Chương 4 KHẢO SÁT CÁC ĐẶC TÍNH VÀ CÔNG SUẤT YÊU CẦU TRÊN
4.4. Khảo sát chế độ hạ cánh thẳng đứng của cánh quay trực thăng
4.4.2. Đặc tính mô men cản ở chế độ hạ cánh thẳng đứng
Đồ thị hội tụ mô men cản quay trên trục ở một số chế độ hạ cánh thẳng đứng đã được khảo sát đưa ra trên hình 4.30. Tương tự như ở chế độ bay treo,
với tổng số bước tính chạy chương trình, mô men cản trên trục quay chưa cho thấy sự hội tụ. Mô men cản quay phụ thuộc góc lắc lá cánh. Dao động của mô men cản quay gần như tương đồng với dao động của góc lắc (hình 4.31 và 4.32). Giá trị mô men cản tăng khi góc lắc lùi lá cánh tăng. Ở chế độ chảy bao dọc trục nói chung, sự dao động của góc lắc các lá cánh gần nhƣ đồng bộ với nhau, sự tách pha khá nhỏ. Ở chế độ làm việc cao (0 9o) cũng xuất hiện va chạm của lá cánh với mấu giới hạn, tạo ra bước nhảy tăng của mô men cản.
Hình 4.30 Hội tụ mô men cản quay ở một số chế độ hạ cánh thẳng đứng
Hình 4.31 Hội tụ góc lắc chế độ hạ cánh thẳng đứng 0 9o,Uhc 10km h/
Hình 4.32 Hội tụ góc lắc chế độ hạ cánh thẳng đứng 0 1o,Uhc 18km h/ Các đặc tính mô men cản của cánh quay ở chế độ hạ cánh thẳng đứng đƣa ra trên hình 4.33. Giá trị mô men cản tương ứng với mỗi cặp tham số đầu vào (0,Uhc) đƣợc lấy là giá trị trung bình trong một chu kỳ dao động.
Hình 4.33 Đặc tính mô men cản trên trục ở chế độ hạ cánh thẳng đứng Theo sự thay đổi của góc sải chung, mô men cản quay thay đổi khá phức tạp. Với dải các góc sải chung 0 1 ;3 ;5o o o, mô men cản quay giảm khi tăng góc sải chung ở hầu hết các vận tốc hạ cánh. Khi tăng góc sải chung lên trên 5o, mô men cản bắt đầu tăng theo góc sải chung. Đặc tính mô men cản với
các góc sải chung khác nhau có sự tương đồng về hình dạng. Ban đầu khi vận tốc hạ cánh tăng, mô men cản tăng lên, nhƣng ở vận tốc Uhc 18km h/ , mô men cản giảm đột ngột so với điểm tính toán trước đó Uhc 16km h/ . Mức giảm tương đối mô men cản ở góc sải chung 0 9o là 7,6%. Ở các điểm tính toán tiếp theo Uhc 22;25km h/ mô men cản tăng lên trở lại theo vận tốc hạ cánh.
Như vậy trạng thái vòng xoáy đã ảnh hưởng đến mô men cản trên trục của cánh quay. Trạng thái vòng xoáy làm giảm mô men cản cũng nhƣ lực nâng của cánh quay nhƣ phân tích ở trên. Tuy nhiên sự tụt giảm mô men cản quay xảy ra muộn hơn (ở vận tốc Uhc 18km h/ ) so với thời điểm xảy ra sự tụt giảm lực nâng (ở vận tốc Uhc 14km h/ ). Khi xem xét trong quá trình thời gian, có thể nhận xét rằng khi trực thăng rơi vào trạng thái xoáy vòng, đầu tiên cánh quay bị giảm lực nâng làm trực thăng hạ xuống với vận tốc cao hơn.
Sau đó mô men cản quay giảm đi, mất cân bằng với mô men ổn định hướng của cánh quạt đuôi, làm trực thăng bị xoay vòng, mất điều khiển.
Sự nguy hiểm của trạng thái vòng xoáy ở chỗ nó gây ra đáp ứng ngƣợc về mặt điều khiển đối với phi công. Thông thường khi trực thăng bị rơi xuống, phi công sẽ kéo cần sải để tăng góc sải chung – tăng lực nâng của cánh quay đồng thời nhấn bàn đạp để tăng góc sải của cánh quạt đuôi – tạo mô men định hướng cân bằng với mô men cản quay dự định sẽ tăng lên như ở các chế độ bay thông thường. Tuy nhiên với việc giảm mô men cản quay ở trạng thái vòng xoáy, thao tác nhấn bàn đạp của phi công càng làm cho trực thăng mất ổn định hướng và bị quay vòng nhanh hơn.
Kết luận chương 4
Trong chương này của luận án, các chế độ làm việc khác nhau của cánh quay đã đƣợc khảo sát, bao gồm chế độ bay treo, chế độ bay bằng và chế độ hạ cánh thẳng đứng. Với mỗi chế độ bay, các đặc tính nâng, mô men cản của cánh quay đƣợc xây dựng với dải các tham số đầu vào phù hợp với các tham số làm việc của đối tƣợng khảo sát (phỏng theo cánh quay trực thăng Mi-8).
Trong đó tập trung nhiều hơn đến đặc tính cản của cánh quay, để đánh giá công suất yêu cầu trên trục của nó đối với hệ thống động lực.
Ở chế độ bay treo, công suất yêu cầu trên trục đƣợc khảo sát và so sánh trong hai trường hợp khi cánh quay có khớp và khi khóa cứng các khớp, đối chiếu với khả năng cấp công suất của hệ thống động lực trang bị cho đối tƣợng. Kết quả cho thấy, với cánh quay không khớp, công suất yêu cầu trên trục lớn hơn nhiều so với công suất cấp tối đa của các động cơ. Đối tƣợng không thể thực hiện chế độ bay treo với cánh quay không khớp theo tham số thiết kế (khối lƣợng cất cánh) và tham số làm việc (góc sải chung) đƣa ra trong tài liệu kỹ thuật. Với cánh quay có khớp đƣợc sử dụng trong thực tế, công suất yêu cầu trên trục giảm, đối tƣợng có thể thực hiện chế độ bay treo với các tham số phù hợp với tài liệu kỹ thuật. Từ đó đi đến kết luận, các khớp của cánh quay trực thăng không chỉ có tác dụng điều khiển bay, hạn chế mô men uốn ở gốc cánh mà còn là một giải pháp kỹ thuật có hiệu quả cao để giảm công suất yêu cầu trên trục của cánh quay.
Khảo sát đặc điểm hội tụ của các đặc tính cánh quay ở các chế độ bay cho thấy sự phụ thuộc của mô men cản quay vào chuyển động lắc. Trong khi lực nâng có sự thay đổi theo chuyển động vẫy của các lá cánh.
Ở chế độ bay bằng, đặc tính công suất yêu cầu của cánh quay cho thấy sự thỏa mãn với dải các tham số bay quy định (vận tốc bay, góc sải chung) của đối tƣợng. Đặc tính cực của cánh quay đƣợc xây dựng, qua đó đánh giá đƣợc chất lƣợng khí động của cánh quay ở các góc sải chung khác nhau. Cùng một khối lƣợng cất cánh, có thể thực hiện chế độ bay bằng với các tham số bay khác nhau. Khi bay với vận tốc càng nhỏ thì góc sải chung yêu cầu càng lớn, tương ứng với công suất yêu cầu trên trục đối với hệ thống động lực càng cao.
Các nội dung trên đƣợc thể hiện trong công trình [CT.3] đã đƣợc công bố của tác giả.
Chế độ hạ cánh thẳng đứng đƣợc khảo sát, tập trung vào việc xác định và đánh giá ảnh hưởng của trạng thái vòng xoáy đến đặc tính khí động của cánh quay. Kết quả tính toán theo mô hình cho thấy tồn tại trạng thái vòng xoáy ở một khoảng vận tốc hạ xuống nhất định. Về mặt định tính trạng thái vòng xoáy được thể hiện qua các hình ảnh mô tả trường dòng chảy qua cánh quay.
Khi cánh quay ở trạng thái vòng xoáy, lực nâng bị giảm làm vận tốc hạ cánh tăng, sau đó mô men cản quay cũng giảm, mất cân bằng với mô men ổn định hướng của cánh quạt đuôi là nguyên nhân gây ra sự quay vòng, mất điều
khiển của trực thăng. Nội dung này đƣợc thể hiện trong công trình [CT.4] đã đƣợc công bố của tác giả.
Việc kết hợp hai bài toán động lực học lá cánh và khí động học cánh quay đã góp phần chính xác hóa mô hình tính toán. Có thể tiến hành khảo sát các đặc tính cánh quay ở các chế độ bay khác nhau, đặc biệt là chế độ bay bằng.
Tuy nhiên, từ việc kiểm chứng ở chương 3 và khảo sát trong chương 4 thấy rằng cần thiết phải có sự kết hợp giải ba bài toán. Trong đó bổ sung thêm bài toán động lực học chuyển động của trực thăng.