M ĐUỞ Ầ
1. Tính c p thi t c a đ tàiấ ế ủ ề
Khi máy bay chuy n đng trong dòng khí s xu t hi n các hi u ng khíể ộ ẽ ấ ệ ệ ứ
đng h c, trong đó dao đng flutter c a thi t di n cánh máy bay r t đcộ ọ ộ ủ ế ệ ấ ượ
quan tâm. Phân tích đáp ng c a thi t di n cánh máy bay là m t bài toánứ ủ ế ệ ộ
quan tr ng ph c v quá trình thi t k , ch t o, v n hành và b o d ngọ ụ ụ ế ế ế ạ ậ ả ưỡ
máy bay. Thi t di n cánh chuy n đng trong dòng khí không nén đcế ệ ể ộ ượ
th ng đc mô hình b i h t dao đng và có tính ch t phi tuy n, do v yườ ượ ở ệ ự ộ ấ ế ậ
ph i phát tri n các ph ng pháp đã có đ có th thu đc l i gi i đt đcả ể ươ ể ể ượ ờ ả ạ ượ
đ chính xác mong mu n. M t cách ti p c n m i, v i tên g i cách ti p c nộ ố ộ ế ậ ớ ớ ọ ế ậ
đi ng u, ban đu đc đ xu t trong nghiên c u dao đng ng u nhiên c aố ẫ ầ ượ ề ấ ứ ộ ẫ ủ
các h phi tuy n v i kích đng ngoài n tr ng. Ý t ng c a ph ng phápệ ế ớ ộ ồ ắ ưở ủ ươ
đc m r ng sang nghiên c u đi u khi n gi m dao đng cho h TMD.ượ ở ộ ứ ề ể ả ộ ệ
Cách ti p c n đi ng u trên có tính linh ho t và có th áp d ng đc choế ậ ố ẫ ở ạ ể ụ ượ
nhi u l p h phi tuy n khác nhau. Đây cũng là ch đ c a lu n án v i m cề ớ ệ ế ủ ề ủ ậ ớ ụ
đích nghiên c u phát tri n và áp d ng cho bài toán n đnh thi t di n cánhứ ể ụ ổ ị ế ệ
máy bay. Nghiên c u nh m tìm ra nh ng nghi m g n đúng c a bài toán v iứ ằ ữ ệ ầ ủ ớ
sai s nghi m nh so v i các nghi m mô ph ng s trong tr ng h p hố ệ ỏ ớ ệ ỏ ố ườ ợ ệ
đang xét có tính phi tuy n, th m chí là phi tuy n m nh. Vi c tri n khaiế ậ ế ạ ệ ể
nghiên c u s t o ra kh năng thu đc các k t qu m i chính xác h n cácứ ẽ ạ ả ượ ế ả ớ ơ
k t qu đã bi t, m đng cho m t cách ti p c n m i trong nghiên c u cácế ả ế ở ườ ộ ế ậ ớ ứ
k t c u hàng không và vũ tr .ế ấ ụ
2. M c tiêu nghiên c uụ ứ
- Phát tri n ph ng pháp lu n cho cách ti p c n đi ng u trong ph ngể ươ ậ ế ậ ố ẫ ươ
pháp tuy n tính hóa t ng đng áp d ng trong bài toán phân tích đáp ngế ươ ươ ụ ứ
c a thi t di n cánh ch u l c khí đng.ủ ế ệ ị ự ộ
- Xây d ng các c i ti n có hi u qu cho tiêu chu n tuy n tính hóa t ngự ả ế ệ ả ẩ ế ươ
đng đi ng u, áp d ng cho bài toán flutter phi tuy n c a thi t di n cánh.ươ ố ẫ ụ ế ủ ế ệ
- Tăng đ chính xác cho nghi m c a bài toán n đnh flutter thi t di n cánhộ ệ ủ ổ ị ế ệ
b ng cách áp d ng tiêu chu n đi ng u đc c i ti n.ằ ụ ẩ ố ẫ ượ ả ế
- Thu đc các k thu t tính toán theo tiêu chu n đi ng u cho bài toánượ ỹ ậ ẩ ố ẫ
1
flutter c a thi t di n cánh. ủ ế ệ
3. Đi t ng nghiên c uố ượ ứ
Thi t di n cánh máy bay theo mô hình hai chi u ch u tác đng c a ế ệ ề ị ộ ủ l c khíự
đng.ộ
4. N i dung nghiên c uộ ứ
4.1. Ph ng pháp nghiên c uươ ứ
- S d ng các ph ng pháp c a c h c đ xây d ng mô hình tính toán. Ápử ụ ươ ủ ơ ọ ể ự
d ng lý thuy t khí đng h c xây d ng ph ng trình dao đng flutter c aụ ế ộ ọ ự ươ ộ ủ
mô hình thi t di n cánh máy bay.ế ệ
-S d ng các ph ng pháp gi i tích, đc bi t phát tri n ph ng phápử ụ ươ ả ặ ệ ể ươ
tuy n tính hóa t ng đng c a c h c phi tuy n.ế ươ ươ ủ ơ ọ ế
- S d ng các ph ng pháp CFD, ph ng pháp s mô ph ng h phi tuy n,ử ụ ươ ươ ố ỏ ệ ế
các s li u th c nghi m đã có đ so sánh, đánh giá k t qu lý thuy t. ố ệ ự ệ ể ế ả ế
4.2. H ng gi i quy tướ ả ế
Trên c s hoàn thi n mô hình c h c và các k t qu lý thuy t đã có v daoơ ở ệ ơ ọ ế ả ế ề
đng c a thi t di n cánh, đ tài t p trung phát tri n cách ti p c n đi ng uộ ủ ế ệ ề ậ ể ế ậ ố ẫ
đ xây d ng k thu t tính toán m i v i cách m r ng tiêu chu n đi ng uể ự ỹ ậ ớ ớ ở ộ ẩ ố ẫ
cho bài toán phân tích đáp ng phi tuy n c a thi t di n ứ ế ủ ế ệ cánh d i tác đng c aướ ộ ủ
l c khí đng. ự ộ
4.3. K t qu d ki nế ả ự ế
-Xây d ng thành công các c i ti n có hi u qu đi v i tiêu chu n điự ả ế ệ ả ố ớ ẩ ố
ng u cho h dao đng phi tuy n tu n hoàn và ng u nhiên.ẫ ệ ộ ế ầ ẫ
-Áp d ng cho mô hình dao đng flutter 2 chi u c a thi t di n cánh, xácụ ộ ề ủ ế ệ
đnh các hi n t ng m t n đnh flutter và v n t c gió t i h n.ị ệ ượ ấ ổ ị ậ ố ớ ạ
-Đánh giá sai s c a nghi m và đm b o sai s c a nghi m đc c iố ủ ệ ả ả ố ủ ệ ượ ả
thi n so v i các k t qu đã có tr c đây.ệ ớ ế ả ướ
5. C u trúc c a lu n ánấ ủ ậ
Lu n án đc trình bày theo th t các n i dung chính sau: ậ ượ ứ ự ộ
M đu: Trình bày tính c p thi t, m c đích và nhi m v nghiên c u, ýở ầ ấ ế ụ ệ ụ ứ
nghĩa khoa h c và ý nghĩa th c ti n c a lu n án.ọ ự ễ ủ ậ
Ch ng 1: Trình bày các ki n th c c s liên quan đn lĩnh v c khí đànươ ế ứ ơ ở ế ự
2
h i, s t ng tác gi a ba lo i l c: khí đng, đàn h i và quán tính; t ngồ ự ươ ữ ạ ự ộ ồ ổ
quan các nghiên c u qu c t và trong n c liên quan, các v n đ c b n vứ ố ế ướ ấ ề ơ ả ề
mô hình hóa thi t di n cánh, các hi n t ng phi tuy n và cách ti p c n điế ệ ệ ượ ế ế ậ ố
ng u.ẫ
Ch ng 2: Xây d ng mô hình thi t di n cánh máy bay chuy n đng trongươ ự ế ệ ể ộ
dòng khí không nén đc. Phân tích đáp ng và các hi n ượ ứ ệ t ng dao đng flutter.ượ ộ
Ch ng 3: Trình bày tiêu chu n đi ng u có tr ng s cho v n đ tuy nươ ẩ ố ẫ ọ ố ấ ề ế
tính hóa t ng đng h dao đng phi tuy n. Nghiên c u đ xu t 3 cáchươ ươ ệ ộ ế ứ ề ấ
l a ch n t ng ng v i 3 c i ti n cho giá tr tham s tr ng s và áp d ngự ọ ươ ứ ớ ả ế ị ố ọ ố ụ
cho các h phi tuy n d ng đa th c. ệ ế ạ ứ
Ch ng 4: S d ng các ph ng pháp s cho ph ng trình vi phân chuy nươ ử ụ ươ ố ươ ể
đng c a thi t di n cánh. K t qu c a ph ng pháp mô ph ng s và cácộ ủ ế ệ ế ả ủ ươ ỏ ố
k t qu c a tác gi khác s dùng đ đánh giá, so sánh v i các k t qu gi iế ả ủ ả ẽ ể ớ ế ả ả
tích thu đc theo k thu t tính toán đi ng u.ượ ỹ ậ ố ẫ
K t lu n.ế ậ
CH NG 1. T NG QUAN V BÀI TOÁN PHÂN TÍCH ĐÁP NGƯƠ Ổ Ề Ứ
C A THI T DI N CÁNHỦ Ế Ệ
1.1. Khái ni m c b n v khí đàn h iệ ơ ả ề ồ
Khí đàn h i (Aeroelasticity) là ngành khoa h c nghiên c u các hi n t ngồ ọ ứ ệ ượ
x y ra do s t ng tác ả ự ươ gi aữ l c khí đng (aerodynamic), l c quán tínhự ộ ự
(inertia) và l c đàn h i (elastic). ự ồ
Các hi n t ng khí đàn h i có nh h ng l n t i vi c thi t k và hi u quệ ượ ồ ả ưở ớ ớ ệ ế ế ệ ả
ho t đng c a máy bay. ạ ộ ủ Trong lu n án này t p trung vào hi n t ng khíậ ậ ệ ượ
đàn h i đng (là tâm c a tam giác khí đàn h i Collar (Collar, 1978), cho trênồ ộ ủ ồ
Hình 1 trong lu n án).ậ
1.2. Các nghiên c u đáp ng c a thi t di n cánhứ ứ ủ ế ệ
Phân tích đáp ng c a thi t di n cánh là bài toán quan tr ng ph c v quáứ ủ ế ệ ọ ụ ụ
trình thi t k , ch t o, v n hành và b o d ng máy bay. Đ tăng l c nâng,ế ế ế ạ ậ ả ưỡ ể ự
gi m l c c n, cánh c n đc thi t k có d ng m ng. Đi u này l i d n t iả ự ả ầ ượ ế ế ạ ỏ ề ạ ẫ ớ
đ nh y c m v i dao đng tăng lên, đc bi t khi chuy n đng trong dòngộ ạ ả ớ ộ ặ ệ ể ộ
3
khí v i v n t c l n. Lúc này, l c khí đng (l c nâng) tăng r t l n làm bi nớ ậ ố ớ ự ộ ự ấ ớ ế
d ng hình h c c a cánh, t đó l i làm thay đi đc tr ng c a dòng khí, d nạ ọ ủ ừ ạ ổ ặ ư ủ ẫ
t i các hi n t ng t ng tác khí đàn h i. V m t mô hình hóa, cánh có thớ ệ ượ ươ ồ ề ặ ể
đc mô t t đn gi n đn ph c t p, ví d cho trên các Hình 2-5. Đ mượ ả ừ ơ ả ế ứ ạ ụ ể ở
đu cho nh ng nghiên c u v n đ t ng tác khí đng l c theo cách ti pầ ữ ứ ấ ề ươ ộ ự ế
c n đi ng u, trong lu n án này gi i h n xem xét theo mô hình cho trênậ ố ẫ ậ ớ ạ
Hình 2, trong đó m t c t đi n hình đc đ b i các lò xo phi tuy n và cácặ ắ ể ượ ỡ ở ế
l c khí đng đc tính toán t lý thuy t cánh m ng, có th đc quy vự ộ ượ ừ ế ỏ ế ượ ề
l c t p trung t i tâm khí ự ậ ạ đng (Fung 1993). ộ
1.3. Thi t di n cánh phi tuy nế ệ ế
Các nghiên c u v thi t di n cánh máy bay th ng t p trung tính toán đápứ ề ế ệ ườ ậ
ng nh m ch ra vòng gi i h n trong bài toán phi tuy n, các hi n t ng rứ ằ ỉ ớ ạ ế ệ ượ ẽ
nhánh Hopf và hi n t ng flutter. Ph ng pháp mà các tác gi s d ng làệ ượ ươ ả ử ụ
ph ng pháp cân b ng đi u hòa và ph ng pháp ti m c n (Liu và Zhaoươ ằ ề ươ ệ ậ
(1992)), ph ng pháp tuy n tính hóa t ng đng và ph ng pháp đa t pươ ế ươ ươ ươ ạ
trung tâm (Shahrzad và Mhazoon (2002), Chen vcs 2013).
Ph ng trình chuy n đng ng v i mô hình th ng là h t dao đng và cóươ ể ộ ứ ớ ườ ệ ự ộ
tính ch t phi tuy n (tính phi tuy n k t c u và tính phi tuy n khí đng l c),ấ ế ế ế ấ ế ộ ự
có xu t hi n vòng gi i h n, các hi n t ng r nhánh Hopf và hi n t ngấ ệ ớ ạ ệ ượ ẽ ệ ượ
flutter. Tính phi tuy n k t c u có th phân b ho c t p trung t i m t vài vế ế ấ ể ố ặ ậ ạ ộ ị
trí. V i m c đích nghiên c u cách ti p c n đi ng u, lu n án cũng s chớ ụ ứ ế ậ ố ẫ ậ ẽ ỉ
nghiên c u tính phi tuy n k t c u t p trung. ứ ế ế ấ ậ
Hi u ng chính c a hi n t ng phi tuy n là các dao đng vòng gi i h nệ ứ ủ ệ ượ ế ộ ớ ạ
(limit cycle oscillations: LCOs), có th đc xem nh hi n t ng dao đngể ượ ư ệ ượ ộ
flutter b ch n (hi n t ng flutter phi tuy n) và m t ví d c a lo i daoị ặ ệ ượ ế ộ ụ ủ ạ
đng này cho trên Hình 8. Hi n t ng LCO cũng là m t n i dung nghiênộ ệ ượ ộ ộ
c u chính c a lu n án.ứ ủ ậ
1.4. M t s nghiên c u liên quan trong n cộ ố ứ ướ
T i Vi t Nam cũng có m t s nghiên c u v nh h ng c a l c khí đngạ ệ ộ ố ứ ề ả ưở ủ ự ộ
nói chung cũng nh hi n t ng flutter trong nhi u v n đ k thu t khácư ệ ượ ề ấ ề ỹ ậ
nhau nh hàng không, c u dây văng nh p l n, các k t c u t m, v … Lã H iư ầ ị ớ ế ấ ấ ỏ ả
4
Dũng, (2005), đã kh o sát nh h ng c a m t s thông s và nh n th yả ả ưở ủ ộ ố ố ậ ấ
n u ti p t c tăng t c đ bay, dao đng c a cánh tr thành dao đng t kíchế ế ụ ố ộ ộ ủ ở ộ ự
g i là flutter u n- xo n cánh. Hoàng Th Bích Ng c vcs, (2009), đã nghiênọ ố ắ ị ọ
c u hi n t ng đàn h i cánh d i tác d ng c a l c khí đng. Ph m Duyứ ệ ượ ồ ướ ụ ủ ự ộ ạ
Hòa vcs, (2014), đã đt v n đ ki m soát n đnh flutter c a k t c u c uặ ấ ề ể ổ ị ủ ế ấ ầ
h treo b ng cách thay đi hình dáng c a m t c t c u và các khe slot.ệ ằ ổ ủ ặ ắ ầ
Đi v i các nghiên c u v cách ti p c n đi ng u cho ph ng pháp tuy nố ớ ứ ề ế ậ ố ẫ ươ ế
tính t ng đng có lu n án c a Nguy n Ng c Linh (2015) v i tiêu đươ ươ ậ ủ ễ ọ ớ ề
“Phân tích dao đng ng u nhiên phi tuy n b ng ph ng pháp tuy n tínhộ ẫ ế ằ ươ ế
hóa t ng đng”. Đây là lu n án đu tiên phát tri n các bi u th c cho tiêuươ ươ ậ ầ ể ể ứ
chu n đi ng u và tiêu chu n đi ng u có tr ng s theo ph ng pháp trungẩ ố ẫ ẩ ố ẫ ọ ố ươ
bình bình ph ng t i thi u d a trên quan đi m đi ng u trong bài toánươ ố ể ự ể ố ẫ
tuy n tính hóa t ng đng cho h dao đng ng u nhiên.ế ươ ươ ệ ộ ẫ
1.5. Cách ti p c n đi ng uế ậ ố ẫ
M t cách ti p c n m i cho bài toán phi tuy n v dao đng và đi u khi nộ ế ậ ớ ế ề ộ ề ể
k t c u đc đ xu t b i Nguy n Đông Anh (2010). Cách ti p c n m iế ấ ượ ề ấ ở ễ ế ậ ớ
đc bi t v i tên g i cách ti p c n đi ng u. Áp d ng cách ti p c n nàyượ ế ớ ọ ế ậ ố ẫ ụ ế ậ
cho lĩnh v c tuy n tính hóa t ng đng d n đn k thu t c c ti u bìnhự ế ươ ươ ẫ ế ỹ ậ ự ể
ph ng đi ng u.ươ ố ẫ
Cách ti p c n đi ng u có tính linh ho t và có th áp d ng đc cho nhi uế ậ ố ẫ ạ ể ụ ượ ề
l p h phi tuy n khác nhau. Do v y lu n án có m c đích nghiên c u phátớ ệ ế ậ ậ ụ ứ
tri n và áp d ng cách ti p c n này cho bài toán v thi t di n cánh máy bay.ể ụ ế ậ ề ế ệ
Nghiên c u nh m tìm ra nh ng đc tr ng dao đng flutter v i sai sứ ằ ữ ặ ư ộ ớ ố
nghi m nh so v i các nghi m mô ph ng s trong tr ng h p h đang xétệ ỏ ớ ệ ỏ ố ườ ợ ệ
có tính phi tuy n, th m chí là phi tuy n m nh.ế ậ ế ạ
1.6. V n đ nghiên c u c a lu n ánấ ề ứ ủ ậ
Lu n án gi i h n nghiên c u thi t di n cánh các đi m sau:ậ ớ ạ ứ ế ệ ở ể
- Thi t di n cánh đc xét là m t m t c t đi n hình, hai chi u.ế ệ ượ ộ ặ ắ ể ề
- L c khí đng tác đng vào cánh đc quy v l c t p trung theo lý thuy tự ộ ộ ượ ề ự ậ ế
cánh m ng t a d ng.ỏ ự ừ
-Ch nghiên c u hi n t ng đáp ỉ ứ ệ ượ ng phi tuy nứ ế đi n hình là dao đngể ộ vòng gi i h nớ ạ
5