Chương 3 KIỂM CHỨNG MÔ HÌNH KHÍ ĐỘNG LỰC HỌC
3.5. Kiểm chứng với các số liệu theo tài liệu kỹ thuật
Trong các bước kiểm chứng ở trên, kết quả từ mô hình tính toán đã được so sánh với kết quả của các công trình của các tác giả khác cũng nhƣ của mô phỏng CFD ở các chế độ làm việc khác nhau của cánh quay. Tuy nhiên do chưa có công trình nghiên cứu nào của các tác giả khác nghiên cứu về cánh quay khi kết hợp với bài toán động lực học lá cánh thực hiện các chuyển động đặc thù, nên trong các trường hợp so sánh đều phải tiến hành khóa cứng các khớp lá cánh. Với việc kiểm chứng bằng mô phỏng CFD, do hạn chế trong khả năng mô phỏng, việc so sánh cũng chỉ đƣợc thực hiện khi không xét đến chuyển động lắc lá cánh và góc vẫy lá cánh trong mô hình hình học đƣợc lấy theo kết quả của mô hình tính toán. Nhƣ vậy, mặc dù các kết quả so sánh có sự tương đồng tốt về mặt định tính và định lượng nhưng nó chỉ phản ánh tính đúng đắn của mô hình tính toán về bài toán khí động học mà chƣa khẳng định đƣợc khi xét đến bài toán động lực học chuyển động lá cánh.
Bài toán khí động lực học cánh quay đƣợc giải quyết trong mô hình toán của luận án phụ thuộc vào các yếu tố khác ngoài khí động thuần túy nhƣ đặc điểm kết cấu, đặc tính khối lƣợng – quán tính và mở rộng hơn nữa là đặc tính vật liệu biến dạng (chƣa đƣợc xét đến trong mô hình). Để giải quyết bài toán, mô hình toán cần đƣợc gắn với một một đối tƣợng cánh quay cụ thể, ở đây đối tƣợng là cánh quay trực thăng Mi-8, nhằm mục đích khai thác các dữ liệu cần thiết từ các tài liệu kỹ thuật của đối tƣợng đã có trong thực tế làm dữ liệu đầu vào. Mặt khác các đặc tính thực nghiệm của đối tƣợng đƣa ra trong tài liệu kỹ thuật cũng là các dữ liệu tin cậy nhất để so sánh, đối chiếu đánh giá mô hình.
Khi xét đến bài toán chuyển động đặc thù lá cánh, các tham số về giới hạn góc chuyển động các lá cánh cần đƣợc quan tâm. Tài liệu kỹ thuật trực thăng
Mi-8 [43] đƣa ra giá trị giới hạn về các góc chuyển động của các lá cánh và vận tốc bay nhƣ trong bảng sau:
Bảng 3.10 Giới hạn các góc chuyển động của lá cánh và dải vận tốc làm việc của trực thăng Mi-8
Tham số động học Nhỏ nhất Lớn nhất
Góc lắp 2 40'o 14o
Góc vẫy - 3o 11o
Góc lắc 11o 10' 13o 15'
Vận tốc bay 0 250(km/ h)
Vận tốc bay lên thẳng đứng 0 20(km/ h)
Để kiểm tra các giới hạn này của mô hình toán, cần kiểm tra ở các chế độ làm việc khác nhau của cánh quay. Số liệu tính toán ở tất cả các chế độ (Phụ lục 1, 2, 3) cho thấy khi quá trình tính toán hội tụ, các giá trị về góc vẫy, góc lắc lá cánh của cánh quay đều nằm trong giới hạn cho phép.
Một đặc tính quan trọng đƣợc đƣa ra trong TLKT là đặc tính bay bằng của trực thăng (hình 3.18). Trong đó ứng với khối lƣợng cất cánh thông thường là 11100( )kg , đặc tính chỉ ra các góc sải chung cần đặt vào cánh quay khi bay bằng với các vận tốc khác nhau.
Hình 3.18 Đặc tính bay bằng của trực thăng Mi-8 theo TLKT [43] với khối lượng bay thông thường 11100kg
Các số liệu lấy ra theo đặc tính nhƣ trong bảng sau:
Bảng 3.11 Số liệu đặc tính bay bằng của trực thăng Mi-8 với khối lƣợng bay thông thường 11100kg
( / ) U km h
0( )o
U km h( / ) 0( )o U km h( / ) 0( )o U km h( / ) 0( )o
0 7,45 60 5,28 120 4,99 180 6,32
10 7,05 70 5,08 130 5,11 190 6,61
20 6,71 80 4,91 140 5,27 200 6,97
30 6,31 90 4,82 150 5,49 210 7,32
40 5,93 100 4,85 160 5,73 220 7,78
50 5,64 110 4,89 170 6,01 230 8,45
Để thực hiện quỹ đạo bay bằng của trực thăng Mi-8, theo TLKT [57]
ngoài việc điều chỉnh góc sải chung theo các giá trị đƣa ra trong bảng 3.11, phi công còn phải điều khiển, duy trì các tham số bay khác của trực thăng nhƣ trong bảng 3.12.
Bảng 3.12 Các tham số động học thực hiện chế độ bay bằng của trực thăng Mi-8 với các vận tốc bay khác nhau
( / )
U km h A2( )o B2( )o A1( )o B1( )o
0 -0,6 0,0 3,15 -2,5
20 -0,75 -0,75 3,15 -2,0
40 -0,75 -1,25 2,9 -1,7
60 -0,6 -0,7 2,0 -1,5
80 -0,4 -0,8 1,8 -1,4
100 0,0 -0,8 1,2 -1,25
120 0,25 -0,85 0,9 -1,25
140 0,49 -1,0 0,7 -1,3
160 0,51 -1,1 0,15 -1,6
180 0,75 -1,5 0 -1,7
200 1,0 -1,95 -0,25 -1,85
220 1,25 -2,5 -0,35 -1,95
230 1,3 -2,75 -0.5 -2,0
Tiến hành tính toán với các số liệu đầu vào tương ứng với các số liệu thực hiện quá trình bay bằng theo TLKT. Kết quả tính toán đƣa ra trong bảng 3.13.
Ở đây chúng ta quan tâm đến khả năng nâng của cánh quay so sánh với trọng lƣợng cất cánh của trực thăng và công suất yêu cầu trên trục.
Bảng 3.13 Số liệu tính toán lực nâng và công suất yêu cầu ở chế độ bay bằng với các tham số đầu vào theo đặc tính bay bằng của TLKT
( / )
U km h 0( )o T kG( ) Poct(HP)
0 7,45 9290 1856
20 6,71 8872 1628
40 5,93 9350 1612
60 5,28 9103 1620
80 4,91 9725 1637
100 4,85 10791 1699
120 4,99 11327 1702
140 5,27 12467 1704
160 5,73 14569 1731
180 6,32 16022 1778
200 6,97 17393 1930
220 7,78 18992 2158
230 8,45 20286 2286
Sử dụng các số liệu tính toán xây dựng các đặc tính lực nâng và công suất yêu cầu trên trục theo vận tốc bay nhƣ trong các hình 3.19 và 3.20.
Hình 3.19 Đặc tính lực nâng theo vận tốc bay khi thực hiện chế độ bay bằng theo TLKT
Đặc tính lực nâng bay bằng (hình 3.19), thể hiện lực nâng tạo ra bởi cánh quay tính toán theo mô hình ở các vận tốc bay bằng khác nhau khi thực hiện chế độ điều khiển tương ứng hướng dẫn của TLKT để đạt được quỹ đạo bay bằng với khối lượng cất cánh 11100kg. Trên đồ thị này cũng thể hiện đường trọng lực tương ứng với khối lượng của trực thăng. Từ đồ thị có thể thấy ở dải vận tốc U 80km h/ , đặc tính thể hiện đƣợc tính chất của chế độ bay bằng, tức là lực nâng tạo ra bởi cánh quay có sự sai lệch nhỏ khi bay với các vận tốc khác nhau. Tuy nhiên lực nâng tính toán thấp hơn lực nâng yêu cầu đề cân bằng trọng lực của trực thăng. Sai lệch lớn nhất ở dải vận tốc này là 21% tại vận tốc bay U 30km h/ . Ở dải vận tốc bay U 80km h/ , lực nâng tính toán có xu hướng tăng nhanh khi tăng vận tốc bay. Giá trị lực nâng xấp xỉ cân bằng trọng lực tại vận tốc bay U 120km h/ . Ở vận tốc bay tối đa U 230km h/ , lực nâng có sai lệch tăng so với trọng lực cất cánh là 82% . Có thể thấy đây là mức sai lệch tương đối lớn, để giải thích cho mức tăng lớn của lực nâng tính toán thì yếu tố biến dạng lá cánh mà trong mô hình tính toán đã không đƣa vào cần được đề cập đến. Với kích thước cánh quay lớn (chiều dài lá cánh lớn) sự biến dạng của các lá cánh là đáng kể. Tâm áp các mặt cắt nằm phía sau tâm cứng, vì vậy khi tải trọng khí động trên các mặt cắt tăng lên tương ứng với khi tăng vận tốc bay, các lá cánh bị vặn ngƣợc chiều tăng góc lắp, dẫn đến sự giảm góc lắp cục bộ tại các mặt cắt, giảm lực nâng của cánh quay trong thực tế.
Hình 3.20 Đặc tính công suất yêu cầu theo vận tốc bay khi thực hiện chế độ bay bằng theo TLKT
Đặc tính công suất bay bằng trên đồ thị (hình 3.20) thể hiện công suất yêu cầu trên trục cánh quay ở các vận tốc bay khác nhau khi thực hiện chế độ bay bằng. Trên đồ thị cũng thể hiện đường tổng công suất cực đại của hai động cơ trang bị cho trực thăng Mi-8 (công suất của mỗi động cơ TB2 – 117A là 1500HP [43]). Đồ thị cho thấy công suất yêu cầu trong toàn bộ dải vận tốc bay của trực thăng đều thấp hơn tổng công suất của hai động cơ. Công suất yêu cầu lớn hơn khi trực thăng bay treo tại chỗ, giảm khi bắt đầu chuyển sang bay bằng. Khi vận tốc bay bằng tăng dần, công suất yêu cầu của cánh quay tăng dần.
Trong công trình [55] nhóm tác giả Ивчин В.А đã thực hiện thử nghiệm bay thực tế trực thăng Mi-171A2 (là một phiên bản của trực thăng Mi-8, có cánh quay hoàn toàn giống trực thăng Mi-8). Mục đích của việc thử nghiệm nhằm xác định đặc tính công suất bay bằng của cánh quay khi thay đổi lá cánh cánh quay với các tiết diện khác nhau và đƣợc chế tạo bằng vật liệu composit nhẹ hơn lá cánh kim loại ban đầu. Đặc tính công suất thu đƣợc đƣa ra trên hình 3.21.
Hình 3.21. Đặc tính công suất trực thăng Mi-171A2 thực nghiệm [55]
Số liệu tương ứng với đặc tính hình 3.21 lấy theo cánh quay có lá cánh profile NACA230 (tiết diện ban đầu của lá cánh cánh quay trực thăng Mi-8) và số liệu chương trình tính toán ở chế độ bay bằng theo các tham số bay đưa ra trong tài liệu kỹ thuật (bảng 3.11 và 3.12) với cùng dải vận tốc bay đƣa ra trong bảng sau:
Bảng 3.14 Công suất bay bằng thực nghiệm trực thăng Mi-8 ( / )
U km h Ивчин В.А [55] Mô hình Công suất động cơ(HP) Poct(HP)
60 1750 1620
80 1630 1637
100 1540 1699
120 1490 1702
140 1560 1704
160 1680 1731
180 1890 1778
200 2010 1930
220 2170 2158
230 2350 2286
Hình 3.22. So sánh đặc tính công suất bay bằng
Xây dựng đồ thị hai đặc tính công suất yêu cầu của cánh quay theo vận tốc bay ở chế độ bay bằng tính toán theo mô hình và theo công suất động cơ thực nghiệm nhƣ trên hình 3.22.
Nhận xét khi so sánh hai đặc tính, có thể thấy các đặc tính có sự tương đồng về quy luật biến đổi. Mặc dù hai đại lƣợng đƣợc so sánh là khác nhau, một là công suất cấp của động cơ, hai là công suất yêu cầu của cánh quay, tuy nhiên công suất yêu cầu của cánh quay là thành phần chiếm tỷ trọng lớn trong công suất cấp của động cơ. Sự biến đổi công suất cấp của động cơ chủ yếu do sự thay đổi công suất yêu cầu của cánh quay. Về định lƣợng, công suất yêu cầu của cánh quay luôn phải nhỏ hơn công suất cấp của động cơ. Tuy nhiên trong dải vận tốc từ 70(km/h) đến 200(km/h), công suất yêu cầu của cánh quay tính toán theo mô hình lớn hơn công suất cấp của động cơ thực nghiệm.
Sai lệch tương đối lớn nhất là 14% tại vận tốc bay 120(km/h). Sai lệch tương đối này là không lớn, hơn nữa trong công trình nghiên cứu thử nghiệm [55] đã chỉ ra sự thành công của mục đích thử nghiệm là giảm đƣợc công suất cấp của động cơ khi thay thế vật liệu chế tạo lá cánh cánh quay bằng vật liệu composit tổng hợp.
Kết luận chương 3
Trong chương này của luận án, trên cơ sở tìm hiểu và phân tích các phương pháp kiểm chứng, đã đưa ra phương án kiểm chứng phù hợp cho mô hình tính toán cánh quay. Với sự kết hợp của bài toán động lực học chuyển động các lá cánh có khớp và bài toán khí động học cánh quay theo phương pháp XRR, mô hình tính toán yêu cầu phải gắn với một đối tƣợng cánh quay cụ thể, ở đây là phỏng theo cánh quay trực thăng Mi-8. Qua đó các phương pháp kiểm chứng đã đƣợc lựa chọn bao gồm: đánh giá đáp ứng động học chuyển động lá cánh so sánh với tính toán lý thuyết; so sánh kết quả với mô hình tương đương của các tác giả khác xây dựng cho cùng đối tượng ở các chế độ làm việc cụ thể; So sánh với kết quả mô phỏng CFD; và kiểm chứng với các số liệu đƣa ra trong tài liệu kỹ thuật của đối tƣợng.
Việc kiểm tra đáp ứng động học của các lá cánh cho thấy các chuyển động vẫy, lắc đặc thù của lá cánh cánh quay trực thăng đã thể hiện đúng bản chất vật lý ở các chế độ làm việc khác nhau. Sự hội tụ góc vẫy lá cánh về một giá trị xác định trong chế độ chảy bao dọc trục cũng nhƣ giá trị không đổi của
góc vẫy khi lá cánh đi qua một góc phương vị xác định trong chế độ bay có vận tốc dịch chuyển tạo thành dạng hình nón của cánh quay hoàn toàn phù hợp với thực tế.
Khi so sánh với kết qủa từ mô hình của các tác giả khác, các công trình được lựa chọn để so sánh có độ tin cậy cao, có tính tương đồng về phương pháp nghiên cứu khí động và đối tƣợng tính toán. Kết quả so sánh, đối chiếu cho thấy các đặc tính cơ bản của cánh quay nhận được trong các trường hợp so sánh cụ thể đều có sự tương đồng cao. Về mặt định tính, quy luật biến đổi của các tham số là tương đồng. Sai lệch về giá trị không lớn. Từ đó đi đến khẳng định tính chính xác của bài toán khí động học cánh quay đã đƣợc đƣa vào trong mô hình tính toán.
Một mô hình CFD tính toán, mô phỏng khí động của đối tƣợng với các kích thước hình học tương đồng đã được xây dựng để so sánh với mô hình tính toán trong chế độ chảy bao dọc trục của cánh quay. Sự tương đồng về kết quả tính toán và các hình ảnh mô phỏng là cơ sở để kết luận về tính chính xác và độ tin cậy của phương pháp xoáy áp dụng cho bài toán tính toán khí động của mô hình.
Với việc áp dụng cho một đối tƣợng cụ thể, có trong thực tế là cánh quay trực thăng Mi-8, mô hình có sự thuận lợi khi kiểm chứng bằng cách kiểm tra với các số liệu tin cậy có trong tài liệu kỹ thuật của đối tƣợng. Việc khảo sát ở các chế độ làm việc đã cho thấy sự phù hợp của kết quả đáp ứng chuyển động lá cánh với các đặc trƣng kết cấu của đối tƣợng. Kiểm tra một số bài bay cơ bản của trực thăng, có thể thấy rằng kết quả tính toán từ mô hình đã tiệm cận với thực tế đồng thời cũng thấy đƣợc các điểm có thể phát triển tiếp của mô hình.
Mô hình động lực học cánh quay có khớp đã được kiểm chứng bằng nhiều phương pháp và với nhiều trường hợp so sánh tương ứng với các chế độ làm việc khác nhau của cánh quay, đảm bảo được tính khoa học, chính xác và độ tin cậy để thực hiện các tính toán khảo sát khác của luận án.
Chương 4