta cần giải quyết, đó là xem xét ảnh hưởng của áp suất của dòng khí dưới trực thăng đối với cây trồng, một số loại cây thân yếu có nguy cơ bị gãy
Pa
30 đổ nếu áp suất này vượt quá giới hạn chịu đựng. Như vậy, bài toán này đặt ra yêu cầu phải đề xuất được độ cao hợp lý khi phun thuốc để thân cây không bị gãy.
a) H = 0.5m b) H = 1m c) H = 1.5m d) H = 2m
e) H = 2.5m f) H = 3m g) H = 3.5m h) H = 8m Hình 3.13: Sự thay đổi phân bố áp suất tại mặt đất theo độ cao 3.2.7 Áp suất và vận tốc tại vị trí 0.7R
Vị trí tạo lực nâng chủ yếu của trực thăng là khu vực xung quanh 0.7 bán kính chong chóng mang [2], xét một cách tương đối thì điều này cũng được thể hiện qua áp suất phân bố trên mặt đất khi chiếu xuống từ vị trí 0.7R (Hình 3.13).
Vì vậy ta lấy kết quả phân bố áp suất và vận tốc tại vị trí 0.7R để đại diện cho hiện tượng dòng chảy qua profil trực thăng. Do profil chuyển động có góc tấn nên khu vực đầu profil là vị trí đầu tiên tiếp xúc với dòng khí và dòng khí tới theo hướng gần vuông góc sẽ xuất hiện áp suất lớn nhất, khu vực áp suất nhỏ nhất xuất hiện tại thân trên profil (Hình 3.14-a). Sự chênh lệch áp suất giữa mặt trên và mặt dưới tạo nên lực nâng cho hai lá cánh trực thăng. Vận tốc lớn nhất xuất hiện tại vị trí áp suất nhỏ nhất trên thân profil (Hình 3.14-b) do quãng đường của dòng khí qua profil tại khu vực này là lớn nhất, cùng một thời gian tính toán mà quãng đường lớn thì vận tốc qua đó cũng lớn nhất. Hiện tượng này cũng tương tự với profil cánh trong tất cả các trường hợp độ cao và góc đặt cánh khác.
a) b)
Hình 3.14: Phân bố áp suất (a) và vận tốc (b) tại vị trí 0.7R tại độ cao bay H = 0.5m Pa
31