Nghiên cứu tương tác khí động lực cánh chính và cánh đuôi ngang có xét đến cân bằng mômen ở chế độ bay bằng tt

Ý nghĩa khoa học và ứng dụng thực tế, sự cần thiết và tầm quan trọng của vấn đề cần phải giải quyết là lý do lựa chọn đề tài “Nghiên cứu tính toán khí động lực tương tác cánh chính và c

BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO

TRƯỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA HÀ NỘI

Bùi Vinh Bình

NGHIÊN CỨU TƯƠNG TÁC KHÍ ĐỘNG LỰC CÁNH CHÍNH VÀ CÁNH ĐUÔI NGANG CÓ XÉT ĐẾN CÂN BẰNG MÔMEN Ở CHẾ ĐỘ BAY BẰNG

Ngành

Mã số

: Kỹ thuật cơ khí động lực : 9520116

TÓM TẮT LUẬN ÁN TIẾN SĨ KỸ THUẬT CƠ KHÍ ĐỘNG LỰC

Hà Nội – 2019

Công trình được hoàn thành tại Trường Đại học Bách khoa Hà Nội

Người hướng dẫn khoa học:

Có thể tìm hiểu luận án tại thư viện:

1 Thư viện Tạ Quang Bửu - Trường ĐHBK Hà Nội

2 Thư viện Quốc gia Việt Nam

DANH MỤC CÁC CÔNG TRÌNH ĐÃ CÔNG BỐ CỦA LUẬN ÁN Hội nghị quốc tế (có phản biện)

1 Bui Vinh Binh, Hoang Thi Bich Ngoc, Nguyen Hong Son

(2018), “Numerical study of the aerodynamic characteristics and the equilibrium of unmanned aerial vehicle regarding the horizontal tail role”, The First International Conference

on Fluid Machinery and Automation Systems - ICFMAS2018, pp 314-321

Tạp chí trong nước (VJMECH)

2 Hoang Thi Bich Ngoc, Bui Vinh Binh (2019), “Investigation

of aerodynamics and longitudinal stability of unmanned aerial vehicle with elevator deflection”, Vietnam Journal of Mechanics, Vol.41, No.1, pp 89-103

Citations: https://doi.org/10.15625/0866-7136/13018

Tạp chí khoa học quốc tế ISI

3 Ngoc T B Hoang, Binh V Bui (2019), “Experimental and numerical studies of wingtip and downwash effects on horizontal tail”, Journal of Mechanical Science and Technology, Vol.33, Iss.2, pp 649-659

Citations: https://doi.org/10.1007/s12206-019-0120-9

4 Ngoc T B Hoang, Binh V Bui (2019), “Investigation of wind tunnel wall effect and wing-fuselage interference regarding the prediction of wing aerodynamics and its influence on the horizontal tail”, Journal of Mechanical Science and Technology, Vol.33, Iss.6

Citations:

The article is available as 'Online First':

https://doi.org/10.1007/s12206-019-0520-x

MỞ ĐẦU

1 Tính cấp thiết của đề tài

Dòng qua cánh 3D kéo theo phía sau nó một vùng nhiễu động gọi

là vết khí động (wake) Vết khí động của profile cánh (cánh 2D) là phần chuyển tiếp của hai lớp biên phía lưng và phía bụng profile cánh chập lại và khuếch tán trong môi trường tự do không thành rắn Đối với cánh 3D, một mặt có thể xem vết không gian là tập hợp của các vết sau profile 2D (cũng là phần chuyển tiếp của lớp biên phía lưng và phía bụng), nhưng mặt khác cần phải đánh giá ảnh hưởng của hiệu ứng mút cánh khi cánh 3D được xét với sải hữu hạn và ảnh hưởng này tập trung đặc biệt mạnh ở phần không gian kéo dài của hai mút cánh với hai xoáy mút cánh (wingtip vortices) Xoáy mút cánh này tạo nên hiện tượng dòng dạt xuống (downwash) ở phía trong vết,

và dòng dạt lên (upwash) ở phía ngoài vết

Vấn đề nghiên cứu dòng trong vết sau cánh với những hiện tượng vật lý phức tạp sinh ra từ tương tác lỏng - rắn giữa cánh 3D và dòng chất lỏng là một bài toán rất phức tạp Các hiện tượng vật lý xảy ra trên cánh như tổn thất động lượng trong lớp biên, hiện tượng tách thành, hiệu ứng chảy vòng ở mút cánh, tương tác giữa cánh và thành rắn cố định cánh (cánh - thân máy bay) được truyền vào trong vết gây nên dòng nhiễu động phức tạp trong vết Vấn đề này được xét là một phần

nghiên cứu chính của luận án Đây là bài toán cơ bản, quan trọng có ý nghĩa khoa học và thực tiễn trong lĩnh vực cơ học thủy khí

Khi xét hệ hai cánh chính (wing) và cánh đuôi ngang (horizontal tail), cánh đuôi ngang nhỏ hơn cánh chính và nằm trong vết cánh chính Dòng tới cánh đuôi ngang không còn là dòng đồng nhất với vận tốc vô cùng, mà là dòng dạt xuống trong vết cánh chính Góc dòng dạt xuống sau cánh chính đóng góp phần cơ bản (nhiều trường hợp là toàn phần) đối với góc tới cánh đuôi ngang, và góc dòng dạt xuống này thay đổi theo cả ba phương dọc, ngang và đứng Ảnh hưởng ngược lại của cánh đuôi ngang đối với cánh chính cũng có nhưng không mạnh như

ảnh hưởng xuôi dòng của cánh chính tới cánh đuôi ngang Bài toán tương tác khí động lực cánh chính và cánh đuôi ngang là bài toán quan trọng, cần thiết có ý nghĩa khoa học và thực tiễn trong lĩnh vực

cơ học thủy khí nói chung và khí động hàng không nói riêng

Trong khi bài toán nghiên cứu tính toán dòng qua cánh chính tạo nên vết khí động sau cánh chính có thể được xét là một bài toán cơ

bản của lĩnh vực cơ học thủy khí, thì bài toán khí động lực cánh đuôi ngang là một bài toán đặc thù của lĩnh vực hàng không

Về phương diện tính toán, dòng sau khi qua cánh chính tới cánh đuôi ngang không còn là dòng đồng nhất với vận tốc vô cùng, mà dòng có xu hướng dạt xuống thay đổi cả về độ lớn và hướng

Về phương diện ứng dụng, cánh đuôi ngang là bộ phận chính yếu tạo nên mômen dọc (mômen chúc ngóc) của máy bay (Khoảng cách giữa tâm khí động của cánh đuôi ngang tới trọng tâm máy bay là rất lớn so với các cánh tay đòn lực khí động khác của máy bay) Một thay đổi rất nhỏ của lực nâng trên cánh đuôi ngang cũng có thể gây

nên sự thay đổi lớn của mômen chúc ngóc của máy bay Việc xác định chính xác lực khí động trên cánh đuôi ngang là hết sức cần thiết, nhưng cũng là một nhiệm vụ rất khó khăn Để thấy được vai trò quan trọng của cánh đuôi ngang trong ứng dụng thiết kế máy bay, một phần nghiên cứu được xét đối với bài toán cân bằng mômen ở chế độ bay bằng

Ý nghĩa khoa học và ứng dụng thực tế, sự cần thiết và tầm quan

trọng của vấn đề cần phải giải quyết là lý do lựa chọn đề tài “Nghiên

cứu tính toán khí động lực tương tác cánh chính và cánh đuôi ngang có xét đến cân bằng mômen ở chế độ bay bằng”

2 Mục tiêu, đối tượng, phạm vi và phương pháp nghiên cứu 2.1 Mục tiêu nghiên cứu

(a) Nghiên cứu tính toán dòng trong vết sau cánh 3D xét đến ảnh hưởng của hiệu ứng nhớt và hiệu ứng chảy vòng đầu mút cánh (b) Nghiên cứu sự thay đổi các thông số dòng trong vết sau cánh (chính) với sự có mặt của cánh đuôi ngang phía sau; Tính toán lực khí động trên cánh đuôi ngang gây ra bởi các hiệu ứng dòng 3D sau cánh chính (trong điều kiện lực nâng trên cánh đuôi ngang đơn bằng không khi không có cánh chính phía trước)

(c) Xác định vai trò quan trọng của cánh đuôi ngang đối với vấn đề cân bằng mômen ở chế độ bay bằng, thấy rõ được ý nghĩa của của việc cần thiết phải tính toán chính xác lực khí động trên cánh đuôi ngang

2.2 Đối tượng, phạm vi và phương pháp nghiên cứu

a Đối với mục tiêu a:

Đối tượng nghiên cứu là mô hình cánh 3D dưới âm (cánh chữ nhật, cánh thang, cánh mũi tên); Phạm vi giới hạn về kích thước, góc tới, vận tốc dòng giống như đối với cánh chính trình bày trong mục b tiếp theo

Phương pháp sử dụng trong tính toán là thực nghiệm, lập trình (code) và mô phỏng bằng ứng dụng phần mềm (Fluent)

b Đối với mục tiêu b:

Đối tượng nghiên cứu là hệ hai cánh mô hình cánh chính và cánh đuôi ngang (cánh 3D dưới âm)

Phạm vi nghiên cứu thực nghiệm: Cánh chữ nhật, kích thước cánh

chính phụ thuộc vào kích thước (tận dụng tối đa) buồng thử ống khí động AF6116 (kích thước mặt cắt ngang buồng thử: (400×500) mm2, nửa sải cánh mô hình b = 300 mm với khoảng không gian đầu mút cánh là 100 mm) Vận tốc thực hiện thí nghiệm 16 m/s (số Reynolds thí nghiệm Re = 1,1.105) Góc tới cánh chính α<20o; Cánh đuôi ngang đơn luôn có lực nâng bằng không (profile đối xứng, góc đặt cánh iH = 0o) Khoảng cách giữa hai cánh LW-H = 2,75c phụ thuộc vào kích thước buồng thử Kết quả

đo là phân bố áp suất 3D trên cánh chính và cánh đuôi ngang

Các nghiên cứu thực nghiệm đã công bố được sử dụng để so sánh:

Cánh mô hình (cánh thang, mũi tên) có kích thước nửa sải là 560 mm, thí nghiệm được thực hiện với số Mach 0,13 (Re = 5,8.105) Kết quả đo

là lực khí động trên cánh chính và cánh đuôi ngang

Phạm vi nghiên cứu số: Với phương pháp lưỡng cực - nguồn, thực

hiện tính toán đối với cánh đơn và so sánh với kết quả của các phương pháp khác Với phương pháp mô phỏng 3D dòng có nhớt (sử dụng Fluent), phạm vi ứng dụng rộng hơn về thay đổi vận tốc dòng vô cùng (trong phạm vi dòng không nén) và khoảng cách giữa cánh chính và cánh đuôi ngang Một mục tiêu quan trọng của tính toán số ở đây là so sánh với kết quả thực nghiệm, nên mô hình số được thực hiện giống

mô hình thực nghiệm Kết quả tính toán cho phép xác định phân bố áp suất và lực khí động trên cánh chính và cánh đuôi ngang, và các thông

số dòng trong vết sau cánh và thông số dòng trong vùng tương tác cánh chính và cánh đuôi ngang

c Đối với mục tiêu c:

- Để so sánh kết quả tính toán số với kết quả thực nghiệm, nghiên cứu được xét đối với máy bay mô hình thực nghiệm (đã được công bố

của NASA, cánh thang có nửa sải là 560 mm, số Mach 0,13) Kết quả tính toán số (so sánh với kết quả thực nghiệm) là lực khí động của máy bay mô hình và các thành phần khí động (cánh chính, thân, cánh đuôi) Máy bay mô hình thực nghiệm của NASA không thiết kế để bay

trong thực tế, nên không tạo lực nâng ở góc tấn không độ (bay bằng)

- Đối bài toán cân bằng mômen, đối tượng xét là máy bay không người lái có chức năng khảo sát giám sát đã được thiết kế chế tạo (máy bay VNT-680) có khối lượng thiết kế khi bay bằng là 680 kg, kích thước sải cánh chính là 15,4 m, vận tốc bay bằng là 44,4 m/s (các thành phần khí động là cánh chính, thân, cánh đuôi) Mục tiêu của phần nghiên cứu này là đánh giá tầm quan trọng của cánh đuôi ngang khi thiết kế máy bay (đảm bảo yêu cầu cân bằng mômen dọc khi bay) Phần nghiên cứu ứng dụng này chỉ đưa ra khuyến nghị đối với người thiết kế máy bay (mà không phải là nghiên cứu để tính toán thiết kế chế tạo máy bay) Vì vậy, nghiên cứu được giới hạn trong phạm vi của chế

độ bay bằng ổn lập (không có điều khiển, tốc độ bay và hướng bay không đổi) Cấu hình khí động cánh chính và thân máy bay giữ nguyên,

sự thay đổi chỉ xét đối với cánh đuôi ngang Tính toán cho phép nhận được kết quả về trạng thái cân bằng mômen mới của máy bay tương ứng với sự thay đổi cấu hình và lực khí động của cánh đuôi ngang

3 Ý nghĩa khoa học và thực tiễn của đề tài

Nghiên cứu tính toán dòng trong vết sau cánh 3D xét đến hiệu ứng nhớt, hiện tượng chảy vòng đầu mút cánh và ảnh hưởng của chúng tới cánh đuôi ngang phía sau là bài toán cần thiết, quan trọng có ý nghĩa khoa học và thực tiễn

Kết quả nghiên cứu của luận án góp phần làm rõ tương tác khí động lực cánh chính và cánh đuôi ngang, giúp cho người thiết kế máy bay lựa chọn phương án phối trí khí động

4 Những kết quả mới của luận án

(1) Xây dựng mô hình thí nghiệm, xây dựng code tính toán bằng phương pháp lưỡng cực - nguồn và ứng dụng phần mềm thương mại

để tính toán

(2) Tính toán xác định được các thông số dòng chảy trong vết sau cánh 3D, và góc dòng dạt xuống biến đổi theo ba phương x, y, z (3) Xác định được lực khí động trên cánh đuôi ngang chịu ảnh hưởng của dòng sau cánh chính qua việc giải bài toán tương tác khí động lực cánh chính và cánh đuôi ngang

(4) Ứng dụng tính toán khí động lực học và cân bằng mômen cho một máy bay cụ thể nhằm xác định vai trò quan trọng và sự cần thiết phải tính chính xác lực khí động trên cánh đuôi ngang

5 Những đóng góp mới của luận án

(1) Các kết luận về quy luật biến đổi của các thông số dòng trong vết sau cánh 3D của luận án góp phần làm rõ bản chất vật lý của của hiện tượng rất phức tạp đối với dòng trong vết với hiệu ứng xoáy mút cánh và dòng dạt xuống

(2) Các kết luận về ảnh hưởng của dòng dạt xuống trong vết cánh chính tới lực khí động cánh đuôi ngang góp phần làm rõ hiện tượng tương tác khí động lực cánh chính và cánh đuôi ngang, cho thấy được các yếu tố ảnh hưởng để điều chỉnh giá trị lực khí động trên cánh đuôi ngang như mong muốn

(3) Mô hình thực nghiệm mà luận án đã xây dựng cho thấy để nhận được kết quả đo chính xác phân bố áp suất trên cánh 3D và xác định được hiệu ứng mút cánh, cần thiết phải gia công cánh rỗng (dù rằng, việc gia công cánh rỗng là rất khó khăn, công phu và tốn thời gian) Nghiên cứu kết hợp giữa thực nghiệm và phương pháp số là giải pháp phù hợp cho bài toán xác định chính xác lực khí động trên cánh đuôi ngang

6 Bố cục của luận án

Nội dung của luận án chia làm năm chương

Chương 1 Tổng quan

Chương 2 Phương pháp nghiên cứu

Chương 3 Dòng trong vết sau cánh mô hình

Chương 4 Khí động lực tương tác cánh chính và cánh đuôi ngang mô hình Chương 5 Tính toán khí động lực đối với máy bay có xét đến cân bằng mômen ở chế độ bay bằng

Chương 1 TỔNG QUAN

Với việc phân tích các công trình nghiên cứu liên quan trên thế giới và trong nước (đến năm 2018), có thể thấy đề tài “Nghiên cứu tính toán khí động lực tương tác cánh chính và cánh đuôi ngang có xét đến cân bằng mômen” là một vấn đề rất cần thiết trong lĩnh vực hàng không và chưa được nghiên cứu sâu ở trong nước

Cùng với sự phát triển mạnh mẽ của công nghệ máy tính, phương pháp số được ứng dụng rộng rãi nhờ ứng dụng những phần mềm thương mại (FLUENT, CFX-ANSYS, TAU, OVERFLOW-NASA, USM3D-NASA, STAR-CD, ELSA-ONERA ), hoặc có thể xây dựng những

chương trình (code) chuyên dụng Sử dụng phần mềm Fluent là một phương pháp được ứng dụng nhiều trong nghiên cứu trên thế giới, do độ bao phủ ứng dụng của nó rất rộng Trên nền tảng rời rạc bằng phương pháp thể tích hữu hạn, Fluent sử dụng nhiều giải pháp xấp xỉ để mở rộng lựa chọn cho người sử dụng Sử dụng Fluent cũng là một lựa chọn của luận án Tất nhiên, mỗi phương pháp đều có ưu điểm và nhược điểm Vấn đề là trong phạm vi nghiên cứu của bài toán, cần biết chọn phương pháp nào để có thể phát huy được ưu điểm và giảm được hạn chế Đối với phương pháp kì dị lưỡng cực - nguồn là phương pháp mà chúng tôi có thể chủ động phát triển mã nguồn (code) Đây là phương pháp tính toán cho cánh 3D có xét đến chiều dày Phương pháp kì dị cho kết quả tốt đối với các trường hợp cánh đơn có góc tới không quá lớn, có thể sử dụng để so sánh với kết quả của các phương pháp nghiên cứu khác Tuy nhiên, phương pháp kì dị không hiệu quả đối với các trường hợp xảy tách thành mạnh ở vùng giao thoa của nhiều dòng, vùng chảy vòng qua mút cánh, góc tới lớn

Bên cạnh sự phát triển của phương pháp số, nghiên cứu thực nghiệm cũng là thế mạnh của các nước phát triển có lượng tài chính lớn Để hạn chế các nhược điểm của các công trình thực nghiệm trên thế giới nêu trong mục 1.1.1, mô hình cánh (trong thực nghiệm của luận án) được làm rỗng để đặt các dây dẫn đo áp suất ở bên trong cánh, tránh việc các dây dẫn có thể làm nhiễu dòng như ở một số công trình thực nghiệm nói ở trên Việc gá lắp cánh ngàm một nửa sải cánh vào thành ống khí động (tại gốc cánh) làm tăng gấp hai lần chiều dài sải cánh Đầu kia của cánh (mút cánh) cách thành ống khí động một khoảng để tạo không gian trống cho sự chảy vòng đầu mút cánh Vì vậy, hiệu ứng mút cánh, xoáy mút cánh, dòng dạt xuống của cánh chính tác động lên cánh đuôi ngang ở phía sau được xảy theo cách tự nhiên Việc gia công cánh rỗng cũng cho phép đo đồng thời áp suất phía lưng cánh và bụng cánh (không phải chỉ đo áp suất trên một mặt cánh như khi gia công cánh đặc) Do đó, việc đo áp suất ở đầu mút cánh và áp suất trên cánh đuôi ngang (với các cánh rỗng) cho kết quả phản ánh thực tế của hiện tượng Tuy nhiên, việc gia công mô hình cánh có kích thước nhỏ mà rỗng ở bên trong, đòi hỏi quy trình gia công chi tiết rất cẩn thận ngoài việc cần thiết phải sử dụng máy công cụ có

độ chính xác cao Nhiều công trình thực nghiệm ở nước ngoài sử dụng ống khí động có kích thước tương tự như ống khí động AF6116, nhưng các mô hình cánh gia công ở dạng cánh đặc

Chương 2 PHƯƠNG PHÁP NGHIÊN CỨU

2.1 Phương pháp thực nghiệm

2.1.1 Mô tả thực nghiệm, hình dạng kích thước cánh mô hình

Với các giới hạn kích thước buồng thử và điều kiện đo, để nhận được kết quả thực nghiệm đối với cánh 3D, chiều dài hiệu dụng nửa sải cánh cánh chính bW = 300 mm, dây cung cánh chính cW = 100 mm (hệ số dãn dài cánh cánh chính ΛW = 6) Profile cánh chính là Naca

4412 và Naca 0012 Cánh đuôi ngang có chiều dài hiệu dụng nửa sải cánh là bH = 200 mm, dây cung cánh đuôi ngang cH = 60 mm (hệ số dãn dài cánh đuôi ngang ΛH = 6,6) Profile cánh đuôi ngang là Naca

0012 Hình 2.3 là ảnh chụp cánh chính sử dụng trong thực nghiệm được gia công rỗng, ở bên trong chứa được các dây đo áp suất dẫn từ

lỗ đo áp tới áp kế Trên hai mặt lưng và bụng cánh chính có khoan 240

lỗ đo áp suất sắp xếp trên 12 hàng Đường kính của lỗ đo áp suất là 0,4

mm Vị trí của các lỗ đo áp suất trên hai mặt cánh chính và đuôi ngang được thể hiện trên hình 2.3 và 2.4 Cánh được làm rỗng có khả năng

Hình 2.3 Cánh chính (rỗng)

Hình 2.4 Cánh đuôi ngang

(rỗng) Hình 2.2 Sơ đồ nguyên lý đo áp suất trên cánh

chứa các dây đo áp suất ở bên trong Trên hai mặt lưng và bụng cánh

đuôi ngang có khoan ba hàng lỗ 0,4 mm, mỗi hàng có 10 lỗ

2.1.2 Đánh giá sai số thực nghiệm

Sai số dụng cụ đo áp kế kỹ thuật số được xác định từ tài liệu của

nhà sản xuất là: ±0,15% of F.S ±1 digit Ở đây, “F.S.” (full scale) là

khả năng đo cực đại của áp kế (2 kPa), và “digit” là thang chia nhỏ

nhất của áp kế (1 Pa) Thời gian giữa hai lần đo liên tiếp là 1 ms Như

vậy, sai số lớn nhất của áp kế δ = ±4 Pa Đây là loại áp kế kỹ thuật số

có độ chính xác rất cao Sai số ngẫu nhiên SD được xác định theo số

lần lấy mẫu và được xác định theo công thức (2.2a) [63, 64]

Có thể ứng dụng biểu đồ cột giá trị thực trung bình (true mean

value) và thanh lỗi (error bar) [65, 66] để đánh giá độ chính xác của

phép đo áp suất tại mỗi lỗ đo áp suất trên cánh Giá trị trung bình thực

p

 là trung bình cộng của n (số lần lấy mẫu) giá trị đo tức thời

Hình 2.6

(a) Hệ số áp suất;

(b) Vị trí tiết diện 1,

w-N4412 =14 o

Phân tán (b) và giá trị tức thời (c) của 30.000 dữ liệu tại lỗ 1

(b) (c)

Hình 2.7 Độ tin cậy kết quả đo (a) Giá trị trung bình thực và thanh lỗi (10 lỗ phía bụng TD.1 (α = 14 o

))

(a)

Thanh lỗi được tính toán theo độ lệch chuẩn (standard deviation):

Mỗi giá trị trung bình thực dạng biểu đồ cột (màu xanh) được vẽ cùng với thanh lỗi (màu đỏ) tương ứng với hai lần độ lệch chuẩn của phép đo (2SD) Miền phân tán (dispersion) là tập hợp của n giá trị đo của n lần lấy mẫu (n = 30.000)

2.2 Phương pháp kì dị

Phương pháp kì dị sử dụng ở đây là phương pháp nguồn lưỡng cực phân bố, áp dụng cho cánh 3D có xét đến chiều dày cánh Mặt lưng và bụng cánh được chia thành các phần tử mặt (panel) có diện tích S Trên mỗi phần tử mặt đặt một lưỡng cực phân bố có cường độ không đổi µ

và một nguồn phân bố có cường độ không đổi σ Tại một điểm P(x,y,z) bất kỳ trong không gian sẽ nhận được một thế vận tốc φ bằng tổng thế vận tốc cảm ứng từ các lưỡng cực φD và thế vận tốc cảm ứng từ các nguồn φσ phân bố trên cánh φ = φσ + φD Các thế vận tốc cảm ứng φσ

và φD tại điểm P(x,y,z) được xác định theo công thức sau [24]

Hệ phương trình tuyến tính xác định từ điều kiện biên trượt và điều kiện Joukowwski ở mép ra của cánh cho phép xác định giá trị

cường độ lưỡng cực trên các phân tố mặt cánh và từ đó có thể xác định được phân bố vận tốc, áp suất và lực nâng của cánh [53] Phương pháp kì dị trình bày ở trên có thể ứng dụng được cho dòng có

số Mach ở vô cùng M∞ < 0,65 và góc tới α ≤ 12o với cánh có xét đến chiều dày cánh

2.3 Phương pháp giải hệ phương trình vi phân dòng thực

Tương tác của các thành phần khí động như cánh - đuôi - thành ống khí động (thân máy bay) rất nhạy cảm với hiện tượng tách thành

Vì vậy việc sử dụng phương pháp giải hệ phương trình vi phân đối với dòng thực là phù hợp Luận án lựa chọn việc ứng dụng phần mềm

Chương 3 DÒNG TRONG VẾT SAU CÁNH MÔ HÌNH 3.1 Hiệu ứng chảy vòng tại mút cánh và dòng dạt xuống

3.1.1 Kết quả thực nghiệm

Hình 3.2 trình bày kết quả thực nghiệm so sánh với các kết quả số phân bố hệ số áp suất trên 11 hàng lỗ đo áp suất (vận tốc dòng trong ống khí động và tính toán số V = 16 m/s) Phân tích kết quả thực nghiệm và số phân bố hệ số áp suất trên ba tiết diện sát mút cánh (tiết

Hình 2.12 (a) Lưới trên mặt đối xứng

của cánh; (b) Lưới mặt ở phần mút cánh;

(c) Lưới trong lớp biên trên mặt cánh

Fluent để giải bài toán tương tác khí động lực cánh chính và cánh đuôi ngang, và áp dụng đối với máy bay liên qua đến sự tương tác của các thành phần khí động của máy bay (cánh - thân - đuôi) Độ phân giải của lưới cần chia phụ thuộc vào mỗi bài toán và hiện tượng vật lý đặc thù của bài toán đó (hình 2.12)