Chương 1 TỔNG QUAN VỀ VẤN ĐỀ NGHIÊN CỨU KHÍ ĐỘNG LỰC HỌC
1.1. Khái quát chung về vận tốc cảm ứng, các đặc tính khí động của cánh quay trong các chế độ bay cơ bản của trực thăng
1.1.1. Các thành vận tốc, trường vận tốc cảm ứng trên cánh quay
Trong nghiên cứu về cánh quay trực thăng, chúng ta đã biết về các lý thuyết động lƣợng (LTĐL), lý thuyết phần tử lá cánh (LTPTLC)... Lý thuyết động lƣợng nghiên cứu các lực tổng hợp tác dụng trên toàn bộ đĩa lá cánh, lý thuyết phần tử lá cánh cho phép hiểu chính xác hơn về sự tác động và phản ứng của riêng từng lá cánh của cánh quay khi tương tác với dòng khí. Cơ sở của LTPTLC là chia lá cánh thành các phần tử lá cánh và xác định các thành phần lực tác động trên nó. Mỗi phần tử đƣợc xét có chiều rộng là rvà chiều dài là c (chiều dài dây cung lá cánh) (hình 1.1).
Hình 1.1 Một phần tử lá cánh trong lý thuyết phần tử lá cánh
Điều kiện dòng chảy tại một phần tử lá cánh đƣợc mô tả nhƣ trên hình 1.2. Xét trong hệ tham chiếu cố định, vận tốc tương đối của cánh quay so với không khí có thể xem là sự tổng hợp của các thành phần vận tốc tuyến tính (vận tốc theo) và vận tốc cảm ứng.
Hình 1.2 Dòng khí chảy qua tiết diện lá cánh
Vận tốc tương đối thể hiện dòng chảy tổng hợp của không khí so với cánh, thông thường xuất hiện do sự dịch chuyển của cánh trong không khí.
Đối với cánh quay trực thăng, khi khảo sát phần tử lá cánh, vận tốc tuyến tính là tổng hợp của hai thành phần vận tốc dài và vận tốc dịch chuyển. Độ lớn vận tốc dài tại mỗi bán kính là không đổi, lớn nhất ở mút lá cánh, nhỏ nhất tại gốc lá cánh nhưng phương và chiều của nó thay đổi liên tục theo góc phương vị của lá cánh. Vận tốc dịch chuyển có thể có phương chiều bất kỳ phụ thuộc vào dịch chuyển của trực thăng hay gió ngang. Nhƣ vậy vận tốc tuyến tính sẽ phụ thuộc vào góc phương vị của lá cánh cũng như chế độ bay của trực thăng và điều kiện gió.
Vận tốc cảm ứng có bản chất nhƣ tên gọi của nó là thành phần vận tốc của dòng chảy sinh ra do không khí bị khuấy động, cảm ứng từ gần đến xa, hình thành dòng chảy. Khi lá cánh cánh quay chuyển động trong không khí, nó tạo ra sự chênh lệch áp xuất giữa bề mặt phía trên và dưới lá cánh. Lớp không khí ngay phía trên lá cánh sẽ chảy từ phía trên xuống phía dưới lá cánh (không khí bị cánh quay hút xuống). Các lớp không khí tiếp theo và ở xa hơn phía trên tiếp tục chuyển động vào vùng không gian thấp áp do lớp dưới chuyển động xuống tạo ra. Phía dưới cánh quay, không khí bị đẩy xuống, chuyển động này cũng được lan truyền xuống các lớp không khí bên dưới.
Như vậy xung quanh cánh quay hình thành một trường dòng chảy cảm ứng.
Ở chế độ bay treo, không có gió, vận tốc tương đối cấu thành từ thành phần vận tốc dài của chuyển động quay và thành phần thẳng đứng - vận tốc cảm ứng, do có dòng chảy của không khí bị hút từ phía trên và đẩy xuống phía dưới cánh quay. Khi có gió hay sự dịch chuyển tịnh tiến của trực thăng, vận tốc tương đối sẽ có thêm thành phần vận tốc dịch chuyển, vận tốc gió.
Xem xét trường hợp cánh quay hoạt động khi trực thăng đậu trên mặt đất, tiết diện lá cánh đối xứng và góc lắp lá cánh bằng không, cánh quay sẽ không tạo ra lực nâng và cũng không tạo thành dòng khí đẩy xuống dưới. Vận tốc cảm ứng là thành phần thẳng đứng của vận tốc tương đối. Khi không có dòng khí chảy xuống phía dưới nghĩa là không có vận tốc cảm ứng được tạo ra.
Trường hợp tồn tại góc lắp lá cánh, sự chênh áp được tạo ra giữa các bề mặt phía trên và dưới lá cánh. Dòng không khí tương đối tiến nhập theo phương ngang ở mép vào lá cánh, sau quá trình chảy bao qua lá cánh bị thay đổi hướng ở mép ra, chúc xuống phía dưới. Như vậy không khí ở phía trên cánh quay được hút vào và đẩy xuống phía dưới, thành phần vận tốc cảm ứng được tạo thành. Mặt khác khi có sự chênh áp giữa mặt trên và dưới lá cánh, không khí đƣợc cuốn vào dòng chảy bao quanh các đầu mút lá cánh từ bề mặt lá cánh áp suất cao phía dưới lên bề mặt trên áp suất thấp hơn (hình 1.3).
Theo sự dịch chuyển của lá cánh, dòng chảy cuốn quanh đầu lá cánh tạo ra sợi xoáy phía sau lá cánh.
Hình 1.3 Xoáy mút lá cánh [18]
Chuyển động của không khí xoáy đầu lá cánh cũng góp phần cảm ứng tạo ra dòng chảy hướng xuống dưới trong phần diện tích quét của cánh quay.
Trong chuyển động quay của cánh quay, các lá cánh chuyển động liên tiếp nhau, lá cánh phía sau đi vào vùng nhiễu động gây ra bởi lá cánh phía trước. Sự ảnh hưởng của dòng chảy cảm ứng gây bởi lá cánh phía trước đối
với lá cánh tiếp sau là làm giảm góc tấn của nó (góc tấn đƣợc định nghĩa là góc giữa đường dây cung tiết diện lá cánh và vận tốc tương đối) (hình 1.4).
Hình 1.4 Ảnh hưởng của dòng chảy cảm ứng đến góc tấn
Nhƣ vậy tại mỗi phần tử lá cánh nằm tại các bán kính khác nhau, lá cánh nằm ở các góc phương vị khác nhau và trực thăng bay ở các chế độ khác nhau vận tốc cảm ứng có giá trị khác nhau. Trong không gian bao quanh cánh quay xuất hiện một trường vận tốc cảm ứng. Ngay cả khi cánh quay ở chế độ chảy bao dọc trục, không tính đến ảnh hưởng của các yếu tố khác đến dòng khí như sự cản trở của thân, ảnh hưởng của cánh quạt đuôi... việc giả thiết trường vận tốc cảm ứng có tính đối xứng trục quanh trục quay cũng là khiên cƣỡng khi các cánh quay có số lƣợng lá cánh hữu hạn và ở mỗi thời điểm chúng nằm ở các góc phương vị khác nhau. Và với các chế độ bay khác có vận tốc dịch chuyển, có gió hay có ảnh hưởng của các bề mặt giới hạn, trường vận tốc cảm ứng rất khó để có thể đƣợc mô hình hóa nhƣ một giả thiết ban đầu.