Tính toán lực khí động trên cánh

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

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:
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



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.

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


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

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.



Chương I : Giới thiệu đề tài
1
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.
Chương I : Giới thiệu đề tài
2

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.




Chương II : Xây dựng mô hình và lý thuyết tình toán cho cánh 3d
3

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
Chương II : Xây dựng mô hình và lý thuyết tình toán cho cánh 3d
4

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 (x
U
, y
U
) và lower (x
L
, y
L
) 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
Chương II : Xây dựng mô hình và lý thuyết tình toán cho cánh 3d
5
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 :
+Bề dày lớn nhất 12% chiều dài airfoil :
t=0.12
+Max của đường camber 4% chiều dài
airfoil : m=0.04
+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
Naca 4412
Naca 0012
Chương II : Xây dựng mô hình và lý thuyết tình toán cho cánh 3d
6
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:
   
0

c
UL
Z P P P P dx


   



Khi đó, hệ số áp suất theo phương z được xác định:
1
0
2
()
1

2
z PU PL
Zx
C C C d
c

Uc



   




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
Chương II : Xây dựng mô hình và lý thuyết tình toán cho cánh 3d
7
Tổng lực theo phương x:
   

t
t
z
FA
z
X P P P P dz



   



Khi đó, hệ số hệ số áp suất theo phương x được xác định:
2
()
1

2
t
t
z
c
z
z PF PA
c
Xz
C C C d
c

Uc




   




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 C
z
và theo phương x là C
x
ta có
giá trị hệ số lực nâng C
l
và hệ số lực cản C
d
theo quan hệ sau.
Giá trị của hệ số lực nâng và lực cản

Chương II : Xây dựng mô hình và lý thuyết tình toán cho cánh 3d
8

Hình 2. 3. Biểu đồ C
L2D
cho naca 4412
Chương II : Xây dựng mô hình và lý thuyết tình toán cho cánh 3d

9

Hình 2. 4. Biểu đồ Cd/Cl của naca 4412
Chương II : Xây dựng mô hình và lý thuyết tình toán cho cánh 3d
10


Hình 2. 5. Biểu đồ Cl với anpha với Naca 0012

Chương II : Xây dựng mô hình và lý thuyết tình toán cho cánh 3d
11


Hình 2. 6. Biểu đồ Cd/Cl với Naca 0012


Chương II : Xây dựng mô hình và lý thuyết tình toán cho cánh 3d
12
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 C
L2D
và C
D2D
làm. Khi đó, ta sử dụng C
L3D
và C
D3D
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 C
l3D

Thông qua phần tính lực nâng 2d, ta có được cách thức tính lực nâng Cl
3D

C
l3D
= C
l2D
α
Trong đó: C
l3D
: Hệ số lực nâng cánh 3d
C
l2D
: Hệ số lực nâng 2d
AR : Tỷ số dạng
Và α : là góc tới
b. Hệ số Lực cản C
D3D

Nhờ xác định giá trị của lực nâng 3D, ta tính được giá trị của lực cản.
C
D3D
= C

D03D
+ / (π e AR)
Chương II : Xây dựng mô hình và lý thuyết tình toán cho cánh 3d
13
Với: C
D3D
: hệ số lực cản 3d của cánh
C
D03D
: hệ số lực cản khi không tồn tại lưc nâng
Và e : hệ số Oswald


Chương III : Tính đặc trưng khí động cho một số loại cánh
14
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 = 0
o

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





Chương III : Tính đặc trưng khí động cho một số loại cánh
15
Tại cánh có thông số là
Naca 4412: Chiều dài: b=5m,
Rộng: c=1m,
Góc tới=0
o
,
Số điểm trên Naca =100 điểm.
3.2. Tính toán và kết quả lực khí động trong fluent với cánh profil 4412
3.2.1 Tính toán:
Với mô hình dòng chảy lý tưởng, không nhớt (inviscid).
Giá trị đầu vào cần tính toán với vận tốc v=10m/s(phù hợp với vận tốc gió)
3.2.2 Ta được giá trị lực khí động:
Bảng giá trị cho trường hợp cánh profil với naca 4412, b/c=5 và góc tới = 0
o
.
Cl
Cd
Cm
1.617313
0.12718584

0.9587749
Phân bố apsuat trên các đường của cánh Profil4412:

Hình 3.2. Mô tả đường nằm trên bề mặt cánh

Chương III : Tính đặc trưng khí động cho một số loại cánh
16
Biểu diễn hệ số áp suất tại các đường nằm trên bề mặt của cánh

Hình 3.3. Phân bổ hệ số áp suất tại các đường cắt ngang trên mặt cánh
Biểu đồ vẽ trên mathlab:






Hình 3.4. Vẽ
Phân bố hệ số áp suất bằng MathLab
Nhận xét: Phân bố hệ số áp suất khác nhau với tỷ lệ b/c khác nhau. Áp suất từ gốc
cánh tới típ cánh có quy luật giảm dần vì có hiệu ứng 3d.


Chương III : Tính đặc trưng khí động cho một số loại cánh
17
Phân bố hệ số áp suất tại các đường các gốc cánh đoạn:
Z=0; 1; 2; 3; 4; 4.5; 4.9; 5 (m)

Z= 0m
Z= 1m
Z= 2m
Z= 3m
Z= 4m
Z= 4.5m
Z= 4.9m
Z= 5m
Chương III : Tính đặc trưng khí động cho một số loại cánh
18
4 So sánh tính toán áp suất trên profil 3D với 2D
Qua quá trình tính toán trên fluent với cánh profil 3d. Để nhận xét độ chính xác
trong quá trình, em xin so sánh đường áp suất tại trên bề mặt gốc của profil 3d với
đường áp suất 2d.
Khi ta lấy kết quả từ fluent ta được đồ thị của đường áp suât trên gốc cánh profil 3D.

Hình 3.5. Đường phân bố hệ số áp suất tại gốc cánh profil 4412
Khi ta đưa đường phân bố áp suất trên naca thì ta được biểu đồ so sánh:

Hình 3.6. Biểu đồ so sánh phân bố áp suất giữa gốc cánh và trên mặt naca 4412
Chương III : Tính đặc trưng khí động cho một số loại cánh
19
Nhận xét: Qua quá trình mô phỏng bằng fluent với cánh profil 4412 3D với góc tới
=0 và vận tốc là 10 m/s, giá trị của đường áp suất tại gốc cánh tương tự như khi ta
xét áp suất phân bố trên naca 4412 góc tới =0 và số Mach =0.03. Điều này ta có thể
nhận xét rằng quá trình mô phỏng cánh profil 3D bằng fluent cho kết quả chính xác.
Khi đó, các giá trị tiếp theo với sự thay đổi vận tốc v, và góc tới anpha được chấp

nhận.
3.3. Tính toán tƣờng tự với trƣờng hợp cánh profil 0012.
Để kiểm tra tính tin cậy của quá trình mô phỏng, em xin trình bày thêm một mô
hình nữa. Tại đâu em xin đưa ra thông số của profil 3D như sau:
Naca 0012: Chiều dài: b=3m,
Rộng: c=1m,
Góc tới=4
o
,
Số điểm trên Naca =100 điểm.
Ta được giá trị của Cl, Cd và Cm:
Bảng giá trị cho trường hợp cánh profil 0012, b/c=3 và góc tới = 4
o
.
Cl
Cd
Cm
0.80389614
0.071491385
0.20020527
Phân bố áp suất trên các đường của profil0012, b/c=3 và góc tới = 4
o
: