Luận án Tiến sĩ Kỹ thuật: Nghiên cứu xác định các đặc tính khí động, công suất yêu cầu của cánh quay trực thăng có tính đến ảnh hưởng của ba khớp và trường vận tốc cảm ứng

Chia sẻ: _ _ | Ngày: | Loại File: PDF | Số trang:174

Thêm vào BST

Báo xấu

3
lượt xem 1
download

Download Vui lòng tải xuống để xem tài liệu đầy đủ

Luận án Tiến sĩ Kỹ thuật "Nghiên cứu xác định các đặc tính khí động, công suất yêu cầu của cánh quay trực thăng có tính đến ảnh hưởng của ba khớp và trường vận tốc cảm ứng" trình bày các nội dung chính sau: Mô hình động lực học tính toán cánh quay; Kiểm chứng mô hình động lực học tính toán cánh quay; Khảo sát các đặc tính và công suất yêu cầu trên trục của cánh quay trực thăng trong các chế độ làm việc cơ bản.

Chủ đề:

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

Lưu

Nội dung Text: Luận án Tiến sĩ Kỹ thuật: Nghiên cứu xác định các đặc tính khí động, công suất yêu cầu của cánh quay trực thăng có tính đến ảnh hưởng của ba khớp và trường vận tốc cảm ứng

BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO BỘ QUỐC PHÒNG VIỆN KHOA HỌC VÀ CÔNG NGHỆ QUÂN SỰ --------------------------- NGUYỄN KHÁNH CHÍNH NGHIÊN CỨU XÁC ĐỊNH CÁC ĐẶC TÍNH KHÍ ĐỘNG, CÔNG SUẤT YÊU CẦU CỦA CÁNH QUAY TRỰC THĂNG CÓ TÍNH ĐẾN ẢNH HƢỞNG CỦA BA KHỚP VÀ TRƢỜNG VẬN TỐC CẢM ỨNG LUẬN ÁN TIẾN SĨ KỸ THUẬT Hà Nội - 2023
BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO BỘ QUỐC PHÒNG VIỆN KHOA HỌC VÀ CÔNG NGHỆ QUÂN SỰ --------------------------- NGUYỄN KHÁNH CHÍNH NGHIÊN CỨU XÁC ĐỊNH CÁC ĐẶC TÍNH KHÍ ĐỘNG, CÔNG SUẤT YÊU CẦU CỦA CÁNH QUAY TRỰC THĂNG CÓ TÍNH ĐẾN ẢNH HƢỞNG CỦA BA KHỚP VÀ TRƢỜNG VẬN TỐC CẢM ỨNG Ngành: Kỹ thuật cơ khí động lực Mã số: 9.52.01.16 LUẬN ÁN TIẾN SĨ KỸ THUẬT NGƢỜI HƢỚNG DẪN KHOA HỌC 1. PGS. TS Phạm Vũ Uy 2. TS Phạm Thiện Hân Hà Nội - 2023
i LỜI CAM ĐOAN Tôi xin cam đoan đây là công trình nghiên cứu của riêng tôi. Các kết quả nghiên cứu và các số liệu sử dụng trong luận án là trung thực, chƣa từng đƣợc ai công bố ở trong bất kỳ công trình nào khác, các dữ liệu tham khảo đƣợc trích dẫn đầy đủ. TÁC GIẢ LUẬN ÁN Nguyễn Khánh Chính
ii LỜI CẢM ƠN Công trình nghiên cứu này đƣợc thực hiện và hoàn thành tại Viện Tên lửa, Viện Khoa học và Công nghệ quân sự - Bộ Quốc phòng. Nghiên cứu sinh bày tỏ sự biết ơn sâu sắc tới tập thể cán bộ giáo viên hƣớng dẫn khoa học: Đại tá, PGS. TS Phạm Vũ Uy, Đại tá, TS Phạm Thiện Hân đã trực tiếp hƣớng dẫn, tận tình chỉ bảo, tạo điều kiện tốt nhất để tôi có thể hoàn thành đƣợc luận án này. Nghiên cứu sinh chân thành cảm ơn các thầy giáo, cô giáo, các nhà khoa học đã giảng dạy, truyền đạt kiến thức và cho những ý kiến đóng góp quý báu. Nghiên cứu sinh chân thành cảm ơn Đảng ủy, Ban Giám đốc Viện Khoa học và Công nghệ quân sự, Thủ trƣởng và các cán bộ, nhân viên Phòng Đào tạo – Viện Khoa học và Công nghệ quân sự đã tạo điều kiện cho tôi hoàn thành nhiệm vụ. Nghiên cứu sinh chân thành cảm ơn Đảng ủy, Thủ trƣởng Viện Tên lửa, phòng Động cơ turbin phản lực, phòng Động cơ, nơi tôi học tập và công tác đã tận tình giúp đỡ tôi trong quá trình thực hiện luận án. Nghiên cứu sinh xin chân thành cảm ơn gia đình, bạn bè và các đồng nghiệp đã động viên, chia sẻ giúp đỡ tôi hoàn thành luận án này. Trân trọng Nguyễn Khánh Chính
iii MỤC LỤC DANH MỤC CÁC KÝ HIỆU, CÁC CHỮ VIẾT TẮT vi DANH MỤC CÁC BẢNG x DANH MỤC CÁC HÌNH VẼ xi MỞ ĐẦU 1 Chƣơng 1 TỔNG QUAN VỀ VẤN ĐỀ NGHIÊN CỨU KHÍ ĐỘNG LỰC HỌC CÁNH QUAY TRỰC THĂNG 5 1.1. Khái quát chung về vận tốc cảm ứng, các đặc tính khí động của cánh quay trong các chế độ bay cơ bản của trực thăng 5 1.1.1. Các thành vận tốc, trƣờng vận tốc cảm ứng trên cánh quay 5 1.1.2. Các đặc tính khí động của cánh quay cần xác định, nghiên cứu trong các chế độ bay của trực thăng 8 1.1.3. Công suất yêu cầu của cánh quay 9 1.1.4. Bài toán nghiên cứu xác định các đặc tính khí động, công suất yêu cầu của cánh quay trực thăng ba khớp 10 1.2. Các phƣơng pháp nghiên cứu khí động học cánh quay 11 1.2.1. Lý thuyết động lƣợng 11 1.2.2. Lý thuyết phần tử lá cánh 13 1.2.3. Lý thuyết xoáy – Phƣơng pháp xoáy rời rạc 15 1.2.4. Động lực học chất lƣu tính toán 19 1.2.5. Thực nghiệm 20 1.2.6. Nhận xét chung về các phƣơng pháp nghiên cứu khí động học cánh quay 20 1.3. Tình hình nghiên cứu về khí động lực cánh quay 21 1.3.1. Nghiên cứu ngoài nƣớc 21 1.3.2. Nghiên cứu trong nƣớc 28 1.4. Hƣớng nghiên cứu của luận án 31 Kết luận chƣơng 1 31 Chƣơng 2 MÔ HÌNH KHÍ ĐỘNG LỰC HỌC 33 TÍNH TOÁN CÁNH QUAY TRỰC THĂNG 33 2.1. Những vấn đề cơ bản về cánh quay trực thăng sử dụng cho việc tính toán mô men cản trên trục quay 33 2.1.1. Cấu tạo cánh quay 33 2.1.2. Các hệ tọa độ 34
iv 2.1.3. Các tham số hình học của cánh quay 36 2.1.4. Các tham số động học của cánh quay 38 2.1.5. Các hệ số khí động của cánh quay 40 2.1.6. Các công thức tính toán khí động cánh quay và mô hình khuếch tán xoáy trong phƣơng pháp xoáy rời rạc 41 2.2. Mô hình bài toán động lực học cánh quay trực thăng 45 2.2.1. Đặt bài toán 45 2.2.2. Phân tích phần tử lá cánh và xây dựng các công thức tính toán lực, mômen gây chuyển động lắc, vẫy 45 2.2.3. Các phƣơng trình chuyển động lá cánh và công thức tính toán các thành phần lực, mô men trên trục của cánh quay 50 2.2.4. Mô hình xoáy rời rạc tính toán lực khí động 54 2.2.5. Sơ đồ giải thuật chƣơng trình tính toán động lực học cánh quay trực thăng ba khớp xét đến tính phi tuyến không dừng khí động học 70 2.2.6. Đánh giá sự hội tụ của chƣơng trình tính toán và bƣớc đầu đánh giá tính đúng đắn của mô hình 72 Kết luận chƣơng 2 75 Chƣơng 3 KIỂM CHỨNG MÔ HÌNH KHÍ ĐỘNG LỰC HỌC 77 TÍNH TOÁN CÁNH QUAY TRỰC THĂNG 77 3.1. Phƣơng án kiểm chứng mô hình tính toán cánh quay ba khớp 77 3.2. Kiểm tra đáp ứng động học của lá cánh 79 3.3. Kiểm chứng đánh giá mô hình thông qua việc so sánh với kết quả từ các mô hình của một số tác giả khác 84 3.3.1. Kiểm chứng mô hình ở chế độ bay treo 84 3.3.2. Kiểm chứng mô hình ở chế độ bay bằng 88 3.4. Kiểm chứng mô hình bằng cách so sánh với kết quả mô phỏng CFD mô đun Ansys.CFX 90 3.4.1. Xây dựng mô hình hình học và chia lƣới 90 3.4.2. Thiết lập các điều kiện mô phỏng và trình giải 94 3.4.3. Kết quả mô phỏng 95 3.4.4. Kết quả từ mô hình tính toán và so sánh, đánh giá 97 3.5. Kiểm chứng với các số liệu theo tài liệu kỹ thuật 99 Kết luận chƣơng 3 106
v Chƣơng 4 KHẢO SÁT CÁC ĐẶC TÍNH VÀ CÔNG SUẤT YÊU CẦU TRÊN TRỤC CỦA CÁNH QUAY TRỰC THĂNG TRONG CÁC CHẾ ĐỘ LÀM VIỆC CƠ BẢN 108 4.1. Khảo sát trƣờng vận tốc cảm ứng trong các chế độ làm việc của cánh quay 109 4.2. Khảo sát chế độ bay treo và đánh giá hiệu quả của kết cấu cánh quay ba khớp đến công suất yêu cầu 111 4.2.1. Các đặc tính công suất cản khi khóa cứng các khớp 111 4.2.2. Đặc tính mô men cản trên trục với cánh quay ba khớp và hiệu quả giảm công suất yêu cầu 113 4.3. Khảo sát chế độ bay bằng của cánh quay trực thăng ba khớp 118 4.3.1. Các đặc tính nâng 118 4.3.2. Các đặc tính cản và công suất yêu cầu 120 4.3.3. Đặc tính cực của cánh quay ở chế độ bay bằng 125 4.4. Khảo sát chế độ hạ cánh thẳng đứng của cánh quay trực thăng 127 4.4.1. Đặc tính nâng cánh quay ở chế độ hạ cánh thẳng đứng 130 4.4.2. Đặc tính mô men cản ở chế độ hạ cánh thẳng đứng 133 Kết luận chƣơng 4 136 KẾT LUẬN 139 DANH MỤC CÁC CÔNG TRÌNH KHOA HỌC ĐÃ CÔNG BỐ 141 TÀI LIỆU THAM KHẢO 142 PHỤ LỤC
vi DANH MỤC CÁC KÝ HIỆU, CÁC CHỮ VIẾT TẮT a Khoảng cách từ trục quay đến trục bản lề vẫy [m] ak Hệ số góc đặc tính nâng theo góc tấn của tiết diện cánh A1 Góc nghiêng của đĩa nghiêng theo kênh ngang [o] A2 Góc nghiêng trục cánh quay về phía trƣớc [o] b Khoảng cách trục bản lề vẫy và bản lề lắc [m] bla Chiều dài dây cung lá cánh [m] B Mô men quán tính của cánh quay [kg.m2] B1 Góc nghiêng của đĩa nghiêng theo kênh dọc [o] B2 Góc nghiêng trục cánh quay sang phải [o] c Khoảng cách từ bản lề lắc đến mặt cắt gốc lá cánh [m] cx Hệ số cản profil cT Hệ số lực kéo dọc trục cH Hệ số lực kéo dọc cS Hệ số lực kéo ngang cR Hệ số lực kéo cánh quay Fн Diện tích quét cánh quay [m2] Fa Lực khí động trên phần tử lá cánh [N] Ff Lực cản profil trên phần tử lá cánh [N] Fg Trọng lực trên phần tử lá cánh [N] Fc Lực ly tâm trên phần tử lá cánh [N] Fcor Lực coriolis trên phần tử lá cánh [N] g Gia tốc trọng trƣờng [m/s2] H Lực kéo [N] i , j,k Các véc tơ đơn vị trong hệ tọa độ cánh quay [m] J lag Mô men quán tính của phần tử đối với bản lề lắc [kg.m2] J flap Mô men quán tính của phần tử đối với bản lề vẫy [kg.m2] k Hệ số mô men cản giảm chấn theo vận tốc lắc kcor Hệ số điều chỉnh góc lắp do chuyển động vẫy kl Số lƣợng lá cánh
vii m Khối lƣợng tập trung của phần tử lá cánh [kg] mla Khối lƣợng một lá cánh [kg] Me Mô men giảm lắc của bộ giảm chấn [N.m] Mk Mô men cản khí động [N.m] mk Hệ số mô men cản khí động M kf , M ki Mô men cản profil; mô men cản cảm ứng [N.m] mkf , mki Hệ số mô men cản profil; hệ số mô men cản cảm ứng Mx,Mz Mô men nghiêng; mô men chúc ngóc [N.m] mx , mz Hệ số mô men nghiêng, chúc ngóc M a _ lag , M a _ flap Mô men lắc, vẫy gây bởi lực khí động [N.m] M f _ lag , M f _ flap Mô men lắc, vẫy gây bởi lực cản profil [N.m] M c _ lag , M c _ flap Mô men lắc, vẫy gây bởi lực ly tâm [N.m] M g _ lag , M g _ flap Mô men lắc, vẫy gây bởi trọng lực [N.m] M cor _ lag , M cor _ flap Mô men lắc, vẫy gây bởi lực coriolis [N.m] M yoct Mô men cản trên trục quay [N.m] N ,n Số đoạn chia lƣới lá cánh theo sải và dây cung p Áp suất [N/m2] p Áp suất không thứ nguyên q Áp suất động [N/m2] Poct Công suất cản trên trục quay [W] r Tọa độ hiện thời theo bán kính [m] R Bán kính cánh quay [m] rtr Bán kính trong của cánh quay [m] Ra Lực khí động tổng hợp [N] S Lực kéo ngang [N] St Tổng số bƣớc tính
viii T Lực kéo dọc trục [N] u Vận tốc dịch chuyển tịnh tiến không thứ nguyên U Vận tốc dịch chuyển tịnh tiến của cánh quay [m/s] V Vận tốc dòng không nhiễu vi Vận tốc cảm ứng trên đĩa lá cánh v Vận tốc không thứ nguyên cảm ứng bởi xoáy đơn vị Các thành phần vận tốc cảm ứng không thứ nguyên gây bởi v x , v y , vz xoáy đơn vị W Vận tốc cảm ứng gây bởi đoạn xoáy thẳng [m/s] wi Vận tốc cảm ứng ở xa đĩa lá cánh Wx ,Wy ,Wz Các thành phần vận tốc cảm ứng [m/s] w Vận tốc cảm ứng không thứ nguyên wx , wy , wz Các thành phần vận tốc cảm ứng không thứ nguyên Wa ,Wo ,W Các vận tốc tuyệt đối, tƣơng đối, vận tốc theo [m/s] w0 x , w0 y , w0 z Các thành phần vận tốc tƣơng đối không thứ nguyên wax , way , waz Các thành phần vận tốc tuyệt đối không thứ nguyên w x , w y , w z Các thành phần vận tốc theo không thứ nguyên Woct Công suất trên trục cánh quay [W] x, y, z Tọa độ trong hệ tọa độ cánh quay [m] xl , yl , zl Tọa độ trong hệ tọa độ lá cánh [m] н Góc tấn cánh quay [o]  Góc vẫy lá cánh [o]  Góc lắc lá cánh [o]  , 0 Bán kính lõi xoáy tức thời, bán kính lõi xoáy ban đầu [m] l Số Locka  Cƣờng độ xoáy phân bố [m/s]  Góc lắp mặt cắt lá cánh [o] 0 Góc sải chung [o]  Góc xoắn lá cánh [o]  Góc phƣơng vị [o]  cat Góc đón điều khiển [o]
ix  Thế vận tốc [m2/s]  Thế vận tốc không thứ nguyên  Tỷ số nhập dòng  Hệ số chế độ làm việc  , , Tọa độ không thứ nguyên trong hệ tọa độ cánh quay  l ,l , l Tọa độ không thứ nguyên trong hệ tọa độ lá cánh  Mật độ không khí [kg/m3] н Vận tốc góc cánh quay không thứ nguyên н Vận tốc góc của cánh quay [rad/s]  Vận tốc góc lá cánh [rad/s] x ,  y , z Các thành phần vận tốc góc lá cánh [rad/s] x ,  y , z Các thành phần vận tốc góc lá cánh không thứ nguyên  Hệ số điền đầy của cánh quay  Thời gian [s] , , Các cƣờng độ của đoạn xoáy [m2/s]  Cƣờng độ của đoạn xoáy thẳng [m2/s] r Chiều rộng phân tố lá cánh [m] p Chênh áp không thứ nguyên  Biến thiên cƣờng độ đoạn xoáy [m2/s] e Độ nhớt động học [m2/s] Khí động lực chất lƣu tính toán CFD (Computational Fluid Dynamics) LTĐL Lý thuyết động lƣợng LTPTLC Lý thuyết phần tử lá cánh LTX Lý thuyết xoáy TBB Thiết bị bay CBDT Chảy bao dọc trục XRR Xoáy rời rạc
x DANH MỤC CÁC BẢNG Trang Bảng 3.1 Tính toán lý thuyết góc vẫy theo góc sải chung 82 Số liệu tính toán lực nâng theo góc sải chung ở chế độ Bảng 3.2 85 bay treo của một số tác giả khác Số liệu tính toán lực nâng theo góc sải chung ở chế độ Bảng 3.3 86 bay treo Mô men cản cảm ứng bay treo theo góc sải chung Bảng 3.4 87 trong công trình [59] và theo mô hình Hệ số lực nâng bay bằng trung bình theo vận tốc bay, Bảng 3.5 88 góc sải chung 0  8o Hệ số lực nâng bay bằng theo vận tốc bay của cánh Bảng 3.6 89 quay cứng, góc sải chung 0  8o Quan hệ giữa các góc động học lá cánh trong các Bảng 3.7 91 trƣờng hợp xây dựng mô hình 3D cánh quay Số liệu kết quả mô phỏng CFD các trƣờng hợp bay Bảng 3.8 96 treo Số liệu kết quả tính toán các trƣờng hợp bay treo có Bảng 3.9 97 vẫy không lắc Giới hạn các góc chuyển động của lá cánh và dải vận Bảng 3.10 100 tốc làm việc của trực thăng Mi-8 Số liệu đặc tính bay bằng của trực thăng Mi-8 với Bảng 3.11 101 khối lƣợng bay thông thƣờng 11100(kg ) Các tham số động học thực hiện chế độ bay bằng của Bảng 3.12 101 trực thăng Mi-8 với các vận tốc bay khác nhau Số liệu tính toán lực nâng ở chế độ bay bằng với các Bảng 3.13 102 tham số đầu vào theo đặc tính bay bằng của TLKT Bảng 3.14 Công suất bay bằng thực nghiệm trực thăng Mi-8 105 Mô men cản trên trục và công suất cản trung bình chế Bảng 4.1 115 độ bay treo Mức giảm tƣơng đối của công suất yêu cầu khi cánh Bảng 4.2 117 quay có khớp so với cánh quay cứng Bảng 4.3 Mô men cản quay trên trục chế độ bay bằng 123 Bảng 4.4 Công suất yêu cầu chế độ bay bằng 124
xi DANH MỤC CÁC HÌNH VẼ Trang Hình 1.1 Một phần tử lá cánh trong lý thuyết phần tử lá cánh 5 Hình 1.2 Dòng khí chảy qua tiết diện lá cánh 6 Hình 1.3 Xoáy mút lá cánh 7 Hình 1.4 Ảnh hƣởng của dòng chảy cảm ứng đến góc tấn 8 Hình 1.5 Góc tấn tức thời tại một mặt cắt lá cánh 11 Vận tốc tƣơng đối của dòng khí so với cánh quay ở các Hình 1.6 13 tiết diện Hình 1.7 Khí động học mặt cắt lá cánh 14 Dòng chảy chứa các sợi xoáy chảy ra từ các đầu lá cánh Hình 1.8 17 trong chế độ CBDT Hình 2.1 Cấu tạo ổ trục cánh quay trực thăng Mi-8 34 Hình 2.2 Các hệ tọa độ và góc đặc trƣng 35 Hình 2.3 Các đặc trƣng hình học của cánh quay 37 Hình 2.4 Các góc điều khiển của đĩa nghiêng 37 Hình 2.5 Góc tấn của cánh quay  н 38 Hình 2.6 Góc phƣơng vị của lá cánh  39 Hình 2.7 Đoạn xoáy A1 A2 và điểm tính toán 41 Hình 2.8 Bán kính lõi xoáy 44 Hình 2.9 Phân tích các lực tác dụng trên phần tử lá cánh 46 Hình 2.10 Mặt mang S và vết xoáy  của nó 55 Hình 2.11 Chia lƣới xoáy trên lá cánh và bố trí các điểm tính toán 59 Hình 2.12 Tính chênh áp tại điểm S trên một phần tử lá cánh 66 Hình 2.13 Sơ đồ thuật toán tính toán lực khí động 69 Hình 2.14 Sơ đồ giải thuật mô hình động lực học cánh quay 71 Hình 2.15 Đáp ứng góc lắc lá cánh (chế độ CBDT,   11o ) 72 Hình 2.16 Đồ thị hội tụ hệ số lực nâng (chế độ CBDT,   11o ) 73 Hình 2.17 Quan hệ c theo  , với   20o ,30o ,50o 73 Hình 2.18 Đặc tính nâng bay treo 74 Hình 2.19 Đặc tính cản bay treo 74 Hình 2.20 Đặc tính cực bay treo 75 Hình 2.21 Đặc tính cực bay treo trực thăng Mi-8 75 Hình 3.1 Đồ thị hội tụ góc vẫy  ở chế độ bay treo, 0  11o 80
xii Đồ thị hội tụ góc vẫy  ở chế độ bay bằng Hình 3.2 81 U  160(km / h) , 0  5.75o Hình 3.3 Đặc tính góc vẫy theo góc sải chung của cánh quay 83 Hội tụ lực nâng bay treo của cánh quay cứng, lá cánh Hình 3.4 85 không xoắn So sánh đặc tính nâng theo góc lắp ở chế độ bay treo Hình 3.5 86 với các tác giả khác So sánh đặc tính mô men cản cảm ứng bay treo theo Hình 3.6 87 góc lắp với tác giả khác. Đặc tính lực nâng bay bằng trung bình theo vận tốc bay Hình 3.7 88 trong công trình [40], 0  8o So sánh đặc tính lực nâng bay bằng trung bình theo vận Hình 3.8 89 tốc bay, 0  8o Hình 3.9 Mô hình hình học 3D cánh quay 91 Hình 3.10 Miền thể tích tính toán thứ nhất 92 Hình 3.11 Miền thể tích thứ hai và mô hình hình học cánh quay 92 Hình 3.12 Chia lƣới miền thể tích quay 93 Hình 3.13 Chia lƣới miền thể tích môi trƣờng xung quanh 93 Hình 3.14 Dòng chảy qua cánh quay 95 Hình 3.15 Phân bố áp suất trên lá cánh 96 So sánh đặc tính lực nâng tính toán theo mô hình và mô Hình 3.16 98 phỏng CFD So sánh đặc tính mô men cản quay tính toán theo mô Hình 3.17 98 hình và mô phỏng CFD Đặc tính bay bằng của trực thăng Mi-8 theo TLKT với Hình 3.18 100 khối lƣợng bay thông thƣờng 11100(kg ) Đặc tính lực nâng theo vận tốc bay khi thực hiện chế độ Hình 3.19 102 bay bằng theo TLKT Đặc tính công suất yêu cầu theo vận tốc bay khi thực Hình 3.20 103 hiện chế độ bay bằng theo TLKT Hình 3.21 Đặc tính công suất trực thăng Mi-8 thực nghiệm [55] 104 Hình 3.22 So sánh đặc tính công suất bay bằng 105 Hình 4.1 Vận tốc cảm ứng trên mặt phẳng quay chế độ bay treo 109 Vận tốc cảm ứng trên mặt phẳng quay chế độ bay bằng Hình 4.2 110 0  7 với các vận tốc bay khác nhau
xiii Vận tốc cảm ứng trên mặt phẳng quay chế độ bay bằng Hình 4.3 111 U  120km / h với các góc sải chung khác nhau Đồ thị hội tụ mô men cản trên trục cánh quay cứng ở Hình 4.4 112 chế độ bay treo Hình 4.5 Các đặc tính công suất cản bay treo của cánh quay cứng 112 Hình 4.6 Hội tụ lực nâng ở chế độ bay treo 113 Hình 4.7 Hội tụ mô men cản quay trên trục ở chế độ bay treo 114 Hình 4.8 Hội tụ góc lắc ở chế độ bay treo 114 Hình 4.9 Đặc tính mô men cản quay trên trục chế độ bay treo 116 Hình 4.10 Đặc tính công suất yêu cầu trên trục chế độ bay treo 116 So sánh đặc tính công suất yêu cầu chế độ bay treo trong Hình 4.11 117 các trƣờng hợp cánh quay ba khớp và cánh quay cứng Hình 4.12 Đồ thị hội tụ lực nâng của cánh quay ở chế độ bay bằng 118 Hình 4.13 Đặc tính nâng bay bằng 119 Hình 4.14 Hội tụ mô men cản trên trục quay ở chế độ bay bằng 120 Hội tụ góc lắc các lá cánh chế độ bay bằng 0  3o , Hình 4.15 121 U  20km / h Hội tụ góc lắc các lá cánh chế độ bay bằng 0  5o , Hình 4.16 121 U  120km / h Hội tụ góc lắc các lá cánh chế độ bay bằng 0  7o , Hình 4.17 121 U  160km / h Hội tụ góc lắc các lá cánh chế độ bay bằng 0  9o , Hình 4.18 122 U  230km / h Hình 4.19 Các đặc tính cản quay trên trục ở chế độ bay bằng 124 Hình 4.20 Các đặc tính công suất cản trên trục ở chế độ bay bằng 125 Hình 4.21 Đặc tính cực cánh quay trong chế độ bay bằng 126 Hình 4.22 Hình ảnh trực thăng rơi vào trạng thái xoáy vòng [39] 128 Trƣờng vận tốc chảy bao cánh quay ở chế độ hạ cánh Hình 4.23 129 thẳng đứng Hình 4.24 Hội tụ lực nâng ở một số chế độ bay hạ cánh thẳng đứng 131 Hội tụ góc vẫy ở chế độ hạ cánh thẳng đứng Hình 4.25 131 U  10km / h , 0  9o Hội tụ góc vẫy ở chế độ hạ cánh thẳng đứng Hình 4.26 132 U  12km / h , 0  7o Hội tụ góc vẫy ở chế độ hạ cánh thẳng đứng Hình 4.27 132 U  16km / h , 0  3o
xiv Hội tụ góc vẫy ở chế độ hạ cánh thẳng đứng Hình 4.28 132 U  18km / h , 0  1o Hình 4.29 Đặc tính nâng ở một số chế độ hạ cánh thẳng đứng 133 Hội tụ mô men cản quay ở một số chế độ hạ cánh thẳng Hình 4.30 134 đứng Hội tụ góc lắc chế độ hạ cánh thẳng đứng 0  9o , Hình 4.31 134 U  10km / h Hội tụ góc lắc chế độ hạ cánh thẳng đứng 0  1o , Hình 4.32 135 U  18km / h Đặc tính mô men cản trên trục ở một số chế độ hạ cánh Hình 4.33 135 thẳng đứng
1 MỞ ĐẦU 1. Tính cấp thiết của đề tài luận án Trực thăng hay máy bay lên thẳng là các thiết bị bay có trang bị động cơ và tạo lực nâng để bay lên nhờ cánh quay đẩy không khí xuống dƣới. Ƣu điểm của trực thăng là tính linh hoạt và khả năng cơ động, có thể hoạt động trong các điều kiện phức tạp về địa hình, hoạt động ở độ cao thấp do đó đƣợc sử dụng trong nhiều lĩnh vực dân sự và quân sự. Ở Việt nam hiện có số lƣợng lớn trực thăng đang đƣợc khai thác, sử dụng phục vụ cho nhiều mục đích khác nhau nhƣ vận tải hàng không đƣờng ngắn, du lịch, các sự kiện thể thao, văn hóa... Trong quân đội, trực thăng là một thành phần rất quan trọng của lực lƣợng không quân vừa là máy bay vận tải, cứu hộ thuận tiện vừa là phƣơng tiện chiến đấu cơ động, hiệu quả. Xuất phát từ những nhiệm vụ đa dạng cần thực hiện, trực thăng phải thực hiện nhiều chế độ bay trong nhiều điều kiện địa hình, thời tiết khác nhau luôn đặt ra yêu cầu cấp thiết phải đảm bảo an toàn đồng thời giữ đƣợc tính hiệu quả trong khai thác sử dụng. Các nghiên cứu về trực thăng nói chung và các nghiên cứu về khí động lực của cánh quay, yêu cầu công suất đáp ứng của động cơ trong mỗi chế độ bay, điều kiện bay có ý nghĩa quan trọng, đƣa ra khuyến cáo thao tác bay đúng, đảm bảo an toàn, đề xuất giải pháp hạn chế ảnh hƣởng tiêu cực của các điều kiện bay. Trong tƣơng lai gần, trực thăng vẫn là phƣơng tiện bay hoạt động tích cực và hiệu quả trong lực lƣợng không quân và có nhu cầu phát triển trong các lĩnh vực khác của đời sống dân sự. Do đó yêu cầu đào tạo phi công trong nƣớc điều khiển trực thăng đƣợc đặt ra. Việc đầu tƣ kinh phí cho đào tạo, huấn luyện phi công thực hành bay với thiết bị bay trên thực địa là không nhỏ. Để giảm bớt chi phí cho thực hành bay cũng nhƣ nâng cao mức an toàn trong huấn luyện, các nƣớc trên thế giới đều đi theo xu hƣớng chế tạo, sử dụng các thiết bị tập lái dƣới mặt đất. Mỗi loại buồng tập lái đƣợc chế tạo tƣơng ứng với một thiết bị bay thực, chúng mô tả hoạt động đáp ứng của thiết bị bay với các hoạt động điều khiển của phi công. Trong nƣớc, đi kèm với các loại thiết bị bay, buồng tập lái của một số loại tƣơng ứng cũng đƣợc trang bị cho các đơn vị có nhiệm vụ đào tạo và huấn luyện bay.
2 Với mỗi buồng tập lái thiết bị bay, ngoài phần cứng có chức năng tƣơng tác trực tiếp, trực quan với ngƣời điều khiển, phần mềm có vai trò quan trọng. Trọng tâm là các khối tính toán, mô phỏng khí động lực của thiết bị bay, đáp ứng của hệ thống động lực mà thiết bị bay đó trang bị với các thông số đầu vào nhận từ thao tác điều khiển. Đối với buồng tập lái trực thăng, trọng tâm của khối tính toán, mô phỏng là về khí động lực của cánh quay. Khí động lực trên cánh quay quyết định các chế độ và tham số bay của trực thăng cũng nhƣ đặt công suất yêu cầu lên thiết bị động lực của nó. Để đáp ứng các yêu cầu huấn luyện với các nhiệm vụ bay đa dạng, các bài bay phức tạp, cần thiết phải cải tiến, nâng cấp, bổ sung các tính năng cho các thiết bị tập lái thông qua việc hoàn thiện khối tính toán, mô phỏng khí động lực trong đó có mô hình tính toán cánh quay. Khối tính toán, mô phỏng cánh quay càng hoàn thiện thì hoạt động của buồng tập lái trực thăng càng chân thực, đạt đƣợc chất lƣợng, hiệu quả huấn luyện cao hơn. Sự hoàn thiện của khối tính toán thể hiện qua khả năng cung cấp đầy đủ, đa dạng các khối dữ liệu, đáp ứng nhu cầu bổ sung thêm các khối chức năng, nâng cao tính chính xác cho việc mô phỏng của buồng tập. Mô hình cánh quay trực thăng có đầy đủ các khớp, xét đến các yếu tố phi tuyến không dừng đảm bảo đƣợc tính tin cậy và phù hợp của kết quả tính toán động lực học trong khoảng biến thiên rộng của các tham số sẽ đóng vai trò quan trọng trong việc nâng cấp, cải tiến các buồng tập lái đã có cũng nhƣ nghiên cứu phát triển các buồng tập mới cho máy bay trực thăng. Đây là một trong những ý nghĩa thực tiễn mang lại tính cấp thiết của đề tài nghiên cứu. 2. Mục tiêu nghiên cứu Xây dựng mô hình toán tổng quát, hoàn thiện hơn xác định các đặc tính lực, mômen trên cánh quay trực thăng trong các chế độ bay khác nhau. Qua đó xác định mô men cản trên trục cánh quay và công suất yêu cầu đặt lên hệ thống động lực. 3. Đối tƣợng và phạm vi nghiên cứu Đối tƣợng nghiên cứu của đề tài là cánh quay độc lập với đầy đủ các khớp lá cánh của máy bay trực thăng, đƣợc truyền động quay bởi thiết bị động lực (bỏ qua các yếu tố liên quan đến thân và cánh quạt đuôi). Phạm vi nghiên cứu: Nghiên cứu về khí động lực học, trong đó vấn đề động lực học chuyển động đặc thù các lá cánh có khớp đƣợc đƣa vào, vấn đề
3 khí động học đƣợc nghiên cứu trên cơ sở xây dựng mô hình tính toán phi tuyến, không dừng. 4. Nội dung nghiên cứu của luận án Luận án xây dựng mô hình khí động lực học tính toán cánh quay trực thăng. Kiểm chứng mô hình tính toán bằng các số liệu tin cậy trong các tài liệu, công trình khác đã đƣợc công bố, cũng nhƣ so sánh với kết quả mô phỏng bằng các phần mềm tin cậy cho một số chế độ làm việc cơ bản của cánh quay. Trên cơ sở mô hình tính toán, tiến hành nghiên cứu khảo sát đặc tính, công suất yêu cầu của cánh quay ở các chế độ làm việc khác nhau. 5. Phƣơng pháp nghiên cứu - Kết hợp nghiên cứu lý thuyết, tính toán dựa trên các kiến thức động lực học cơ bản đối với các chuyển động đặc thù của lá cánh và xây dựng mô hình khí động theo phƣơng pháp XRR. - So sánh, kiểm chứng các kết quả tính toán nhận đƣợc với các kết quả nghiên cứu đã đƣợc công bố trên thế giới và với các số liệu có trong tài liệu kỹ thuật của đối tƣợng cụ thể đƣợc đƣa vào tính toán. - Kết hợp phƣơng pháp mô phỏng CFD để kiểm chứng kết quả. 6. Ý nghĩa khoa học và thực tiễn Ý nghĩa khoa học Với mỗi chế độ bay khác nhau, cùng sự phức tạp trong chuyển động của các lá cánh cánh quay trực thăng có khớp, sự phân bố không đồng đều và bất đối xứng của trƣờng vận tốc trong không gian chảy bao cánh quay, lực cản trở chuyển động là rất khác nhau dẫn tới yêu cầu công suất thực tế rất khác nhau. Sự khác biệt này chủ yếu xuất phát từ sự khác biệt về thành phần cảm ứng và chƣa đƣợc tính toán chính xác trong lý thuyết tính toán cổ điển, ở đó trƣờng vận tốc cảm ứng chỉ đƣợc giả thiết với một số quy luật phân bố khác nhau ở các chế độ bay khác nhau. Việc xác định các đặc tính khí động của cánh quay trực thăng có đầy đủ các khớp trên cơ sở tính toán trƣờng vận tốc cảm ứng là vấn đề có ý nghĩa khoa học đƣợc đặt ra, qua đó đáp ứng yêu cầu tính toán chính xác hơn các đặc tính của cánh quay trực thăng trong mỗi chế độ bay. Ý nghĩa thực tiễn Đề tài nghiên cứu hƣớng tới xây dựng mô hình khí động lực cánh quay hoàn thiện hơn nhằm khảo sát, tính toán cơ sở dữ liệu phục vụ cho việc thiết kế, chế tạo buổng tập lái trực thăng.
4 7. Bố cục chính của luận án Ngoài các phần mở đầu và kết luận, luận án đƣợc bố cục thành bốn chƣơng chính: Chương 1. Tổng quan về vấn đề nghiên cứu Tổng quan về các khái niệm chính của vấn đề nghiên cứu. Các phƣơng pháp nghiên cứu về khí động lực cánh quay. Tình hình nghiên cứu trên thế giới và trong nƣớc về vấn đề khí động lực cánh quay. Luận giải về việc đặt mục tiêu và những nội dung nghiên cứu của luận án. Chương 2. Mô hình động lực học tính toán cánh quay Những vấn đề cơ bản về cánh quay trực thăng sử dụng cho việc tính toán các đặc tính cánh quay. Xây dựng mô hình động lực học tính toán cánh quay, trong đó bài toán động lực học chuyển động đặc thù của các lá cánh đƣợc kết hợp với bài toán xác định các thành phần khí động theo phƣơng pháp XRR phi tuyến, không dừng, có sự khuếch tán xoáy. Thiết lập sơ đồ thuật toán và viết chƣơng trình tính toán theo mô hình đã xây dựng. Khảo sát phƣơng pháp, đảm bảo hội tụ và ổn định chƣơng trình tính toán. Chương 3. Kiểm chứng mô hình động lực học tính toán cánh quay Luận giải và xác định phƣơng án kiểm chứng. Kiểm tra đáp ứng động học của LC. Kiểm chứng, đánh giá mô hình thông qua việc so sánh với kết quả từ các mô hình của một số tác giả khác. Kiểm chứng mô hình bằng cách so sánh với kết quả mô phỏng CFD. Kiểm chứng với các số liệu theo tài liệu kỹ thuật. Chương 4. Khảo sát các đặc tính và công suất yêu cầu trên trục của cánh quay trực thăng trong các chế độ làm việc cơ bản Khảo sát trƣờng vận tốc cảm ứng trong các chế độ làm việc của cánh quay. Khảo sát chế độ bay treo và đánh giá hiệu quả của kết cấu cánh quay ba khớp đến công suất yêu cầu. Khảo sát chế độ bay bằng của cánh quay. Khảo sát chế độ hạ cánh thẳng đứng, xác định và đánh giá ảnh hƣởng của chế độ vòng xoáy.