intTypePromotion=1
zunia.vn Tuyển sinh 2024 dành cho Gen-Z zunia.vn zunia.vn
ADSENSE
 » 
 » 

Tính toán lực khí động trên cánh

Chia sẻ: Nguyễn Thị Minh | Ngày: | Loại File: PDF | Số trang:36

Thêm vào BST
Báo xấu
262
lượt xem 46
download
 
  Download Vui lòng tải xuống để xem tài liệu đầy đủ

Mục tiêu của đề tài tính toán lực khí động trên cánh là tính toán lực khí động trên cánh, kiểm nghiệm lại lý thuyết về khí động lực cho cánh bằng phương pháp mô phỏng trên phần mềm luent. Tổng kết được mô hình của cánh ứng dụng trong thực tế. Bố cục đề tài gồm 5 chương, với các nội dung về xây dựng mô hình và lý thuyết tính toán cho profil 2d và cánh 3d, tính đặc trưng của khí động cho một số loại cánh, tính tổng thể lực khí động của cánh profil 4412 với góc tới thay đổi và chiều dài sải thay đổi, ứng dụng của cánh đã tính toán. Mời bạn đọc tham khảo.

Chủ đề:

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

Lưu

Nội dung Text: Tính toán lực khí động trên cánh

  1. TRƢỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA HÀ NỘI VIỆN CƠ KHÍ ĐỘNG LỰC ──────── * ─────── BÁO CÁO THỰC TẬP TỐT NGHIỆP Tên đề tài: Tính toán lực khí động trên cánh Sinh viên thực hiên: NGUYỄN VĂN HỒNG Giáo viên hướng dẫn: PGS.TS.HOÀNG THI BÍCH NGỌC HÀ NỘI 10 – 2011
  2. PHIẾU GIAO NHIỆM VỤ BÁO CÁO THỰC TẬP TỐT NGHIỆP 1. Thông tin về sinh viên Họ và tên sinh viên: . NGUYỄN VĂN HỒNG. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . Điện thoại liên lạc: 01687.892.908 Email: hong4world@gmail.com Lớp: k51-Hàng không Hệ đào tạo: Đại học chính quy Đồ án tốt nghiệp được thực hiện tại: Thời gian làm BÁO CÁO THỰC TẬP TỐT NGHIỆP: Ngày giao nhiệm vụ: / / Ngày hoàn thành nhiệm vụ: / / 2. Mục đích nội dung của BÁO CÁO THỰC TẬP TỐT NGHIỆP - Tính toán lực khí động cho cánh - Kiểm nghiệm lại lý thuyết về khí động học cho cánh bằng phương pháp mô phỏng trên phần mền fluent. Tổng kết được mô hình của cánh ứng dụng trong thực tế. 3. Các nhiệm vụ cụ thể của BÁO CÁO THỰC TẬP TỐT NGHIỆP  Tính lực khí động trên cánh  Bảng số liệu các điểm của Naca cần tình toán. Vận tốc đầu vào và Mô hình không gian tính.  Quá trình tính với cánh Naca 4412. Đưa kết luận với loại cánh này 4. Lời cam đoan của sinh viên: Tôi – Nguyễn Văn Hồng - cam kết BÁO CÁO THỰC TẬP TỐT NGHIỆP là công trình nghiên cứu của bản thân tôi dưới sự hướng dẫn của PGS.TS Hoàng Thị Bich Ngọc. Các kết quả nêu trong BÁO CÁO THỰC TẬP TỐT NGHIỆP là trung thực, không phải là sao chép toàn văn của bất kỳ công trình nào khác. Hà Nội, ngày tháng năm Tác giả BÁO CÁO THỰC TẬP TỐT NGHIỆP 5. Xác nhận của giáo viên hướng dẫn về mức độ hoàn thành của ĐATN và cho phép bảo vệ: Giảng viên hướng dẫn nhận xét các vấn đề: Hà Nội, ngày….tháng….năm Giáo viên hướng dẫn
  3. TÓM TẮT NỘI DUNG BÁO CÁO THỰC TẬP TỐT NGHIỆP Trong đồ án này, Em đã chọn đề tài “Tính toán lực khí động trên cánh”. Cánh là bộ phận chính tạo lực nâng của máy bay. Lực khí động sẽ được tính nhờ mô phỏng đã được chia lưới trong fluent. Qua việc xây dựng mô hình và chia lưới các trường hợp tính toán. Từ đó ta sẽ tính được hiệu suất khí động của profil cánh. Với bảng giá trị các hiệu suất khí động, Em đã rút ra được kết luận cho loại cánh mà tính toán. Và kiểm nghiệm trong các ứng dụng thực tế.
  4. MỤC LỤC LỜI MỞ ĐẦU Chƣơng 1. Giới thiệu đề tài ...................................................................................... 1 Chƣơng 2. Xây dựng mô hình và lý thuyết tính toán cho profil 2d và cánh 3d .. 3 2.1. Phƣơng trình vẽ cánh naca 4 số ................................................................. 3 2.2. Mẫu naca sử dụng trong tính toán. ........................................................... 4 2.3. Lực khí động trên profil ............................................................................. 5 2.4. Lực khí động với cánh profil 3d. ............................................................. 12 Chƣơng 3. Tính đặc trƣng khí động cho một số loại cánh .................................. 14 3.1. Vẽ và chia lưới cánh 3D trên Gambit .......................................................... 14 3.2. Tính toán và kết quả lực khí động trong fluent với cánh profil 4412 ......... 15 3.3. Tính toán tường tự với trường hợp cánh profil 0012. ................................. 19 Chƣơng 4. Tính tổng thể lực khí động của cánh profil 4412 với góc tới thay đổi và chiều dài sải thay đổi .......................................................................................... 23 4.1. Giới thiệu: .................................................................................................... 23 4.2. Kết quả tính toán: ........................................................................................ 23 Chƣơng 5. Ứng dụng của cánh đã tính toán ......................................................... 27 5.1. Ứng dụng cho máy bay. .................................................................................. 27 5.2. Ứng dụng cho tuabin gió ................................................................................ 28 KẾT LUẬN .............................................................................................................. 29 TÀI LIỆU THAM KHẢO ...................................................................................... 30
  5. DANH MỤC CÁC BẢNG VÀ SƠ ĐỒ HÌNH Hình 1. 1. Biên dạng cánh Naca 4412 Hình 1. 2. Biên dạng cánh Naca 0012 Hình 1. 3. Sự thay đổi góc tấn và tỷ lệ cánh Hình 2. 1. Profile geometry – 1: Zero lift line; 2: Leading edge; 3: Nose circle; 4: Camber; 5: Max. thickness; 6: Upper surface; 7: Trailing edge; 8: Camber mean- line; 9: Lower surface Hình 2. 2. Hệ sô lực khí động trên bề mặt Airfoil Hình 2. 3. Biểu đồ CL2D cho naca 4412 Hình 2. 4. Biểu đồ Cd/Cl của naca 4412 Hình 2. 5. Biểu đồ Cl với anpha với Naca 0012 Hình 2. 6. Biểu đồ Cd/Cl với Naca 0012 Hình 2. 7. Cánh 3D Hình 3. 1.Mô hình chia lưới của Profil Naca 4412 Hình 3.2. Mô tả đường nằm trên bề mặt cánh Hình 3.3. Phân bổ hệ số áp suất tại các đường cắt ngang trên mặt cánh Hình 3.4. Vẽ Phân bố hệ số áp suất bằng MathLab Hình 3.5. Đường phân bố hệ số áp suất tại gốc cánh profil 4412 Hình 3.6. Biểu đồ so sánh phân bố áp suất giữa gốc cánh và trên mặt naca 4412 Hình 3.7. Hệ số áp suất trên các mặt trên cánh Hình 3.8. biểu đồ phân bố hệ số áp suất trên cánh Hình 3.9. Biểu đồ so sánh hệ số áp suất của góc cánh profil 3D và trên naca 0012 Hình 4. 1. Biểu đồ lực nâng cánh profil 3d 4412 Hình 4. 2. Biểu đồ lực cản cánh profil 3d 4412 Hình 4. 3. Biểu đồ tỷ số lực nâng với lực cản cánh profil 3d 4412 Hình 5. 1. Máy bay Orličan VT-425 Hình 5. 2. Máy bay Zlin Z-50L Hình 5. 3. Ảnh tuabin gió trục đứng
  6. LỜI MỞ ĐẦU Trong thời kỳ phát triển của đất nước hiện nay, khoa học và kĩ thuật càng ngày đóng vai trò quan trọng trong cuộc sống của con người. Mỗi một sản phẩm của một công ty đều được trọn lựa từ nhiều mô hình thiết kế, để nhằm chọn được mô hình tối ưu phù hợp với yêu cầu của cộng ty. với nhu cầu khác nhau mà công ty mà người chọn sử dụng những phần mềm ứng dụng cho việc thiết kế sản phẩm cũng khác nhau, như công ty thiết kế kiến trúc sử dụng autocad, nghiên cứu về lực thì dung solidworks, tính toán khí động thì sử dụng ansys…. Nhằm làm rõ hơn những kiến thức trong quá trình học tập, em đã được thực hiện thí nghiệm trong thời gian qua. Để hiểu rõ thêm kiến thức trong 5 năm học thật là khá khó khăn, sinh viên cần phải có khả năng tổng hợp kiến thức, kỹ năng tự học cũng như phát huy khả năng tư duy sáng tạo. Xin trân thành cảm ơn cô giáo PGS.TS Hoàng Thị Bích Ngọc đã giúp đỡ, chỉ dẫn, tạo điều kiện cho em để hoàn thành thực tập tốt nghiệp trong thời gian vừa qua. Nhờ cô mà em biết được nhiều kiến thức về đời sống cũng như chuyên ngành, và để tạo nên được bản đồ án chuyên ngành này thi không thể không có sự giúp đỡ của cô, những kiến thức cô dạy rất quý báu khi đi làm việc, lần nữa em xin cảm ơn cô.
  7. Chương I : Giới thiệu đề tài Chƣơng 1. Giới thiệu đề tài Mục tiêu của đề tài của tôi là tính toán lực khí động trên cánh. Điều đầu tiên mà ta cần giả thiết đó là biên dạng cánh. Ở trong bài báo cáo này, tôi xin đưa ra hai loại biên dạng cánh để xem xét: Biên dạng cánh thứ nhất là Naca 4412. Hình 1. 1. Biên dạng cánh Naca 4412 Biên dạng cánh thứ hai là Naca 0012. Hình 1. 2. Biên dạng cánh Naca 0012 Hai biên dạng cánh này rất được sử dụng rộng rãi trên toàn thế giới. Với nhiều ứng dụng như cho cánh máy bay, cánh tuabin gió....Ở các nước phát triển về công nghệ như Mỹ, Nhật bản, Australia..., người ta cũng rất hay ưu tiên cho việc nghiên cứu của sinh viên về loại cánh này, vì khi so sánh hai loại biên dạng cánh với nhau ta được một cái nhìn trực quan và rõ rệt về khí động lực học hơn các loại cánh khác. Để làm rõ kiến thức trên lớp về lực khí động trên cánh. Tôi đã nghiên cứu với nhiều trường hợp đầu vào khác nhau cho cánh. Các yêu tố về lực khí động được xét đầy đủ với sự thay đổi của Góc tới α, và tỷ lệ độ dài b/c của cánh. 1
  8. Chương I : Giới thiệu đề tài Hình 1. 3. Sự thay đổi góc tấn và tỷ lệ cánh Các bước thực hiện cho việc nghiên cứu của hai loại cánh này: - Thiết kế và chia lưới cho các cánh trên Gambit. - Mô phỏng với các trường hợp riêng biệt trên Fluent để tính toán lực khí động cho mỗi thông số đầu vào. Lưu ý, các thông số đầu vào được thay đổi khi chúng ảnh hưởng rõ rệt cho lực khí động trên cánh. - Rút ra kết quả cần thiết để mô tả các ảnh hưởng của mội trường đối với lực khí động của cánh. - Kết luận các vấn đề đạt được hay các vấn đề được làm rõ cho đặc điểm của lực khí động khi có sự thay đổi của môi trường. Qua phần nghiên cứu này, tôi xin đưa ra một vài ứng dụng cho cánh được sử dụng ở các nước công nghiệp. 2
  9. Chương II : Xây dựng mô hình và lý thuyết tình toán cho cánh 3d Chƣơng 2. Xây dựng mô hình và lý thuyết tính toán cho profil 2d và cánh 3d Trong quá trính tính toán và mô phỏng, ta cần phải dựa trên các lý thuyết đã được xây dựng, nhằm nhận xét và đánh giá kết quả trong quá trình mô phỏng. Tại trong phần này, tôi xin trình bày các lý thuyết cơ bản về khí động lực học, nội dung được chia làm các phần: - Phương trính vẽ cánh naca 4 số - Xác định các mẫu Naca được sử dụng trong tính toán mô phỏng - Khí động lực học trên của profil và cánh 3D. Tại phần này, với mục đích sử dụng lý thuyết để áp dụng cho phần tính toán. Ở đây, tôi sẽ không quá đi sâu về nguyên nhân, trong quá trình chỉ trình bày lý thuyết áp dụng trực tiếp trong mô phỏng. 2.1. Phƣơng trình vẽ cánh naca 4 số Hình 2. 1. Profile geometry – 1: Zero lift line; 2: Leading edge; 3: Nose circle; 4: Camber; 5: Max. thickness; 6: Upper surface; 7: Trailing edge; 8: Camber mean-line; 9: Lower surface Đường camberline của airfoil chuẩn NACA 4 chữ số có dạng 3
  10. Chương II : Xây dựng mô hình và lý thuyết tình toán cho cánh 3d Ở đây: m là maximum camber (m là số đầu tiên của Naca 4 chữ số), p là location of maximum camber (10 p số thứ 2 của Naca 4 chữ số xpxx). Bề dày airfoil có phương trình: Với: c : chiều dài đường chord, x : vị trí trên đường chord có giá trị từ 0 tới c, y : một nửa độ dày tại vị trí, và t : độ dày tối đa tại một vị trí của chord (được xác định bằng hai số cuối cùng của Naca 4 chữ số). Đường upper (xU, yU) và lower (xL, yL) có dạng : Với : 2.2. Mẫu naca sử dụng trong tính toán. Trong quá trình tính toán, mẫu naca 4412 và 0012 được ứng dụng trong tất cả quá trình. Bài toán chỉ 4
  11. Chương II : Xây dựng mô hình và lý thuyết tình toán cho cánh 3d thay đổi các thông số về Sải cánh b và Góc tới anpha để xét các giá trị lực nâng Cl, lực cản Cd và hệ số áp suất Cp. 2.2.1 Chuẩn NACA 4412 : Naca 4412 +Bề dày lớn nhất 12% chiều dài airfoil : t=0.12 +Max của đường camber 4% chiều dài airfoil : m=0.04 Naca 0012 +Vị trí mã camber là 40% chiều dài airfoil : p=0.4 2.2.2 Chuẩn NACA 0012 : +Bề dày lớn nhất 12% chiều dài airfoil : t=0.12 +Naca đối xứng qua đường chord 2.3. Lực khí động trên profil Trong hình dưới, hệ số áp suất Pds, trên một phân từ bề mặt, được xác định theo hai thành phần tử dX (song song với đường chord ) và dZ (vuông góc với đường chord ), tương ứng: Hình 2. 2. Hệ sô lực khí động trên bề mặt Airfoil 5
  12. Chương II : Xây dựng mô hình và lý thuyết tình toán cho cánh 3d 2.3.1 Lực theo phương z. Tại mặt trên (Upper surface), lực theo phương z cho mỗi phần tử xác định: dZ = -(P-P∞)U ds cos ε Lực theo phương z cho mỗi đơn vị phần tử trên đường chord: dZ = -(P-P∞)U dx Với dx = ds cos ε. Tương tự, lực theo phương z tại mặt dưới(lower surface): dZ = -(P-P∞)L dx Tổng lực theo phương z là: Z    P  P U   P  P L  dx c 0   Khi đó, hệ số áp suất theo phương z được xác định: Z 1  x Cz     (CPU  CPL )d   1  U c 2 0 c 2 2.3.2 Lực theo Phương x. Tại mặt trước (Front surface ).Phần tử lực được xác định theo phương x: dX = -(P-P∞)F ds sin ε Với dz = ds sin ε. Nên: dX = -(P-P∞)F dz. Tương tự vậy, Phần tử lực tại mặt sau(After suface) theo phương x: dX = -(P-P∞)A dz 6
  13. Chương II : Xây dựng mô hình và lý thuyết tình toán cho cánh 3d Tổng lực theo phương x: X    P  P  F   P  P  A  dz zt  zt   Khi đó, hệ số hệ số áp suất theo phương x được xác định: z zt X Cz     (CPF  CPA )d   c z 1  U c 2  t c c 2 2.3.3 Hệ số lực nâng và hệ số lực cản: Phân tích các giá trị của hệ số lực theo phương z là Cz và theo phương x là Cx ta có giá trị hệ số lực nâng Cl và hệ số lực cản Cd theo quan hệ sau. Giá trị của hệ số lực nâng và lực cản 7
  14. Chương II : Xây dựng mô hình và lý thuyết tình toán cho cánh 3d Hình 2. 3. Biểu đồ CL2D cho naca 4412 8
  15. Chương II : Xây dựng mô hình và lý thuyết tình toán cho cánh 3d Hình 2. 4. Biểu đồ Cd/Cl của naca 4412 9
  16. Chương II : Xây dựng mô hình và lý thuyết tình toán cho cánh 3d Hình 2. 5. Biểu đồ Cl với anpha với Naca 0012 10
  17. Chương II : Xây dựng mô hình và lý thuyết tình toán cho cánh 3d Hình 2. 6. Biểu đồ Cd/Cl với Naca 0012 11
  18. Chương II : Xây dựng mô hình và lý thuyết tình toán cho cánh 3d 2.4. Lực khí động với cánh profil 3d. Trong trường hợp này để chánh sai lầm khi đọc, ta chuyển hệ số lực nâng và lực cản cho cánh 2d thành CL2D và CD2D làm. Khi đó, ta sử dụng CL3D và CD3D là hệ số lực nâng và lực cản với cánh 3D. Mô hình của cánh được xác định như sau: Hình 2. 7. Cánh 3D Tại đây ta xác đinh tỷ số dạng (Aspect ratio) AR= b/c a. Hệ số Lực nâng Cl3D Thông qua phần tính lực nâng 2d, ta có được cách thức tính lực nâng Cl3D Cl3D = Cl2D α Trong đó: Cl3D : Hệ số lực nâng cánh 3d Cl2D : Hệ số lực nâng 2d AR : Tỷ số dạng Và α : là góc tới b. Hệ số Lực cản CD3D Nhờ xác định giá trị của lực nâng 3D, ta tính được giá trị của lực cản. CD3D= CD03D + / (π e AR) 12
  19. Chương II : Xây dựng mô hình và lý thuyết tình toán cho cánh 3d Với: CD3D : hệ số lực cản 3d của cánh CD03D : hệ số lực cản khi không tồn tại lưc nâng Và e : hệ số Oswald 13
  20. Chương III : Tính đặc trưng khí động cho một số loại cánh Chƣơng 3. Tính đặc trƣng khí động cho một số loại cánh Giả thiết: Ta tính toán giá trị Cl, Cd và Cm cho một profil 3D: Profil có thông số: - Naca 4412 - b/c=5, c=1m - góc tới = 0o Không gian tính toán: - v = 10m/s Các bước tính toán: 3.1. Vẽ và chia lƣới cánh 3D trên Gambit Hình 3 1.Mô hình chia lưới của Profil Naca 4412 14
ADSENSE

CÓ THỂ BẠN MUỐN DOWNLOAD

TL.01: Bộ Tiểu Luận Triết Học
207 tài liệu
1474 lượt tải
THÔNG TIN
TRỢ GIÚP
HỖ TRỢ KHÁCH HÀNG
Theo dõi chúng tôi

Chịu trách nhiệm nội dung:

Nguyễn Công Hà - Giám đốc Công ty TNHH TÀI LIỆU TRỰC TUYẾN VI NA

LIÊN HỆ

Địa chỉ: P402, 54A Nơ Trang Long, Phường 14, Q.Bình Thạnh, TP.HCM

Hotline: 093 303 0098

Email: support@tailieu.vn

Giấy phép Mạng Xã Hội số: 670/GP-BTTTT cấp ngày 30/11/2015 Copyright © 2022-2032 TaiLieu.VN. All rights reserved.

 

Đồng bộ tài khoản
3=>0