Chương 3 KIỂM CHỨNG MÔ HÌNH KHÍ ĐỘNG LỰC HỌC
3.2. Kiểm tra đáp ứng động học của lá cánh
Cánh quay trực thăng ở chế độ chảy bao dọc trục với một vận tốc quay không đổi, khi ổn lập sẽ có dạng hình nón với trục đối xứng là trục quay của nó. Hình dạng nón của cánh quay tạo ra do góc vẫy lên của các lá cánh và các cạnh của hình nón có góc nghiêng nhƣ nhau so với trục quay, tức là các lá cánh ở mọi góc phương vị đều có góc vẫy như nhau. Trên hình 3.1 là quá trình ổn lập về góc vẫy của các lá cánh. Khi bắt đầu chạy chương trình tính toán, các lá cánh ở các góc phương vị khác nhau bắt đầu thực hiện chuyển động vẫy. Từ số liệu thu đƣợc (phụ lục 1) có thể thấy chuyển động vẫy lên của các lá cánh qua các bước tính đồng nhất với nhau, tức là qua mỗi bước tính giá trị góc vẫy thay đổi của các lá cánh bằng nhau. Khi số lượng bước tính đủ lớn (khoảng 80 bước), giá trị góc vẫy bắt đầu cho thấy sự hội tụ. Điều này thể hiện đúng bản chất vật lý động học lá cánh. Khi quay với vận tốc không đổi, sự cân bằng giữa lực nâng khí động và các thành phần lực ly tâm, trọng lực sẽ giữ các lá cánh ở một góc vẫy xác định.
Hình 3.1 Hội tụ góc vẫy ở chế độ bay treo, góc sải chung 0 11o
Ở các chế độ bay có vận tốc dịch chuyển ngang, các lá cánh chuyển động cũng tạo thành dạng hình nón, tuy nhiên hình nón không còn đối xứng qua trục quay mà hướng nghiêng về phía vận tốc dịch chuyển ngang. Góc nghiêng của hình nón cánh quay nhằm mục đích tạo ra thành phần lực kéo ngang, phụ thuộc vào sự điều chỉnh đĩa nghiêng, góc đón điều khiển và vận tốc dịch chuyển. Trong thực tế, vận tốc dịch chuyển ngang của trực thăng phụ thuộc vào lực kéo ngang của cánh quay và hệ số cản của toàn bộ trực thăng. Ở đây không xem xét bài toán động lực học của toàn bộ trực thăng, vì vậy vận tốc dịch chuyển ngang là một tham số đầu vào của mô hình tính toán. Trên hình 3.2 là đặc tính góc vẫy theo góc phương vị của các lá cánh khi thực hiện chế độ bay bằng với các tham số:
- Vận tốc bay bằng: U 160(km/ h) - Góc sải chung: 0 5,75o
- Góc điều khiển đĩa nghiêng: Kênh ngang A10,51o ; Kênh dọc B1 1,1o - Góc nghiêng trục: về trước A2 4,5o, sang ngang B2 0
- Góc đón điều khiển: cat 21o
Hình 3.2 Hội tụ góc vẫy ở chế độ bay bằng với U 160(km h/ ), 0 5,75o Trên đồ thị (hình 3.2) có thể thấy khi bắt đầu tính toán các lá cánh nằm ở các góc phương vị khác nhau. Theo các bước tính các lá cánh thực hiện chuyển động vẫy lên theo các đặc tính khác nhau nhƣng sau đó dần trùng lặp lại, có dạng đồ thị hình sin. Nghĩa là tại một góc phương vị nhất định, khi lá cánh đi qua nó sẽ có một góc vẫy nhất định, hình nón tạo ra của cánh quay là ổn lập trong không gian và có độ nghiêng tạo bởi quy luật hình sin nói trên.
Nhƣ vậy về định tính, mô hình tính toán đã mô tả đúng bản chất động lực học chuyển động đặc thù các lá cánh. Sử dụng mô hình tính toán xác định đƣợc hình dạng của nón cánh quay và tƣ thế của nó trong không gian ở các chế độ hoạt động.
Từ số liệu thu được khi chạy chương trình tính toán với đầy đủ các góc sải chung từ 0 đến 14ocho chế độ bay treo, xây dựng đặc tính góc vẫy lá cánh theo góc lắp chung của cánh quay nhƣ trong hình 3.3.
Trong tính toán lý thuyết [16], góc vẫy lá cánh khi bay treo ở mỗi góc sải chung o nhất định đƣợc xác định gần đúng theo công thức:
. 0
8 yl
(3.1)
Trong đó: yl – Số Locka của cánh quay
Theo thống kê số Locka của các cánh quay trực thăng trong thực tế có giá trị gần bằng 6. Và trong tính toán lý thuyết, số Locka phụ thuộc vào hình dạng, đặc tính khối lƣợng – quán tính và đặc tính khí động của cánh quay theo công thức:
4
. . .k l tr
l
a b R r B
(3.2)
Với:
ak – là hệ số góc đặc tính lực nâng theo góc tấn của tiết diện lá cánh;
B – là mô men quán tính của toàn bộ cánh quay đối với trục quay.
Đối với cánh quay trực thăng Mi-8 ta có các số liệu sau:
Bán kính cánh quay R10,614( )m
Bán kính trong cánh quay rtr 2,042(m)
Dây cung lá cánh b0,52(m)
Hệ số ak của profile NACA - 230M ak 5,836
Mô men quán tính của cánh quay B3766(kg.m )2 Mật độ không khí 1, 225(kg/ m )3
Trong đó mô men quán tính không có sẵn trong TLKT, đƣợc xác định bằng cách dựng lại kết cấu cánh quay trong phần mềm vẽ cơ khí. Qua đó tính đƣợc số Locka của cánh quay trực thăng Mi-8: yl 5,33
Góc vẫy lá cánh của cánh quay trực thăng Mi-8 ứng với các góc sải chung tính toán theo lý thuyết đƣa ra trong bảng sau:
Bảng 3.1. Tính toán lý thuyết góc vẫy theo góc sải chung
0( )o
( )o 0( )o ( )o 0( )o ( )o
0 0,00 5 3,33 10 6,66
1 0,67 6 4,00 11 7,33
2 1,33 7 4,66 12 8,00
3 2,00 8 5,33 13 8,66
4 2,67 9 6,00 14 9,33
Đặc tính hình học của chuyển động vẫy các lá cánh cánh quay trực thăng Mi-8 tính toán theo lý thuyết cũng đƣợc xây dựng trên hình 3.3.
So sánh hai đặc tính góc vẫy (hình 3.3), nhận xét rằng đặc tính góc vẫy theo số liệu mô hình tính toán có dạng gần tuyến tính và đặc tính góc vẫy theo tính toán lý thuyết là một đường thẳng.
Sự sai lệch về giá trị góc vẫy có xu hướng tăng khi tăng góc sải chung.
Giá trị sai lệch tuyệt đối lớn nhất là 1,76o( 20%) tại góc sải chung 13o. Giá trị sai lệch nhƣ vậy là khá lớn, tuy nhiên việc này có thể đƣợc giải thích vì công thức tính toán lý thuyết đƣợc áp dụng chung cho tất cả các cánh quay có kích thước và vật liệu khác nhau, ở đó đặc tính khối lượng – quán tính của cánh quay có ảnh hưởng lớn đến đặc tính chuyển động vẫy theo góc lắp.
Hình 3.3 Đặc tính góc vẫy theo góc sải chung
Việc so sánh về đặc tính đáp ứng góc vẫy khi tính toán theo mô hình và khi tính toán theo lý thuyết cho thấy mô hình tính toán đã thể hiện đúng bản chất chuyển động đặc thù của lá cánh cánh quay. Khi có góc lắp dương, lá cánh lập tức có chuyển động vẫy lên. Góc sải chung càng lớn, góc vẫy càng lớn. Ở chế độ chảy bao dọc trục, góc vẫy lá cánh ổn lập tại một giá trị xác định với tất cả các lá cánh nằm ở các góc phương vị khác nhau. Ở chế độ chảy bao xiên, khi lá cánh đi qua một góc phương vị nào đó thì sẽ có góc vẫy nhất định, tuân theo sự điều chỉnh theo chu kỳ của đĩa nghiêng, tạo ra góc nghiêng mong muốn của nón cánh quay. Giá trị góc vẫy nằm trong khoảng giá trị hợp lý, phù hợp với tính toán lý thuyết cũng nhƣ kết cấu cơ khí của cánh quay trực thăng trong thực tế.