Luận án tiến sĩ Cơ học: Nghiên cứu hiện tượng khí động đàn hồi của cánh khí cụ bay có biên dạng đặc thù

Chia sẻ: _ _ | Ngày: | Loại File: PDF | Số trang:159

Thêm vào BST

Báo xấu

14
lượt xem 2
download

Download Vui lòng tải xuống để xem tài liệu đầy đủ

Luận án tiến sĩ Cơ học "Nghiên cứu hiện tượng khí động đàn hồi của cánh khí cụ bay có biên dạng đặc thù" được trình bày theo các nội dung chính sau: Chương 1: Tổng quan hiện tượng khí động đàn hồi; Chương 2: Cánh có biên dạng đặc thù và phương pháp nghiên cứu sử dụng; Chương 3: Kết quả nghiên cứu. Mời các bạn cùng tham khảo!

Chủ đề:

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

Lưu

Nội dung Text: Luận án tiến sĩ Cơ học: Nghiên cứu hiện tượng khí động đàn hồi của cánh khí cụ bay có biên dạng đặc thù

BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO ĐẠI HỌC BÁCH KHOA HÀ NỘI Trần Ngọc Khánh NGHIÊN CỨU ĐẶC TÍNH KHÍ ĐỘNG ĐÀN HỒI CÁNH KHÍ CỤ BAY CÓ BIÊN DẠNG ĐẶC THÙ LUẬN ÁN TIẾN SĨ CƠ HỌC Hà Nội – 2024
BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO ĐẠI HỌC BÁCH KHOA HÀ NỘI Trần Ngọc Khánh NGHIÊN CỨU ĐẶC TÍNH KHÍ ĐỘNG ĐÀN HỒI CÁNH KHÍ CỤ BAY CÓ BIÊN DẠNG ĐẶC THÙ Ngành: Cơ học Mã số: 9440109 LUẬN ÁN TIẾN SĨ CƠ HỌC NGƯỜI HƯỚNG DẪN KHOA HỌC: 1. PGS.TS. NGUYỄN PHÚ KHÁNH 2. PGS.TS. HOÀNG THỊ KIM DUNG Hà Nội – 2024
LỜI CAM ĐOAN Tôi xin cam đoan đây là công trình nghiên cứu của riêng tôi. Dưới sự hướng dẫn của PGS.TS. Nguyễn Phú Khánh và PGS.TS. Hoàng Thị Kim Dung. Các số liệu, kết quả nêu trong luận án là trung thực và chưa được công bố trong bất cứ công trình của tác giả nào khác. Hà Nội, ngày 20 tháng 9 năm 2024 Tập thể giáo viên hướng dẫn Nghiên cứu sinh Nguyễn Phú Khánh Hoàng Thị Kim Dung Trần Ngọc Khánh i
LỜI CẢM ƠN Tôi xin trân trọng bày tỏ lòng kính trọng và biết ơn sâu sắc đến PGS. TS. Nguyễn Phú Khánh và PGS. TS. Hoàng Thị Kim Dung. Thầy, cô là những người tận tâm hướng dẫn, giúp đỡ và dạy cho tôi những kiến thức quý báu để tôi hoàn thành luận án này. Tôi xin chân thành cảm ơn các thầy, cô đặc biệt là các thầy, cô trong Nhóm chuyên môn Kỹ thuật Hàng không và Vũ trụ, Khoa Cơ khí Động lực đã tham gia giảng dạy và đào tạo tôi trong quá trình học tập tại Trường Cơ khí, Đại học Bách khoa Hà Nội. Xin chân thành cảm ơn Trường Cơ khí, Đại học Bách khoa Hà Nội và Trường Đại học Công nghiệp Hà Nội đã tạo những điều kiện thuận lợi để tôi có thể nghiên cứu và hoàn thành luận án này. Tôi xin đặc biệt gửi lời cảm ơn sâu sắc đến vợ tôi, người đã động viên tinh thần và giúp tôi thêm động lực vượt qua mọi khó khăn để hoàn thành luận án tiến sĩ này. Nghiên cứu sinh Trần Ngọc Khánh ii
MỤC LỤC LỜI CAM ĐOAN ................................................................................................. i LỜI CẢM ƠN ....................................................................................................... ii DANH MỤC KÝ HIỆU ....................................................................................... v DANH MỤC TỪ VIẾT TẮT............................................................................. vii DANH MỤC HÌNH VẼ .................................................................................... viii DANH MỤC BẢNG BIỂU ................................................................................. xi MỞ ĐẦU ............................................................................................................... 1 CHƯƠNG 1. TỔNG QUAN HIỆN TƯỢNG KHÍ ĐỘNG ĐÀN HỒI ............ 4 1.1 Hiện tượng khí động đàn hồi ..................................................................... 4 Tam giác khí động đàn hồi Collar .......................................................... 4 Tính đàn hồi của kết cấu cánh máy bay ................................................. 6 Lịch sử nghiên cứu hiện tượng khí động đàn hồi ................................... 8 1.2 Lý thuyết tính toán hiện tượng khí động đàn hồi trên cánh máy bay ...... 12 Hiện tượng xoắn phá huỷ ...................................................................... 12 Hiện tượng đảo chiều tác dụng cánh lái............................................... 18 Hiện tượng Flutter ................................................................................ 23 1.3 Kết luận .................................................................................................... 30 CHƯƠNG 2. CÁNH CÓ BIÊN DẠNG ĐẶC THÙ VÀ PHƯƠNG PHÁP NGHIÊN CỨU SỬ DỤNG ................................................................................ 31 2.1 Cánh có biên dạng đặc thù ....................................................................... 31 Cánh AGARD 445.6 .............................................................................. 33 Cánh siêu tới hạn .................................................................................. 34 Cánh Delta ............................................................................................ 35 2.2 Phương pháp nghiên cứu sử dụng ............................................................ 38 Phương pháp mô phỏng dùng phần mềm ANSYS ................................. 38 Phương pháp biên nhúng IBM .............................................................. 49 Phương pháp thực nghiệm .................................................................... 55 2.3 Kết luận .................................................................................................... 59 CHƯƠNG 3. KẾT QUẢ NGHIÊN CỨU ......................................................... 61 3.1 Kiểm nghiệm độ chính xác ...................................................................... 61 Bài toán CFD ........................................................................................ 61 Phương pháp Modal ............................................................................. 65 Phương pháp FSI .................................................................................. 68 Phương pháp IBM ................................................................................. 73 iii
3.2 Đặc tính khí động của cánh có biên dạng đặc thù.................................... 77 Cánh NACA65A004 .............................................................................. 79 Cánh siêu tới hạn .................................................................................. 84 Cánh Delta ............................................................................................ 84 3.3 Đặc tính khí động đàn hồi cánh có biên dạng đặc thù ............................. 91 Cánh nghiên cứu ................................................................................... 91 Mô hình cánh một nửa .......................................................................... 94 Cánh Delta .......................................................................................... 105 3.4 Kết luận .................................................................................................. 107 KẾT LUẬN ....................................................................................................... 110 a. Kết luận .......................................................................................................... 110 b. Hướng phát triển ............................................................................................ 111 DANH MỤC CÁC CÔNG TRÌNH CÔNG BỐ ............................................. 112 TÀI LIỆU THAM KHẢO ............................................................................... 114 PHỤ LỤC .......................................................................................................... 120 A. Đặc tính khí động .......................................................................................... 120 A.1. Cánh NACA65A004 .............................................................................. 120 A.2. Cánh siêu tới hạn .................................................................................. 120 B. Đặc tính khí động đàn hồi ............................................................................. 120 B.1. Cánh thực nghiệm ................................................................................. 120 B.2. Cánh hình chữ nhật NACA65A004 ....................................................... 120 B.3. Cánh hình thang NACA65A004 ............................................................ 120 B.4. Cánh hình chữ nhật siêu tới hạn ........................................................... 120 B.5. Cánh hình thang siêu tới hạn ................................................................ 120 iv
DANH MỤC KÝ HIỆU M : Mô-men sinh ra do lực nâng Nm V : Vận tốc chuyển động m/s a1 : Độ dốc lực nâng θ0 : Góc tấn ban đầu o θ : Góc xoắn cánh dưới tác dụng của tải khí động o q : Áp suất động N/m2 ρ : Khối lượng riêng của không khí kg/m3 c : Dây cung cánh m ec : Khoảng cách giữa tâm khí động và tâm cứng m U : Thế năng do tác động xoắn Kθ : Độ cứng chống xoắn qdiv : Áp suất động của xoắn phá hủy N/m2 Vdiv : Vận tốc xoắn phá hủy m/s qrev : Áp suất động của đảo chiều tác dụng N/m2 θT : Xoắn ở mút cánh o s : Nửa sải cánh m b : Sải cánh m L : Lực nâng N D : Lực cản N CL : Hệ số lực nâng CD : Hệ số lực cản Cm : Hệ số mô-men chúc ngóc Re : Số Reynolds M : Số Mach GJ : Độ cứng chống xoắn Pa E : Tỷ số giữa độ dài dây cung cánh lái và dây cung tổng β : Góc mở cánh lái o ξ : Hệ số giảm tác đụng điều khiển m : Khối lượng của một đơn vị sải cánh kg Sα : Mô-men khối lượng đối với một đơn vị sải cánh wh : Tần số dao động của chuyển động uốn Hz wα : Tần số dao động của chuyển động xoắn Hz h : Biến dạng uốn m α : Biến dạng xoắn o [M] : Ma trận khối lượng kg v
[K] : Ma trận độ cứng {q} : Vec-tơ chuyển vị m [Q] : Ma trận riêng [Φ] : Ma trận riêng ηh : Vec-tơ tọa độ modal γ : Hệ số giảm chấn khí động ct : Dây cung mút cánh m cr : Dây cung gốc cánh m S : Diện tích cánh m2 λ : Tỷ số thon AR : Tỷ số dạng Λ : Góc mũi tên o Γ : Góc nhị diện o t : Độ dày biên dạng M f : Độ vồng biên dạng Ex : Mô-đun đàn hồi dọc theo sải cánh Pa Ey : Mô-đun đàn hồi vuông góc với đường ¼ Pa G : Mô-đun trượt trên tất cả các mặt γ : Hệ số Poisson ω : Vec-tơ chuyển vị F : Lực N f : Tần số Hz τw : Ứng suất cắt tại tường µ : Độ nhớt động lực của chất lưu kg/ms u : Véc-tơ vận tốc dòng chảy m/s p : Áp suất trong dòng chảy Pa Uc : Vận tốc dài m/s ωp : Vận tốc góc Rad/s Ip : Mô-men quán tính của vật thể α : Góc tấn o γ : Góc xoay o β : Góc liệng o P : Áp suất Pa Cp : Hệ số áp suất V∞ : Vận tốc dòng vào m/s P∞ : Áp suất môi trường Pa vi
DANH MỤC TỪ VIẾT TẮT FSI : Fluid-Structure Interaction – Tương tác lỏng rắn CFD : Computational Fluid Dynamics – Tính toán động lực học chất lỏng CSD : Computational Structure Dynamics – Tính toán động lực học cấu trúc AC : Aerodynamic Center - Tâm khí động EC : Elastic Center – Tâm đàn hồi EA : Elastic Axis – Trục đàn hồi CG : Center of Gravity – Trọng tâm IBM : Immersed Boundary Method – Phương pháp biên nhúng LCO : Limit Cycle Oscillation – Giới hạn chu kỳ dao động KĐĐH : Khí động đàn hồi LE : Leading Edge – Mép vào TE : Trailing Edge – Mép ra NOTAR : NO TAil Rotor – Trực thăng không cánh quạt đuôi SST : Shear Stress Transport UAV : Unmanned Aerial Vehicle – Máy bay không người lái UDF : User Define Function – Hàm người dùng vii
DANH MỤC HÌNH VẼ Hình 1.1 Tam giác khí động đàn hồi Collar [1] ..................................................... 4 Hình 1.2 Sự phân bố các tâm trên cánh ................................................................. 6 Hình 1.3 Uốn cánh thẳng [2] .................................................................................. 7 Hình 1.4 Xoắn cánh thẳng [2] ................................................................................ 7 Hình 1.5 Cầu Tacoma, Mỹ [10] ............................................................................. 8 Hình 1.6 Máy bay ném bom [10] ........................................................................... 9 Hình 1.7 Máy bay của Giáo sư Samuel Langleye [10] ........................................ 10 Hình 1.8 Mô hình cánh 2D [2] ............................................................................. 13 Hình 1.9 Tỉ lệ góc xoắn tại đỉnh cánh so với gốc cánh theo áp suất động........... 14 Hình 1.10 Cánh cố định chữ nhật [2] ................................................................... 15 Hình 1.11 Lực nâng trên từng phân tố dọc theo cánh với các giá trị áp suất động .............................................................................................................................. 16 Hình 1.12 Cánh có cánh lái [2] ............................................................................ 18 Hình 1.13 Lực và mô-men dưới tác dụng của cánh và cánh lái........................... 19 Hình 1.14 Ảnh hưởng của tỉ lệ cuộn .................................................................... 19 Hình 1.15 Mô hình một bậc tự do [2] .................................................................. 24 Hình 1.16 Mô hình hai bậc tự do [2] .................................................................... 25 Hình 1.17 Bài toán FSI trên tuabin gió ................................................................ 28 Hình 1.18 Phân loại các bài toán FSI ................................................................... 28 Hình 1.19 Thực nghiệm sử dụng ống khí động tại trung tâm nghiên cứu Glenn, NASA ................................................................................................................... 30 Hình 2.1 Hình học cánh ....................................................................................... 32 Hình 2.2 Cánh AGARD 445.6 [17] ..................................................................... 33 Hình 2.3 Cánh siêu tới hạn ................................................................................... 35 Hình 2.4 Cánh máy bay nằm trong góc sóng va .................................................. 35 Hình 2.5 Xoáy trên cánh Delta ............................................................................. 36 Hình 2.6 Lực nâng trên cánh Delta ...................................................................... 36 Hình 2.7 Hiện tượng “Wing-Rock”cánh Delta .................................................... 37 Hình 2.8 Quy trình giải bài toán FSI .................................................................... 40 Hình 2.9 Cấu hình hệ thống Coupling cơ bản [69] .............................................. 41 Hình 2.10 Giao thoa lưới [69] .............................................................................. 43 Hình 2.11 Sự ổn định và hội tụ của kết quả tính toán .......................................... 45 Hình 2.12 Bề mặt vật thể đượcmô phỏng bằng tập hợp các điểm Lagrange. Miền chất lỏng được chia lưới cố định với các nút lưới gọi là các điểm Euler. ........... 50 Hình 2.13 Giao diện phần mềm tính toán IBM.................................................... 54 Hình 2.14 Ống khí động dưới âm Mach 0.1 ........................................................ 55 viii
Hình 2.15 Quy trình thực nghiệm khí động ......................................................... 55 Hình 2.16 Bộ gá thực nghiệm khí động ............................................................... 56 Hình 2.17 Các vị trí đo áp suất trên cánh ............................................................. 56 Hình 2.18 Quy trình thực nghiệm khí động đàn hồi ............................................ 58 Hình 2.19 Quy trình thực nghiệm khí động đàn hồi ............................................ 60 Hình 2.20 Thiết bị thực nghiệm khí động đàn hồi ............................................... 60 Hình 3.1 Dòng Coanda - Ống đuôi NOTAR ....................................................... 62 Hình 3.2 Kết quả dòng Coanda - Ống đuôi NOTAR ........................................... 64 Hình 3.3 Chia lưới cánh AGARD – Phương pháp Modal ................................... 65 Hình 3.4 Các mode dao động riêng của cánh AGARD 445.6 ............................. 67 Hình 3.5 Phương pháp FSI - Cánh AGARD 445.6.............................................. 68 Hình 3.6 Dao động mép vào mũi cánh – Cánh AGARD ..................................... 69 Hình 3.7 Biến thiên vận tốc, khối lượng riêng, tần số vẫy tại điểm Flutter ......... 72 Hình 3.8 Mô hình dòng chảy trong hộp kín ......................................................... 74 Hình 3.9 Đường dòng và độ lớn vận tốc trong hộp ............................................. 74 Hình 3.10 Vận tốc dọc theo đường đối xứng ngang (x = 0,5) ............................. 75 Hình 3.11 Mô hình tính toán trụ tròn đặt trong dòng chảy .................................. 76 Hình 3.12 Đường dòng và độ lớn vận tốc ............................................................ 76 Hình 3.13 Miền tính toán ..................................................................................... 77 Hình 3.14 Điều kiện biên ..................................................................................... 78 Hình 3.15 Chia lưới .............................................................................................. 78 Hình 3.16 Dòng chảy qua cánh NACA65A004 – V = 10m/s & AOA = 10o ...... 80 Hình 3.17 Phân bố áp suất trên cánh ở vận tốc 10 m/s - Cánh NACA65A004 ... 81 Hình 3.18 Phân bố áp suất trên cánh ở góc tấn 10 độ - Cánh NACA65A004 ..... 82 Hình 3.19 Đặc tính khí động – Cánh NACA65A004 .......................................... 83 Hình 3.20 Dòng chảy qua cánh siêu tới hạn – V = 10m/s & AOA = 10o ............ 85 Hình 3.21 Phân bố áp suất trên cánh ở góc tấn 10 độ - Cánh siêu tới hạn .......... 86 Hình 3.22 Phân bố áp suất trên cánh ở vận tốc 10 m/s - Cánh siêu tới hạn......... 87 Hình 3.23 Đặc tính khí động – cánh siêu tới hạn ................................................. 88 Hình 3.24 Streamline – cánh Delta ...................................................................... 89 Hình 3.25 Phân bố vận tốc tại mặt cắt x = 0.1 m – cánh Delta ............................ 89 Hình 3.26 Phân bố áp suất – cánh Delta .............................................................. 89 Hình 3.27 Đặc tính khí động – cánh Delta ........................................................... 90 Hình 3.28 Mô hình chia lưới ................................................................................ 92 Hình 3.29 Các thời điểm biến dạng ..................................................................... 93 Hình 3.30 Chuyển vị – Cánh chữ nhật NACA65A004........................................ 95 Hình 3.31 Ứng suất pháp – Cánh chữ nhật NACA65A004 ................................. 96 ix
Hình 3.32 Chuyển vị – Cánh hình thang NACA65A004 .................................... 97 Hình 3.33 Ứng suất pháp – Cánh hình thang NACA65A004.............................. 98 Hình 3.34 Chuyển vị – Cánh chữ nhật siêu tới hạn ............................................. 99 Hình 3.35 Ứng suất pháp – Cánh chữ nhật siêu tới hạn .................................... 100 Hình 3.36 Chuyển vị – Cánh hình thang siêu tới hạn ........................................ 101 Hình 3.37 Ứng suất pháp – Cánh hình thang siêu tới hạn ................................. 102 Hình 3.38 Biến thiên lực tác động gốc cánh tại góc tấn 10o .............................. 104 Hình 3.39 Biến thiên lực tác động gốc cánh tại vận tốc Flutter ở góc tấn 10o .. 104 Hình 3.40 Cuộn xoáy trên cánh Delta ................................................................ 105 Hình 3.41 Phân bố hệ số áp suất thực nghiệm ở góc xoay 5o tại vị trí x/cr=0.12 ............................................................................................................................ 106 x
DANH MỤC BẢNG BIỂU Bảng 2.1 Kết quả thực nghiệm cánh AGARD 445.6 [17] ................................... 34 Bảng 2.2 Thông số của lưới khí động .................................................................. 44 Bảng 2.3 Thông số chính vật liệu nhôm .............................................................. 46 Bảng 2.4 Thông số vật liệu composite Carbon-Epoxy-UD-230GPa-Prepreg ..... 47 Bảng 2.5 Điều kiện biên gia tốc trong bài toán CSD ........................................... 48 Bảng 2.6 Điều kiện biên ngoại lực ....................................................................... 48 Bảng 2.7 Điều kiện biên chuyển vị ...................................................................... 48 Bảng 2.8 Điều kiện biên tiếp xúc ......................................................................... 48 Bảng 3.1 Kết quả phân tích dao động riêng cánh AGARD 445.6 ....................... 66 Bảng 3.2 Kết quả phân tích dao động riêng tấm phẳng ....................................... 66 Bảng 3.3 Tham số Flutter tại M=0.499 – Cánh AGARD .................................... 70 Bảng 3.4 Hệ số lực cản và lực nâng của trụ tại số Reynolds Re=100 ................. 76 Bảng 3.5 Kết quả đo tần số vẫy hiện tượng Flutter ........................................... 104 Bảng 3.6 Lực khí động trên nửa cánh Delta – V = 10m/s, α = 20o & φ = 5o..... 106 Bảng 3.7 Đặc trưng khí động cánh Delta – V = 10m/s, α = 20o & φ = 5o ......... 107 xi
MỞ ĐẦU I. Tính cấp thiết Trước tác động của gió, các kết cấu mảnh như cánh máy bay, cánh ngầm tàu thủy, cầu treo, tòa tháp, giàn khoan trên biển … bị biến dạng làm thay đổi tải khí động tác động lên kết cấu dẫn đến kết cấu tiếp tục bị biến dạng. Sự tác động qua lại này diễn ra liên tục dẫn đến việc hình thành các hiện tượng khí động đàn hồi mà hậu quả nghiêm trọng nhất có thể xảy ra là sự phá hủy của kết cấu. Trên thế giới, đã có nhiều cá nhân, tổ chức nghiên cứu tìm cách giảm thiểu các ảnh hưởng của khí động đàn hồi hoặc tìm giới hạn của kết cấu tránh bị phá huỷ khi đạt đến các tốc độ tới hạn. Kết quả nhìn thấy rõ rệt nhất đó là tìm được nguyên nhân xảy ra vụ sập cầu Tacoma của Mỹ năm 1940, các vụ tai nạn của máy bay một tầng cánh ở thế chiến thứ II và cải thiện, nâng cấp kết cấu của cầu Tacoma cũng như các thế hệ máy bay ngày nay. Tuy nhiên, do tính bảo mật trong công nghiệp và quân sự, các kết quả này ít được phổ biến rộng rãi và vẫn còn là vấn đề thời sự. Do đó, đề tài: “Nghiên cứu hiện tượng khí động đàn hồi của cánh khí cụ bay có biên dạng đặc thù” có tính thời sự, khoa học và thực tiễn cao. Giải quyết tốt được đề tài này sẽ là cơ sở để nghiên cứu đặc tính khí động đàn hồi có độ tin cậy cao ứng dụng trong thiết kế, chế tạo cánh máy bay. II. Mục tiêu Mục tiêu tổng quát: Nghiên cứu hiện tượng khí động đàn hồi trên cánh khí cụ bay có biên dạng đặc thù. Trong đó, tính đặc thù xét đến là hình dạng hình học của cánh, cụ thể là biên dạng và bình diện cánh. Mục tiêu cụ thể: - Nghiên cứu, xây dựng mô hình cánh khí cụ bay có biên dạng đặc thù để nghiên cứu hiện tượng khí động đàn hồi; - Nghiên cứu, xây dựng các phương pháp nghiên cứu hiện tượng khí động đàn hồi trên cánh khí cụ bay. III. Ý nghĩa khoa học và thực tiễn Ý nghĩa khoa học: Hiện tượng khí động đàn hồi, là lĩnh vực rất rộng và phức tạp, nghiên cứu sự tương tác qua lại giữa dòng lưu chất và kết cấu của vật rắn. Việc nghiên cứu, tính toán hiện tượng khí động đàn hồi cánh khí cụ bay có biên dạng đặc thù giúp kiểm tra, giới hạn hoạt động của cánh, từ đó cho phép cải thiện và nâng cấp hình dạng, kết cấu của cánh. Bên cạnh đó, làm nổi bật được các phương pháp có thể sử dụng để nghiên cứu hiện tượng khí động đàn hồi. Ý nghĩa thực tiễn: Hiện tượng khí động đàn hồi có ảnh hưởng lớn đối với thiết kế và hiệu suất làm việc của máy bay do có thể dẫn đến khả năng phá huỷ các 1
cấu trúc. Cánh máy bay là bộ phận chính tạo lực nâng, nên cánh cần được thiết kế chi tiết, cụ thể hơn về biên dạng để đảm bảo sự an toàn của cấu trúc trong dải hoạt động của máy bay. Do đó, các nghiên cứu của luận án có ý nghĩa thực tiễn và đặc biệt quan trọng trong nghiên cứu thiết kế và chế tạo cánh máy bay. IV. Đối tượng và phạm vi nghiên cứu của đề tài Đối tượng nghiên cứu: Cánh khí cụ bay với biên dạng đặc thù, cụ thể là đặc thù về biên dạng (đối xứng, không đối xứng) và bình diện cánh (hình chiếu bằng). Các cánh có biên dạng đặc thù nghiên cứu trong luận án gồm: cánh hình chữ nhật NACA65A004, cánh hình thang NACA65A004, cánh hình chữ nhật siêu tới hạn, cánh hình thang siêu tới hạn và cánh Delta. Phạm vi nghiên cứu: Nghiên cứu hiện tượng khí động và khí động đàn hồi, cụ thể là hiện tượng rung lắc cánh (Flutter), trên cánh khí cụ bay có biên dạng đặc thù. V. Phương pháp nghiên cứu Kết hợp phương pháp nghiên cứu lý thuyết, mô phỏng số và thực nghiệm. Các phương pháp nghiên cứu được kiểm chứng tính đúng đắn trước khi áp dụng vào đối tượng cụ thể là cánh có biên dạng đặc thù. VI. Điểm mới của luận án - Xây dựng và chế tạo cánh khí cụ bay có biên dạng đặc thù để nghiên cứu hiện tượng khí động và khí động đàn hồi gồm: cánh hình chữ nhật NACA65A004, cánh hình thang NACA65A004, cánh hình chữ nhật siêu tới hạn, cánh hình thang siêu tới hạn và cánh Delta; - Nghiên cứu thực nghiệm hiện tượng khí động đàn hồi cánh máy bay ở tốc độ thấp. Kết quả thực nghiệm được so sánh với kết quả mô phỏng sử dụng phần mềm ANSYS; - Đóng góp xây dựng và phát triển chương trình tính toán chuyên dụng sử dụng phương pháp IBM để tính toán đặc tính khí động đàn hồi cánh khí cụ bay. VII. Cấu trúc của luận án Luận án được trình bày theo các nội dung chính sau: Chương 1: Tổng quan hiện tượng khí động đàn hồi – Trình bày tổng quan về hiện tượng khí động đàn hồi bao từ khái niệm cơ bản như phân loại, hậu quả cho đến các công trình nghiên cứu và các phương pháp nghiên cứu hiện tượng khí động đàn hồi. Chương 2: Cánh có biên dạng đặc thù và phương pháp nghiên cứu sử dụng – Trình bày, nghiên cứu, xác định các cánh có biên dạng đặc thù lựa chọn nghiên cứu và các phương pháp nghiên cứu sử dụng trong luận án. 2
Chương 3: Kết quả nghiên cứu – Trình bày kết quả nhận được của luận án gồm kiểm chứng các phương pháp nghiên cứu sử dụng cho đến xác định đặc tính khí động, khí động đàn hồi của cánh có biên dạng đặc thù. Cuối cùng là phần Kết luận và kiến nghị, tổng hợp các kết luận chung và kiến nghị hướng nghiên cứu tiếp theo. 3
CHƯƠNG 1. TỔNG QUAN HIỆN TƯỢNG KHÍ ĐỘNG ĐÀN HỒI Khi nghiên cứu về đặc tính bay của máy bay ta thường coi máy bay như chất điểm và máy bay như một vật thể cứng tuyệt đối, có thể chuyển động theo các trục và quay quanh các trục để nghiên cứu tính ổn định và điều khiển. Thực tế, máy bay không phải là vật cứng tuyệt đối, trước tác dụng của ngoại lực (khi tốc độ bay tăng; khi có xung va chạm lúc hạ cánh; khi gặp các dòng nhiễu động trong quá trình bay …), trường chuyển vị và biến dạng kết cấu thay đổi làm thay đổi đặc tính khí động cũng như hạn chế khả năng chịu tải của kết cấu. Có thể nói, độ cứng kết cấu của máy bay là nguyên nhân quyết định đến việc xuất hiện hoặc loại trừ các hiện tượng khí động đàn hồi (KĐĐH). Hiện tượng KĐĐH có ảnh hưởng lớn đối với thiết kế và hiệu suất làm việc của máy bay do có thể dẫn đến khả năng phá huỷ các cấu trúc. Vì vậy, máy bay cần được thiết kế chi tiết, cụ thể hơn để đảm bảo sự an toàn của cấu trúc thông qua sự thay đổi phù hợp về độ cứng của vật liệu và phân bố khối lượng. Hiện tượng KĐĐH không chỉ được quan tâm trong lĩnh vực hàng không mà còn được quan tâm trong thiết kế cấu trúc khác như: cầu đường, xe đua, turbine gió, cánh turbine … 1.1 Hiện tượng khí động đàn hồi Tam giác khí động đàn hồi Collar LỰC KHÍ ĐỘNG Khí động đàn Cơ học bay hồi tĩnh Khí động đàn hồi động LỰC LỰC ĐÀN QUÁN HỒI TÍNH Dao động cơ học Hình 1.1 Tam giác khí động đàn hồi Collar [1] Bản chất hiện tượng KĐĐH là tác động tương hỗ giữa các lực: khí động, quán tính và đàn hồi. Collar (1946) phân biệt các lĩnh vực nghiên cứu hình thành từ sự tương tác giữa các lực bởi tam giác Collar như trình bày trong Hình 1.1 [1]: ❖ Cơ học bay: nghiên cứu tác động giữa lực khí động và lực quán tính; 4
❖ Dao động cơ học: nghiên cứu tác động giữa lực đàn hồi và lực quán tính; ❖ Khí động đàn hồi tĩnh: nghiên cứu tác động giữa lực khí động và lực đàn hồi; ❖ Khí động đàn hồi động: nghiên cứu tác động giữa lực khí động, lực đàn hồi và lực quán tính. Trong đó, hai hiện tượng KĐĐH chính gồm các đặc trưng sau [1-11]: - Hiện tượng khí động đàn hồi tĩnh: nghiên cứu các hiện tượng có sự tham gia của lực khí động và lực đàn hồi. Đặc trưng chung của các hiện tượng này là biến dạng một chiều. Các hiện tượng đặc trưng của khí động đàn hồi tĩnh gồm: o Thay đổi phân bố lực nâng do biến dạng: phân bố lực nâng lên kết cấu làm biến dạng kết cấu. Biến dạng của kết cấu làm thay đổi lại phân bố lực khí động trên kết cấu đó. Sự thay đổi này khác hoàn toàn so với giá trị tính toán trên kết cấu cứng tuyệt đối o Xoắn phá hủy: Do cánh không đủ độ cứng, nên trước tác dụng của lực khí động, cánh bị biến dạng. Trong đó, biến dạng xoắn làm tăng góc tấn, dẫn đến làm tăng lực khí động trên cánh. Cứ như vậy, đến tốc độ tới hạn thì độ bền, độ cứng của cánh không còn khả năng chống lại hiện tượng xoắn cánh. Vượt quá tốc độ tới hạn này, góc xoắn cánh lớn đến vô cùng đồng nghĩa với việc cánh bị phá hủy; o Giảm hiệu quả điều khiển: Do biến dạng của phần kết cấu treo các cánh lái (phần kết cấu treo cánh không đủ cứng), nên khi lệch cánh lái, lực khí động xuất hiện làm biến dạng kết cấu. Sự biến dạng này làm giảm hiệu quả làm việc của cánh lái; o Đảo chiều tác dụng cánh lái: Do một số kết cấu vùng treo của cánh lái không đủ cứng dẫn đến lệch cánh lái, làm cho ở vùng cánh có cánh lái sẽ xuất hiện lực khí động bổ sung. Do cánh không cứng tuyệt đối nên trước tác dụng của lực bổ sung này cánh sẽ bị xoắn thêm. Khi đó độ gia tăng lực nâng do lệch cánh lái sẽ giảm xuống nhỏ hơn so với trường hợp cánh cứng tuyệt đối. Đến một tốc độ nào đó, ảnh hưởng của cánh lái làm thay đổi lực nâng sẽ bằng 0, tốc độ bay tương ứng với thời điểm đó gọi là tốc độ đảo chiều cánh lái. Với tốc độ bay vượt qua tốc độ tới hạn đó, tác dụng điều khiển của cánh lái sẽ ngược lại. - Hiện tượng khí động đàn hồi động: là các hiện tượng có sự tham gia đồng thời của ba lực: lực khí động, lực đàn hồi và lực quán tính. Đặc trưng chung của các hiện tượng này là dao động. Các hiện tượng đặc trưng của khí động đàn hồi động gồm: 5
o Hiện tượng Flutter (hiện tượng rung, lắc kết cấu): Bản chất của hiện tượng này là dao động điều hòa tự kích của một thành phần kết cấu nào đó khi có sự tham gia đồng thời của ba lực (lực đàn hồi, lực khí động và lực quán tính). Trong dao động xuất hiện lực cản dao động và lực kích thích dao động của kết cấu. Tốc độ bay càng tăng thì lực kích thích duy trì dao động 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, biên độ dao động tăng, 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 Flutter này chỉ xảy ra khi các cánh lái không được cân bằng tuyệt đối) … o Hiện tượng Bafting: Là hiện tượng rung lắc một thành phần kết cấu nào đó (thường là đuôi máy bay). Bản chất của hiện tượng này là dao động cưỡng bức kết cấu, do xoáy của dòng khí bị đứt dòng khi chảy qua các thành phần kết cấu ở phần trước tác dụng. Khi tần số của các xoáy (đóng vai trò tần số của lực kích thích) trùng với tần số dao động riêng của phần kết cấu nào đó của máy bay sẽ sinh ra cộng hưởng và do vậy mà kết cấu bị phá hủy; o Hiện tượng phản ứng động lực: Là hiện tượng khí động đàn hồi xuất hiện do nhiễu của khí quyển (thường tác động xung hay theo chu kỳ) tác dụng lên kết cấu hoặc do xung va chạm khi máy bay tiếp đất hạ cánh. Do tác dụng như vậy mà có thể xuất hiện quá tải quá lớn gây phá hủy kết cấu. Tính đàn hồi của kết cấu cánh máy bay a. Sự phân bố các trục ở cánh máy bay LE x α AC V C CG T c Hình 1.2 Sự phân bố các tâm trên cánh Trên cánh máy bay thường có 3 trục tương ứng với 3 tâm trên cánh gồm (Hình 1.2): ➢ Trục khí động (tâm khí động – AC – Aerodynamic Center): Vị trí của tâm khí động thay đổi theo tốc độ bay [2]: - Với M < 1 thì AC = 0.25c với c là chiều dài dây cung cánh; - Với M ≥ 1 thì AC = 0.5c. ➢ Trục cứng (tâm uốn – EC – Elastic Center); 6
➢ Trục trọng tâm (trọng tâm – CG – Center of Gravity): trọng tâm phụ thuộc vào kết cấu và vật liệu sử dụng. Vị trí các tâm (trục) tính từ mép vào (LE – Leading Edge – điểm đầu tiên của dây cung cánh). b. Biến dạng của cánh Cánh máy bay có tính đàn hồi nên dưới tác dụng của tải khí động cánh bị biến dạng (uốn, xoắn) đồng thời sẽ làm thay đổi góc đặt cánh và dòng khí đi qua cánh, qua đó làm thay đổi tải trọng tác động lên cánh. Sự tác động qua lại giữa biến đổi cấu trúc cánh và tải khí động học xác định độ uốn – xoắn cánh trong các điều kiện bay, và được yêu cầu để mô hình các hiện tượng KĐĐH. Sự biến dạng của cánh không chỉ đơn thuần là uốn hoặc xoắn mà là sự kết hợp với nhiều dạng biến dạng khác nhau. Biến dạng uốn Dưới tác dụng của ngoại lực, cánh máy bay bị uốn lên hoặc xuống (Hình 1.3). Cánh thẳng khi chịu uốn sẽ không ảnh hưởng tới góc tấn mà chỉ làm thay đổi góc vểnh cụp của cánh dẫn đến làm thay đổi tính ổn định trên cánh. Hình 1.3 Uốn cánh thẳng [2] Hình 1.4 Xoắn cánh thẳng [2] Biến dạng xoắn Dưới tác dụng của ngoại lực, cánh bị xoắn ở góc xoắn nào đó. Khi cánh bị xoắn sẽ làm thay đổi góc tấn và làm thay đổi lực nâng khí động tác dụng lên cánh (Hình 1.4). c. Các vấn đề cần giải quyết Từ những mô tả các quá trình diễn biến các hiện tượng như đã nói ở mục 1.1.1, ta đưa ra mô hình bài toán để nghiên cứu các hiện tượng KĐĐH xảy ra trên cánh máy bay. Đối tượng của bài toán là cánh thẳng cụ thể về: biên dạng cánh, độ dài dây cung trung bình, độ dài sải cánh, độ cứng chống xoắn, độ cứng chống uốn… Như vậy, các đặc tính cần nghiên cứu trên cánh đối với các hiện tượng KĐĐH gồm: 7