Tóm tắt 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:27

Thêm vào BST

Báo xấu

7
lượt xem 1
download

Download Vui lòng tải xuống để xem tài liệu đầy đủ

Tóm tắt 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" được nghiên cứu với mục tiêu: 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.

Chủ đề:

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

Lưu

Nội dung Text: Tóm tắt 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 Ngành: Kỹ thuật cơ khí động lực Mã số: 9 52 01 16 TÓM TẮT LUẬN ÁN TIẾN SĨ KỸ THUẬT Hà Nội - 2023
CÔNG TRÌNH ĐƢỢC HOÀN THÀNH TẠI VIỆN KHOA HỌC VÀ CÔNG NGHỆ QUÂN SỰ-BỘ QUỐC PHÒNG Người hướng dẫn khoa học: 1. PGS.TS Phạm Vũ Uy 2. TS Phạm Thiện Hân Phản biện 1: PGS.TS Lê Quang Đại học Bách khoa Hà Nội Phản biện 2: PGS.TS Vũ Quốc Trụ Học viện Kỹ thuật quân sự Phản biện 3: PGS. TS Trần Ngọc Thanh Viện Khoa học và Công nghệ Quân sự Luận án được bảo vệ tại hội đồng đánh giá luận án tiến sĩ cấp Viện Khoa học công nghệ quân sự họp tại Viện Khoa học công nghệ quân sự vào hồi 8 giờ 30 phút, ngày ... tháng ... năm 20.... Có thể tìm hiểu luận án tại: - Thư viện Viện Khoa học và Công nghệ quân sự - Thư viện Quốc gia Việt Nam
1 MỞ ĐẦU 1. Tính cấp thiết của đề tài luận án Xác định các đặc tính khí động lực của cánh quay trực thăng trên cơ sở tính toán trường vận tốc cảm ứng, đưa vào các chuyển động đặc thù của lá cánh là nghiên cứu mới, tiệm cận hơn với thực tiễn. Kết quả tính toán là cơ sở dữ liệu chính xác hơn đáp ứng yêu cầu trong huấn luyện, vận hành sử dụng và nghiên cứu, thiết kế, chế tạo trực thăng. 2. Mục tiêu của luận án 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 tượng: Cánh quay độc lập với đầy đủ các khớp lá cánh của máy bay trực thăng. 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 được đưa vào, vấn đề khí động học được nghiên cứu trên cơ sở xây dựng mô hình tính toán xoáy rời rạc. 4. Nội dung nghiên cứu Nghiên cứu xây dựng mô hình toán, lập chương trình tính toán, xác định các đặc tính khí động lực của CQ trực thăng. Kiểm chứng mô hình theo các phương án khác nhau. Sử dụng mô hình toán để khảo sát CQ ở một số chế độ bay cơ bản. 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 phương pháp XRR. - So sánh, kiểm chứng các kết quả tính toán nhận được với các kết quả nghiên cứu đã được công bố và với các số liệu có trong tài liệu kỹ thuật của đối tượng cụ thể được nghiên cứu. Kết hợp phương pháp mô phỏng CFD để kiểm chứng kết quả. 6. Ý nghĩa khoa học của luận án Ý nghĩa khoa học: Việc xác định các đặc tính khí động lực của cánh quay trực thăng có khớp với trường vận tốc cảm ứng được tính toán đáp ứng yêu cầu tính toán chính xác hơn các đặc tính của cánh quay trực thăng trong mỗi chế độ bay.
2 Ý nghĩa thực tiễn của luận án: Kết quả tính toán là cơ sở dữ liệu chính xác hơn có thể sử dụng trong nghiên cứu, thiết kế, chế tạo buồng tập lái của TT. Đáp ứng yêu cầu giảm chi phí, tăng cường tính an toàn, hiệu quả trong huấn luyện, vận hành sử dụng. Luận án gồm phần mở đầu, kết luận, 4 chương được trình bày trong 143 trang và phần phụ lục. Chương 1 TỔNG QUAN VẤN ĐỀ NGHIÊN CỨU 1.1. Khái quát chung về bài toán khí động lực học, tính toán công suất yêu cầu của cánh quay trực thăng Xem xét CQ TT trong bài toán khí động lực học, CQ chuyển động với vận tốc tịnh tiến U theo phương bất kỳ, quay với vận tốc góc  H , các lá cánh ngoài tham gia chuyển động quay quanh trục còn tham gia các chuyển động xoay quanh bản lề dọc, vẫy quanh bản lề ngang và lắc quanh bản lề đứng. Các thành phần lực tác dụng gồm lực khí động (lực nâng, mô men cản), trọng lực, lực ly tâm, lực coriolit và quán tính. Để xác định được các đặc tính cũng như công suất yêu cầu của CQ, cần kết hợp bài toán động lực học chuyển động các lá cánh với bài toán tính toán khí động. 1.2. Các phƣơng pháp nghiên cứu khí động học cánh quay, xác định vận tốc cảm ứng và mô men cản quay Các phương pháp nghiên cứu khí động học cánh quay gồm: Lý thuyết động lượng; Lý thuyết phần tử lá cánh; Lý thuyết xoáy – Phương pháp xoáy rời rạc; Mô phỏng khí động lực chất lưu tính toán (CFD); và phương pháp thực nghiệm. 1.3. Tình hình nghiên cứu về vấn đề khí động lực cánh quay Đã có nhiều công trình nghiên cứu trước đây về CQ độc lập, tuy nhiên vẫn có một hướng phát triển quan trọng ít được đề cập đến đó là tính chất chuyển động phức tạp của các lá cánh và bản chất khí động lực học của các chuyển động này. 1.4. Hƣớng nghiên cứu của luận án - Phát triển mô hình tính toán CQ trực thăng độc lập. Trong đó, kết hợp bài toán động lực học chuyển động đặc thù các lá cánh với bài toán XRR tính toán khí động. - Dựa trên mô hình tính toán CQ được phát triển, tính toán các đặc
3 tính khí động của CQ. Tập trung khảo sát công suất yêu cầu của CQ với các chế độ bay khác nhau. Kết luận chƣơng 1 Mặc dù đã có nhiều công trình nghiên cứu về CQ độc lập với các mô hình tính toán đa dạng, chuyên sâu nhưng một mô hình tổng quát có sự phối hợp, đồng bộ bài toán khí động với bài toán động lực học chuyển động của lá cánh chưa được đề cập tới. Do vậy, đây là mục tiêu nghiên cứu được lựa chọn của luận án. Chương 2 MÔ HÌNH KHÍ ĐỘNG LỰC HỌC TÍNH TOÁN CÁNH QUAY TRỰC THĂNG 2.1. Những vấn đề cơ bản về cánh quay trực thăng Cấu tạo cánh quay Hình 2.1. Cấu tạo ổ trục cánh quay Hình 2.2 Các hệ tọa độ và các trực thăng Mi-8 góc đặc trưng Cấu tạo của CQ trực thăng (hình 2.1) gồm các lá cánh gắn lên ổ trục thông qua các bản lề bao gồm bản lề dọc, bản lề ngang và bản lề đứng. Bản lề dọc (bản lề xoay) cho phép lá cánh xoay để thay đổi góc lắp. Bản lề ngang (bản lề vẫy) cho phép lá cánh chuyển động lên xuống – chuyển động vẫy. Bản lề đứng (bản lề lắc) cho phép lá cánh dịch chuyến hướng lên trước hoặc ra sau – chuyển động lắc. Cơ cấu đĩa nghiêng cho phép điều khiển góc lắp chung cũng như sự thay đổi theo chu kỳ của góc lắp lá cánh. Hệ tọa độ Sử dụng hai hệ tọa độ (hình 2.2). Hệ tọa độ cánh quay và Hệ tọa độ lá cánh. Các ma trận chuyển hệ tọa độ
4 cos  cos  sin  cos  sin  sin  sin   cos  sin  sin  cos  cos 0   sin  sin cos   sin  cos 0 (2.1) Tn    sin  cos  cos  cos  sin sin  cos   sin  sin  cos  cos  cos 0     b cos   a  sin b sin  b cos   a  cos 1  cos  cos  sin  cos  sin  sin  sin sin  cos  cos  cos  sin 0    sin  sin  cos  sin  cos  0  (2.2) Tt      cos  sin  sin  cos  cos  sin  cos  sin  sin  cos  cos  cos 0      a cos   b  sin  a sin    a cos   b  cos  1 2.2. Mô hình bài toán động lực học cánh quay trực thăng 2.2.1. Đặt bài toán Bài toán động lực học CQ độc lập, làm việc ở các chế độ khác nhau. Các lá cánh có các chuyển động: xoay, vẫy và lắc. Bỏ qua các yếu tố về biến dạng lá cánh. Dòng chảy bao qua CQ là phi tuyến, không dừng. Yêu cầu xác định đáp ứng về vị thế của các lá cánh, các đặc tính khí động lực của CQ, xác định mô men cản quay, công suất yêu cầu trên trục. 2.2.2. Phân tích phần tử lá cánh và xây dựng các công thức tính toán lực, mômen gây chuyển động lắc, vẫy Lá cánh được chia thành N phần tử theo sải. Trong hệ tọa độ lá cánh, trên mỗi phần tử, các lực tác dụng bao gồm: trọng lực, lực li tâm, lực coriolis và các lực khí động (hình 2.9). - Trọng lực: Fgi   Fgx , Fgy , Fgz  có độ lớn Fgi  g.m i i i (2.18) - Lực ly tâm: Fci   Fcix , Fcy , Fciz  có độ lớn Fci  m. i  m.2 .r i i н (2.19) - Lực coriolis: Fcor   Fcorx , Fcory , Fcorz  có các giá trị i i i i  F i  2m. .z i . cos 2  sin   corx  i l н  Fcory  2m. .zl .н sin  cos  i  i (2.22)  Fcorz  2m  .zl cos    .zl .cos  sin  sin    н i i    - Mô men cản của bộ giảm chấn: M e  k. (2.23) - Các lực khí động trên lá cánh xác định theo mô hình XRR cánh quay (mục 2.2.4): Fai   Fax , Fay , Faz  i i i (2.24)
5 cx W*ix   dS 2 - Lực ma sát: F   F , F , F f i i fx i fy i fz  có độ lớn F f i  (2.25) 2 Hình 2.9. Phân tích các lực tác dụng trên phần tử lá cánh 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 Công thức xác định góc lắp PTLC  i  1 .  i  0  A1 cos(  cat )  B1 sin(  cat )  kcor .  (2.27) N Phương trình chuyển động lắc n  . J lag M ax _ lag  M f _ lag  M cx _ lag  M gx _ lag  M cor _ lag  M e i (2.28) i 1 Phương trình chuyển động vẫy n  . J iflap  M a _ flap  M f _ flap  M c _ flap M g _ flap  M cor _ flap (2.31) i 1 Các thành phần lực tổng hợp tạo, mô men cản trên trục kla - Lực kéo dọc: H    Faxн  Fcxjiн  Fcorxн  Ffxн  N ji ji ji (2.34) j 1 i 1 kla - Lực kéo dọc trục: T    Fayн  Fcyjiн  Ffyjiн  N ji (2.35) j 1 i 1 - Lực kéo ngang (lực kéo dạt sườn):
6 kla S    Fazн  Fczjiн  Fcorzн  Ffzjiн  N ji ji (2.36) j 1 i 1 - Mô men cản quay trên trục: kla N  Fazн  Fczjiн  Fcorzн  Ffzjiн  sin  ji ji M yoct   a.   (2.37) j 1 i 1    Faxн  Fcxjiн  Fcorxн  Ffxн  cos  ji ji ji   - Công suất yêu cầu trên trục: Poct  M yoct .н (2.38) 2.2.4. Mô hình xoáy rời rạc tính toán lực khí động Sơ đồ xoáy liên kết của một trong số các lá cánh và vết xoáy sau nó được mô tả trên hình 2.12. Hình 2.12 Chia lưới xoáy trên lá cánh và bố trí các điểm tính toán Hệ phương trình đại số tính toán cường độ xoáy liên kết: kla N 1 n kla N 1    m 1 k 1 1  k 1r m  k .a  k 1 pp 1 m  k 0v    m1kk 1.amn 1k 10v 1  H m 0v 1r  r m 1 k 1 n 1k pp pp  (2.48) Hệ (2.48) sẽ gồm n  N  1 kla phương trình tương ứng tại n  N  1 kla điểm kiểm tra. Vế phải của phương trình: pp 1r H m0v  H1  H 2  H3  H1  u cos  н cos m   y 0pp 1  z0pp 1   H x cos  n0pp 1 , i   v v  v 
7  H 2  u sin  н  z0pp 1  x 0pp 1   H y cos  n0pp 1 , j   v v  v  H3  u cos  н  v v  v   sin m  x0pp 1   y0pp 1   H z cos n0pp 1 , k  Trong đó  x ,  y ,  z là các thành phần vận tốc quay không thứ nguyên của phần tử lá cánh trong hệ tọa độ CQ. Ở đó đã tính đến vận tốc quay của các chuyển động đặc thù của lá cánh. Trong hệ phương trình (2.48) các ẩn số là m  k 1r và  m  kk 1 . Số ẩn  r k 1  là  N  1 n  1 kla lớn hơn số phương trình. Bổ sung các phương trình toán học mô tả điều kiện bảo toàn lưu số vận tốc:   n r 1 m  k 1r   m  kk 1    m  kk 1  r  s k 1 1  (2.50)  1 s 1 Khi đó tổng số phương trình của hệ (2.48) và (2.50) là  N  1 n  1 kla bằng số ẩn. Trình tự giải bài toán được tiến hành theo các bước thời gian khi các điều kiện biên biến đổi theo quy luật sau:   0 : н  0 ; u  0 ;   0 ;   0 ;   0 ;   0 ;   0 ;   0 ; 0  0 ;  н  0 ;   0 : н  const ; u  const ; 0  const ;  н  const ; Chênh áp trên mặt lá cánh tại mỗi điểm tính toán:   pm  k 1r  2  wl 0 xm  k 1r cos m  k 1  wl 0 ym  k 1r sin m  k 1   m  k 1r k  k  k k k   k  k 1r  1k 1r m  k 1r   k  (2.51) w l 0 zm  k . m  1k      Hệ số lực pháp tuyến của phần tử: 1 n c 'ymk 1r  k  pm  kk 1r n  1  Các thành phần lực khí động tại mỗi phần tử:
8 Faxmk 1r  c 'ymk 1r sin mk 1.qFkk 1 k k k Fay mk 1r  c 'ymk 1r cos mk 1.qFkk 1 k k k (2.52) Faz mk 1r  0 k Hệ số mô men cản cảm ứng của cánh quay:   N ' k 1r p 1   kla   c ymk rp sin  nmp , j   c ym1 r1 sin  nm1 , j    p 1r 1 ' 0r 0 0r 1   p 2 2 mki  1  1  N  m   bla  (2.53)    c ym N 1 rN 1 sin  nmN 1 , j   ' Nr N Nr   2  Tọa độ mới của các đầu mút đoạn xoáy tự do: r 1  r  wx 0r  ; r 1  r  wy 0r  ;  r 1   r  wz 0r  (2.54) Sơ đồ giải thuật mô hình tính toán khí động cánh quay Từ mô hình bài toán khí động cánh quay ở trên, chương trình tính toán được xây dựng theo sơ đồ thuật toán (hình 2.13). Chương trình tính toán khí động được ghép vào chương trình tính toán mô hình động lực học cánh quay (hình 2.15).
9 Hình 2.14 Sơ đồ thuật toán tính toán lực khí động
10 Hình 2.14 Sơ đồ giải thuật mô hình động lực học cánh quay
11 2.2.6. Đánh giá sự hội tụ của chƣơng trình tính toán và bƣớc đầu đánh giá tính đúng đắn của mô hình Kết quả tính toán cho thấy sự hội tụ như trong các hình 2.17-2.20. Hình 2.15 Đáp ứng góc vẫy Hình 2.16 Đáp ứng góc lắc Hình 2.17 Đồ thị hội tụ hệ số lực Hình 2.18 Quan hệ c theo  nâng Bước đầu khảo sát các đặc tính của cánh quay ở chế độ bay treo cho thấy sự tương đồng với tác giả khác như ở các hình 2.23-2.24. Hình 2.21 Đặc tính cực bay treo Hình 2.22. Đặc tính cực bay treo Mi-8 [40] Kết luận chƣơng 2 Trong chương hai, luận án đã xây dựng mô hình động lực học tính toán các đặc tính cánh quay được xây dựng trên cơ sở kết hợp bài toán động lực học chuyển động đặc thù của các lá cánh với bài toán khí động cánh quay theo phương pháp XRR, bổ sung mô hình khuếch tán xoáy.
12 Chương trình tính toán được xây dựng trên cơ sở mô hình có tính hội tụ. Bước đầu, đã khảo sát các đặc tính khí động của cánh quay ở chế độ bay treo. Chƣơng 3 KIỂM CHỨNG MÔ HÌNH KHÍ ĐỘNG LỰC HỌC TÍNH TOÁN CÁNH QUAY 3.1. Phƣơng án kiểm chứng mô hình tính toán cánh quay - Kiểm tra đáp ứng động học của các lá. - Đánh giá các đặc tính khi khóa cứng các khớp ở chế độ bay treo so sánh với kết quả từ các mô hình tính toán của một số tác giả khác. - So sánh với kết quả mô phỏng CFD ở chế độ bay treo. - So sánh kết quả với các đặc tính bay của trực thăng Mi-8 trong tài liệu kỹ thuật. 3.2. Kiểm tra đáp ứng động học của lá cánh Khi bay treo với vận tốc không đổi các lá cánh được giữ ở một góc vẫy xác định tạo thành nón cánh quay (hình 3.1). Ở các chế độ bay bằng, các lá cánh chuyển động cũng tạo thành dạng hình nón. Hình nón không đối xứng qua trục quay mà nghiêng về phía vận tốc dịch chuyển. Tại một góc phương vị nhất định, khi lá cánh đi qua nó sẽ có một góc vẫy nhất định (hình 3.2). Hình 3.1 Hội tụ góc vẫy  ở chế Hình 3.2 Hội tụ góc vẫy  ở chế độ bay treo độ bay bằng 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 3.3.1. Kiểm chứng mô hình ở chế độ bay treo
13 Hình 3.5 So sánh đặc tính nâng Hình 3.6 So sánh đặc tính mô men bay treo cản cảm ứng bay treo Các đặc tính nâng phù hợp với lý thuyết, lực nâng tăng khi tăng góc sải chung của các lá cánh. Lực nâng tính toán của các tác giả có mức sai lệch tương đối nhỏ. Sai lệch lớn nhất là 10% tại góc sải chung 0  12o giữa hai kết quả của А.М. Володко và P.T. Đồng. Sai lệch lực nâng có xu hướng tăng khi tăng góc sải chung. Tại góc sải chung 0  13o , sai lệch tương đối so với П.И. Моцарь là 22% và so với số liệu của P.T. Đồng là 11%. Các đặc tính cản (hình 3.6) đúng theo lý thuyết chung, mô men cản cảm ứng tăng khi tăng góc lắp lá cánh. Giá trị mô men cản cảm ứng tính theo mô hình luôn lớn hơn các giá trị tương ứng trong số liệu đưa ra của công trình А.М. Володко, giá trị sai lệch có xu hướng tăng khi tăng góc sải chung. Sai lệch lớn nhất ở góc lắp 0  13o là 21% . 3.2.2. Kiểm chứng mô hình ở chế độ bay bằng Hình 3.8 So sánh đặc tính lực nâng bay bằng trung bình, 0  8o Hai đặc tính có sự tương đồng về quy luật biến đổi. Về mặt định lượng, sự sai khác về giá trị hệ số lực nâng giữa hai đặc tính là khá lớn.
14 Việc tăng lực nâng của cánh quay cứng so với cánh quay có khớp phù hợp với lý thuyết. 3.3. Kiểm chứng mô hình bằng cách so sánh với kết quả mô phỏng CFD mô đun Ansys.CFX Hình 3.16 So sánh đặc tính nâng Hình 3.17 So sánh đặc tính mô men cản khí động Hai đặc tính nâng cho thấy sự đồng nhất cao về quy luật biến đổi (hình 3.16). Sai lệch tương đối lớn nhất giữa các giá trị hệ số nâng là 10% tại góc sải chung 0  14o . Hai đặc tính mô men cản có sự đồng nhất về quy luật biến đổi (hình 3.17). Sai lệch lớn nhất 17% ở góc sải chung 0  14o . 3.4. Kiểm chứng với các số liệu theo tài liệu kỹ thuật Hình 3.19 Đặc tính lực nâng theo Hình 3.20 Đặc tính công suất yêu vận tốc bay cầu theo vận tốc Ở dải vận tốc U  80km / h , đặc tính thể hiện được tính chất của chế độ bay bằng, lực nâng tạo ra có sự sai lệch nhỏ khi bay với các vận tốc khác nhau. Tuy nhiên lực nâng tính toán thấp hơn lực nâng yêu cầu đề cân bằng trọng lực của trực thăng. Sai lệch lớn nhất là 21% tại vận tốc bay U  30km / h . Ở dải vận tốc bay U  80km / h , lực nâng có xu hướng tăng nhanh khi tăng vận tốc bay. Giá trị lực nâng xấp xỉ cân bằng trọng lực tại vận tốc bay U  120km / h . Ở vận tốc bay tối đa
15 U  230km / h , lực nâng có sai lệch tăng so với trọng lực cất cánh là 82% . Đặc tính công suất bay bằng trên đồ thị (hình 3.20) thể hiện công suất yêu cầu trên trục cánh quay ở các vận tốc bay khác nhau khi thực hiện chế độ bay bằng. Công suất yêu cầu trong toàn bộ dải vận tốc bay của trực thăng đều thấp hơn tổng công suất của hai động cơ. Công suất yêu cầu lớn nhất khi trực thăng bay treo tại chỗ và giảm dần theo vận tốc bay. Kết luận chƣơng 3 Mô hình động lực học cánh quay có khớp đã được kiểm chứng bằng nhiều phương pháp và với nhiều trường hợp so sánh tương ứng với các chế độ làm việc khác nhau của cánh quay, đảm bảo được tính khoa học, chính xác và độ tin cậy. 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 4.1. Khảo sát trƣờng vận tốc cảm ứng trong các chế độ làm việc của cánh quay Hình 4.1 Vận tốc cảm ứng trên mặt phẳng quay chế độ bay treo Vận tốc cảm ứng phân bố không đều trên mặt phẳng quay, lớn ở khu vực bán kính giữa lá cánh và nhỏ dần về phía hai đầu mút. Góc sải chung càng lớn, vận tốc cảm ứng trung bình càng lớn. Vị trí có vận tốc cảm ứng lớn nhất bị đầy dần về phía mút ngoài lá cánh. Xuất hiện vận tốc cảm ứng âm (hướng lên trên) ở khu vực gốc lá cánh (hình 4.1, 4.2, 4.3).
16 Hình 4.2 Vận tốc cảm ứng chế độ Hình 4.3 Vận tốc cảm ứng chế độ bay bằng với các vận tốc bay bay bằng với các góc sải 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 4.2.1. Đặc tính công suất cản khi khóa cứng các khớp Hình 4.5 Các đặc tính công suất cản của cánh quay cứng Công suất cản ma sát rất ít biến đổi khi thay đổi góc sải chung, công suất cản tổng hợp bằng tổng công suất cản cảm ứng và công suất cản ma sát. Sự biến thiên của công suất cản tổng hợp chủ yếu do sự biến thiên của công suất cản cảm ứng gây ra. Mức tăng công suất cản lớn dần khi tăng đều góc sải chung. 4.2.2. Đặc tính mô men cản trên trục với cánh quay ba khớp và hiệu quả giảm công suất yêu cầu Công suất yêu cầu đối với cánh quay ba khớp giảm đi nhiều so với công suất yêu cầu của cánh quay cứng. Mức giảm tương đối của công suất yêu cầu đưa ra trong bảng 4.2. Khi góc sải chung càng lớn mức giảm công suất yêu cầu càng lớn.
17 Hình 4.11 So sánh đặc tính công suất yêu cầu bay treo của cánh quay ba khớp và cánh quay cứng. Bảng 4.2 Mức giảm tương đối của công suất yêu cầu khi cánh quay có khớp so với cánh quay cứng 0 ( ) o Mức giảm công suất yêu cầu 1 34% 3 32% 5 31% 7 48% 9 58% 11 65% 13 66% 4.3. Khảo sát chế độ bay bằng của cánh quay trực thăng ba khớp 4.3.1. Các đặc tính nâng Hình 4.13 Đặc tính nâng bay bằng Tại một vận tốc bay bằng xác định, góc sải chung lớn hơn cánh quay tạo ra lực nâng lớn hơn. Ở mỗi góc sải chung, lực nâng của cánh quay tăng khi tăng vận tốc bay. Mức tăng lực nâng lớn hơn ở dải vận tốc bay thấp ( U  100km / h ). Ở vận tốc bay lớn mức tăng lực nâng giảm
18 đi và gần như không tăng tại vận tốc U  230km / h với góc sải chung 0  3o . 4.3.2. Các đặc tính cản và công suất yêu cầu Hình 4.20 Các đặc tính công suất cản trên trục ở chế độ bay bằng Công suất yêu cầu tăng khi tăng vận tốc bay với mỗi góc sải chung nhất định. Với cùng một vận tốc bay bằng, công suất cản quay tăng khi tăng góc sải chung. 4.3.3. Đặc tính cực của cánh quay ở chế độ bay bằng Hình 4.21 Đặc tính cực cánh quay chế độ bay bằng Các đặc tính cực cánh quay cho thấy với góc sải chung nhỏ hơn, lực nâng tạo ra của cánh quay và công suất yêu cầu thấp hơn. Chất lượng khí động của cánh quay tăng trong dải góc sải chung từ 0  3o đến 0  7o . Chất lượng khí dộng của cánh quay giảm đi ở góc sải chung 0  9o so với góc sải chung 0  7o . Với vận tốc bay dưới 140km / h , góc sải chung 0  7o chất lượng khí động cao, khi tăng vận tốc bay chất lượng khí động giảm đi. Với một khối lượng cất cánh xác định, cánh quay có thể làm việc ở các chế độ bay bằng khác nhau. Ví dụ với khối lượng cất cánh