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

Tóm tắt 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:27

2
lượt xem
1
download
 
  Download Vui lòng tải xuống để xem tài liệu đầy đủ

Tóm tắt luận án "Nghiên cứu hiện tượng khí động đàn hồi của cánh khí cụ bay có biên dạng đặc thù" được thực hiện với mục tiêu là 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. Mời các bạn cùng tham khảo!

Chủ đề:
Lưu

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

  1. 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 TÓM TẮT LUẬN ÁN TIẾN SĨ CƠ HỌC Hà Nội – 2024
  2. Công trình được hoàn thành tại: Đại học Bách khoa Hà Nội Người hướng dẫn khoa học: 1. PGS.TS. Nguyễn Phú Khánh 2. PGS.TS. Hoàng Thị Kim Dung Phản biện 1: Phản biện 2: Phản biện 3: Luận án được bảo vệ trước Hội đồng đánh giá luận án tiến sĩ cấp Đại học Bách khoa Hà Nội họp tại Đại học Bách khoa Hà Nội Vào hồi …….. giờ, ngày ….. tháng ….. năm ……… Có thể tìm hiểu luận án tại thư viện: 1. Thư viện Tạ Quang Bửu - Đại học Bách khoa Hà Nội 2. Thư viện Quốc gia Việt Nam
  3. 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 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 1
  4. 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. Chương 3: Kết quả nghiên cứu – Trình bày kết quả nhận được của luận án. Cuối cùng là phần Kết luận và kiến nghị, tổng hợp các kết luận chung và kiến nghị hướng nghiên cứu tiếp theo. 2
  5. CHƯƠNG 1. TỔNG QUAN HIỆN TƯỢNG KHÍ ĐỘNG ĐÀN HỒI Khi nghiên cứu về động lực học bay ta thường coi máy bay như chất điểm (để nghiên cứu các đặc tính bay) 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 hoặc khi gặp các dòng nhiễu động trong quá trình bay …), chuyển vị và biến dạng của các thành phần kết cấu làm thay đổi đặc tính khí động cũng như hạn chế khả năng chịu tải của kết cấu. Có thể nói, độ cứng của máy bay là nguyên nhân quyết định đến việc xuất hiện hoặc loại trừ các hiện tượng khí động đàn hồi. 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 cấu trúc. Vì vậy, các thiết kế của 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. Ngoài ra, các hiện tượng khí động đàn hồi còn được quan tâm đặc biệt trong thiết kế cấu trúc khác như: cầu đường, xe đua, turbine gió, cánh turbine, máy bay trực thăng … 1.1. Hiện tượng khí động đàn hồi 1.1.1. Tam giác khí động đàn hồi Collar Hiện tượng khí động đàn hồi thực chất là tác động tương hỗ giữa các lực: khí động, quán tính và đàn hồi. 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 Các lĩnh vực nghiên cứu được hình thành từ sự tương tác giữa các đỉnh của tam giác Collar như trình bày trong Hình 1.1: ❖ Cơ học bay: nghiên cứu tác động giữa lực khí động và lực quán tính; ❖ Dao động cơ học: nghiên cứu tác động giữa lực đàn hồi và lực quán tính; 3
  6. ❖ 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 khí động đàn hồi chính các đặc trưng như sau: - 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: biến dạng của kết cấu làm thay đổi 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 cánh: 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: 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 4
  7. 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. 1.1.2. Lý thuyết hiện tượng khí động đàn hồi a. Sự phân bố các trục ở cánh máy bay Hình 1.2 Sự phân bố các tâm ở profile cánh Trên cánh máy bay thường có 3 trục tương ứng với 3 tâm trên profile cánh gồm (Hình 1.2): ➢ Trục khí động (tâm khí động - ac): Vị trí của tâm khí động thay đổi theo tốc độ bay: - 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 - ea); ➢ Trục trọng tâm (trọng tâm - cg): trọng tâm phụ thuộc vào kết cấu và vật liệu sử dụng. Vị trí các tâm (trục) tính từ mép vào (điểm đầu tiên của dây cung cánh). b. Biến dạng của cánh Uốn cánh Dưới tác dụng của ngoại lực, cánh máy bay bị uốn lên hoặc xuống (Hình 1.3a). Cánh thẳng khi chịu uốn sẽ không ảnh hưởng tới góc tấn mà 5
  8. chỉ làm thay đổi góc vểnh cụp của cánh dẫn đến làm thay đổi tính ổn định trên cánh. Xoắn cánh 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 1.3). a. Uốn cánh thẳng b. Xoắn cánh thẳng Hình 1.3 Biến dạng của cánh 1.2. Lịch sử nghiên cứu hiện tượng khí động đàn hồi Ví dụ điển hình nhất về ảnh hưởng của hiện tượng khí động đàn hồi phải nhắc đến sự kiện sập cầu Tacoma Narrows ở Mỹ vào năm 1940 do gió lớn, phần nhịp chính (840 m) của cây cầu đã bị hư hỏng rất nặng thậm chí bị đứt gãy hẳn ở nhiều chỗ. a. Trước khi sập b. Sập cầu năm 1940 Hình 1.4 Cầu Tacoma, Mỹ Vấn đề rung động đầu tiên trên máy bay được ghi nhận để mô hình hoá và giải quyết là trên máy bay ném bom Handley-Page 0/400 vào năm 1918. Nguyên nhân chính dẫn dến tai nạn là do nối hai bánh lái lên xuống không đủ độ cứng (nối qua hệ thống dây và do các bánh lái không được cân bằng tuyệt đối). Đây là vụ tai nạn chết người nhất liên quan đến lực lượng không quân hoàng gia Anh vào thời điểm đó. Cũng với nguyên nhân tương tự đã xảy ra nhiều tai nạn ở các loại máy bay khác của Anh ví dụ như máy bay DH-9. a. Handley-Page 0/400 b. DH-9 Hình 1.5 Máy bay ném bom 6
  9. Ngoài ra, hiện tượng khí động đàn hồi cũng được phát hiện là nguyên nhân của các tai nạn máy bay khác như được trích dẫn trong Garrick and Reed III (1981): – Junkers JU90 (rung lắc trong quá trình bay thử nghiệm hiện tượng Flutter); – P80, F100, F14 (Tiếng buzz cánh lái liệng cận âm); – T46A (rung lắc servo tab); – F16, F18 (external stores LCO – Limit Cycle Oscillation (Giới hạn chu kỳ dao động), Bafting); – F111 (external stores LCO); – F117, E-6 (rung lắc vây đứng). 1.3. Lý thuyết tính toán hiện tượng khí động đàn hồi trên cánh máy bay 1.3.1. Hiện tượng xoắn phá huỷ cánh Xét cánh 3D hình chữ nhật có một đầu cố định. Cánh có chiều dài nửa sải cánh s = b/2, dây cung cánh c, cánh đối xứng và góc xoắn ban đầu bằng 0. Xuất phát từ các phương trình cân bằng về lực, mô-men và áp dụng phương trình Lagrange, ta tính được Hình 1.6 Cánh cố định chữ nhật góc xoắn cánh tại đỉnh cánh: 3qec 2 s 2 aw T = 0 PT 1.1 6GJ − 2qec 2 s 2 aw Tại vị trí bắt đầu xuất hiện xoắn phá huỷ cánh, θ→∞, ta tính được giá trị của áp suất động tới hạn: 3GJ qdiv = PT 1.2 ec 2 s 2 aw Do đó, tốc độ tới hạn:  GJ Vdiv = PT 1.3 2  ecs 2 aw 1.3.2. Hiện tượng đảo chiều tác dụng cánh lái Từ việc xác định lực nâng, mô- men và áp dụng phương trình Lagrange, ta tính được góc xoắn cánh tại đỉnh cánh (PT 1.4). Khi xuất hiện hiện tượng đảo chiều tác dụng cánh lái thì mô-men uốn tại gốc cánh sẽ bằng 0, ta tính β : Góc cánh lái Hình 1.7 Cánh cố định chữ nhật 7
  10. được áp suất động khi xảy ra hiện tượng đảo chiều lực tác dụng cánh lái được cho bởi công thức (PT 1.5). qc 2 s qc 2 s 2 T = ( bw0 + bC  ) = ( bw0 + bC  ) 2 2GJ 2qc sbw  q  PT 1.4 − 2GJ 1 −  s 3  qw  3GJaC qrev = PT 1.5 c 2 s 2 aw ( eaC − bC ) Hệ số giảm tác dụng điều khiển: q  = 1− PT 1.6 qrev 1.3.3. Hiện tượng Flutter a. Mô hình một bậc tự do Mô hình một bậc tực do cánh chỉ có thể chuyển động xoay quanh tâm cứng. Phương trình chuyển động của hệ:  2 I  2 + K  = M Y PT 1.7 t Trong đó, Iα là mô-men quán tính của cánh quanh mép vào của cánh; My là mô men khí động tương ứng với góc tấn α tại mép vào của cánh; Kα là độ cứng của lò xo xoắn; α là góc tấn của cánh. Dao động của cánh được xem Hình 1.8 Mô hình một bậc tự do như dao động điều hòa với tần số w và biên độ góc là α0:  =  0eiwt PT 1.8 b. Mô hình hai bậc tự do Với mô hình hai bậc tự do, cánh có thể di chuyển lên xuống theo phương thẳng đứng. Để giải quyết bài toán với mô hình trên, người ta sử dụng công thức Lagrange: mh + S  + mw 2 = Qh h PT 1.9 S h + I  + I w  = Q 2 PT 1.10 Trong đó: h là biến dạng uốn; α là biến dạng xoắn; My là mô-men khí động quanh tâm khí động của cánh; Qh là lực khí động theo phương thẳng đứng; Qα là mô-men; m là khối lượng của một đơn vị sải cánh; Iα là mô-men quán tính; Sα là mô-men khối lượng đối với một đơn vị sải cánh; wh là tần số dao động của chuyển động uốn; wα là tần số dao động của chuyển động xoắn. 8
  11. Các dao động của chuyển động uốn và chuyển động xoắn được xác định dưới dạng nghiệm điều hòa như sau: h = h0eiwt  =  0ei ( wt + ) PT 1.11 c Phương pháp K-P Trong phương pháp này, các lực khí động được tính toán như một hàm Hình 1.9 Mô hình hai bậc tự do theo thời gian, chuyển vị, vận tốc và gia tốc của kết cấu, bỏ qua sự tự tắt dần của kết cấu. Phương trình chuyển động của kết cấu được viết như sau:  M q +  K q =  f ( q, q, q, t ) PT 1.12 Trong đó: [M] là ma trận khối lượng; [K] là ma trận độ cứng; {q} là véc-tơ chuyển vị; f là véc-tơ lực. 1.4. Kết luận Bản chất hiện tượng KĐĐH là tương tác giữa lực khí động, lực đàn hồi và quán tính. Theo sự tương tác giữa các lực mà các hiện tượng KĐĐH được phân loại theo tam giác Collar. Lý thuyết tổng quan, lịch sử và các phương pháp nghiên cứu hiện tượng KĐĐH được trình bày trong chương này. CHƯƠNG 2. CÁNH CÓ BIÊN DẠNG ĐẶC THÙ VÀ PHƯƠNG PHÁP NGHIÊN CỨU SỬ DỤNG 2.1.Cánh có biên dạng đặc thù 2.1.1. Cánh AGARD 445.6 Cánh AGARD 445.6 là mẫu cánh mỏng có profile NACA65A004 đối xứng. Thông số vật liệu của cánh: Mô-đun đàn hồi dọc theo sải cánh song song với đường ¼ dây cung Ex = 3,1511Gpa; Mô-đun đàn hồi vuông góc với đường ¼ Ey = 0,4162Gpa; Mô-đun trượt trên tất cả các mặt G = 0,4392Gpa; Khối lượng riêng ρ = 397,5kg/m3; Hệ số Poisson γ = 0,31. NACA65A004 Hình 2.1 Cánh AGARD 445.6 Cánh AGARD 445.6 được nghiên cứu mô phỏng để xác định đáp ứng đầu ra (dao động hội tụ, phân kì, điều hòa) tại các vận tốc khác nhau (M=0,499; 0,678; 0,96; 1,072; 1,141). Trong đó, trường hợp M=0,499 được sử dụng chủ yếu để điều chỉnh các thiết lập sao cho kết quả mô phỏng tốt nhất so với thực nghiệm. 9
  12. Để nghiên cứu ảnh hưởng của hình dạng cánh đến đặc tính KĐĐH, ta xét hai dạng cánh thẳng: cánh AGARD 445.6 (cánh hình thang) và cánh hình chữ nhật. 2.1.2. Cánh siêu tới hạn Bên cạnh cánh AGARD 445.6, cánh siêu tới hạn cũng được quan tâm nghiên cứu từ rất sớm. Cánh siêu tới hạn được đặc trưng bởi mặt trên Hình 2.2 Cánh siêu tới hạn phẳng, phần phía sau có độ vồng cao (“cong xuống”) và bán kính mép vào lớn hơn so với biên dạng chảy tầng NACA 6 số. Cánh được thiết kế để tạo ra áp suất thấp hơn trên lưng cánh. Cả sự phân bố độ dày và độ vồng của cánh đều xác định mức độ gia tốc của không khí xung quanh cánh. Khi tốc độ của máy bay tiến gần đến tốc độ âm thanh, gia tốc không khí xung quanh cánh đạt tới tốc độ Mach 1 và sóng va bắt đầu hình thành. Sự hình thành của sóng va này gây ra lực cản sóng. Cánh siêu tới hạn được thiết kế để giảm thiểu hiệu ứng này bằng cách làm phẳng lưng cánh. 2.1.3. Cánh Delta Cánh Delta là cánh dạng tam giác có đầu cánh quét ngược về phía đuôi. Cánh Delta có tỉ số dạng nhỏ, dây cung ở đuôi cánh lớn và bán kính của mép vào nhỏ (mép vào thường sắc cạnh). Cánh Delta có các đặc điểm: i. Hiện tượng bất đối xứng tự nhiên; ii. Xuất hiện xoáy trên cánh dẫn đến hình thành lực nâng cảm ứng do xoáy; iii. Góc thất tốc lớn hơn so với các dạng cánh khác (thường từ 30-40 độ); iv. Hiện tượng KĐĐH trên cánh Delta được gọi là hiện tương “Wing-Rock”, hiện tượng rung, lắc cánh Delta. a. Xoáy trên cánh b. Hiện tượng “Wing-Rock” c. Lực nâng cảm ứng do xoáy d. Góc thất tốc lớn Hình 2.3 Cánh Delta 10
  13. 2.2. Phương pháp nghiên cứu sử dụng 2.2.1. Phương pháp mô phỏng dùng phần mềm ANSYS a. Phương pháp Modal Phương pháp modal giải phương trình chuyển động của vật rắn biến dạng PT 1.12 để tìm các mode dao động riêng của kết cấu. Thông thường, đối với cánh cần xác định bốn mode. Phương pháp modal được sử dụng để phân tích các mode dao động riêng trên cánh AGARD 445.6 và sau đó sử dụng tần số dao động riêng các mode nhận được để xác định bước thời gian cho bài toán FSI. b. Phương pháp mô phỏng số FSI Hình 2.4 Quy trình giải bài toán FSI Phương pháp FSI 2 chiều được sử dụng để nghiên cứu hiện tượng Flutter cánh máy bay. Bản chất là việc có thể chia sẻ giữa CFD và CSD như trình bày trong Hình . Các điểm cần chú ý trong phương pháp FSI: - Lưới tại bề mặt tương tác trên hai hệ vật lý (CFD và CSD) có thể được chia lưới cùng nhau hoặc riêng biệt. Phương pháp chia lưới riêng được ưu tiên sử dụng trên CFD và Hình 2.5 Giao thoa lưới CSD và chỉ dùng chia lưới chung trong những bài toán yêu cầu độ chính xác cao và bề mặt trao đổi đơn giản. Do cánh bị biến dạng trong quá trình tính toán nên phương pháp lưới động “Spring-based” và “Dynamic- Layering” được sử dụng cho bài toán CFD; - Bước thời gian cần đồng nhất trên toàn bộ hệ thống đối với các bài toán “Transient” để tránh các lỗi phân kì liên quan đến chênh lệch thời gian giữa hai phần mềm. Có thể sử dụng phương pháp Modal để tìm bước thời gian hợp lý; - Bài toán CFD: Lớp biên gần tường; Mô hình rối; Điều kiện biên … - Bài toán CSD: Xác định kết cấu, vật liệu để định nghĩa các thuộc tính của vật liệu; Điều kiện biên … 11
  14. 2.2.2. Phương pháp biên nhúng IBM Phương pháp biên nhúng (IBM - Immersed Boundary Method) là phương pháp này không đòi hỏi vùng môi trường xung quanh vật thể phải được chia lưới bám vào bề mặt biên vật thể. Thay vào đó, lưới tính toán được chia một lần duy nhất, do vậy tiết kiệm được thời gian mô phỏng. Phương trình mô tả chuyển động của vật thể: u 1 2 =  u − uu − p + f u = 0 t Re d (m p U c ) dx c = F+g = Uc PT 2.1 dt dt d (I p  ω p ) d p =T = ωp dt dt Trong đó, u: véc-tơ vận tốc; p: áp Lagrange suất; f: lực do vật thể tác dụng lên dòng chảy; Re: số Reynolds; Uc: vận tốc dài; ωp: vận tốc góc; xc: tọa độ trọng tâm; θp: góc quay của vật; mp: khối lượng; Ip: mô-men quán tính; F: Euler lực do dòng chảy tác dụng lên vật thể; Hình 2.6 Bề mặt vật thể (Điểm T: mô-men do dòng chảy tác dụng tròn - Lagrange) và miền chất lên vật thể. lỏng (Euler) 2.2.3. Phương pháp thực nghiệm Nghiên cứu thực nghiệm KĐĐH cánh máy bay được thực hiện trong ống khí động dưới âm AF 6116 (M = 0,1) có kích thước buồng thử 0,4*0,5*1 m. Ống khí động Hình 2.7 Ống khí động được vận hành liên tục bằng động cơ điện 8kW. Vận tốc dòng tự do được giữ không đổi trong khoảng ± 2%. Tổng áp suất của dòng tự do và áp suất động được đo bằng ống Pitot trong phạm vi ± 2%. Nhiệt độ không khí được đo trong khoảng ±1%. Hình 10 Bộ thí nghiệm rung Các đặc tính rung được xác định nhờ máy đo tần số và cảm biến tải trọng, cho phép xác định tần số rung và lực cánh gốc tương ứng. Tần số dao động được đo bằng máy đo tần số DT-2234C+. Tín hiệu của tần số đo được 12
  15. tính trung bình bằng năm phép đo. Lực tác dụng lên cánh được đo bằng hệ thống loadcell. Tần số rung và biên độ rung được đo ở các vận tốc khác nhau nằm trong khoảng từ 10 đến 30 m/s bằng cách sử dụng hệ thống tạo dao động. Dải tần số của bộ thí nghiệm rung cho phép từ 0-200 Hz. 2.4. Kết luận Cánh có biên dạng đặc thù nghiên cứu gồm: Cánh AGARD 445.6 (cánh hình thang), cánh siêu tới hạn, cánh hình chữ nhật và cánh Delta. Phương pháp tính toán số sử dụng gồm phương pháp FSI kết hợp với phương pháp Modal và phương pháp biên nhúng. Phương pháp tính toán số có thể sử dụng với dải vận tốc rộng từ dưới âm đến cận âm và trên âm với các kết cấu cánh khác nhau. Trong khi, phương pháp thực nghiệm sử dụng ống khí động chỉ được dùng với tốc độ thấp và cánh có kết cấu yếu do hạn chế dải tốc độ của chính ống khí động. CHƯƠNG 3. KẾT QUẢ NGHIÊN CỨU 3.1. Kiểm nghiệm độ chính xác 3.1.1. Bài toán CFD Nghiên cứu dòng Coanda ở ống đuôi máy bay trực thăng không cánh quạt đuôi cánh quạt. Kết quả mô phỏng và thực nghiệm sai lệch dưới 26%. Nguyên nhân của sai số này là do độ nhám, điều kiện môi trường, mô hình, thiết bị, vị trí đo, chất lượng lưới, mô hình rối… Các kết quả này được công bố trong bài báo số 1. a. Mô phỏng b. Thực nghiệm c. So sánh Hình 0.1 Dòng Coanda - Ống đuôi NOTAR (NO TAil Rotor) Tương tự, sử dụng phương pháp mô phỏng số CFD cho các đối tượng khác như: máy bay không người lái với dòng nhiễu động nhỏ dùng thêm 13
  16. hàm UDF (User Define Function) (Bài báo số 2); Hiện tượng xâm thực trong van điều áp nhiên liệu động cơ Diesel (Bài báo số 3); Dòng chảy qua cánh Delta (Bài báo số 4 và 6); Dòng chảy qua cánh quạt máy bay trực thăng không người lái ứng dụng phun thuốc trừ sâu (Bài báo số 8 và 9). 3.1.2. Phương pháp Modal Sử dụng phương pháp modal, kết quả dao động riêng của cánh AGARD 445.6 (Hình 2.1) được tổng hợp trong Bảng 0.1. Bảng 0.1 Kết quả phân tích dao động riêng cánh AGARD 445.6 Mode 1 Mode 2 Mode 3 Mode 4 Kết quả mô phỏng 9,96 (+3%) 41,5 (+8%) 52,95(+4%) 99,9(+1%) Yates [17] 9,6 38,1 50,7 98,5 Kolonay [76] 9,63 37,12 50,50 89,94 Baskut & Akgul [77] 9,41 39,46 48,96 94,35 Liu et al. [71] 10,85 44,57 56,88 109,10 Kết quả phân tích 4 mode đầu tiên trên mẫu cánh AGARD 445.6 cho kết quả định tính và định lượng tương đồng kết quả thực nghiệm [17] và các kết quả của các nghiên cứu trước [71] [76] [77]. Kết quả bài toán phân tích Modal cho thấy vật liệu thiết lập trong mô phỏng có sự tương đồng tốt với vật liệu sử dụng trong thực nghiệm và có thể đại diện cho cánh thực nghiệm để đưa vào mô phỏng trong giới hạn sai số nhỏ hơn 10%. Tương tựnghiên cứu phương pháp modal với tấm phẳng được thực hiện và công bố kết quả trong bài báo số 10. Mode 1 Mode 2 Mode 3 Mode 4 Hình 0.2 Các mode dao động riêng của cánh AGARD 445.6 3.1.3. Phương pháp FSI - M=0,499, Pstatic=37000 Pa (Hình 0.a): Dao động mép vào mũi cánh phân kỳ. Hệ số giảm chấn trong ξ=-0,1733. Như vậy, hiện tượng Flutter xảy ra tại vị trí có vận tốc và áp suất nhỏ hơn; - M=0,499, Pstatic=35300 Pa: Mũi cánh xảy ra dao động điều hòa với hệ số giảm chấn ξ≈0 (Hình 0.b). Điều đó chứng tỏ đây là điểm xảy ra hiện tượng Flutter trên cánh AGARD 445.6; 14
  17. - M=0,499, Pstatic=35000 Pa: Dao động tắt dần của mũi cánh (Hình 3.3c) với hệ số giảm chấn dương ξ=0.056 chứng tỏ đây là điểm nằm dưới điểm xảy ra hiện tượng Flutter. 0.5 Biến dạng (mm) 0 0 0.1 0.2 0.3 -0.5 Thời gian (s) a. M=0,499, Pstatic=37000 Pa 0.4 Biến dạng 0.2 (mm) 0 -0.1 0.1 0.3 0.5 -0.2 Thời gian (s) b. M=0,499, Pstatic=35300 Pa 0.4 Biến dạng 0.3 (mm) 0.2 0.1 0 -0.1 0.1 0.3 0.5 Thời gian (s) c. M=0,499, Pstatic=35000 Pa Hình 0.3 Dao động mép vào mũi cánh – Cánh AGARD Tại điểm Flutter, các tham số khí động đàn hồi như: vận tốc dòng chảy, khối lượng riêng không khí, tần số dao động được tổng hợp trong Bảng 3.2. Bảng 0.2 Tham số Flutter tại M=0,499 – Cánh AGARD Vận tốc (m/s) Khối lượng riêng (kg/m3) Tần số (Hz) Yates [22] 172,5 0,42770 20,39 Mô phỏng 174,26 0,43164 18,87 Sai số +1% +1% -7% Baskut [80] 171,84 0,3987 21,67 Kết quả vận tốc xảy ra hiện tượng Flutter tính được là 174.257m/s rất gần với giá trị thực nghiệm 172.5 m/s (sai số cỡ 1%). Tương tự như vậy đối với giá trị khối lượng riêng không khí tại vị trí xảy ra hiện tượng Flutter. Tuy nhiên, tần số dao động của mũi cánh có sự khác biệt khá lớn giữa mô phỏng và thực nghiệm (7%). Tần số vẫy này liên quan mật thiết đến phần kết cấu. Vì vậy đáp ứng tần số này bị ảnh hưởng bởi sự thiếu chính xác trong 15
  18. việc mô hình hóa kết cấu cánh phức tạp dùng trong thực nghiệm bằng một cánh đặc với vật liệu đơn lớp trực hướng trong mô phỏng. Kết quả cũng được so sánh với một kết quả mô phỏng số khác [4]. Kết quả từ hai phương pháp mô phỏng số cho kết quả tương đối gần nhau và gần với giá trị thực nghiệm. Nguyên nhân sai số có thể là sai số mô hình (tính chất vật liệu, tham số mô phỏng ...) và sai số của phương pháp (trao đổi dữ liệu, lưới động ...). 3.1.4. Phương pháp IBM Khảo sát dòng chảy bên trong một hộp vuông kín. Do tính nhớt của chất lỏng, chuyển động của biên trên cùng sẽ tạo nên chuyển động tuần hoàn của chất lỏng bên trong hộp. Trong tính toán mô phỏng, cạnh trái và phải của hộp được mô hình hóa bằng các biên nhúng, các cạnh còn lại được giữ nguyên là biên cứng vật lý. Cấu trúc dòng chảy gồm ba xoáy hình thành tại tâm hộp và hai góc đáy, kết quả này tương đồng với kết quả của Ghia et al. [81] (Hình 3.4 a, b). Phân bố vận tốc dọc theo các đường đối xứng ngang và dọc, kết quả mô phỏng (ký hiệu bằng present) rất phù hợp với kết quả của Ghia et al. [78], thể hiện độ chính xác cao của chương trình tính toán hiện tại. a. Ghia et al. b. Present c. Vận tốc Ux - x = 0,5 d. Vận tốc Uy - x = 0,5 Hình 0.4 Dòng chảy trong hộp kín Trong mô hình tính toán trụ tròn được mô phỏng bằng biên nhúng có biên dạng hình học tương tự với 80 điểm Largrange phân bố đều trên mỗi mặt cắt ngang. Hình 3.5 thể hiện kết quả tính toán cho đường dòng và độ lớn vận tốc khi xoáy đối xứng bắt đầu hình thành và khi xoáy bất đối xứng được tạo ra và rời khỏi trụ. Khi chỉ có xoáy đối xứng, lực nâng tác dụng lên 16
  19. trụ bằng không. Khi xoáy bất đối xứng được hình thành lực nâng dòng chảy bị dao động bởi các xoáy rời trụ. Hệ số lực cản, lực nâng của trụ ở số Reynolds 100 tổng hợp trong Bảng 0.. Như có thể thấy kết quả tính toán của chương trình tính tương đồng với kết quả đã công bố của Liu et al. [79]. Chứng tỏ độ chính xác của chương trình tính tương tác giữa dòng chảy và vật thể đặt trong nó. a. Bước thời gian 1000 b. Bước thời gian 5000 Hình 0.5 Đường dòng và độ lớn vận tốc Bảng 0.3 Hệ số lực cản và lực nâng của trụ tại số Reynolds Re=100 CD CL Liu et al. [82] 1,35 0,34 Present 1,37 0,32 Sai số (%) 1,48 5.9 3.2. Đặc tính khí động của cánh có biên dạng đặc thù Đặc tính khí động trên cánh được nghiên cứu cả thực nghiệm và mô phỏng ở tốc độ 5, 10, 15 m/s và góc tấn thay đổi từ 0 đến 30 độ. Vì để so sánh kiểm chứng kết quả mô phỏng với thực nghiệm, miền tính toán trong nghiên cứu mô phỏng có kích thước trùng với kích thước buồng thử của ống khí động sử dụng là 0,4*0,5*1m. a. Cánh NACA65A004 b. Cánh siêu tới hạn c. Cánh Delta Hình 3.6 Mô hình chia lưới 17
  20. 3.2.1. Cánh NACA65A004 Đặc tính khí động của cánh NACA65A004 (Hình 3.7): - Vận tốc có ảnh hưởng nhỏ đến đặc tính khí động cánh. Đặc tính khí động cánh tăng nhẹ khi vận tốc tăng từ 5 đến 15m/s; - Góc tấn có ảnh hưởng lớn đến đặc tính khí động cánh. Hệ số lực nâng và lực cản tăng theo góc tấn. - Sai số giữa mô phỏng và thực nghiệm dưới 15%. Sai số này xuất phát từ các thiết lập mô phỏng (lưới, mô hình rối …) và thực nghiệm (thiết bị đo, bộ gá …). 3.2.2. Cánh siêu tới hạn Đặc tính khí động của cánh siêu tới hạn (Hình 3.8): - Vận tốc có ảnh hưởng nhỏ đến đặc tính khí động cánh. Đặc tính khí động cánh tăng nhẹ khi vận tốc tăng từ 5 đến 15m/s. Hệ số mô-men giảm nhẹ khi vận tốc tăng; - Góc tấn có ảnh hưởng lớn đến đặc tính khí động cánh. Hệ số lực nâng và lực cản tăng theo góc tấn. - Sai số giữa mô phỏng và thực nghiệm dưới 12-15%. Sai số này xuất phát từ các thiết lập mô phỏng (lưới, mô hình rối …) và thực nghiệm (thiết bị đo, bộ gá …). 3.2.3. Cánh Delta Đặc tính khí động của cánh siêu tới hạn (Hình 3.9, Bảng 3.4): - Trên cánh Delta xuất hiện xoáy, trong khi mặt dưới không có gì đặc biệt xảy ra. Cuộn xoáy làm xuất hiện áp suất âm trên bề mặt cánh dẫn đến xuất hiện lực nâng cảm ứng sinh ra do xoáy; - Vận tốc có ảnh hưởng rất nhỏ đến đặc tính khí động cánh Delta; - Góc thất tốc của cánh Delta và khoảng 300, lớn hơn hẳn so với hai dạng cánh ở phần trên. 3.3. Đặc tính khí động đàn hồi cánh có biên dạng đặc thù Cánh hình chữ nhật có sải cánh 0,6m và dây cung 0,075cm. Còn cánh hình thang có sải cánh 0,6cm, dây cung mũi cánh 0,05m, dây cung gốc cánh 0,1m, góc mũi tên tại mép vào là 0 độ. Cánh thực nghiệm được trình bày trong Hình 3.10 gồm: Cánh hình thang NACA65A004; Cánh chữ nhật NACA65A004; Cánh hình thang siêu tới hạn; Cánh chữ nhật siêu tới hạn. Hiện tượng khí động đàn hồi của cánh được khảo sát là tốc độ 20 m/s và góc tấn 5 độ. Các kết quả về biến dạng và ứng suất của toàn kết cấu được phân tích ở ba vị trí khác nhau của cánh: - Thời điểm T0: Thời điểm ban đầu khi chưa xảy ra biến dạng; - Thời điểm T1: Thời điểm trung gian giữa biến dạng lớn nhất và không biến dạng; - Thời điểm T2: Thời điểm diễn ra biến dạng lớn nhất. Các thời điểm biến dạng này được tóm tắt trong Hình 3.11. 18
ADSENSE

CÓ THỂ BẠN MUỐN DOWNLOAD

 

Đồng bộ tài khoản
2=>2