Khảo sát chế độ hạ cánh thẳng đứng xác định trạng thái xoáy vòng của cánh quay trực thăng ba khớp

Chia sẻ: ViChaelice ViChaelice | Ngày: | Loại File: PDF | Số trang:7

Thêm vào BST

Báo xấu

40
lượt xem 3
download

Download Vui lòng tải xuống để xem tài liệu đầy đủ

Trên cơ sở mô hình khí động lực cánh quay (CQ) trực thăng (TT) ba khớp và chương trình tính toán đã xây dựng, bài báo trình bày một số kết quả khảo sát đặc tính khí động lực cánh quay ở chế độ hạ cánh thẳng đứng (HCTĐ). Xác định trạng thái xoáy vòng và ảnh hưởng của nó đến đặc tính cánh quay.

Chủ đề:

Bình luận(0) Đăng nhập để gửi bình luận!

Lưu

Nội dung Text: Khảo sát chế độ hạ cánh thẳng đứng xác định trạng thái xoáy vòng của cánh quay trực thăng ba khớp

Nghiên cứu khoa học công nghệ KHẢO SÁT CHẾ ĐỘ HẠ CÁNH THẲNG ĐỨNG XÁC ĐỊNH TRẠNG THÁI XOÁY VÒNG CỦA CÁNH QUAY TRỰC THĂNG BA KHỚP Nguyễn Khánh Chính1*, Phạm Vũ Uy 2 Tóm tắt: Trên cơ sở mô hình khí động lực cánh quay (CQ) trực thăng (TT) ba khớp và chương trình tính toán đã xây dựng, bài báo trình bày một số kết quả khảo sát đặc tính khí động lực cánh quay ở chế độ hạ cánh thẳng đứng (HCTĐ). Xác định trạng thái xoáy vòng và ảnh hưởng của nó đến đặc tính cánh quay. Từ khóa: Cánh quay trực thăng; Động lực học cánh quay; Phương pháp xoáy rời rạc; Vẫy; Lắc; Xoáy vòng. 1. ĐẶT VẤN ĐỀ Máy bay TT hay máy bay lên thẳng là các thiết bị bay trang bị và tạo lực nâng để bay lên nhờ CQ đẩy không khí xuống dưới. Ưu điểm TT là tính linh hoạt và khả năng cơ động. CQ trực thăng thông thường có các lá cánh (LC) gắn vào ổ trục quay thông qua các khớp, gồm khớp vẫy, khớp lắc, khớp xoay và một cơ cấu đĩa nghiêng cho phép điều khiển góc sải chung và góc sải theo chu kỳ của các LC. Các chuyển động quay quanh các khớp được gọi chung là chuyển động đặc thù của LC, bao gồm các chuyển động vẫy, lắc và xoay tương ứng với các khớp. Với các chuyển động đặc thù của LC, sự điều khiển của cơ cấu đĩa nghiêng cho phép TT bay ở các chế độ khác nhau, bay treo, hạ cánh thẳng đứng, bay lên thẳng đứng, bay bằng, bay xiên,... HCTĐ là một trong các chế độ chảy bao dọc trục của CQ. Thông thường chế độ HCTĐ chỉ được thực hiện ở độ cao bay thấp, trước khi tiếp đất. TT thực hiện chế độ bay xiên xuống đến vị trí cần hạ cánh, bay treo trên vị trí hạ cánh ở độ cao nhỏ, sau đó, chuyển sang chế độ HCTĐ để tiếp đất khi lợi dụng được hiệu ứng đệm khí mặt đất. Chế độ hạ xuống thẳng đứng được khuyến cáo không áp dụng khi ở độ cao lớn, khi không có hiệu ứng mặt đất, do khi đó CQ trực thăng có thể rơi vào trạng thái xoáy vòng. Xoáy ở đầu LC xuất hiện ở tất cả các LC khi chuyển động trong không. Đây là hiện tượng không khí chảy ngược từ mặt dưới LC áp suất cao lên mặt trên áp suất thấp quanh đầu mút. Đối với LC chuyển động tịnh tiến các vòng xoáy trôi về phía sau tạo thành cuộn xoáy thẳng. Tuy nhiên, với CQ ở chế độ chảy bao dọc trục, các vòng xoáy đầu mút LC tạo thành cuộn xoáy hình xuyến. Tùy theo vận tốc dọc trục của chế độ chảy bao, với mỗi góc sải chung, vị trí của cuộn xoáy có thể nằm phía trên hoặc dưới so với mặt phẳng quay. Ở chế độ bay treo và bay lên thẳng đứng, cuộn xoáy nằm phía dưới mặt phẳng quay. Khi HCTĐ, cuộn xoáy dịch chuyển dần lên trên khi tăng dần vận tốc hạ xuống. Tại một khoảng vận tốc hạ xuống nào đó, tâm của cuộn xoáy nằm gần với mặt phẳng quét của đầu mút LC, lúc này, cuộn xoáy bao quanh vòng tròn quét của đầu mút LC, đây là hình ảnh mô tả của trạng thái xoáy vòng. Khi tiếp tục tăng vận tốc hạ xuống, cuộn xoáy dịch chuyển lên phía trên mặt phẳng quét đầu mút LC [4, 5]. Trạng thái xoáy vòng là trạng thái nguy hiểm đối với an toàn bay, khi rơi vào trạng thái xoáy vòng, CQ bị giảm lực nâng – TT rơi xuống, đồng thời mô men cản quay trên trục cũng giảm xuống mất cân bằng với mô men ổn định hướng của cánh quạt đuôi – TT bị xoay vòng mất điều khiển [4]. Sự giảm lực nâng, và mô men cản của CQ là do sự tăng cường của vận tốc cảm ứng tại mỗi mặt cắt ở đoạn đầu mút LC khi cộng thêm vận tốc xoáy, làm giảm góc tấn cục bộ tại các mặt cắt đó. Hình 1 là các ảnh chụp từ video [5] hướng dẫn thoát khỏi trạng thái xoáy vòng, trong đó, thiết bị tạo khói được sử dụng để quan sát dòng khí. Ban đầu TT bay treo (hình 1a) lõi cuộn xoáy nằm dưới mặt phẳng quay, sau đó, chuyển sang chế độ hạ cánh thẳng đứng với vận tốc hạ xuống tăng dần. Tại một vận tốc hạ xuống xác định, CQ rơi vào trạng thái xoáy vòng (hình 1b). CQ bị giảm lực nâng với lõi cuộn xoáy nằm tại mặt phẳng mặt phẳng quét đầu mút lá cánh. TT rơi xuống với vận tốc cao hơn, cuộn xoáy được đẩy lên phía trên (hình 1c). Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 72, 04 - 2021 3
Kỹ thuật máy bay & Thiết bị bay Trong chế độ hạ cánh thẳng đứng, hai tham số bay ảnh hưởng đến đặc tính khí động lực của CQ là vận tốc hạ xuống và góc sải chung. Khảo sát chế độ hạ cánh thẳng đứng của CQ nhằm xây dựng các đặc tính nâng, đặc tính cản - công suất yêu cầu và xác định các tham số động lực học của chuyển động đặc thù LC. Xác định các tham số bay tại đó xuất hiện trạng thái xoáy vòng, làm cơ sở đảm bảo an toàn bay. a) Bay treo. b) Trạng thái xoáy vòng. c) Hạ xuống nhanh hơn. Hình 1. Hình ảnh trực thăng rơi vào trạng thái xoáy vòng [5]. 2. MÔ HÌNH ĐỘNG LỰC HỌC CÁNH QUAY TRỰC THĂNG BA KHỚP Mô hình tính toán khí động lực học CQ ba khớp độc lập xét đến các chuyển động đặc thù của LC, đồng nhất bài toán động lực chuyển động LC với mô hình tính toán khí động theo phương pháp xoáy rời rạc, đã được xây dựng và kiểm chứng [1, 2]. Trên cơ sở mô hình toán, một chương trình tính toán các đặc trưng khí động lực của CQ đã được lập trình trên ngôn ngữ lập trình C. Chương trình cho phép khảo sát các đặc trưng khí động CQ và các tham số động lực học LC cho đối tượng CQ cụ thể là CQ trực thăng Mi-8. Các tham số của đối tượng khảo sát được lấy từ tài liệu kỹ thuật [3]: Bán kính CQ: R  10.614  m  ; Số lượng lá cánh: kblade  5 ; Khối lượng 1 lá cánh: mblade  140  kg  ; Profile lá cánh NACA 1102 có hệ số cản ma sát: cx  0.0084 ; Khoảng cách từ trục quay đến trục bản lề lắc: a  0.9  m  ; Khoảng cách giữa hai trục bản lề vẫy và lắc: b  0.6  m  ; Khoảng cách giữa trục bản lề vẫy tới mặt cắt gốc lá cánh: c  0.5  m  ; Góc xoắn lá cánh:   5o ; Vận tốc quay:   20,096  rad / s  ; Góc đón điều khiển:  cat  21o . 3. ĐẶC TÍNH KHÍ ĐỘNG LỰC CÁNH QUAY BA KHỚP VÀ XÁC ĐỊNH TRẠNG THÁI XOÁY VÒNG Ở CHẾ ĐỘ HẠ CÁNH THẲNG ĐỨNG 3.1. Hình ảnh dòng chảy bao cánh quay ở chế độ hạ cánh thẳng đứng Khảo sát trường vận tốc chảy bao CQ bằng mô hình tính toán áp dụng cho kết cấu CQ trực thăng Mi-8 với góc sải chung 0  5o , các vận tốc hạ cánh U hc  0.8 ; 4.5 ; 8.3 m/s thu được hình ảnh các dòng chảy bao trong hình 2. 4 N. K. Chính, P. V. Uy, “Khảo sát chế độ hạ cánh thẳng đứng … trực thăng ba khớp.”
Nghiên cứu khoa học công nghệ Hình ảnh trường vận tốc thu được cho thấy sự tồn tại của các vòng xoáy đầu LC. Hình ảnh vòng xoáy ở hai bên không hoàn toàn đối xứng do số lượng hữu hạn các LC, tại thời điểm ghi số liệu trường vận tốc, các LC nằm ở các góc phương vị khác nhau. Phù hợp với các hình ảnh thực tế trên hình 1, ở vận tốc hạ cánh nhỏ U hc  0.8m / s , vòng tròn tâm xoáy nằm phía dưới mặt phẳng quét đầu mút LC. Ở vận tốc hạ cánh tương đối lớn U hc  8.3m / s , vòng tròn tâm xoáy bị đẩy lên phía trên mặt phẳng quét đầu mút LC. Trạng thái xoáy vòng, về mặt hình ảnh định tính, xuất hiện tại vận tốc hạ cánh khoảng U hc  4.4m / s , khi đó, vòng tròn tâm xoáy nằm gần trên mặt phẳng quét đầu mút LC. a) 0  5o , U hc  0.8 m/s. b) 0  5o , U hc  4.4 m/s. c) 0  5o , U hc  8.3 m/s. Hình 2. Trường vận tốc chảy bao cánh quay ở chế độ hạ cánh thẳng đứng. 3.2. Đặc tính nâng cánh quay ở chế độ hạ cánh thẳng đứng Trên cơ sở các số liệu tính toán với một số cặp tham số bay vận tốc hạ xuống và góc sải chung ở chế độ HCTĐ, đồ thị hội tụ lực nâng đưa ra trên hình 3. Đồ thị hội tụ lực nâng cho thấy sự hội tụ tương đối chậm của lực nâng ở chế độ HCTĐ. Sự hội tụ thấy rõ nhất ở góc sải chung 0  9o , tuy vậy, tại các bước tính sau cùng giá trị lực nâng vẫn không hội tụ về một giá trị xác định, có sự dao động nhỏ. Yếu tố tác động chủ yếu đến sự hội tụ chậm của lực nâng trong chế độ HCTĐ được xác định là tồn tại vận tốc hạ cánh. Vận tốc hạ cánh làm góc vẫy LC có quá trình hội tụ chậm hơn, qua đó, ảnh hưởng đến lực nâng của CQ. Trên các hình từ 4 đến 7 đưa ra đồ thị hội tụ góc vẫy các LC tương ứng với các chế độ HCTĐ đưa ra trong đồ thị hội tụ lực nâng. Các đồ thị cho thấy, quá trình hội tụ góc vẫy có sự tương đồng với quá trình hội tụ lực nâng. Ở các góc sải chung lớn, vận tốc hạ cánh nhỏ hội tụ góc vẫy đạt được nhanh hơn – hội tụ lực nâng cũng đạt được nhanh hơn. Có sự tách pha về góc vẫy giữa các LC khác nhau, ở các góc sải chung lớn hơn, sự tách pha diễn ra sớm hơn. Với các góc sải chung nhỏ, vận tốc hạ cánh lớn, biên độ dao động góc vẫy vẫn còn lớn, dẫn đến biên độ dao động cũng lớn của lực nâng. Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 72, 04 - 2021 5
Kỹ thuật máy bay & Thiết bị bay Hình 3. Hội tụ lực nâng ở chế độ Hình 4. Hội tụ góc vẫy ở chế độ HCTĐ bay HCTĐ. U  2.8 m/s, 0  9o. Hình 5. Hội tụ góc vẫy ở chế độ HCTĐ Hình 6. Hội tụ góc vẫy ở chế độ HCTĐ U  3.3 m/s, 0  7o. U  4.4 m/s, 0  3o. Hình 7. Hội tụ góc vẫy ở chế độ HCTĐ Hình 8. Đặc tính nâng ở một số chế độ HCTĐ. U  5.0m / s , 0  1o. Từ số liệu thu được khi khảo sát chế độ HCTĐ cho các góc sải chung 0  1o ;3o ;5o ;7o ;9o và dải vận tốc hạ cánh U hc  2.8; 3.3; 3.9; 4.4; 5.0; 6.1; 6.9 m/s xây dựng các đặc tính nâng khi HCTĐ trên hình 8. So sánh các đặc tính cho thấy, với các góc sải chung càng lớn, CQ có lực nâng càng lớn. Tuy nhiên, theo vận tốc hạ cánh, lực nâng của CQ không hoàn toàn đồng thuận với vận tốc. Ở các góc sải chung 0  7o ;9o , lực nâng nhỏ nhất ở vận tốc U hc  3.9 m/s mà không phải ở 6 N. K. Chính, P. V. Uy, “Khảo sát chế độ hạ cánh thẳng đứng … trực thăng ba khớp.”
Nghiên cứu khoa học công nghệ vận tốc nhỏ nhất được khảo sát U hc  2.8 m/s. Có thể thấy, đây là tác dụng của trạng thái xoáy vòng ảnh hưởng đến lực nâng của CQ. CQ bị giảm lực nâng trong quá trình hạ cánh với vận tốc tăng dần qua vùng vận tốc xuất hiện trạng thái xoáy vòng. Sự tụt giảm lực nâng ở vận tốc hạ cánh U hc  3.9 m/s so với vận tốc U hc  2.8 m/s ở góc sải chung 0  9o là 16,4%. Việc giảm lực nâng là nguyên nhân dẫn đến TT hạ xuống nhanh hơn, gây bất ngờ đối với các phi công ít kinh nghiệm. 3.3. Đặc tính mô men cản ở chế độ hạ cánh thẳng đứng Đồ thị hội tụ mô men cản quay ở một số chế độ HCTĐ khảo sát đưa ra trên hình 9. Mô men cản quay phụ thuộc góc lắc LC. Dao động của mô men cản quay gần như tương đồng với dao động của góc lắc (hình 10 và 11). Giá trị mô men cản tăng khi góc lắc lùi lá cánh tăng. Sự dao động của góc lắc các LC gần như đồng bộ với nhau, sự tách pha khá nhỏ. Ở chế độ làm việc cao ( 0  9o ) xuất hiện va chạm của lá cánh với mấu giới hạn, tạo ra bước nhảy tăng của mô men cản. Các đặc tính mô men cản của CQ ở chế độ HCTĐ đưa ra trên hình 12. Giá trị mô men cản tương ứng với mỗi cặp tham số đầu vào ( 0 ,U hc ) được lấy là giá trị trung bình trong một chu kỳ dao động. Hình 9. Hội tụ mô men cản quay ở một số chế Hình 10. Hội tụ góc lắc chế độ HCTĐ 0  9o , độ HCTĐ. U  2.8 m/s. Hình 11. Hội tụ góc lắc chế độ HCTĐ 0  1o , Hình 12. Đặc tính mô men cản quay ở chế độ U  5 m/s. HCTĐ. Theo sự thay đổi của góc sải chung, mô men cản quay thay đổi khá phức tạp. Với dải các góc sải chung 0  1o ;3o ;5o , mô men cản quay giảm khi tăng góc sải chung ở hầu hết các vận tốc hạ cánh. Khi tăng góc sải chung lên trên 5o , mô men cản bắt đầu tăng theo góc sải chung. Đặc tính mô men cản với các góc sải chung khác nhau có sự tương đồng về hình dạng. Ban đầu khi vận Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 72, 04 - 2021 7
Kỹ thuật máy bay & Thiết bị bay tốc hạ cánh tăng, mô men cản tăng lên, nhưng ở vận tốc U hc  5 m/s, mô men cản giảm đột ngột so với điểm tính toán trước đó U hc  4.4 m/s. Mức giảm tương đối mô men cản ở góc sải chung 0  9o là 7,6%. Ở các điểm tính toán tiếp theo U hc  6.1;6.9 m/s mô men cản tăng lên trở lại theo vận tốc hạ cánh. Như vậy, trạng thái vòng xoáy đã ảnh hưởng đến mô men cản trên trục của CQ. Trạng thái vòng xoáy làm giảm mô men cản cũng như lực nâng của CQ như phân tích ở trên. Tuy nhiên, sự tụt giảm mô men cản quay xảy ra muộn hơn (ở vận tốc U hc  5m / s ) so với thời điểm xảy ra sự tụt giảm lực nâng (ở vận tốc U hc  3.9m / s ). Khi xem xét trong quá trình thời gian, có thể nhận xét rằng, khi TT rơi vào trạng thái xoáy vòng, đầu tiên CQ bị giảm lực nâng làm trực thăng hạ xuống với vận tốc cao hơn. Sau đó, mô men cản quay giảm đi, mất cân bằng với mô men ổn định hướng của cánh quạt đuôi, là nguyên nhân làm TT bị xoay vòng, mất điều khiển. 4. KẾT LUẬN Bài báo đưa ra một số kết quả khảo sát đặc tính khí động lực của CQ TT ba khớp ở chế độ HCTĐ. Các kết quả này được tính toán trên cơ sở mô hình khí động lực CQ đã xây dựng và trình bày trong [1, 2]. Với sự kết hợp bài toán động lực chuyển động LC và bài toán khí động theo phương pháp xoáy rời rạc, mô hình cho phép khảo sát đầy đủ đặc tính khí động lực của CQ ở các chế độ bay khác nhau. Hình ảnh khảo sát trường vận tốc chảy bao CQ đã cho thấy, sự tồn tại về mặt định tính của chế độ vòng xoáy. Khi đó, tại một vận tốc hạ xuống nhất định, cuộn xoáy hình xuyến đầu mút lá cánh bao quanh vòng tròn quét đầu lá cánh. Các kết quả về đặc tính nâng, đặc tính mô men cản của CQ đã xác định được giá trị vận tốc hạ xuống, tại đó xuất hiện trạng thái xoáy vòng và định lượng được ảnh hưởng của chế độ xoáy vòng làm giảm lực nâng và mô men cản quay. Sự nguy hiểm của trạng thái vòng xoáy được chỉ rõ: Nó gây ra đáp ứng ngược về mặt điều khiển đối với phi công. Thông thường khi TT bị rơi xuống, phi công sẽ kéo cần sải để tăng góc sải chung – tăng lực nâng của CQ đồng thời nhấn bàn đạp để tăng góc sải của cánh quạt đuôi – tạo mô men định hướng cân bằng với mô men cản quay dự định sẽ tăng lên như ở các chế độ bay thông thường. Tuy nhiên, với việc giảm mô men cản quay ngay sau đó khi vận tốc hạ xuống vẫn tiếp tục tăng lên, thao tác nhấn bàn đạp của phi công càng làm cho TT mất ổn định hướng và bị quay vòng nhanh hơn. Bài báo này đã được báo cáo tại Hội thảo Quốc gia: Ứng dụng Công nghệ cao vào thực tiễn – 60 năm phát triển Viện KH-CN quân sự. TÀI LIỆU THAM KHẢO [1]. Nguyen Khanh Chinh, Pham Vu Uy, “Constructing computational program to determine induced torque components on helicopter main rotor rotation axis”, ICFMAS2018, NXB Bách Khoa, pp.204- 209, 2018. [2]. Nguyen Khanh Chinh, Pham Vu Uy, “Mô hình chuyển động lá cánh cánh quay trực thăng ba khớp xét đến tính chất phi tuyến không dừng khí động học”, Tạp chí nghiên cứu KH – CN QS số 66, tháng 4-2020. [3]. В.Б. Зозуля, Ю. П. Иванов, “Практическая аэродинамическа вертолета Ми-8”, Машиностроение, Москва, 1977. [4]. Моцарь П.И, Удовенко В.А. (2009), “Определение зоны режимов вихревого кольца одновинтового вертолета на основе математического моделирования”, Открытые информационные и компьютерные интегрированные технологии №44. [5]. “Vuichard Recovery Technique - How to escape a Vortex Ring State” . 8 N. K. Chính, P. V. Uy, “Khảo sát chế độ hạ cánh thẳng đứng … trực thăng ba khớp.”
Nghiên cứu khoa học công nghệ ABSTRACT SURVEY RESULTS ON THE VERTICAL LANDING AERODYNAMIC CHARACTERISTICS OF THREE JOINTS HELICOPTER ROTOR AND DETERMINES THE VORTEX RING STATE Based on the established model and calculation program, the survey results on the vertical landing aerodynamic characteristics of the helicopter rotor are presented in the paper. The velocity at which the vortex ring state occurs and its influences on the aerodynamic characteristics of the rotor are determined. Keywords: Helicopter main rotor; Helicopter rotor dynamics; Vortex model; Flapping; Lagging; Rotating vortex. Nhận bài ngày 22 tháng 7 năm 2020 Hoàn thiện ngày 15 tháng 10 năm 2020 Chấp nhận đăng ngày 12 tháng 4 năm 2021 Địa chỉ: 1Viện Tên lửa, Viện KHCNQS; 2 Học viện KTQS. * Email: Chinhnk301279@gmail.com. Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 72, 04 - 2021 9