Thiết kế, lắp đặt và thử nghiệm đo dao động của mô hình cánh trong hầm gió

TÓM TẮT LUẬN VĂNMục đích của nghiên cứu là tìm hiểu về khí động lực học và khí đàn hồi củacánh 2D hình chữ nhật và có biên dạng là NACA 0015.Việc tính toán và kiểm tralại lý thuyết được

ĐẠI HỌC QUỐC GIA THÀNH PHỐ HỒ CHÍ MINH

TRƯỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA

CÔNG TRÌNH ĐƯỢC HOÀN THÀNH TẠI

TRƯỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA - ĐHQG TP.HCM

Cán bộ hướng dẫn khoa học: TS Trần Tiến Anh

Cán bộ chấm nhận xét 1: TS Vũ Ngọc Ánh

Cán bộ chấm nhận xét 2: TS Lê Tuấn Phương Nam

Luận văn thạc sĩ được bảo vệ tại Trường Đại học Bách khoa, ĐHQG

Tp HCM ngày 09 tháng 08 năm 2017

Thành phần Hội đồng đánh giá luận văn thạc sĩ gồm:

1 PGS.TS Lê Thị Minh Nghĩa

2 TS Lý Hùng Anh

3 TS Ngô Khánh Hiếu

4 TS Vũ Ngọc Ánh

5 TS Lê Tuấn Phương Nam

Xác nhận của Chủ tịch Hội đồng đánh giá LV và Trưởng Khoa quản

lý chuyên ngành sau khi luận văn đã được sửa chữa (nếu có)

ĐẠI HỌC QUỐC GIA TP.HCM CỘNG HÒA XÃ HỘI CHỦ NGHĨA VIỆT NAM TRƯỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA Độc lập – Tự do – Hạnh phúc

NHIỆM VỤ LUẬN VĂN THẠC SĨ

Họ tên học viên: Nguyễn Thành Luân

Ngày, tháng, năm sinh: 27/09/1986

Chuyên ngành: Kỹ thuật Hàng không

NHIỆM VỤ VÀ NỘI DUNG:

1 Thiết kế, chế tạo, lắp đặt và thử nghiệm hệ thống dạng treo (spring mounted model)

dùng để đo dao động của mô hình cánh máy bay trong hầm gió

2 Khảo sát đáp ứng dao động uốn và xoắn của mô hình cánh sử dụng cảm biến ultra sonic sensor.

3 Phân tích đáp ứng theo thời gian để tìm tần số dao động của mode uốn và xoắn tương

II NGÀY GIAO NHIỆM VỤ: 06/02/2017

III NGÀY HOÀN THÀNH NHIỆM VỤ: 18/06/2017

IV CÁN BỘ HƯỚNG DẪN: TS TRẦN TIẾN ANH

LỜI CẢM ƠN

Luận văn tốt nghiệp thạc sỹ của tôi được nghiên cứu và hoàn thành tạiTrường Đại học Bách Khoa Thành phố Hồ Chí Minh Có được kết quả này, tôi xinchân thành bày tỏ lòng biết ơn sâu sắc đến quý Thầy, Cô thuộc Bộ môn Kỹ thuậtHàng không-Khoa Kỹ thuật Giao thông, Đại học Bách Khoa Thành phố Hồ ChíMinh và đặc biệt cho phép tôi xin chân thành cảm ơn Thầy Trần Tiến Anh đã tậ ntình hướng dẫn, truyền thụ kiến thức khoa học quý báu, đã tạo niềm tin và dìu dắttôi trong suốt quá trình nghiên cứu, xây dự ng, hoàn thành đề tài: “Thiết kế, lắp đặt

và thử nghiệm đo dao động của mô hình cánh trong hầm gió”

Có thể nói, sự thành công của luận văn này, trước hết thuộc về công lao củaNhà trường và xã hội Đặc biệt là sự quan tâm, động viên, khuyến khích của giađình Nhân đây, tôi xin bày tỏ lòng biết ơn sâu sắc

Xin chân thành cảm ơn!

Tp HCM, tháng 6 năm 2017

Nguyễn Thành Luân

TÓM TẮT LUẬN VĂN

Mục đích của nghiên cứu là tìm hiểu về khí động lực học và khí đàn hồi củacánh 2D hình chữ nhật và có biên dạng là NACA 0015.Việc tính toán và kiểm tralại lý thuyết được thực hiện bằng cách thí nghiệm trong hầm gió Tôi sử dụngphương pháp CFD nhằm phân tích khí động lực học của mô hình cánh trên Việc

so sánh các phân tích và kết quả giúp tôi hiểu hơn các đặc trưng về khí độ ng lựchọc và khí đàn hồi

Từ khóa: Biên dạng cánh NACA 0015, hầm gió, phương pháp CFD, khí

động lực học, mô hình treo cánh và khí đàn hồi

This study describes a three-dimensional wing model The wing sectionchosen for this study is NACA 0015 profile applied to a rectangular wing, whichhas been developed for the purpose of studying aerodynamic and aeroelasticity.Both computational and detailed tests to check the theory were made in the windtunnel and CFD method The tests are carried out at different airspeeds and angles

of attack We use CFD as a computational tool on analytical aerodynamic Thecomputational results obtained are compared with the experimental data obtained

in the wind tunnel Comparison of the analysis and test results provides furtherunderstanding of the aerodynamic and aeroelasticity characteristics

Key words: NACA 0015, wind tunnel, CFD method, aerodynamic, springmounted model, aeroelasticity

LỜI CAM ĐOAN!

Tôi cam kết:

- Đây là luận văn tốt nghiệp do tôi thực hiện

- Các số liệu, kết quả nêu trong luận văn là trung thực và chưa từng được aicông bố trong bất kỳ công trình nào khác

- Các đoạn trích dẫn và số liệu kết quả sử dụng để so sánh trong luận vănnày đều được dẫn nguồn và có độ chính xác cao nhất trong phạm vi hiểu biếtcủa tôi

3.1.Tiến hành thí nghiệm đo đặc tính khí động lực học của mô hình cánh 26

3.1.2 Quá trình hiệu chuẩn và thu thập số liệu 31

5.1 Tiến hành thí nghiệm đo đặc tính dao động của mô hình cánh 68

Ka Độ cứng lò xo (N/m)

h

ω Tần số dao động trong trường hợp uốn đơn thuần (rad/s)

θ

ω Tần số dao động trong trường hợp xoắn đơn thuần (rad/s)

DANH MỤC HÌNH

Hình 3 Thiết kế hầm gió tại chế độ dòng lưu chất dưới âm và ngang âm 5Hình 4 Biểu đồ thể hiện hệ số lực nâng và hệ số lực cản theo góc tấn 7Hình 5 Biểu đồ thể hiện sự thay đổi hệ số lực nâng khi thay đổi góc flap 8Hình 6 Sơ đồ phân tích lực trên cánh 3D với thành phần lực cản cảm ứng Di 9Hình 7 Hệ số KDxác định lực cản cảm ứng cho cánh hình thang, không có độxoắn theo lý thuyết đường lực nâng của Prantle

10

Hình 8 Hệ số KLxác định độ dốc đường lực nâng cho cánh hình thang, không

có độ xoắn theo lý thuyết đường lực nâng của Prantle

10

Hình 18 Phân bố trường vận tốc tại đầu mút cánh theo thời gian 20Hình 19 Mô hình thí nghiệm trong nghiên cứu của Keegan S O’Donnell và cộng sự 21Hình 20 Tần số dao động của mô hình cánh thay đổi theo thời gian 21Hình 21 Phân bố ứng suất trên mô hình cánh trong nghiên cứu 22Hình 22 Phân bố áp suất và vận tốc trên mô hình cánh trong nghiên cứu 23

Hình 25 Phân tích ứng suất trên mô hình cánh trong nghiên cứu 24

Hình 28 Cảm biến lực LCEB 27

Hình 35 Biểu đồ hệ số lực nâng-lực cản theo góc tới khác nhau tại v = 10 m/s 37Hình 36 Biểu đồ hệ số lực nâng-lực cản theo góc tới khác nhau tại v = 20 m/s 38Hình 37 Biểu đồ hệ số lực nâng-lực cản theo góc tới khác nhau tại v = 30 m/s 39Hình 38 So sánh kết quả hệ số lực nâng và lực cản trong nghiên cứu và kếtquả thực nghiệm trong nghiên cứu (4) với khác nhau số Re

40

Hình 43 Phân bố vận tốc và áp suất tại góc tấn là 00(v=10m/s) 47Hình 44 Phân bố vận tốc và áp suất tại góc tấn là 50(v=10m/s) 48Hình 45 Phân bố vận tốc và áp suất tại góc tấn là 100(v=10m/s) 48Hình 46 Phân bố vận tốc và áp suất tại góc tấn là 150(v=10m/s) 49Hình 47 Phân bố vận tốc và áp suất tại góc tấn là 200(v=10m/s) 49Hình 48 Phân bố vận tốc và áp suất tại góc tấn là 00(v=20m/s) 50Hình 49 Phân bố vận tốc và áp suất tại góc tấn là 50(v=20m/s) 50Hình 50 Phân bố vận tốc và áp suất tại góc tấn là 100(v=20m/s) 51Hình 51 Phân bố vận tốc và áp suất tại góc tấn là 150(v=20m/s) 51Hình 52 Phân bố vận tốc và áp suất tại góc tấn là 200(v=20m/s) 52Hình 53 Phân bố vận tốc và áp suất tại góc tấn là 00(v=30m/s) 52Hình 54 Phân bố vận tốc và áp suất tại góc tấn là 50(v=30m/s) 53Hình 55 Phân bố vận tốc và áp suất tại góc tấn là 100(v=30m/s) 53Hình 56 Phân bố vận tốc và áp suất tại góc tấn là 150(v=30m/s) 54

Hình 57 Phân bố vận tốc và áp suất tại góc tấn là 200(v=30m/s) 54Hình 58 Phân bố đường dòng tại vân tốc là 10m/s góc tấn là 130 55Hình 59 Phân bố đường dòng tại vân tốc là 20m/s góc tấn là 120 55Hình 60 Phân bố đường dòng tại vân tốc là 30m/s góc tấn là 120 55Hình 61 Biểu đồ hệ số lực nâng-lực cản theo góc tới khác nhau tại v = 10 m/s(kết quả của phương pháp CFD)

56

Hình 62 Biểu đồ hệ số lực nâng-lực cản theo góc tới khác nhau tại v = 20 m/s

(kết quả của phương pháp CFD)

57

Hình 63 Biểu đồ hệ số lực nâng-lực cản theo góc tới khác nhau tại v = 30 m/s

(kết quả của phương pháp CFD)

Hình 75 Liên kết mô hình cánh và hệ thống cấu trúc lò xo 69Hình 76 Liên kết thanh dầm 4 với mối nối bằng ốc vít 69

Hình 80 Cấu tạo mô hình cánh trong hầm gió 71Hình 81 Biên dạng cánh được vẽ bằng phần mềm Auto CAD 72

Hình 92 Biểu đồ số vòng quay của động cơ và vận tốc gió 77

Hình 95 Biểu đồ dao động của mô hình cánh tại vận tốc 4.6m/s và góc tấn 00 79Hình 96 Biểu đồ dao động của mô hình cánh tại vận tốc 5.5m/s và góc tấn 00 80Hình 97 Biểu đồ dao động của mô hình cánh tại vận tốc 6.4m/s và góc tấn 00 80Hình 98 Biểu đồ dao động của mô hình cánh tại vận tốc 7.4m/s và góc tấn 00 81Hình 99 Biểu đồ dao động của mô hình cánh tại vận tốc 8.5m/s và góc tấn 00 81

Hình 101 Biểu đồ dao động của mô hình cánh tại vận tốc 4.6m/s và góc tấn 120 83Hình 102 Biểu đồ dao động của mô hình cánh tại vận tốc 5.5m/s và góc tấn 120 83Hình 103 Biểu đồ dao động của mô hình cánh tại vận tốc 6.4m/s và góc tấn 120 84Hình 104 Biểu đồ dao động của mô hình cánh tại vận tốc 7.4m/s và góc tấn 120 84Hình 105 Biểu đồ dao động của mô hình cánh tại vận tốc 8.5m/s và góc tấn 120 85

Hình 107 Biểu đồ dao động của mô hình cánh tại vận tốc 4.6m/s và góc tấn 210 86Hình 108 Biểu đồ dao động của mô hình cánh tại vận tốc 5.5m/s và góc tấn 210 86Hình 109 Biểu đồ dao động của mô hình cánh tại vận tốc 6.4m/s và góc tấn 210 87

Hình 110 Biểu đồ dao động của mô hình cánh tại vận tốc 7.4m/s và góc tấn 210 87Hình 111 Biểu đồ dao động của mô hình cánh tại vận tốc 8.5m/s và góc tấn 210 88Hình 112 Phân bố vận tốc và áp suất tại góc tấn là 00, tại vận tốc 30m/s 90Hình 113 Phân bố vận tốc và áp suất tại góc tấn là 50, tại vận tốc 30m/s 91Hình 114 Phân bố vận tốc và áp suất tại góc tấn là 150, tại vận tốc 30m/s 91Hình 115 Phân bố đường dòng tại góc tấn là 150, tại vận tốc 30m/s 91Hình 116 Biểu đồ hệ số lực nâng-lực cản theo góc tới của các phương phápkhác nhau tại vận tốc v = 30 m/s (phương pháp CFD và lý thuyết)

92Hình 117 Biểu đồ dao động của mô hình cánh tại vận tốc 6.4m/s và góc tấn 00 94

DANH MỤC BẢNG

Bảng 1 Phân loại chế độ chuyển động của dòng lưu chất theo số Mach 5Bảng 2 Kết quả thí nghiệm của phương pháp thực nghiệm 34Bảng 3 Bảng tra thông số CDcủa các vật thể 3D có số Reynolds 104 36Bảng 4 Kết quả tính toán hệ số lực nâng và lực cản cho mô hình cánh theophương pháp thực nghiệm tại vận tốc 10m/s

Bảng 8 Kết quả hệ số lực nâng và lực cản tại vận tốc 10 m/s (phương phápthực nghiệm)

Uốn cánh Uốn – xoắn cánh

Hình 1 Biến dạng đàn hồi khí động

a, Cánh bị uốn

b, Cánh bị uốn và xoắn - Hiệu ứng tăng góc tới

Chương 1 GIỚI THIỆU ĐỀ TÀI

1.1 Giới thiệu chung

Khi nghiên cứu về động lực học bay, ta thường coi máy bay như chất điểm

và máy bay như vật thể cứng tuyệt đối, có thể chuyển động theo các trục và quayquanh các trục

Thực tế máy bay không phải là vật cứng tuyệt đối, dưới tác dụng của ngoạilực các thành phần kết cấu biến dạng (uốn và xoắn cánh – Hình 1) làm thay đổi đặctính khí động cũng như hạn chế khả năng chịu tải của kết cấu khi tốc độ bay tăng,khi có xung va chạm khi hạ cánh hoặc khi gặp các dòng nhiễu động trong quá trìnhbay Có thể nói độ cứng của máy bay là nguyên nhân quyết định đến việc xuất hiệnhoặc loại trừ các hiện tượng đàn hồi khí động

Các hiện tượng đàn hồ i khí động xuất hiện ngay từ khi có khí cụ bay nặnghơn không khí, song ở thời kỳ đó, người ta ít hiểu biết về bản chất và ch ưa có điềukiện nghiên cứu về nó Vì vậy đã có nhiều tổn thất và tai nạn do các hiện tượngđàn hồi khí động gây nên

Đầu năm 1930, xảy ra tai nạn do hiện tượng xoắn phá huỷ cánh máy baymột tầng của giáo sư Samuel Langleye (Mỹ) Sau đó, với máy bay hai tầng cánh,

anh em nhà Wright đã thử nghiệm bay thành công nhiều lần Khi đó người ta chorằng máy bay hai tầng cánh bền hơn nên ở Mỹ đến cuối chiến tranh thế giới thứnhất người ta đã sản xuất chủ yếu loại máy bay hai tầng cánh.

Do yêu cầu về tốc độ máy bay lớn, trọng lượng kết cấu nhỏ nên người ta đãlại phải nghiên cứu để sản xuất máy bay một tầng cánh Ở Đức, thời gian đó người

ta sử dụng máy bay tiêm kích Fokker D8 – là loại máy bay một tầng cánh đặt trênthân, nó đạt tốc độ nhanh hơn, nhẹ hơn các loại máy bay thời kì đó Song cũng do

độ cứng chống xoắn nhỏ nên đã xảy ra nhiều hiện tượng cánh bị phá huỷ khi bayđối với loại máy bay này

Máy bay hai tầng cánh, ở tốc độ nhỏ thì hệ thống chịu mômen xoắn ở cánhrất lớn, đủ khả năng chống lại biến dạng, song do độ cứng của thân đuôi nhỏ nên

ở đây lại xảy ra nhiều hiện tượng khí động đàn hồi khác Ví dụ như máy baychiến đấu Handley – page 0/400 của Anh trong thời kì chiến tranh thế giới thứnhất Máy bay có hai đuôi đứng và đuôi ngang rất nhạy với hiện tượng “rung lắc”

tự kích (flutter), đã nhiều lần xảy ra rung động mạnh dẫn đến phá huỷ kết cấu khibay Nguyên nhân chính dẫn đến các tai nạn ở máy bay này là do kết cấu nối haiphần bánh lái lên xuống không đủ cứng (nối qua hệ thống dây) và cũng do cácbánh lái lên xuống không được cân bằng tuyệt đối Cũng với nguyên nhân tương

tự đã xảy ra rất nhiều tai nạn với các loại máy bay khác của Anh; ví dụ như ởmáy bay DH9 Vào những năm 30 của thế kỷ trước, do cần tăng tốc độ bay,người ta sử dụng máy bay một tầng cánh, nhiều tai nạn do các hiện tượng đàn hồikhí động lại xuất hiện Lúc này vấn đề đàn hồi khí động bắt đầu được các nhàkhoa học trên thế giới chú ý đến

Nhà toán học Xô Viết Traplưgin đã nghiên cứu hiện tượng chảy không ổnđịnh qua cánh máy bay, trên cơ sở đó viện sĩ Ken-đus đã bắt đầu nghiên cứu bảnchất của hiện tượng “rung lắc” tự kích (flutter) Năm 1933, Ken-đus cùng vớiGrosman ở trung tâm nghiên cứu thuỷ khí Xagi đã đưa ra các phương pháp cóhiệu quả để chống lại những ảnh hưởng nguy hại của các hiện tượng đàn hồi khíđộng này

Tốc độ bay càng tăng thì càng xuất hiện nhiều dạng “rung lắc” tự kích(flutter) khác nhau và vấn đề đàn hồi khí động ngày càng được các nhà thiết kế vàsản xuất máy bay quan tâm.

Khi trọng lượng máy bay tăng, sải cánh tăng và tốc độ hạ cánh tăng sẽ xuấthiện nhu cầu nghiên cứu ảnh hưởng của các xung va chạm khi hạ cánh cũng nhưảnh hưởng của biến dạng đàn hồi khi máy bay bay qua dòng nhiễu động

Trong thời gian trước chiến tranh thế giới thứ hai, do các tấm điều khiển trợlực trên máy bay có độ cứng quá nhỏ hoặc không được cân bằng nên đã xuất hiệnnhiều dạng “rung lắc” tự kích (flutter) khác nhau, gây nhiễu và tai nạn cho các máybay tiêm kích Khi tốc độ bay đạt gần tới tốc độ âm thanh thì lại xuất hiện nhiềuloại “rung lắc” cưỡng bức (buffeting) ở đuôi máy bay cũng như hi ện tượng “runglắc” tự kích (flutter) trên máy bay

1.2 Mục tiêu đề tài

Hiện tượng khí đàn hồi đóng vai trò rất quan trọng không chỉ trong quá trìnhthiết kế máy bay mà còn trong quá trình thiết kế nhà cao tầng và cầu đường Nóxảy ra khi có sự tương tác không mong muốn giữa lực khí động, lực đàn hồi và lựcquán tính từ đó sinh ra sự dao động mất ổn định và dẫn tới quá trình phá hủy kếtcấu Ảnh hưởng hiện tượng khí đàn hồi lên mô hình thí nghiệm phụ thuộc vàophân bố lực, áp suất tác động lên mô hình hay nói cách khác ảnh hưởng góc tấn vàvận tốc dòng qua mô hình

Các máy bay ngày nay đều trải qua các quá trình phân tích, nghiên cứu khíđộng đàn hồi rất phức tạp để đảm bảo máy bay sẽ không bị ảnh hưởng bởi các hiệntượng khí động đàn hồi trong giới hạn bay theo thiết kế Những kết quả phân tíchnày thường được kiểm chứng bởi các thử nghiệm với các mô hình trong ống khíđộng đàn hồi (wind tunnel) Sau đó các thử nghiệm bay sẽ được kiểm chứng độ ổnđịnh của máy bay lần cuối trước khi đưa vào khai thác

Chính vì các yếu tố quan trọng trên mà mục đích của nghiên cứu là đo daođộng của mô hình cánh hình chữ nhật trong hầm gió nhằm phân tích các yếu tố ảnhhưởng đến dao động kết cấu cánh như góc tấn và vận tốc dòng

1.3 Đối tượng nghiên cứu

Ra đời vào cuối thế kỷ 19, hầm gió là một công cụ được sử dụng trongnghiên cứu khí động học để nghiên cứu ảnh hưởng của lưu chất di chuyển các đốitượng được đặt trong hầm gió Nó là một thiết bị mô phỏng môi trường bay Hầmgió cấu trúc hình ống hoặc đường dẫn và có thể tạo ra gió bởi một cánh quạt khổng

lồ Gió tạo ra được thổi vào các đối tượng như máy bay, động cơ, cánh máy bay,rocket hoặc các mô hình bay Các đối tượng này sẽ được đặt vào khu vực thửnghiệm của hầm gió và kết nối với các máy đo đạt, thu nhận ảnh hưởng của luồngkhông khí xung quanh vật thể và các lực khí động học tác động lên chúng Thôngthường hầm gió có các nhiệm vụ chính sau:

- Xác định lực và môment trực tiếp trên mô hình cần đo;

- Xác định áp suất phân bố trên bề mặt vật thể;

- Xác định đường dòng bao quanh vật thể

Với số liệu thu được, các kỹ sư sẽ xác định trạng thái của máy bay hoặc cácthành phần máy bay trong quá trình cất cánh, bay trên không, giảm độ cao và hạcánh Ngoài ra, hầm gió còn giúp xác định hiệu năng và loại trừ các lỗi kỹ thuậttrên một thiết kế mới của máy bay dân dụng hay quân sự nhằm giảm thiểu rủi rocho phi công và giá thành của máy bay Từ các cuộc thí nghiệm về điều kiện bay,những vật liệu mới, hình dáng mới và kết cấu động cơ máy bay sẽ được định đoạttrước khi được đưa vào thiết kế để sản xuất một chiếc máy bay hoàn chỉnh

1.4 Phân loại theo cấu tạo hầm gió

Hầm gió được phân loại dựa trên các mục đích sử dụng và vận tốc gió tronghầm khác nhau Hầm gió được phân thành các loại:

1.4.1 Hầm gió hở (hình 2)

Hầm gió dạng hở là đơn giản để xây dựng Trong trường hợp này, gió đượcđẩy ra ngoài sau khi lưu thông qua các phần của hầm gió Loại hầm gió hở thuậnlợi bởi tính ổn định trước biến động nhiệt độ và các rối loạn trong dòng chảy, vớiđiều kiện là kích thước của phòng thí nghiệm lớn hơn nhiều so với hầm gió

1.4.2 Hầm gió kín (hình 2)

Hầm gió kín là hầm gió tạo thành một vòng khép kín mà trong đó dòng khí

xả trực tiếp được đưa trở lại đầu vào của đường hầm Những hầm gió loại này

thường lớn và khó khăn trong việc xây dựng Nó phải được thiết kế rất cẩn thận đểtối đa hóa tính thống nhất trong dòng trở lại Loại hầm này được trang bị quạthướng trục ở phần trước khu vực thử nghiệm.

a) hầm gió hở b) hầm gió kín

Hình 2 Mô hình hầm gió hở và hầm gió kín [1]

1.4.3 Phân loại theo tốc độ gió trong hầm gió

Tùy thuộc vào mục đích nghiên cứu mà tốc độ gió trong hầm gió được điềuchỉnh là dưới âm hay trên âm (hình 3)

Hình 3 Thiết kế hầm gió tại chế độ dòng lưu chất dưới âm và ngang âm [1] Bảng 1 Phân loại chế độ chuyển động của dòng lưu chất theo số Mach

Số Mach Chế độ chuyển động dòng lưu chất

M< 0.8 Dòng chuyển động dưới âm thanh0.8 < M < 1.2 Dòng chuyển động ngang âm thanh1.2 <M < 5 Dòng chuyển động trên âm thanh

M >>5 Dòng chuyển động siêu thanh

Khái niệm về số Mach được sử dụng để phân loại các chế độ chuyển độngdòng lưu chất theo bảng 1 ở trên.

Một trong những mục đích chính của luận văn là tìm hiểu các yếu tố như:vận tốc và góc tấn ảnh hưởng đến dao động của mô hình cánh như thế nào? nên đốitượng của nghiên cứu là mô hình chữ nhật có biên dạng là NACA 0015 Do chứcnăng của các hầm gió khác nhau, kích thước vùng thí nghiệm cũng khác nhau nên

mô hình cánh được đặt trong hầm gió có kích thước khác nhau và cụ thể là:

- Với mô hình cánh thử nghiệm trong hầm gió khí động

Mô hình cánh có chiều dài là 0.4 m và chiều dài dây cung cánh là 0.14 mđược đặt trong vùng thí nghiệm của hầm gió có kích thước là 0.4 m (cao) x 0.5 m(rộng) x 1m (dài) nhằm đo đạc và xác định đặc điểm khí động lực học của cánh:Lực nâng, lực cản và moment ngóc chúc…Để từ đó xây dựng đồ thị so sánh các hệ

số lực nâng, lực cản tại các góc tới khác nhau với các vận tốc gió khác nhau

- Với mô hình cánh thử nghiệm trong hầm gió để đo độ dao động

Mô hình cánh có chiều dài là 1.4 m và chiều dài dây cung cánh là 0.5 mđược đặt trong vùng thí nghiệm của hầm gió có kích thước là 1.5 m (cao) x 1.5m(rộng) x 2m (dài) nhằm phân tích các yếu tố ảnh hưởng đến hiện tượng dao độngcũng như tiến hành đo đạc tần số dao động của mô hình cánh

Chương 2

CƠ SỞ LÝ THUYẾT

Nội dung chương này trình bày tóm tắt các cơ sở lý thuyết về khí động, khí

đàn hồi Các phương pháp đã thực hiện trong các nghiên cứu gần đây với mục đích là đo dao động của mô hình cánh máy bay cũng được trình bày nhằm đề ra phương pháp tiếp cận để thực hiện cho luận văn sao cho phù hợp với điều kiện

hiện có.

2.1 Lý thuyết khí động lực học

2.1.1 Lý thuyết cánh 2D

Giản đồ hệ số lực nâng theo góc tới (Hình 4)

Hình 4 Biểu đồ thể hiện hệ số lực nâng và hệ số lực cản theo góc tấn α [2]

Hình 4 thể hiện hệ số Cl có dạng tăng tuyến tính theo góc tới và sẽ giảm khiđạt hệ số lực nâng cực đại Cl,maxứng với góc tới α tương ứng Khi Cl tăng tuyến

tính đến giá trị Cl,max sẽ gây ra hiện tượng mất lực nâng (stall) Trong khi đó, hệ sốmoment ngóc chúc tại vị trí c/4 sẽ là hằng số và thay đổi đột ngột khi góc tới α.

Một số kết quả của lý thuyết cánh 2D:

a) Cánh đối xứng

- Cl= 2πα;

- Lift slope (độ dốc đường lực nâng) = dCl/dα = 2π;

- Tâm áp suất (center of pressure) và tâm khí động lực học (aerodynamiccenter) đều nằm ở vị trí c/4 (quarter-chord);

Hình 5 Biểu đồ thể hiện sự thay đổi

hệ số lực nâng khi thay đổi góc flap [2]

CD,plà hệ số lực cản hình dạng;

CD,ilà hệ số lực cản cảm ứng:

2 L

D D,i

Hình 6 Sơ đồ phân tích lực trên cánh 3D với thành phần lực cản cảm ứng D i [3]

Trong hình trên có 3 loại góc, chi tiết:

- α là góc hợp bởi vận tốc tới và đường chord cánh

- αi là góc tới cảm ứng.

- αeff là góc tới thực sự: α =α-αeff i

Với: KDđược ước lượng từ hình 7

KL được ước lượng từ hình 8

Hình 7 Hệ số K D xác định lực cản cảm ứng cho cánh hình thang, không có độ xoắn theo lý thuyết đường lực nâng của Prantle [4]

Hình 8 Hệ số K L xác định độ dốc đường lực nâng cho cánh hình thang, không có độ xoắn theo lý thuyết đường lực nâng của Prantle [4]

Các công thức sử dụng

Moment tại vị trí c/4 được tính theo công thức sau:

Mc/4= (Fore lift – Aft lift) x 0.06(m)

2.2.1 Các hiện tượng khí động đàn hồi tĩnh

Các hiện tượng khí động đàn hồi tĩnh là các hiện tượng khí động đàn hồi có sựtham gia của lực khí động, lực đàn hồi (không có sự tham gia của lực quán tính) Đặctrưng chung của các hiện tượng này là biến dạng một chiều Trong nhóm các hiệntượng khí động đàn hồi tĩnh, có các hiện tượng đặc trưng sau:

Thay đổi phân bổ lực nâng do biến dạng

Do biến dạng kết cấu làm thay đổi giá trị và sự phân bố lực này Giá trị nàykhác với giá trị tính toán với kết cấu cứng tuyệt đối

Xoắn phá hủy cánh

Do cánh không đủ độ cứng nên trước tác dụng của lực khí động kết cấu bị biếndạng, biến dạng kết cấu làm tăng góc tấn cánh Do lực khí động phụ thuộc góc tấn

nên khi góc tấn tăng làm tăng thêm lực khí động Cứ như vậy đến một tốc độ bay nào

đó gọi là tốc độ tới hạn của hiện tượng thì độ bền, độ cứng của kết cấu không cònkhả năng chống lại hiện tượng xoắn cánh nữa; lúc đó kết cấu bị phá hủy (có thể nóigóc xoắn lớn đến vô cùng)

Giảm hiệu quả điều khiển

Do biến dạng của phần kết cấu treo các cánh lái (phần kết cấu treo cánh không

đủ độ cứng), nên khi lệch cánh lái, lực khí động xuất hiện làm biến dạng kết cấu, sựbiến dạng này làm giảm hiệu quả làm việc của cánh lái

Đảo chiều tác dụng của cánh lái (Reverse)

Do kết cấu vùng treo của cánh lái không đủ cứng nên khi lệch cánh lái, cánhbiến dạng, làm giảm lực điều khiển của các cánh lái, tốc độ bay càng tăng biến dạngkết cấu càng lớn, hiệu quả điều khiển của các cánh lái càng giảm (đặc biệt là cánhliệng) Đến một tốc độ nào đó gọi là tốc độ tới hạn của hiện tượng đảo chiều tác dụngcủa cánh lái, hiệu quả làm việc của cánh lái sẽ bằng không, nếu tốc độ bay vượt quatốc độ tới hạn đó, tác dụng điều khiển của các cánh lái sẽ ngược lại

2.2.2 Các hiện tượng khí động đàn hồi động

Các hiện tượng khí động đàn hồi động là các hiện tượng khí động đàn hồi có

sự tham gia đồng thời của ba lực, lực khí động, lực đàn hồi và lực quán tính.Đặctrưng chung của các hiện tượng này là dao động Trong nhóm các hiện tượng khíđộng đàn hồi động, có các hiện tượng đặc trưng sau:

+ Hiện tượng flutter (hiện tượng rung, lắc kết cấu uốn xoắn cánh)

Bản chất của hiện tượng này là dao động điều hòa tự kích thích của một thànhphần kết cấu nào đó khi có sự tham gia đồng thời của ba lực (lực đàn hồi, lực khíđộng và lực quán tính) Trong dao động kết cấu xuất hiện lực cản dao động và lựckích thích dao động của kết cấu, tốc độ bay càng tăng thì lực kích thích duy trì daođộng càng lớn, đến một tốc độ nào đó gọi là tốc độ tới hạn, dao động kết cấu có biên

độ không đổi Nếu tốc độ bay lớn hơn tốc độ tới hạn đó, kết cấu bị phá hủy

Có các loại flutter sau:

Flutter uốn - xoắn cánh hoặc đuôi (chưa có sự tham gia của cánh lái);

Flutter uốn (cánh, đuôi) cùng với sự tham gia của các cánh lái (Dạng flutternày chỉ xảy ra khi các cánh lái không được cân bằng tuyệt đối)

+ Các loại flutter khác

* Hiện tượng Buffeting

Là hiện tượng rung lắc một thành phần kết cấu nào đó (thường là đuôi máybay) Bản chất của hiện tượng này là dao động cưỡng bức kết cấu, do xoáy của dòngkhí bị đứt dòng khi chảy qua các thành phần kết cấu ở phần trước tác dụng khi tần sốcủa các xoáy (đóng vai trò tần số của lực kích thích) trùng với tần số dao động riêngcủa phần kết cấu nào đó của máy bay sẽ sinh ra cộng hưởng và do vậy mà kết cấu bịphá hủy

* Hiện tượng phản ứng động lực

Hiện tượng xuất hiện khi có tác dụng đồng thời của ba lực lên kết cấu và khibay qua dòng nhiễu động (thường tác động xung hay theo chu kỳ) hoặc do xung vachạm khi máy bay tiếp đất hạ cánh Do tác dụng như vậy mà có thể xuất hiện quá tảiquá lớn gây phá hủy kết cấu

2.2.3 Mô hình hóa cấu trúc và tải khí động

Hình 9 Mô hình cánh khảo sát trước dao động

Hình 10 Mô hình cánh khảo sát khi dao động

Kết cấu đuợc mô hình hóa thông qua “Tiết diện mô hình” Tiết diện mô hình

là mặt cắt của cánh khi bị cắt bằng mặt phẳng song song với trục đối xứng của máybay Dựa vào tiết diện mô hình ta có thể phần nào nghiên cứu các hiện tượng khíđộng đàn hồi thông qua các phương trình đơn giản

Áp dụng định luật 2 Newton và định lý moment đối với mô hình như hình 9

- m là khối lượng mô hình cánh khảo sát;

- k là độ cứng lò xo (trong trường hợp này 4 lò xo có độ cứng như nhau);-

a) Tính tần số của ngoại lực (lực nâng)

Ta có lực nâng cánh cho bởi công thức: F(t)= c.ρ.V A.sin1 2

- V là vận tốc đặc trưng của dòng chảy;

- A là diện tích tiết diện vuông góc với vận tốc V

Hình 11 Mô phỏng diện tích A

Ta sẽ khảo sát hiện tượng Vortex Shedding xảy ra với mô hình cánh khi đặttrong hầm gió Hiện tượng Vortex Shedding là hiện tượng chất lưu như nước hoặc

không khí chảy qua một vật cản với vận tốc nhất định và tùy thuộc kích thước vàhình dạng vật cản sẽ tách ra thành hai dòng chảy xen kẽ nhau.

Trong đó:

- f là tần số vortex shedding;

- d là độ dài đặc trưng của vật Với d trong thực tế bằng 4cm;

- V là vận tốc đặc trưng của dòng chảy Vận tốc tối đa của hầm gió là15m/s

Ta biết: Số Strouhal là một số không thứ nguyên, phụ thuộc vào hình dạngvật thể và phụ thuộc vào giá trị của số Reynolds

Trong đó: Số Reynolds là một giá trị không thứ nguyên biểu thị độ lớntương đối giữa ảnh hưởng gây bởi lực quán tính và lực ma sát trong (tính nhớt) lêndòng chảy

- ρ là khối lượng riêng không khí;

- V là vận tốc đặc trưng của dòng chảy;

- d là đường kính của hình trụ ;

- μ là độ nhớt động học của môi trường không khí

Hình 13 Biểu đồ số Strouhal theo số Reynolds đối với hình trụ dài

Hình 14 Đây là những giá trị của số Roshko trên một biểu đồ số Strouhal và số Reynolds

Trong đó số Roshko là một số không thứ nguyên mô tả cơ chế dòng chảydao động

Suy ra Re = 29724.

Với những số Reynolds lớn hơn 1000, số Strouhal xấp xỉ bằng 0,21

Suy ra tần số Vortex shedding f= 52.5

Ta chọn độ cứng k sao cho tần số Vortex shedding f = 2.

b) Ảnh hưởng của góc tấn đến lực nâng cánh

Theo kết quả lý thuyết đã nêu trong mục 2.1.1, một cánh máy bay đối xứng

sẽ không tạo ra lực nâng ở góc tấn bằng 0 Khi góc tấn tăng, không khí bị lệch quamột bên lớn hơn dẫn đến chênh lệch áp suất giữa hai mặt của cánh, nên lực nângcánh tăng Ta sẽ quan sát được ở cùng tần số dao động như cũ nhưng cánh máybay sẽ dao động mạnh hơn do có sự chênh lệch giữa lực cản và lực nâng

Kết luận:

Mô hình thí nghiệm trong hầm gió được xây dựng nhằm quan sát các hiện

tượng khí động đàn hồi (trong trường hợp này là Flutter và Buffeting) và khảo sát

các lực tác dụng lên cánh máy bay.

2.3 Các phương pháp nghiên cứu

Trong nhiều năm qua, để tìm hiểu về hiện tượng khí đàn hồi tác dụng lên môhình nghiên cứu đã có nhiều nhà khoa học đã đưa ra nhiều phương pháp nghiêncứu như:

- Phương pháp nghiên cứu bằng thực nghiệm

- Phương pháp giải tích

- Phương pháp CFD

2.3.1 Phương pháp nghiên cứu bằng thực nghiệm

Trong nghiên cứu của A L Wensuslaus và A J McMillan [6] mô tả mô hìnhcánh 3D nhằm nghiên cứu hiện tượng Flutter bằng cả hai phương pháp thựcnghiệm và mô phỏng Trong phương pháp thực nghiệm, mô hình cánh có chiều dài0.28 m, độ dài dây cung cánh là 0.16 m và bề dày cánh là 0.017 m

Mô hình cánh được thể hiện như hình 15 và được tiến hành thí nghiệm tạicác vận tốc khác nhau từ 5 m/s đến 40 m/s với các góc tấn khác nhau từ 0° đến 15°(hình 16)

Hình 15 Mô hình Cánh 3D trong SolidWorks và trên thực tế [6]

Hình 16 Mô hình Cánh 3D trong hầm gió [6]

Kết quả trong nghiên cứu của A L Wensuslaus và A J McMillan [6] thể hiện

sử ảnh hưởng của vận tốc và góc đặt cánh đến hiện tượng dao động của mô hìnhcánh Theo đó, vận tốc càng tăng từ 5 m/s đến 40 m/s sự dao động mô hình cánhcàng nhiều

Trong nghiên cứu của N.A Razak và cộng sự [7], hiện tượng Stall Flutterđược tiến hành nghiên cứu dựa trên các thí nghiệm trong hầm gió Mô hình cánhđược đặt trong vùng thí nghiệm của hầm gió có kích thước 2 m x 1.5 m x 5 m, vậntốc dòng là 60 m/s Cấu trúc mô hình thí nghiệm được miêu tả như hình 17

Hình 17 Cấu trúc mô hình cánh trong hầm gió [7]

Hình 18 Phân bố trường vận tốc tại đầu mút cánh theo thời gian [7]

Bằng phương pháp PIV, nhóm tác giả N.A Razak và cộng sự [7] đã xácđịnh được phân bố áp suất, vận tốc và phân bố đường dòng trên mô hình cánh hìnhchữ nhật có biên dạng là NACA 0015 Theo đó, khi góc tấn tăng dần từ 120trở lênhiện tượng tách rời lớp biên xuất hiện và kết quả lực nâng ngày càng giảm

Tương tự như các nghiên cứu trên, Keegan S O’Donnell và cộng sự [8] đãtiến hành nghiên cứu ảnh hưởng của hiện tượng khí đàn hồi dựa trên mô hình cánh

hình chữ nhật có biên dạng cánh là NACA 0015 Kết quả của nghiên cứu nhằm tìm

ra các yếu tố ảnh hưởng đến hiện tượng khí đàn hồi trên mô hình cánh hình chữnhật Mô hình thí nghiệm trong nghiên cứu của Keegan S O’Donnell được trìnhbày như hình 19

Hình 19 Mô hình thí nghiệm trong nghiên cứu của Keegan S.O’Donnell và cộng sự [8]

Hình 20 Tần số dao động của mô hình cánh thay đổi theo thời gian [8]

Một trong các kết luận của nghiên cứu đưa ra là ứng với một mô hình cánh nhấtđịnh, góc tấn không thay đổi thì vận tốc càng tăng và dao động mô hình cánh càng cao(được thể hiện trên hình 20)

2.3.2 Phương pháp giải tích

Đa số các phương pháp giải tích trong các nghiên cứu về khí đàn hồi đều bắtđầu từ việc đơn giản mô hình cánh khí động thành mô hình cánh hai bậc tự do

Bằng cách áp dụng định luật 2 Newton nhằm phân tích các lực tác dụng lên môhình cánh hai bậc tự do Đa số các kết quả từ các nghiên cứu áp dụng phương phápgiải tích nhằm tìm ra các yếu tố ảnh hưởng của hiện tượng khí đàn hồi tác dụng lên

mô hình cánh

2.3.3 Phương pháp CFD

Trong những năm gần đây khi công nghệ máy tính phát triển, phương phápCFD (Computational fluid dynamic) được sử dụng rộng rãi nhằm nghiên cứu cáckhía cạnh dòng chảy qua tất cả các mô hình cần nghiên cứu Bằng máy tính, CFD

dự đoán những thay đổi về lượng khi dòng chuyển động, cho ra những kết quả tínhtoán phức tạp với kết quả chính xác phụ thuộc vào điều kiện biên ta áp đặt cho nó

mà máy tính tay không thể làm

Trong nghiên cứu của B Nagaraj Goud và cộng sự [9] đã thiết kế mô hìnhcánh 3D có biên dạng cánh là NACA 64215 và chiều dài 5 m dựa trên phần mềmCATIA và thực hiện việc mô phỏng bằng phần mềm ANSYS nhằm xác định tần số

và quan sát hiện tượng dao động xảy ra theo các trường hợp vận tốc khác nhau.Hình 21 và hình 22

Hình 21 Phân bố ứng suất trên mô hình cánh trong nghiên cứu

Hình 22 Phân bố áp suất và vận tốc trên mô hình cánh trong nghiên cứu [9]

Trong nghiên cứu của Rajesh A và cộng sự [10] đã tiến hành phân tích hiệntượng Flutter cánh của UAV HALE dựa trên phần mềm ANSYS CFD

Mục đích của nghiên cứu là đánh giá độ an toàn của UAV trong giới hạnvận tốc hoạt động cho phép Kết luận đưa ra là vận tốc càng cao, mô hình cánhcàng chịu ảnh hưởng của hiện tượng dao động của mô hình cánh Kết quả này hoàntoàn trùng khớp với các đánh giá của các nghiên cứu khác là giới hạn hoạt độngcủa UAV hoàn toàn an toàn khỏi các hiện tượng khí đàn hồi (hình 23; hình 24)

Hình 23 Máy bay AUV Hale và mô hình cánh tương ứng [10]