Mô hình chuyển động lá cánh cánh quay trực thăng ba khớp xét đến tính chất phi tuyến không dừng khí động học

Chia sẻ: ViShikamaru2711 ViShikamaru2711 | Ngày: | Loại File: PDF | Số trang:10

Thêm vào BST

Báo xấu

35
lượt xem 2
download

Download Vui lòng tải xuống để xem tài liệu đầy đủ

Bài viết trình bày hệ phương trình tổng quát mô tả động lực học cánh quay trực thăng với đầy đủ các chuyển động đặc trưng gồm vẫy, lắc và xoay của các lá cánh.

Chủ đề:

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

Lưu

Nội dung Text: Mô hình chuyển động lá cánh cánh quay trực thăng ba khớp xét đến tính chất phi tuyến không dừng khí động học

Nghiên cứu cứu khoa học công nghệ CHUYỂN MÔ HÌNH CHUY ỂN ĐỘNG LÁ CÁNH CÁNH QUAY TRỰC TRỰC THĂNG BA K KHHỚP ỚP XÉT ĐẾN TÍNH CHẤT CHẤT PHI TUYẾN KHÔNG DỪNG DỪNG KHÍ ĐỘNG ĐỘNG HỌC Nguyễn Khánh Chính1*, Phạm Nguyễn Phạm Vũ Uy2 tắt: Bài báo trình bày hệ Tóm tắt: phương hệ ph ương tr trình ình tổng ổng quát mô tả động lực học (ĐLH) cánh quay (CQ) tr trực ực thăng với đầy đủ các chuyển động đặc tr trưng gồm vẫy, lắc vvà ưng gồm à xoay của của các lá cánh (LC). (LC) (LC Ở đây tính chất khí động học của CQ được đ ợc xét đến llà à phi tuyến, tuyến, không dừng, đượcợc lấy ra từ mô hhình được phương pháp xoáy rrời ình tính toán theo phương ời rạc ạc (XRR). Một mô phỏng số đđược ợc thực hiện để giải các phương phương trình trình vi phân chuyển động phi tuyến ở điều kiện trạng thái ổn lập, qua đó xác định đáp ứng về vị chuyển của các LC. trí của ừ khóa: Cánh quay trực Từ trực thăng; thăng Động quay;; Phương ộng lực học cánh quay hương pháp xoáy rrời ời rạc; rạc Vẫy; V Lắc ắc. ĐẶT 1. ĐẶT VẤN ĐỀ CQ trực trực thăng (hình gồm các LC gắn llên (hình 1) gồm ên moay-ơ moay ơ thông qua các bảnbản lề dọc, ngang và và bản ản lề đứng. Các bản lề đáp ứng các bậc tự do của chuyển động LC, hạn chế ứng suất uốn tại ại gốc LC. Bản lề dọc cho phép LC xoay, thay đổi đổi góc lắp, thay đổi đặc tính khí động. Bản lềề ngang cho phép LC chuyển động llên ên xu xuống ống so với mặt phẳng quay – chuyển chuyển động vẫy. Bảnản lề đứng cho phép LC dịch chuyến hhướng ớng llên ên trước trước hoặc ra sau trong mặt phẳng quay – chuyển động lắc. Một bộ phận quan ttrrọng chuyển ọng của kết cấu trục CQ llàà cơ cấu nghiêng, cấu đĩa nghi êng, cho điều khiển góc lắp chung cũng nh phép điều nhưư ssự ự thay đổi theo chu kỳ của góc lắp LC bằng cách đổi khoảng cách của đĩa nghiêng thay đổi nghiêng so vvớiới mặt phẳng quay vvàà thay đổi nghiêng đổi góc nghi của êng của nó. Các thanh nốinối từ đĩa nghiêng nghiêng tới tới gốc các LC đư được ợc bố trí ở phía mép trư trước ớc LC, do vậy, vậy, khi có chuyển chuyển động vẫy cũng sẽ làm làm thay đđổiổi góc lắp LC. LC vẫy lên, lên, góc llắp ắp giảm và và ngược lại (hiệu ứng bbùù vvẫy). ngược ẫy). Tại bản lề lắc mỗi LC bố trí một bộ giảm chấn. Hình 1. Cấu moay ấu tạo moay – ơ cánh quay Hình 2. Các hhệệ tọa độ và và các góc đđặc ặc tr trưng ưng.. trực thăng Mi-8 trực Mi 8. Trong hình 1 là ccấu ấu tạo moay–ơ moay ơ ccủa ủa CQ trực thăng Mi Mi--8, bản lề vẫy, lắc vvàà xoay 8, các bản được bố trí vuông góc với nhau, lần llượt được ợt ở vị trí từ trong ra ngoài ngoài so với với trục quay. Mô sẽ được hình sẽ ựng tr đ ợc xây dựng trên ên cơ sở sở phỏng theo CQ trực thăng Mi Mi-8. Mô hình ĐLH chuychuyển ển động CQ với giả thiết LC cứng tuyệt đối bao gồm các ph phương ương chuyển động xoay, vẫy, lắc có ảnh hhưởng trình chuyển ởng lẫn nhau khi LC quay quanh trục, chịu tác dụng ụng của các lực bao gồm trọng lực, lực ly tâm, lực lực coriolis, các lực khí động vvà lựcực cản thủy ủy lực của bộ giảm chấn. Lời giải các ph phương trình ĐLH lá cánh CQ cung ccấp ương trình ấp thông tin vềề đáp ứng ĐLH của các LC vvàà vịvị trí của chúng trong không gian khi CQ làm làm vi ệc. việc. Tạp ạp chí Nghiên Nghiên cứu cứu KH&CN quân sự, Số 66, 4 - 2020 uân sự, 2020 199 cơ khí đđộng Cơ kkỹỹ thuật & Kỹ thuật cơ ộng lực Trong các nghiên ccứu tr ớc đây, th ứu trước thường ờng đđưa giả thiết về các góc nhỏ để đđơn ưa ra giả giản ơn giản trình [1], mô hình khí động hóa các phương trình ộng đđược ợc sử dụng ththường là các mô hình tính toán ờng là theo phương pháp ph phần ần tử lá cánh [2]. Trong nghiên nghiên cứu cứu nnày, ày, mô hình khí động ộng tính toán CQ theo phương pháp XRR đư được cho ợc sử dụng, ch o phép xác đđịnh ịnh sát thực hơn phần hơn thành ph ần vận tốc ốc cảm ứng trên mỗi panel của bề mặt LC, qua đó xác định chính xác hhơn trên mỗi ơn các thành phần phần lực ực khí động phân bố. 2. MÔ HÌNH CHUY CHUYỂN ỂN ĐỘNG CÁNH QUAY TRỰC THĂNG BA KHỚP XÉT ĐẾN CHẤT TÍNH CHẤT PHI TUYẾN KHÔNG DỪNG KHÍ ĐỘNG HỌ HỌCC 2.1. Bài toán phân tích phân ttố ố lá cánh 2.1.1. Các hệ hệ tọa độ vvà à các góc đặc đặc tr ưng ccủa trưng ủa lá cánh Đểể thiết lập các ph phương ương trình chuyển trình chuy ển động, sử dụng hai hệ tọa độ (hình (hình 2). HHệệ tọa độ nửa ửa tốc độ của CQ có gốc O đặt tại điểm giao giữa trục quay vvàà mặt mặt phẳng qu ay. Tr quay. Trục ục OX nằm trên mặt ằm trên mặt phẳng quay, cùng cùng chiều vectơ chiều vect chuyển động tịnh tiến của trực thăng. Trục OY ơ chuyển trùng vớivới trục quay, hhưướng ớng lên Trục lên trên. Tr thành vvới ục OZ tạo thành ới hai trục kia hệ tọa độ trực chuẩn phải. Hệ tọa độ lá cánh có gốc Ol tại chuẩn ại giao điểm của trục bản lề lề lắc với trục dọc lá Trục OlZl trùng vvới cánh. Trục ới trục dọc LC. Trục OlYl có phương theo phương trục trục bản lề lắc, chiều hư chiều hướng ớng lên Trục lên trên. Tr chiều ục OlXl có chi ều hhướng ớng tới mép tr ước trư ớc LC, vuông góc với hai trục kia ttạo ạo thành thành hệ hệ tọa độ trực chuẩn phải. Trên các hệhệ tọa độ ta xác định đưđược ợc các góc vị thế đặc tr ưng của LC:  – góc phương trưng ị;  – góc xoay;  – góc vẫy; vị; vẫy;  – góc llắc. Ngoài ra còn có góc  là góc ttấn ắc. Ngoài ấn CQ, hợp bởi ởi véc tơtơ vận vận tốc dịch chuyển của CQ với trục OX. 2.1.2. Phần Phần tử lá cánh Trong bài toán đư được ợc xem xét, có tính đến yếu tố độ vặn của LC. Để sử dụng kết quả khí động ộng từ mô hìnhhình xoáy rrời ời rạc, LC đđượcợc thu về thành thành tấm mỏngg – mặt tấm mỏn ặt mang (h(hình ình 3). Tuy nhiên yếuyếu tố liên liên quan đđến ến profil LC llàà llực ực cản ma sát vẫn đđưược ợc xét đến. Hình 3. Các phần phần tử và và phân tích các lực trên lực tác dụng trên phần phần tử LC LC. LC được thành n phần được chia thành điểm tính toán đđư ần tử theo sải, đánh số theo chỉ số i . Các điểm ược ợc bố trên mỗi ố trí trên mỗi phần ttử.. Gi Giảả thiết rằng rằng, trục ục khí động, trục khối llượng ợng của LC tr ùng vvới trùng ới trục dọc ọc đi qua bản lề xoay. Khi đó đó, các đi điểm ểm tính toán trùng trùng vvới ới trọng tâm của phần tử. Tại ại mỗi bư bước ớc tính, tọa độ các đỉnh vvàà đi các đỉnh ểm tính toán C  x, y, z  trong hệ điểm hệ tọa độ CQ của phần tử lá cánh (PTLC) ho phần hoànàn toàn xác đđịnh ịnh theo tọa độ các đỉnh LC và và độ độ vặn của nó. Trong hệhệ tọa độ LC, điểm tính toán có tọa độ  xl , yl , zl  . 200 N. K. Chính, P. V. Uy, Uy, “Mô chuyển “Mô hình chuy tuyến ển động … phi tuyến không dừng khí động học.” học.” Nghiên cứu khoa học công nghệ Ma trận chuyển tọa độ của một điểm trong hệ tọa độ LC sang hệ tọa độ CQ:  cos( ) sin( )sin(  )  sin( ) cos(  ) 0   0 cos(  ) sin(  ) 0  Tn   (1)  sin( )  sin(  ) cos( ) cos( ) cos(  ) 0     0 b sin(  ) b cos(  )  a 1 Ma trận chuyển tọa độ của một điểm trong hệ tọa độ CQ sang hệ tọa độ LC:  0 0 0 0  sin( )sin(  ) cos(  )  sin(  )cos( ) 0  Tt     sin( )cos(  ) sin(  ) cos( )cos(  ) 0 (2)    a cos     b  sin   a sin      a cos     b  cos   1  Trên mỗi phần tử, các lực tác dụng tập trung tại điểm tính toán, bao gồm trọng lực, lực li tâm, lực coriolis và các lực khí động.  - Trọng lực Fg có phương và chiều hướng tâm trái đất, với giả thiết CQ khi chuyển động có trục quay luôn thẳng đứng, trọng lực có chiều ngược chiều OY: Fg  g.m (3) Trong đó: m – Khối lượng tập trung của phần tử; g – Gia tốc trọng trường. - Lực ly tâm của chuyển động quay quanh trục chính có phương, chiều theo véc tơ  AC  x,0, z  (hình 3) và có độ lớn: Fc  m.  m. 2 r (4) Trong đó:  – Gia tốc ly tâm chuyển động quay quanh trục của PTLC;  – Vận tốc quay của CQ; r  x2  z 2 . - Lực coriolis tác dụng lên các PTLC xuất hiện do các chuyển động vẫy, lắc của làm thay đổi khoảng cách của các điểm tính toán so với trục quay:      Fcor  2m V f  Vl  l (5) Trong đó:   V f , Vl – Các véc tơ vận tốc dịch chuyển do vẫy và lắc;  l – Véc tơ vận tốc quay trong hệ tọa độ LC. Sử dụng các ma trận chuyển tọa độ, ta xác định được các thành phần của trọng lực, lực ly tâm và lực coriolis trong hệ tọa độ LC:   Fg  Fgx , Fgy , Fgz    Fc  Fcx , Fcy , Fcz  (6)   Fcor  Fcorx , Fcory , Fcorz  - Mô men cản của bộ giảm chấn, chống lại chuyển động lắc của LC: M  k . e (7) k – Hệ số mô men cản theo vận tốc góc lắc. Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 66, 4 - 2020 201 cơ khí đđộng Cơ kkỹỹ thuật & Kỹ thuật cơ ộng lực - Các lực trên lực khí động tr ên LC xác đđịnh ịnh theo mô hình hình XRR cánh quay phi tuy tuyến, ến, không dừng ừng [3]. Với Với các PTLC được đ ợc chia tr ùng kh trùng khớp ớp với các dải đđược ợc chia trong mô hhìnhình xoáy rời ời rạc. Khi đó, đó các thành phần phần lực khí động tác dụng tại điểm tính toán của mỗi phần tử sẽ là ttổng thành ph ổng hợp các thành phần ần lực khí động tác dụng lên lên các phân ttố ố trong dải:  Fa   Fax , Fay , Faz  (8)  Lực cản ma sát Ff , có cùng phương và ngược - Lực ngược chiều với vận tốc dài dài ttại ại điểm tính toán, có độ độ lớn đư được ợc xác định như như sau: c xVa2  dS Ff  (9) 2 Trong đó: cx – Hệệ số sát; ố cản ma sát  – Mật ật độ độ không khí; khí dS – Diện phần Diện tích ph tử ần tử; Va – Vận ận tốc tra;; ốc tuyệt đối của điểm kiểm tra Va   r.cos(g 2 )  U cos  .cos  g 4  g 2   .zl ; U – Vận ận tốc chuy của ốc dịch chuyển ủa CQ CQ; g 2 , g 3 , g 4 – là các góc hình học học xác định đượcđ ợc qua khoảng cách trục các bản lề, các vị thế lá cánh ( ,  ,  ) và vị góc vị vị trí điểm tính toán (hình (hình 4). Hình 4. Xác định định vận tốc tuyệt đối của điểm tính toán. toán. Sử ử dụng các ma tr trận ận chuyển tọa độ, ta xác định được thành đ ợc các thành phần phần của lực cản ma sát hệ tọa độ lá cánh: trong hệ  F f   F fx , F fy , F fz  (10) 2.2. Các phương tr trình ình chuyển chuyển động lá cánh 2.2.1. Phương trình chuyển trình chuy ển động xoay Chuyển Chuyển động xoay lá cánh là chuyển là chuy ển động cư cưỡng ỡng bức. Góc xoay của của mặt cắt gốc lá tại các góc phương cánh tại phương vvịị khác nhau đđược vào bởi ợc đặt vào bởi cơ cơ ccấu ấu đĩa nghiêng. nghiêng.  r   o  A1 cos(   cat )  B1 sin(   cat )  kcor . Trong đó:  0 – Góc lắp ắp (sải) chung của các lá cánhcánh; A1 , B1 – Các góc nghiêng của nghiêng của đĩa nghi êng theo kênh ngang và kênh dọc; dọc;  cat – Góc đón đi điều ều khiển; khiển kcor – Hệ H sốsố điều chỉnh góc lắp do LC chuyển động vẫy. 202 N. K. Chính, P. V. Uy, Uy, “Mô chuyển “Mô hình chuy tuyến ển động … phi tuyến không dừng khí động học.” học.” Nghiên cứu khoa học công nghệ Do LC có độ vặn, góc xoay  tại các mặt cắt i khác nhau được xác định:   o  A1 cos(   don )  B1 sin(   don )  kcor .   i  1 . (11) n Trong đó:  – Góc vặn LC 2.2.2. Phương trình chuyển động lắc Xem xét chuyển động lắc trong hệ tọa độ lá cánh (hình 3). Véc tơ cánh tay đòn của các lực đối với giao điểm của trục bản lề lắc và trục dọc lá cánh cho bởi:   rlag  Ol C   0,0, zl  ;  Véc tơ chỉ phương của trục lắc: tlag   0,1,0  . Mô men do các lực tác dụng trên LC đối với bản lề lắc xác định như sau: n    n Mô men gây bởi lực khí động: M a _ lag   Fa  rlag .tlag  i 1 Fax .z l ;  i 1 n    n Mô men gây bởi lực cản ma: M f _ lag   i 1 F f  rlag .tlag   F i 1 fx .z l ; n    n Mô men gây bởi lực ly tâm: M c _ lag    F  r .t i 1 c lag lag  F i 1 cx .z l ; n    n Mô men gây bởi trọng lực: M g _ lag   F i 1 g   rlag .tlag  F i 1 gx z l ; n    n Mô men gây bởi lực Coriolis: M cor _ lag  F i 1 cor   rlag .tlag  F i 1 corx z l ; Mô men cản của bộ giảm chấn, ngược chiều chuyển động lắc của lá cánh: M e  k . Cân bằng các mô men lực quanh bản lề lắc, ta có phương trình vi phân chuyển động lắc của lá cánh: n . J lag M ax _ lag  M f _ lag  M cx _ lag  M gx _ lag  M cor _ lag  M e (12) i 1 Trong đó: J lag – Mô men quán tính của phần tử đối với bản lề lắc: J lag  m.zl2 . Trong một bước tính toán, giá trị các góc  ,  và vận tốc góc  ,  lấy từ bước tính trước đó. Với các giá trị đầu:  0  0 ; 0  0 ;  0  0 ; 0  0 . Vận tốc chuyển động lắc và góc lắc bước tính tiếp theo được xác định:   1  .  (13)  2        1     .   .  (14)     2.2.3. Phương trình chuyển động vẫy Xem xét chuyển động vẫy trong hệ tọa độ LC (hình 3). Véc tơ cánh tay đòn của các lực đối với giao điểm của trục bản lề vẫy và trục dọc LC khi không lắc là: Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 66, 4 - 2020 203 Cơ kỹ thuật & Kỹ thuật cơ khí động lực   rflap  BC   b sin  ,0, zl  b cos    Véc tơ chỉ phương của trục vẫy: t flap   cos  ,0,  sin   . Mô men do các lực tác dụng trên LC đối với bản lề vẫy xác định như sau: n    n Mô men gây bởi lực khí động: M a _ flap   Fa  rflap .t flap  i 1 Fay  zl cos   b  ;  i 1 n    n Mô men gây bởi lực cản ma sát: M f _ flap  Fi 1 f   rflap .t flap   F  z cos   b  ; i 1 fy l n    n Mô men gây bởi lực ly tâm: M c _ flap    F  r .t i 1 c flap flap   F  z cos   b  ; i 1 cy l n    n Mô men gây bởi trọng lực: M g _ flap  F i 1 g   rflap .t flap   F  z cos   b  ; i 1 gy l n    n Mô men gây bởi lực Coriolis: M cor _ flap  F i 1 cor   rflap .t flap   F  z cos   b  . i 1 cory l Cân bằng các mô men lực quanh bản lề vẫy, ta có phương trình vi phân chuyển động vẫy của lá cánh: n . J l  M a _ flap  M f _ flap  M c _ flap M g _ flap  M cor _ flap (15) i 1 Với: 2 j flaf – Mô men quán tính của phần tử với bản lề vẫy: j flap  m.  b  zl cos   . Vận tốc chuyển động vẫy và góc vẫy bước tính tiếp theo được xác định:   1  .  (16)  2       1     .   .  (17)     3. CHƯƠNG TRÌNH TÍNH TOÁN VÀ MỘT SỐ KẾT QUẢ VỀ ĐÁP ỨNG VỊ THẾ LÁ CÁNH VÀ ĐẶC TÍNH CÁNH QUAY 3.1. Đối tượng ứng dụng mô hình và sơ đồ thuật giải Chương trình tính toán mô hình động lực học CQ được xây dựng trên cơ sở phát triển tiếp chương trình tính toán khí động học CQ [3]. Đối tượng được tính toán là CQ trực thăng Mi-8 với các dữ liệu về CQ như sau: 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: c x  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  ; 204 N. K. Chính, P. V. Uy, “Mô hình chuyển động … phi tuyến không dừng khí động học.” Nghiên cứu khoa học công nghệ 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 ; Hệ số bù vẫy: kcor  0,5 ; Quá trình tính toán được thực hiện theo sơ đồ thuật giải (hình 5). Hình 5. Sơ đồ giải thuật. Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 66, 4 - 2020 205 cơ khí đđộng Cơ kkỹỹ thuật & Kỹ thuật cơ ộng lực 3.2. Các kết và th kết quả và thảo ảo luận 3.2.1. Đánh giá sự sự hội tụ của chương chương trtrình đắn của mô hhình ình tính toán và tính đúng đắn ình Trong sơ đồ đồ giải thuật trên, tổng số bbư trên, tổng ước ớc tính St và bư bước phương vvị  ớc thay đổi góc phương được lựa chọn khi chạy thử ch được chương trình ương tr ình tính toán để để khảo sát tính hội tụ của nó. Trong o kết quả đư các kết được ợc đưa d ới: St  162 ;   10 tương ứng 4,5 vòng đưa ra ở dưới: ủa CQ. vòng quay ccủa Khảo sát CQ ở chế độ chảy bao dọc trục (CBDT) với góc lắp LC   11o , thu đư Khảo đượcợc dữ liệu ệu về các góc vị thế LC vvàà các hệ hệ số khí động quan trọng, xây dựng đồ thị quan hệ của chúng với với góc phương vvịị ta thu được đ ợc các đặc tính: Từừ các đặc tính thhấy rằng, ở chế độ CBDT các hệ số lực nâng (hình ấy rằng, (hình 8) và mô men cảncản (hình 9) có sự sự hội tụ, thể hiện sự ổn lập dần của các hệ số khí động. Đáp ứng góc vẫy của các LC (hình 6) ổn định về một giá trị xác định. Sự hội tụ của các giá trị khẳng định tính hội tụụ ccủa ủa mô hình thểể hiện đúng bản chất về mặt định tính động lực học CQ ba khớp. hình tính toán th Chuyển động lắc của LC không thấy có sự ổn lập về một giá trị góc lắc cố định m Chuyển màà là một trình dao đđộng ột quá trình (hình 7) vvới ộng (hình ới chu kỳ lớn hơn hơn nhi nhiềuều so với tần số dao động của ch ển động vẫy – phù hhợp chuyển vậy trên các hhệệ thống ợp với kết luận của các tác giả khác [7]. Do vậy, CQ hiệnhiện đại đều cần có các giảm chấn đđược ợc bố trí để triệt ti tiêu êu chuyển chuyển động lắc của LC. Hình 6. Đáp ứng góc vẫy lá cánh Hình 7.. Đáp ứng góc lắc lá cánh chếế độ CBDT,   11o ). (ch (chếế độ CBDT,   11o ). (ch Hình 8.. Đồ Đồ thị hội tụ hệ số lực nâng Hình 9. Đồồ thị hội tụ hệ số mô men cản o (chế độ CBDT,   11 ). (chế ) (chếế độ CBDT,   11o ). (ch Qua các đặc và góc vvẫy đặc tính hội tụ của hệ số nâng, hệ số cản và ẫy của LC nhận rằng,, sự ận thấy rằng ự hội ội tụ của chương chương trình trình tính toán đạt ược ạt đđược ở sau khoảng ba vvòng òng quay ( St  108 ). Do vậy, v , đểể đảm bảo thời gian tính toán, các số liệu khảo sát sau nnàyày ssẽẽ đđư ợc ược lấy với tổng số b bư ướcớc tính là St  108 . Khảo sát các đặc tính nâng, cản của hệ thống cánh quay ba khớp ở chế độ chảy bao 3.2.2. Khảo dọc ọc trục Thực hiện tính toán cho CQ ở chế độ CBDT với Thực ới các góc lắp khác nhau   0,...,14o làà các giá trị trị có trong thực tế, được đ ợc điều khiển bởi phi công của trực thăng Mi-8. Từ Mi 8. Từ các dữ liệu đ ợc, xây dựng các đặc tính nâng, cản cảm ứng vvàà đđặc ệu thu được, như ặc tính cực của CQ nh ư trong các hình vẽ vẽ dư dưới ới đây. 206 N. K. Chính, P. V. Uy, Uy, “Mô chuyển “Mô hình chuy tuyến ển động … phi tuyến không dừng khí động học.” học.” Nghiên cứu cứu khoa học công nghệ 1 . Đặc Hình 10. ặc tính nâng CBDT cánh quay Đặc 11. Đ Hình 11 ặc tính cản CBDT cánh quay khớp ba khớp. ba khớp khớp. 12. Đặc Hình 12. ặc tính cực CBDT cánh quay ba khớp đặc tính thu đđược Các đặc tương đđồng ợc có sự tương ồng tốt về mặt định tính với các kết quả của các tác giảả khác [4, 5]. Thể Thể hiện đúng bản chất vật lý của đối tưtượng, ợng, khi góc lắp LC tăng lên các hệệ số nâng và và cản cản của CQ tăng lên. lên. ĐĐặc ặc tính cực cho thấy xu hhưướng ớng tiếp tục tăng nhanh của ủa hệ số cản trong khi mức tăng của hệ số nâng giảm đi khi tiếp tục tăng góc lắp lá cánh. Đểể so sánh, đánh giá định định lư lượng ợng các hệ số khí động của CQ ba khớp, thực hiện tính toán CQ khi khóa ccứng ứng các khớp. Qua đó thu đđư ợc các số liệu về CQ có các LC ggắn ược ắn cứng, dựng đư xây dựng được ợc các đặc tính. 13. Các đặc Hình 13. đặc tính nâng cánh quay 14. Các đđặc Hình 14 ặc tính cản cánh quay khi có và không có các chuyển chuyển động đặc th thùù khi có và không có các chuyển chuyển động đặc thù thù ở chế độ CBDT. CBDT ở chế độ CBDT. CBDT đặc tính khí động của CQ khi khóa các chuyển động đặc th Các đặc thù ù có sự tương đđồng sự tương ồng tốt cảả về định tính vvàà định định llượng ợng với các kết qu quảả của công trình trình [4]. với CQ lá cánh gắn cứng, khi các lá CQ có khớp thực hiện các chuyển động đặc th So với thù, ù, với ới một góc lắp lá cánh xác định, cả khả năng tạo nâng của CQ vvàà mô men ccản ản đều giảm đi. Tuy nhiên mứcmức giảm của mô men cản llên hệ thống động lực nhanh ên hệ nhanh hơn so vvớiới mức giảm ảm của lực nâng theo sự tăng llên ủa góc lắp. ên ccủa KẾT 4. KẾT LUẬN Bài báo đã hình tính toán động đã đưa ra mô hình ộng lực học CQ ba khớp của trực thăng, trong đó, đó, các tham số số khí động học được hình xoáy rrời đ ợc tính toán bằng mô hình ời rạc phi tuyến không dừng. Tạp ạp chí Nghiên Nghiên cứu cứu KH&CN quân sự, Số 66, 4 - 2020 uân sự, 2020 207 Cơ kỹ thuật & Kỹ thuật cơ khí động lực Chương trình tính toán xây dựng trên cơ sở mô hình có tính hội tụ. Bước đầu, chương trình đã được sử dụng để khảo sát các đặc tính khí động của CQ ở chế độ CBDT. Kết quả là các đặc tính thu được có sự tương đồng tốt với kết quả của các tác giả khác về mặt định tính. Về định lượng, các đặc tính khí động thu được khi khóa các chuyển động đặc thù là tương đồng với kết quả của các tác giả khác khi xây dựng mô hình tính toán cho CQ có các LC gắn cứng. Khi có các khớp quay, khả năng tạo nâng và mô men cản trên trục của CQ giảm đi so với khi gắn cứng các LC. Tuy nhiên mức giảm của khả năng tạo nâng chậm hơn so với mức giảm của mô men cản. Như vậy, có thể nhận xét là kết cấu CQ có khớp không chỉ có lợi ích trong việc giảm mô men uốn, tải trọng động gây phá hủy tại gốc LC mà còn có ý nghĩa trong việc nâng cao chất lượng khí động của CQ, làm dịu mức độ biến thiên của mô men cản tác dụng lên hệ thống động lực của trực thăng khi thay đổi chế độ bay (góc lắp). TÀI LIỆU THAM KHẢO [1]. A.R.S. Bramwell, George Done, David Balmford, “Bramwell’s Helicopter Dynamics”, Oxford Auckland Boston Johannesburg Melbourne New Delhi, 2001. [2]. Jyoti Ranjan Majhi, Ranjan Ganguli, “Modeling Helicopter Rotor Blade Flapping Motion Considering Nonlinear Aerodynamics”, Tech Science Press, CMES, vol.27, no.1, pp.25-36, 2008. [3]. 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. [4]. С.М. Белоцерковский, Б.Е. Лотев, М.И. Ништ, “Исследование на ЭВМ аэродинамических иаэроупругих характеристик винтов ветолетов”, Машиностроение, Москва, 1992. [5]. В.Б. Зозуля, Ю. П. Иванов, “Практическая аэродинамическа вертолета Ми-8”, Машиностроение, Москва, 1977. [6]. А.М. Володко, “Основы летной эксплуатации вертолетоа, аэродинамика”, Транспорт, Москва, 1984. ABSTRACT DYNAMIC MODEL OF THREE JOINTS HELICOPTER ROTOR WITH CONSIDERING NONLINEAR UNSTEADY AERODYNAMICS This paper presents the general equations describes helicopter rotor dynamics with a full range of typical motions including flapping, lagging and rotating. Here, the aerodynamic properties of the rotor are considered to be nonlinear, unsteady, taken from the model calculated by the discrete vortex method. A numerical simulation was performed to solve the differential equations of these nonlinear motions at steady- state conditions, thereby determining the position responses of the blades. Keywords: Helicopter main rotor; Helicopter rotor dynamics; Vortex model; Flapping; Lagging. Nhận bài ngày 16 tháng 08 năm 2019 Hoàn thiện ngày 06 tháng 11 năm 2019 Chấp nhận đăng ngày 10 tháng 04 năm 2020 Địa chỉ: 1Viện Tên lửa, Viện KHCNQS; 2 Học viện KTQS. *Email: Chinhnk301279@gmail.com. 208 N. K. Chính, P. V. Uy, “Mô hình chuyển động … phi tuyến không dừng khí động học.”