Nghiên cứu tương tác khí động lực cánh chính và cánh đuôi ngang có xét đến cân bằng mômen ở chế độ bay bằng

BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO
TRƯỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA HÀ NỘI

BÙI VINH BÌNH

NGHIÊN CỨU TƯƠNG TÁC KHÍ ĐỘNG LỰC
CÁNH CHÍNH VÀ CÁNH ĐUÔI NGANG CÓ XÉT ĐẾN
CÂN BẰNG MÔMEN Ở CHẾ ĐỘ BAY BẰNG

LUẬN ÁN TIẾN SĨ KỸ THUẬT CƠ KHÍ ĐỘNG LỰC

Hà Nội – 2019
1


BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO
TRƯỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA HÀ NỘI

BÙI VINH BÌNH

NGHIÊN CỨU TƯƠNG TÁC KHÍ ĐỘNG LỰC
CÁNH CHÍNH VÀ CÁNH ĐUÔI NGANG CÓ XÉT ĐẾN
CÂN BẰNG MÔMEN Ở CHẾ ĐỘ BAY BẰNG

Ngà
nh
Mã
số

: Kỹ thuật cơ khí động
lực

: 9520116

LUẬN ÁN TIẾN SĨ KỸ THUẬT CƠ KHÍ ĐỘNG LỰC

NGƯỜI HƯỚNG DẪN KHOA HỌC
PGS. TS. Hoàng Thị Bích Ngọc

Hà Nội - 2019
2


LỜI CAM ĐOAN
Tôi xin cam đoan đây là công trình nghiên cứu của riêng tôi, các số liệu, kết quả
nghiên cứu trong luận án là trung thực và chưa từng được ai công bố trong bất kỳ
công trình nào khác.

Hà Nội, ngày

tháng
Tác giả

Bùi Vinh Bình

3

năm 2019


LỜI CẢM ƠN
Tác giả xin bày tỏ sự biết ơn sâu sắc tới giáo viên hướng dẫn PGS. TS Hoàng Thị

Bích Ngọc đã dành nhiều thời gian, công sức và trí tuệ hướng dẫn, tận tình chỉ bảo,
động viên giúp đỡ trong suốt thời gian tác giả thực hiện luận án.
Tác giả trân trọng cảm ơn các thầy cô trong bộ môn Máy và Tự động thủy khí đã
cho tôi những lời khuyên quý báu trong quá trình thực hiện luận án.
Tác giả trân trọng cảm ơn các thầy cô trong Viện Cơ khí động lực, Phòng thí
nghiệm Bộ môn Hàng không vũ trụ, các cán bộ trong các cơ quan quản lý của Viện
Cơ khí động lực, Phòng Đào tạo đã tạo điều kiện cho tôi thực hiện các học phần và
luận án tốt nhất.
Tác giả xin chân thành cảm ơn gia đình, những người bạn và đồng nghiệp đã
động viên, khích lệ tinh thần và tạo điều kiện để tôi hoàn thành nhiệm vụ.
Nghiên cứu sinh

Bùi Vinh Bình

4


MỤC LỤC
Trang
LỜI CAM ĐOAN

i

LỜI CẢM ƠN

ii

MỤC LỤC

iii

DANH MỤC CÁC KÝ HIỆU VÀ CHỮ VIẾT TẮT

vi

DANH MỤC CÁC BẢNG

ix

DANH MỤC CÁC HÌNH VẼ, ĐỒ THỊ

x

MỞ ĐẦU

1

Chương 1. TỔNG QUAN

7

1.1. Tình hình nghiên cứu trên thế giới

7

1.1.1. Nghiên cứu thực nghiệm

7

1.1.2. Phương pháp số

10

1.1.2.1. Phương pháp kì dị

11

1.1.2.2. Phương pháp giải phương trình vi phân dòng thực

12

1.1.2.3. Phương pháp giải bài toán cân bằng và ổn định tĩnh dọc
máy bay

13

1.2. Tình hình nghiên cứu trong nước

14

1.3. Kết luận chương 1

15

Chương 2. PHƯƠNG PHÁP NGHIÊN CỨU
2.1. Phương pháp thực nghiệm

17
17

2.1.1. Mô tả thực nghiệm và nguyên lý đo áp suất

17

2.1.2. Hình dạng, kích thước cánh và công nghệ gia công cánh

18

2.1.3. Đánh giá sai số thực nghiệm

20

2.2. Phương pháp kì dị

23

2.3. Phương pháp giải hệ phương trình vi phân dòng thực

26

2.4. Bài toán cân bằng mômen

29

2.4.1. Cân bằng mômen trong chế độ bay bằng

29

2.4.2. Điểm trung hòa và lượng dự trữ ổn định tĩnh dọc

31

2.5. Kết luận chương 2

32

5


Chương 3. DÒNG TRONG VẾT SAU CÁNH MÔ HÌNH

35

3.1. Hiệu ứng chảy vòng tại mút cánh và dòng dạt xuống

35

3.1.1. Kết quả thực nghiệm phân bố hệ số áp suất trên cánh
3.1.2. Kết quả thực nghiệm phân bố hệ số áp suất trên các tiết diện
sát mút cánh
3.1.3. Dòng dạt xuống sau cánh xét trên mặt đứng y = const

35
37
39

3.1.3.1. Vận tốc dọc trong vết khí động sau cánh và sự lệch trục vết

40

3.1.3.2. Góc dòng dạt xuống

42

3.1.4. Dòng dạt xuống sau cánh xét trên mặt ngang z = const - Liên
hệ giữa dòng dạt xuống và xoáy mút cánh
3.2. Hiệu ứng thành ống khí động ảnh hưởng đến đặc trưng khí động
trên cánh 3D

46
51

3.2.1. Kết quả thực nghiệm trên các tiết diện sát thành

52

3.2.2. Kết quả mô phỏng số

55

3.3. Góc dòng dạt xuống xác định bằng phương pháp bán giải tích - So
sánh với kết quả số dòng 3D có nhớt
3.3.1. Phương pháp bán giải tích xác định giá trị trung bình của góc
dòng dạt xuống (phương pháp bán giải tích 1)
3.3.2. Phương pháp bán giải tích xác định góc dòng dạt xuống biến
đổi theo phương x và phương z (phương pháp bán giải tích 2)
3.4. Kết luận chương 3

59
59

60
68

Chương 4. KHÍ ĐỘNG LỰC TƯƠNG TÁC CÁNH CHÍNH VÀ
CÁNH ĐUÔI NGANG MÔ HÌNH
4.1. Ảnh hưởng dòng dạt sau cánh chính tới cánh đuôi ngang với sự
thay đổi góc tới cánh chính
4.1.1. Thực nghiệm đo áp suất trên cánh đuôi ngang chịu ảnh
hưởng dòng dạt xuống sau cánh chính
4.1.2. Dòng sau cánh chính khi có mặt cánh đuôi ngang
4.2. Ảnh hưởng của hệ số dãn dài cánh chính tới khí động cánh đuôi ngang

70
70
70
75
78

4.2.1. Kết quả thực nghiệm đo áp suất trên cánh đuôi ngang

78

4.2.2. Kết quả số góc dòng dạt xuống trên mặt đứng qua gốc cánh

80

4.3. Ảnh hưởng của khoảng cách giữa hai cánh tới dòng dạt xuống
trong vết và khí động cánh chính
6

81


4.4. Nghiên cứu đối với cánh mũi tên và cánh thang xét trên cánh mô
hình thực nghiệm
4.5. Áp dụng kết quả nghiên cứu trên mô hình cho nguyên hình
4.5.1. Phân tích thứ nguyên và tương tự đối với lực và mômen khí
động bằng sử dụng định lý Vaschy - Buckingham (định lý Π)
4.5.2. Phân tích thứ nguyên và tương tự đối với góc dòng dạt xuống
4.6. Kết luận chương 4

85
89
90
92
94

Chương 5. TÍNH TOÁN KHÍ ĐỘNG LỰC ĐỐI VỚI MÁY BAY CÓ
XÉT ĐẾN CÂN BẰNG MÔMEN Ở CHẾ ĐỘ BAY BẰNG
5.1. Tính toán khí động lực tương tác cánh chính - thân - cánh đuôi đối
với máy bay mô hình
5.1.1. Hiệu ứng giao thoa cánh - thân

96
98
96

5.1.1.1. Hình dạng và kích thước của máy bay mô hình

96

5.1.1.2. Hiệu ứng giao thoa cánh - thân

98

5.1.2. Hiệu ứng giao thoa cánh - thân và dòng dạt xuống ảnh
hưởng tới khí động lực cánh đuôi ngang
5.1.2.1. Hiệu ứng giao thoa cánh - thân ảnh hưởng tới cánh đuôi ngang
5.1.2.2. Hiệu ứng dòng dạt xuống sau cánh chính ảnh hưởng tới
cánh đuôi ngang
5.2. Tính toán khí động lực và cân bằng mômen ở chế độ bay bằng đối
với máy bay VNT-680

101
101
104
105

5.2.1. Tính toán khí động lực máy bay VNT-680

105

5.2.2. Tính toán cân bằng máy bay ở chế độ bay bằng

108

5.2.2.1. Thay đổi vị trí trọng tâm của máy bay và phương án thay
đổi góc đặt cánh đuôi ngang
5.2.2.2. Sự thay đổi vị trí theo phương đứng, diện tích cánh đuôi
ngang và phương án thay đổi góc đặt cánh đuôi ngang

108
113

5.3. Kết luận chương 5

117

KẾT LUẬN VÀ KIẾN NGHỊ

119

DANH MỤC CÁC CÔNG TRÌNH ĐÃ CÔNG BỐ CỦA LUẬN ÁN

122

TÀI LIỆU THAM KHẢO

123

PHỤ LỤC

131

7


DANH MỤC CÁC KÝ HIỆU VÀ CHỮ VIẾT TẮT
Ký hiệu liên quan đến bài toán khí động
b

Sải cánh (m)

c (c)

Dây cung của profile cánh (dây cung khí động trung bình của cánh) (m)

CL

Hệ số lực nâng

CL0

Hệ số lực nâng khi góc tấn bằng không độ

CLα

Đạo hàm hệ số lực nâng theo góc tấn

CD

Hệ số lực cản

CD0

Hệ số lực cản khi góc tấn bằng không độ

Cp

Hệ số áp suất

D

Lực cản (N)

Di

Lực cản cảm ứng (N)

Dprofile

Lực cản profile (N)

Dp

Lực cản áp suất (N)

Df

Lực cản ma sát bề mặt (N)

g

Gia tốc trọng trường (m/s2)

I

Tensor đơn vị

k

Động năng rối

L

Lực nâng (N)

M∞

Số Mach của dòng ở vô cùng

p

Áp suất tĩnh của dòng (Pa)

p∞

Áp suất tĩnh của dòng ở vô cùng (Pa)

S

Diện tích của cánh (m2)

V∞

Vận tốc dòng ở vô cùng (m/s)

u, v, w,

Thành phần vận tốc lần lượt theo phương x, y, z (m/s)

vθ

Vận tốc tiếp tuyến trên vòng xoáy (m/s)

i (iw, iH)

Góc đặt cánh (góc đặt cánh chính, góc đặt cánh đuôi ngang) (độ)

α

Góc tấn máy bay (angle of attack) (độ)

αw, α

Góc tới cánh đơn (góc tới cánh chính) (incidence angle) (độ)

ε

Góc dòng dạt xuống (độ)

λ

Góc vuốt đường c/4 của cánh (độ)

λLE, λTE

Góc vuốt mép vào (leading edge) và mép ra (trailing edge) của cánh

Λ

Hệ số dãn dài của cánh
8


µ

Cường độ lưỡng cực

µt

Độ nhớt rối

ρ

Khối lượng riêng của không khí (kg/m3)

σ
τˆ

Cường độ nguồn

φ

Thế vận tốc

φσ

Thế vận tốc cảm ứng từ nguồn

φD

Thế vận tốc cảm ứng từ lưỡng cực

Tensor ứng suất

Các ký hiệu liên quan đến thực nghiệm và phương pháp bán giải tích
n

Số lần lấy mẫu đo áp suất

δ

Sai số dụng cụ đo

σSD

Độ lệch chuẩn (standard deviation)

CV

Hệ số phân tán (coefficient of variation)

Δp

(Δp = p - p∞) Độ chênh áp suất tĩnh đo được (Pa)

p

Giá trị trung bình thực độ chênh áp suất tĩnh (Pa)

pi

Giá trị độ chênh áp suất tĩnh đo được tức thời lần thứ i (Pa)

bw

Sải cánh kể cả phần trong thân (m)

b'w

Sải cánh không kể phần trong thân (m)

b 0W

Khoảng cách giữa hai xoáy tự do (xoáy mút cánh) của cánh chính kể
cả phần trong thân (m)

b

'
0W

Khoảng cách giữa hai xoáy tự do (xoáy mút cánh) của cánh chính
không kể phần trong thân (m)

DF

Đường kính thân tại vị trí liên kết với cánh chính (m)

Kx

Hệ số tính đến khoảng cách giữa cánh chính và cánh đuôi ngang
theo phương dọc x

Kz

Hệ số tính đến khoảng cách giữa cánh chính và cánh đuôi ngang
theo phương đứng z

Kα

Hệ số giao thoa khí động giữa thân và cánh chính

Π

Định lý Vaschy – Buckingham (định lý Π)

kL

Tiêu chuẩn tương tự hình học

kT

Tiêu chuẩn tương tự thời gian chuyển động

kV

Tiêu chuẩn tương tự động học
9

ηc, ηc(x)

Quy luật phân bố độ vồng đường nhân profile cánh

ηt, ηt(x)

Quy luật phân bố độ dày profile cánh

Các ký hiệu liên quan đến bài toán cân bằng và ổn định tĩnh dọc
AC

Điểm tâm khí động

CG

Điểm trọng tâm

Cm

Hệ số mômen chúc ngóc

Cmα

Đạo hàm hệ số mômen chúc ngóc theo góc tấn

h

Khoảng cách giữa hai điểm theo phương đứng (trục z) (m)

h W-CG

Cánh tay đòn lực cản của cánh chính (m)

h F-CG

Cánh tay đòn lực cản của thân (m)

h H-CG

Cánh tay đòn lực cản của cánh đuôi ngang (m)

h V-CG

Cánh tay đòn lực cản của cánh đuôi đứng (m)

l

Khoảng cách giữa hai điểm theo phương dọc (trục x) (m)

lW-CG

Cánh tay đòn lực nâng của cánh chính (m)

lF-CG

Cánh tay đòn lực nâng của thân (m)

lH-CG

Cánh tay đòn lực nâng của cánh đuôi ngang (m)

lV-CG

Cánh tay đòn lực nâng của cánh đuôi đứng (m)

LW-H

Khoảng cách giữa tâm khí động cánh chính và cánh đuôi ngang theo
phương dọc (trục x) (m)

m

Khối lượng máy bay (kg)

M (My)

Mômen chúc ngóc (N.m)

NP

Điểm trung hòa

SM

Lượng dự trữ ổn định tĩnh dọc

vH

Tỉ số thể tích của cánh đuôi ngang

η

Hệ số hiệu quả của cánh đuôi ngang

Chữ viết tắt
CĐN

Cánh đuôi ngang

CNC

Thiết bị gia công điều khiển bằng máy tính (Computer Numerical Control)

EDM

Thiết bị gia công bằng xung điện (Electrical Discharge Machining)

F.S.

Dải đo của thiết bị (Full scale)

KQ

Kết quả
10


LDA

Thiết bị Laser ứng dụng hiệu ứng Doppler (Laser Doppler Anemometry)

PIV

Thiết bị ghi ảnh chuyển động của hạt (Particle Image Velocimetry)

TD

Tiết diện (mặt cắt của cánh)

UAV

Máy bay không người lái (Unmanned Aerial Vehicle)

11


DANH MỤC CÁC BẢNG

Bảng 2.1
Bảng 2.2
Bảng 2.3
Bảng 3.1
Bảng 3.2

Bảng 3.3
Bảng 4.1
Bảng 4.2
Bảng 4.3

Bảng 4.4
Bảng 5.1
Bảng 5.2
Bảng 5.3
Bảng 5.4
Bảng 5.5

Bảng 5.6

Bảng 5.7

Bảng PL.1
Bảng PL.2

Kết quả mô phỏng máy bay VNT-680 với góc tấn α = 8
Định nghĩa các thành phần lực và mômen khí động cho tính
toán cân bằng máy bay
Định nghĩa cánh tay đòn của các thành phần lực
Hệ số lực nâng (CL(wall)) có và (CL(sym)) không có hiệu ứng
thành tại ba tiết diện gần gốc cánh
Góc dòng dạt xuống  tính theo phương pháp số 3D và các
phương pháp bán giải tích tại mặt đứng qua gốc cánh y = 0
(tính với zc/4 )
So sánh cơ sở lý thuyết của hai phương pháp bán giải tích 1
và 2 xác định góc dòng dạt xuống 
Hệ số lực nâng trên cánh đuôi ngang
Hệ số lực nâng trên cánh đuôi ngang (iH-N0012 = 0o)
Hệ số lực khí động của cánh đuôi ngang và cánh chính phụ
thuộc vào khoảng cách giữa hai cánh LW-H
Bảng thứ nguyên của các biến

Tọa độ hình dạng thân máy bay mô hình
Hình học và kích thước của cánh chính và cánh đuôi ngang
Tọa độ của thân máy bay VNT-680 (mm)
Cánh tay đòn của lực nâng và lực cản trên máy bay VNT-680
Các kết quả khí động và cân bằng máy bay VNT-680 tại ba
vị trí trọng tâm CG0 (iH2=0o), CG1 (iH2=-2o), CG2 (iH2=2o) (các
khoảng cách tính so với mũi máy bay)
Lượng dự trữ ổn định tĩnh dọc của máy bay với ba trường
hợp vị trí ngang, thấp, cao của cánh đuôi ngang (tương ứng
với sự thay đổi góc đặt cánh đuôi ngang)
Lượng dự trữ ổn định tĩnh dọc của máy bay với trường hợp
thay đổi diện tích cánh đuôi ngang (tương ứng với sự thay
đổi góc đặt cánh đuôi ngang)
Thông số máy bay IAI Heron (Israel Aerospace Industries
(IAI)) (nguồn: Internet)
Thông số máy bay VNT-680
o

12

Trang
28
30
30
58
60

63
71
79

81
91
97
105
105
109
112

113

115

136
136


DANH MỤC CÁC HÌNH VẼ, ĐỒ THỊ
Trang
Hình 1

Xoáy mút cánh và dòng dạt xuống sau cánh [nguồn: Internet]

1

Hình 2

Các thành phần khí động chính của máy bay

2

Hình 3

Lực nâng trên cánh chính, cánh đuôi ngang và trọng lực của

2

máy bay
Hình 1.1

Đo áp suất trên lưng cánh (bốn hàng lỗ) [1]

7

Hình 1.2

Đo áp suất trên một mặt cánh (năm hàng lỗ) [2]

8

Hình 1.3

Đo áp suất trên cánh đuôi ngang bằng cảm biến áp suất [3]

8

Hình 1.4

Mô hình mặt nâng (a) [27] và đường nâng (b) [28]

11

Hình 1.5

Đường dòng qua UAV (Ansys Fluent) [31]

12

Hình 1.6

Đường dòng qua máy bay AG-Nel 25 (CFX-Ansys) [41]

13

Hình 2.1

Ống khí động AF6116

17

Hình 2.2

Sơ đồ nguyên lý đo áp suất trên cánh thực nghiệm

17

Hình 2.3

Hình dạng và kích thước cánh chính trong thực nghiệm (cánh

19

được làm rỗng chứa được toàn bộ các dây đo áp suất ở trong)
Hình 2.4

Hình dạng và kích thước cánh đuôi ngang (rỗng) trong thực

19

nghiệm
Hình 2.5

Cánh chính và cánh đuôi ngang gá lắp trong buồng thử ống

19

khí động
Hình 2.6

(a) Hệ số áp suất; (b) Vị trí tiết diện 1 (cánh chính Naca

21

4412,  = 14o)
Hình 2.7

Độ tin cậy kết quả đo. (a) Giá trị trung bình thực và thanh lỗi

21

(10 lỗ phía bụng TD.1 ( = 14o)); (b1), (c1), (d1) Miền phân

tán và hệ số phân tán tại các lỗ 1, 3, 5; (b2), (c2), (d2) Giá trị
tức thời của 30.000 dữ liệu đo
Hình 2.8

(a) Mô hình đuôi ngang trong buồng thử; (b) Giao diện hiển

22

thị tín hiệu điện (mV) tại lỗ 8 (phía bụng) và lỗ 3 (phía lưng);
(c) Áp suất trên tiết diện 1 (hàng lỗ 1)
Hình 2.9

Lưới trên mặt cánh 3D và nguồn - lưỡng cực trên một phần

25

tử mặt
Hình 2.10

(a) Thế vận tốc trong và pháp tuyến trong điều kiện Dirichlet;
(b) Điều kiện tại mép ra của cánh

13

25


Trang
Hình 2.11

Xoáy mút cánh trong vết khí động sau cánh

26

Hình 2.12

(a) Lưới trên mặt đối xứng của cánh; (b) Lưới mặt ở phần

27

mút cánh; (c) Lưới trong lớp biên trên mặt cánh
Hình 2.13

Lưới chia trên mặt đối xứng của máy bay VNT-680

29

Hình 2.14

Định nghĩa các thành phần lực và mômen khí động cho tính

30

toán cân bằng máy bay (cấu hình máy bay VNT-680 xét
trong luận án)
Hình 2.15

Vị trí tương quan giữa trọng tâm máy bay và điểm trung hòa

31

Hình 3.1

Cánh chính gá lắp vào thành ống khí động

36

Hình 3.2

(a) Các hàng lỗ đo áp trên cánh (Naca 4412,  = 4 ) ; (b)
o

36

Phân bố 3D của hệ số áp suất Cp trên 11 hàng lỗ đo áp; (c)
Phân bố 2D của Cp tiết diện 6 và 8
Hình 3.3

Hệ số áp suất Cp trên cánh chính đơn (Naca 0012,  = 8o). (a)

37

Phân bố 3D của Cp trên 11 hàng lỗ đo áp; (b) Phân bố 2D của
Cp tiết diện 7 và 9
Hình 3.4

Hệ số áp suất trên các tiết diện sát mút cánh (Naca 4412,  = 4o)

38

Hình 3.5

Hệ số áp suất trên các tiết diện sát mút cánh (Naca 0012,  = 8 )

38

Hình 3.6

(a) Hệ trục tọa độ xét dòng trong vết; b) Đường dòng qua mặt

39

o

y = const
Hình 3.7

(a) Dạng lõm của profile vận tốc dọc u trong vết trên mặt

40

đứng qua gốc cánh y/b = 0; (b) Hình ảnh đường dòng và
đường đồng áp suất trên mặt đứng y/b = 0 và y/b = 1 (Naca
4412,  = 4o, V = 16 m/s)
Hình 3.8

Profile vận tốc dọc u/V trong vết sau cánh (y/b = 0) với  =
o

o

41

o

4 , 6 , 8 . (a) V = 16 m/s; (b) V = 104 m/s
Hình 3.9

Profile vận tốc dọc u/V trong vết sau cánh (y/b = 0,8) với 
o

o

41

o

= 4 , 6 , 8 . (a) V = 16 m/s; (b) V = 104 m/s
Hình 3.10

Vận tốc đứng (dạt xuống) w/V trong vết sau cánh (y/b = 0).

43

(a) V = 16 m/s; (b) V = 104 m/s
Hình 3.11

Góc dòng dạt xuống trong vết sau cánh (y/b = 0). (a) V = 16

43

m/s; (b) V = 104 m/s
Hình 3.12

Góc dòng dạt xuống (dạt lên) trong vết sau cánh (y/b = 0,95).
(a) V = 16 m/s; (b) V = 104 m/s

14

44


Trang
Hình 3.13

Góc dòng dạt xuống (dạt lên) trong vết sau cánh (y/b = 1). (a)

45

V = 16 m/s; (b) V = 104 m/s
Hình 3.14

Góc dòng dạt xuống theo x tại z/c = 0. (a) V = 16 m/s; (b)

45

V = 104 m/s
Hình 3.15

Phân bố vận tốc đứng w trên phương sải cánh y (Naca 4412,

46

 = 8 , V = 16 m/s). (a) Trên mặt z/c = 0 ; (b) Qua tâm xoáy
o

(z/c = 0,08)
Hình 3.16

Đường dòng qua tiết diện mút cánh (Naca 4412 ,  = 4o, V

46

= 16 m/s). (a) Hướng nhìn vào mút cánh; (b) Hướng nhìn vào
mép ra của cánh
Hình 3.17

Vận tốc dọc biến đổi trên phương y (sải cánh) trên mặt z/c =

47

0 với  = 0 và  = 8 . (a) V = 16 m/s; (b) V = 104 m/s
o

Hình 3.18

o

Vận tốc đứng biến đổi trên phương y (sải cánh) trên mặt z/c =

47

0 với  = 0 và  = 8 . (a) V = 16 m/s; (b) V = 104 m/s
o

Hình 3.19

o

Góc dòng dạt xuống (dạt lên) biến đổi trên phương y (sải

47

cánh) trên mặt z/c = 0 với  = 0 và  = 8 . (a) V = 16 m/s;
o

o

(b) V = 104 m/s
Hình 3.20

Vận tốc ngang biến đổi trên phương y (sải cánh) trên mặt z/c

49

= 0 với  = 0 và  = 8 . (a) V = 16 m/s; (b) V = 104 m/s
o

Hình 3.21

o

Vận tốc tiếp tuyến vòng xoáy v/V. (a) z/c = 0,  = 0o và 

49

= 8 , V = 16 m/s; (b) z/c = 0,  = 0 và  = 8 , V = 104
o

o

o

m/s; (c) vmin/V tại x/c = 8,5, y/b = 0,948, z/c = 0,  = 8o, V
= 16 m/s; (d) v/V biến đổi trên phương x tại y/b = 0,948 ,
z/c = 0,  = 8o, V = 16 m/s
Hình 3.22

Vận tốc ngang, vận tốc đứng, vận tốc tuyến tiếp tuyến vòng

50

xoáy với  = 2 ,  = 4 , V = 16 m/s (tại zc/4)
o

o

Hình 3.23

Vị trí tiết diện 1 và tiết diện 2 sát thành ống khí động

52

Hình 3.24

Hệ số áp suất tại hai tiết diện TD. 1 và TD. 2 (Naca 4412). (a)

53

 = -4 ; (b)  = 4
o

Hình 3.25

o

Hiển thị dòng trên lưng cánh (Naca 4412) tại các góc tới  =
o

o

53

o

-4 , 0 , 4
Hình 3.26

Hệ số áp suất tại hai tiết diện TD. 1 và TD. 2 (Naca 4412). (a)
 = 14 ; (b)  = 18

o

o

15

54


Trang
Hình 3.27

Kết quả mô phỏng, α = 4 . (a) Đường dòng qua mặt A (không có
o

55

thành ống); (b) Đường dòng qua mặt A (có thành ống); (c) Hệ số
lực nâng trên nửa sải cánh; (d) Hệ số áp suất trên tiết diện A
Hình 3.28

Kết quả mô phỏng, α = 14o. (a) Đường dòng qua mặt A

56

(không có thành ống); (b) Đường dòng qua mặt A (có thành
ống); (c) Hệ số lực nâng trên nửa sải cánh; (d) Hệ số áp suất
trên tiết diện A
Hình 3.29

Kết quả mô phỏng, α = 18o. (a) Trường áp suất trên mặt A

57

(không có thành ống); (b) Trường áp suất trên mặt A (có
thành ống); (c) Hệ số lực nâng trên nửa sải cánh; (d) Hệ số áp
suất trên tiết diện A
Hình 3.30

Các hệ số lực khí động trong hai trường hợp có và không có hiệu

57

ứng thành ống khí động. (a) Hệ số lực nâng; (b) Hệ số lực cản
Hình 3.31

Hệ số giao thoa K theo tỉ số DF/bW (tức dM/l trên đồ thị) [95]

61

Hình 3.32

Góc dòng dạt xuống (Naca 4412,  = 0 ) - So sánh kết quả các

62

o

phương pháp bán giải tích và phương pháp mô phỏng 3D)
Hình 3.33

Góc dòng dạt xuống (Naca 4412,  = 2o) - So sánh kết quả các

62

phương pháp bán giải tích và phương pháp mô phỏng 3D)
Hình 3.34

Góc dòng dạt xuống (Naca 4412,  = 4o) - So sánh kết quả các

62

phương pháp bán giải tích và phương pháp mô phỏng 3D)
Hình 3.35

Góc dòng dạt xuống (Naca 4412) theo x tại z/c = 0 và y/b =

66

0. So sánh kết quả các phương pháp bán giải tích và phương
pháp mô phỏng 3D
Hình 3.36

Góc dòng dạt xuống (Naca 4412) theo x tại z/c = 0; y/b = 0 ;

66

y/b = 0,85; y/b = 0,9. (So sánh kết quả của các phương pháp)
Hình 4.1

Gá lắp tổ hợp cánh chính và cánh đuôi ngang trong ống khí động

70

Hình 4.2

Mô hình mô phỏng số đối với tổ hợp cánh chính và cánh đuôi

70

ngang
Hình 4.3

(a) Ba hàng lỗ (3 tiết diện) trên cánh đuôi ngang; (b) Hệ số áp

70

suất trên ba tiết diện cánh đuôi ngang (cánh chính có profile
Naca 4412, w = 4o)
Hình 4.4

Hệ số áp suất trên ba tiết diện cánh đuôi ngang (cánh chính
có profile Naca 0012, w = 2 , w = 4 , w = 8 )
o

16

o

o

72


Trang
Hình 4.5

(a) Hệ số áp suất trên cánh đuôi ngang đơn; (b) Hệ số áp suất

73

trên cánh đuôi ngang có cánh chính ở trước (Naca 0012, w =
8o); (c) Hệ số lực nâng trên nửa sải cánh đuôi ngang
Hình 4.6

Hệ số lực nâng trên nửa sải cánh đuôi ngang (với góc tới

73

cánh chính w = 4 và w = 8 , profile Naca 4412)
o

Hình 4.7

o

Các dây đo áp suất được luồn vào trong cánh chính và cánh

73

đuôi ngang (hướng nhìn từ bên ngoài ống khí động vào phía
gốc cánh)
Hình 4.8

Vận tốc dọc sau cánh chính (Naca 4412, w = 4o). (a) Cánh

76

đơn; (b) Tổ hợp cánh chính và cánh đuôi ngang
Hình 4.9

Vận tốc đứng sau cánh chính (Naca 4412, w = 4o). (a) Cánh

76

đơn; (b) Tổ hợp cánh chính và cánh đuôi ngang
Hình 4.10

Góc dòng dạt xuống sau cánh chính (Naca 4412, w = 4o). (a)

76

Cánh đơn; (b) Tổ hợp cánh chính và cánh đuôi ngang
Hình 4.11

Góc dòng dạt xuống trong vết. (a) Cánh đơn (Naca 0012, w

77

= 4 và w = 8 ); (b) Tổ hợp cánh chính và cánh đuôi ngang

o

Hình 4.12

o

Hệ số áp suất trên cánh đuôi ngang. (a) Cánh chính có profile

79

Naca 4412, w = 4 ; (b) Cánh chính có profile Naca 0012,
o

w = 4o
Hình 4.13

Góc dòng dạt xuống biến đổi theo z trên mặt qua gốc cánh

80

(tại x/c = 0,5 và x/c = 5) với hệ số dãn dài cánh chính w = 4
và w = 6
Hình 4.14

Góc dòng dạt xuống biến đổi theo x trên mặt qua gốc cánh

80

(tại z/c = 0) với hệ số dãn dài cánh chính w = 4 và w = 6
Hình 4.15

Góc dòng dạt xuống tại xc/4 = 1,25c (y/b = 0) với ba khoảng

82

cách LW-H
Hình 4.16

Đường dòng và đường đồng áp suất trên mặt y/b = 0,5 và y/b

82

= 1 (Naca 0012, w = 8 ). (a) LW-H = 2c ; (b) LW-H = 2,75c
o

Hình 4.17

Vận tốc dòng dạt xuống w tại xc/4 = 1,25c và đường đồng áp

82

suất trên mặt y/b = 0 (Naca 0012, w = 8 ). (a) LW-H = 2c ; (b)
o

LW-H = 2,75c
Hình 4.18

Các thành phần vận tốc và góc dòng dạt xuống tại xc/4/c =
1,25 (trên mặt zc/4 , W-N0012 = 8 ) với các khoảng cách LW-H =
o

1,5c ; 2c ; 2,75c
17

84


Trang
Hình 4.19

Góc  với LW-H = 2,75c so sánh với trường hợp cánh chính đơn

84

Hình 4.20

Hệ số lực khí động cánh chính phụ thuộc vào khoảng cách cánh

84

chính và cánh đuôi ngang LW-H
Hình 4.21

Vị trí cánh chính và cánh đuôi của máy bay mô hình thực

86

nghiệm. (a) Cánh thang [13]; (b) Cánh mũi tên 45 [14]
o

Hình 4.22

Hình chiếu bằng của cánh chính trong thực nghiệm. (a) Hình

86

vẽ của [13, 14]; (b) Hình vẽ lại dùng trong mô phỏng số
Hình 4.23

Hệ số lực nâng của cánh thang  = 0o và cánh mũi tên  = 45o

87

Hình 4.24

Đường dòng trên mặt lưng cánh và các đường đồng áp suất tại mặt

87

qua gốc cánh và mút cánh đối với cánh thang và cánh mũi tên
Hình 4.25

Góc  cánh thang và cánh mũi tên. (a) Góc  theo z tại ba vị

87

trí x = const (y = 0) và góc tới  = 4 ; (b) với  = 2 ; (c) Góc
o

o

 theo x (tại y = 0 và z = 0)
Hình 4.26

Hệ số lực nâng trên cánh đuôi ngang đơn và chịu ảnh hưởng

88

của cánh chính. (a) Cánh thang ; (b) Cánh mũi tên
Hình 4.27

Tương tự hình học giữa mô hình và nguyên hình

90

Hình 4.28

Profile vận tốc trong vết lưới cánh máy thủy khí (nguồn:

93

Internet)
Hình 5.1

(a) Thân máy bay mô hình trong ống khí động [13]; (b) Kích

97

thước của cánh chính - thân - cánh đuôi của máy bay mô hình [13]
Hình 5.2

(a) Lưới trên mặt đối xứng của máy bay mô hình; (b) Hệ số

98

lực nâng; (c) Hệ số lực cản
Hình 5.3

Đường dòng trên thân và cánh chính. (a) α = 4o; (b) α = 8o

98

Hình 5.4

Đường dòng trên mặt đi qua gốc cánh với α = 12 . (a) Cánh

99

o

đơn; (b) Tổ hợp cánh chính - thân
Hình 5.5

(a) Hệ số lực nâng trên nửa sải cánh; (b) Hệ số áp suất trên

99

TD. 3; (c) Hệ số áp suất trên TD. 4
Hình 5.6

Hệ số lực khí động trên cánh đơn và tổ hợp cánh - thân. (a)

100

Hệ số lực nâng; (b) Hệ số lực cản
Hình 5.7

Đường dòng qua mặt gốc cánh và áp suất phân bố trên cánh

102

đuôi ngang (α = 12 ). (a) Máy bay mô hình; (b) Tổ hợp cánh
o

chính - cánh đuôi
Hình 5.8

Hệ số lực khí động của máy bay và cách thành phần khí động
của máy bay. (a) Hệ số lực nâng; (b) Hệ số lực cản
18

103


Trang
Hình 5.9

Hệ số lực nâng trên cánh đuôi ngang (H tương đương với

103

VH). (a) Đối với cánh đuôi ngang đơn và chịu ảnh hưởng của
thân; (b) Đối với cánh đuôi ngang chịu ảnh hưởng của cánh
chính và tổ hợp cánh chính - thân
Hình 5.10

Hệ số lực nâng trên cánh đuôi ngang đơn và chịu ảnh hưởng

104

của cánh chính
Hình 5.11

Cấu hình và kích thước bao của máy bay VNT-680

106

Hình 5.12

Đường dòng. (a)  = 0 ; (b)  = 14

106

Hình 5.13

Hệ số lực khí động của cánh chính đơn máy bay VNT-680.

o

o

107

(a) Hệ số áp suất trên nửa sải cánh; (b) Hệ số lực nâng; (c) Hệ
số lực cản; (d) Tỷ số CL/CD
Hình 5.14

Hệ số lực nâng của cánh chính đơn và cánh chính thuộc máy bay

107

Hình 5.15

Hệ số lực khí động của máy bay và các thành phần khí động.

107

(a) Hệ số lực nâng; (b) Hệ số lực cản
Hình 5.16

(a) Vị trí các trọng tâm CG0, CG1, CG2 của máy bay; (b) Các

110

thành phần lực và mômen khí động cho tính toán cân bằng
máy bay
Hình 5.17

Hệ số mômen chúc ngóc của máy bay và các thành phần khí

110

động (cánh chính, cánh đuôi ngang, cánh đuôi đứng, thân)
Hình 5.18

(a) Vị trí tương quan giữa trọng tâm máy bay và điểm trung

110

hòa; (b) Hệ số mômen chúc ngóc đối với điểm trung hòa NP
và trọng tâm CG (theo kết quả mô phỏng máy bay VNT-680)
Hình 5.19

Vị trí cánh đuôi ngang theo phương đứng. (a) Trường hợp

114

thiết kế (ngang nhau); (b) Cánh đuôi ngang thấp hơn; (c)
Cánh đuôi ngang cao hơn
Hình 5.20

(a) Hệ số lực nâng cánh đuôi ngang; (b) Hệ số mômen chúc

114

ngóc của máy bay phụ thuộc vào vị trí khác nhau theo
phương đứng của cánh đuôi ngang
Hình 5.21

Hệ số mômen chúc ngóc của máy bay phụ thuộc vào diện

115

tích cánh đuôi ngang
Hình 5.22

Đường dòng qua vùng giao thoa cánh thân. (a) Cánh đuôi
ngang nằm ngang (thiết kế); (b) Cánh đuôi ngang thấp hơn;
(c) Cánh đuôi ngang cao hơn

19

116


Trang
Hình 5.23

Hệ số mômen chúc ngóc máy bay theo góc tấn khi thay đổi

117

cánh đuôi ngang. (a) Thay đổi vị trí phương đứng; (b) Thay
đổi diện tích
Hình PL.1

Sơ đồ các bước giải bài toán khí động trên Ansys Fluent

131

Hình PL.2

Độ tin cậy kết quả đo. (a) Vị trí TD.1 trên cánh đuôi ngang;

132

(b) Giá trị trung bình thực và thanh lỗi của 5 lỗ phía bụng
TD.1 cánh đuôi ngang (cánh chính Naca 4412 αw = 4o); (c1),
(d1), (e1) Miền phân tán và hệ số phân tán tại các lỗ 8, 9, 10;
(c2), (d2), (e2) Giá trị tức thời của 30.000 dữ liệu đo
Hình PL.3

Độ tin cậy kết quả đo. (a) Vị trí TD.2 trên cánh đuôi ngang;

133

(b) Giá trị trung bình thực và thanh lỗi của 5 lỗ phía bụng
TD.2 cánh đuôi ngang (cánh chính Naca 4412 αw = 4o); (c1),
(d1), (e1) Miền phân tán và hệ số phân tán tại các lỗ 8, 9, 10;
(c2), (d2), (e2) Giá trị tức thời của 30.000 dữ liệu đo
Hình PL.4

Độ tin cậy kết quả đo. (a) Vị trí TD.3 trên cánh đuôi ngang;

134

(b) Giá trị trung bình thực và thanh lỗi của 5 lỗ phía bụng
TD.3 cánh đuôi ngang (cánh chính Naca 4412 αw = 4o); (c1),
(d1), (e1) Miền phân tán và hệ số phân tán tại các lỗ 8, 9, 10;
(c2), (d2), (e2) Giá trị tức thời của 30.000 dữ liệu đo

Hình PL.5

Độ tin cậy kết quả đo. (a) Vị trí TD.1 trên cánh đuôi ngang;

135

(b) Giá trị trung bình thực và thanh lỗi của 5 lỗ phía bụng
TD.1 cánh đuôi ngang (cánh chính Naca 0012 αw = 8o); (c1),
(d1), (e1) Miền phân tán và hệ số phân tán tại các lỗ 8, 9, 10;
(c2), (d2), (e2) Giá trị tức thời của 30.000 dữ liệu đo
Hình PL.6

Máy bay không người lái IAI Heron (nguồn: Internet)

136

Hình PL.7

Máy bay không người lái VNT-680 (luận án nghiên cứu)

136

20


MỞ ĐẦU

1. Tính cấp thiết của đề tài
Dòng qua cánh 3D kéo theo phía sau nó một vùng nhiễu động gọi là vết khí động
(wake). Vết khí động của profile cánh (cánh 2D) là phần chuyển tiếp của hai lớp

biên phía lưng và phía bụng profile cánh chập lại và khuếch tán trong môi trường tự
do không thành rắn. Đối với cánh 3D, một mặt có thể xem vết không gian là tập hợp
của các vết sau profile 2D (cũng là phần chuyển tiếp của lớp biên phía lưng và phía
bụng), nhưng mặt khác cần phải đánh giá ảnh hưởng của hiệu ứng mút cánh khi
cánh 3D được xét với sải hữu hạn và ảnh hưởng này tập trung đặc biệt mạnh ở phần
không gian kéo dài của hai mút cánh với hai xoáy mút cánh (wingtip vortices).
Xoáy mút cánh này tạo nên hiện tượng dòng dạt xuống (downwash) ở phía trong
vết, và dòng dạt lên (upwash) ở phía ngoài vết (hình 1).
Vấn đề nghiên cứu dòng trong vết sau cánh với những hiện tượng vật lý phức tạp
sinh ra từ tương tác lỏng - rắn giữa cánh 3D và dòng chất lỏng là một bài toán rất
phức tạp. Các hiện tượng vật lý xảy ra trên cánh như tổn thất động lượng trong lớp
biên, hiện tượng tách thành, hiệu ứng chảy vòng ở mút cánh, tương tác giữa cánh và
thành rắn cố định cánh (cánh - thân máy bay) được truyền vào trong vết gây nên
dòng nhiễu động phức tạp trong vết. Đây là bài toán cơ bản, quan trọng có ý nghĩa
khoa học và thực tiễn trong lĩnh vực cơ học thủy khí.
Dòng dạt lên
(Upwash)
Dòng chảy vòng
tại mút cánh
(Circular flow at wingtip)

Xoáy mút cánh
(Wingtip vortex)

Dòng dạt xuống
(Downwash)

Hình 1. Xoáy mút cánh và dòng dạt xuống sau cánh [nguồn: Internet]
Khi xét hệ hai cánh chính (wing) và cánh đuôi ngang (horizontal tail), cánh đuôi
ngang nhỏ hơn cánh chính và nằm trong vết cánh chính. Dòng tới cánh đuôi ngang

không còn là dòng đồng nhất với vận tốc vô cùng, mà là dòng dạt xuống trong vết
cánh chính. Góc dòng dạt xuống sau cánh chính đóng góp phần cơ bản (nhiều trường
hợp là toàn phần) đối với góc tới cánh đuôi ngang, và góc dòng dạt xuống này thay
đổi theo cả ba phương dọc, ngang và đứng. Ảnh hưởng ngược lại của cánh đuôi
ngang đối với cánh chính cũng có nhưng không mạnh như ảnh hưởng xuôi dòng của
cánh chính tới cánh đuôi ngang. Bài toán tương tác khí động lực cánh chính và cánh
21


đuôi ngang là bài toán quan trọng, cần thiết có ý nghĩa khoa học và thực tiễn trong
lĩnh vực cơ học thủy khí nói chung và khí động hàng không nói riêng.
*
Trong khi bài toán nghiên cứu tính toán dòng qua cánh chính tạo nên vết khí
động sau cánh chính có thể được xét là một bài toán cơ bản của lĩnh vực cơ học
thủy khí, thì bài toán khí động lực cánh đuôi ngang là một bài toán đặc thù của lĩnh
vực hàng không.
Về phương diện tính toán, dòng sau khi qua cánh chính tới cánh đuôi ngang
không còn là dòng đồng nhất với vận tốc vô cùng, mà dòng có xu hướng dạt xuống
thay đổi cả về độ lớn và hướng.
Về phương diện ứng dụng, cánh đuôi ngang là bộ phận chính yếu tạo nên mômen
dọc (mômen chúc ngóc) của máy bay. (Khoảng cách giữa tâm khí động của cánh
đuôi ngang tới trọng tâm máy bay là rất lớn so với các cánh tay đòn lực khí động
khác của máy bay). Một thay đổi rất nhỏ của lực nâng trên cánh đuôi ngang cũng có
thể gây nên sự thay đổi lớn của mômen chúc ngóc của máy bay. Việc xác định chính
xác lực khí động trên cánh đuôi ngang là hết sức cần thiết, nhưng cũng là một
nhiệm vụ rất khó khăn. Để thấy được vai trò quan trọng của cánh đuôi ngang trong
ứng dụng thiết kế máy bay, một phần nghiên cứu được xét đối với bài toán cân bằng
mômen ở chế độ bay bằng.
Ý nghĩa khoa học và ứng dụng thực tế, sự cần thiết và tầm quan trọng của vấn đề
cần phải giải quyết là lý do lựa chọn đề tài “Nghiên cứu tính toán khí động lực

tương tác cánh chính và cánh đuôi ngang có xét đến cân bằng mômen ở chế độ
bay bằng”.

Hình 2. Các thành phần khí động chính của máy bay

Hình 3. Lực nâng trên cánh chính, cánh đuôi ngang và trọng lực của máy bay
22


2. Mục tiêu, đối tượng, phạm vi và phương pháp nghiên cứu
2.1. Mục tiêu nghiên cứu
a. Nghiên cứu tính toán dòng trong vết sau cánh 3D xét đến ảnh hưởng của hiệu
ứng nhớt và hiệu ứng chảy vòng đầu mút cánh.
b. Nghiên cứu sự thay đổi các thông số dòng trong vết sau cánh (chính) với sự có
mặt của cánh đuôi ngang phía sau; Tính toán lực khí động trên cánh đuôi ngang
gây ra bởi các hiệu ứng dòng 3D sau cánh chính (trong điều kiện lực nâng trên
cánh đuôi ngang đơn bằng không khi không có cánh chính phía trước).
c. Xác định vai trò quan trọng của cánh đuôi ngang đối với vấn đề cân bằng
mômen ở chế độ bay bằng, thấy rõ được ý nghĩa của của việc cần thiết phải
tính toán chính xác lực khí động trên cánh đuôi ngang.
2.2. Đối tượng, phạm vi và phương pháp nghiên cứu
a. Đối với mục tiêu a:
Đối tượng nghiên cứu là mô hình cánh 3D dưới âm (cánh chữ nhật, cánh thang,
cánh mũi tên); Phạm vi giới hạn về kích thước, góc tới, vận tốc dòng giống như đối
với cánh chính trình bày trong mục b tiếp theo.
Phương pháp sử dụng trong tính toán là thực nghiệm, lập trình (code) và mô
phỏng bằng ứng dụng phần mềm (Fluent). Cánh được giả thiết cứng tuyệt đối
(không xét đến hiệu ứng đàn hồi).
b. Đối với mục tiêu b:
Đối tượng nghiên cứu là hệ hai cánh mô hình cánh chính và cánh đuôi ngang

(cánh 3D dưới âm).
Phạm vi nghiên cứu thực nghiệm: Cánh chữ nhật, kích thước cánh chính phụ thuộc
vào kích thước (tận dụng tối đa) buồng thử ống khí động tại trường Đại học Bách
khoa Hà Nội (kích thước mặt cắt ngang buồng thử: (400500) mm2, nửa sải cánh mô
hình b = 300 mm với khoảng không gian đầu mút cánh là 100 mm). Vận tốc thực
hiện thí nghiệm 16 m/s (số Reynolds thí nghiệm Re = 1,1.105). Góc tới cánh chính
 20o ; Cánh đuôi ngang đơn luôn có lực nâng bằng không (profile đối xứng, góc
đặt cánh iH = 0o). Khoảng cách giữa hai cánh LW-H = 2,75c phụ thuộc vào kích thước
buồng thử. Kết quả đo là phân bố áp suất 3D trên cánh chính và cánh đuôi ngang.
Các nghiên cứu thực nghiệm đã công bố được sử dụng để so sánh: Cánh mô hình
(cánh thang, mũi tên) có kích thước nửa sải là 560 mm, thí nghiệm được thực hiện
với số Mach 0,13 (Re = 5,8.105). Kết quả đo là lực khí động trên cánh chính và
cánh đuôi ngang.
Phạm vi nghiên cứu số: Với phương pháp lưỡng cực - nguồn, thực hiện tính toán
đối với cánh đơn và so sánh với kết quả của các phương pháp khác. Với phương
pháp mô phỏng 3D dòng có nhớt (sử dụng Fluent), phạm vi ứng dụng rộng hơn về
thay đổi vận tốc dòng vô cùng (trong phạm vi dòng không nén) và khoảng cách
giữa cánh chính và cánh đuôi ngang. Một mục tiêu quan trọng của tính toán số ở
đây là so sánh với kết quả thực nghiệm, nên mô hình số được thực hiện giống mô
23


hình thực nghiệm. Kết quả tính toán cho phép xác định phân bố áp suất và lực khí
động trên cánh chính và cánh đuôi ngang, và các thông số dòng trong vết sau cánh
và thông số dòng trong vùng tương tác cánh chính và cánh đuôi ngang.
c. Đối với mục tiêu c:
- Để so sánh kết quả tính toán số với kết quả thực nghiệm, nghiên cứu được xét
đối với máy bay mô hình thực nghiệm (đã được công bố của NASA, cánh
thang có nửa sải là 560 mm, số Mach 0,13). Kết quả tính toán số (so sánh với
kết quả thực nghiệm) là lực khí động của máy bay mô hình và các thành phần

khí động (cánh chính, thân, cánh đuôi). Máy bay mô hình thực nghiệm của
NASA không thiết kế để bay trong thực tế, nên không tạo lực nâng ở góc tấn
không độ (bay bằng).
- Đối bài toán cân bằng mômen, đối tượng xét là máy bay không người lái có
chức năng khảo sát giám sát đã được thiết kế chế tạo (VNT-680) có khối lượng
thiết kế khi bay bằng là 680 kg, kích thước sải cánh chính là 15,4 m, vận tốc bay
bằng là 44,4 m/s (các thành phần khí động là cánh chính, thân, cánh đuôi). Mục
tiêu của phần nghiên cứu này là đánh giá tầm quan trọng của cánh đuôi ngang
khi thiết kế máy bay (đảm bảo yêu cầu cân bằng mômen dọc khi bay).
Phần nghiên cứu ứng dụng này chỉ đưa ra khuyến nghị đối với người thiết kế
máy bay (mà không phải là nghiên cứu để tính toán thiết kế chế tạo máy bay). Vì
vậy, nghiên cứu được giới hạn trong phạm vi của chế độ bay bằng ổn lập (không có
điều khiển, tốc độ bay và hướng bay không đổi). Cấu hình khí động cánh chính và
thân máy bay giữ nguyên, sự thay đổi chỉ xét đối với cánh đuôi ngang. Tính toán
cho phép nhận được kết quả về trạng thái cân bằng mômen mới của máy bay tương
ứng với sự thay đổi cấu hình và lực khí động của cánh đuôi ngang.

3. Ý nghĩa khoa học và thực tiễn của đề tài
Nghiên cứu tính toán dòng trong vết sau cánh 3D xét đến hiệu ứng nhớt, hiện
tượng chảy vòng đầu mút cánh và ảnh hưởng của chúng tới cánh đuôi ngang phía
sau là bài toán cần thiết, quan trọng có ý nghĩa khoa học và thực tiễn.
Kết quả nghiên cứu của luận án góp phần làm rõ tương tác khí động lực cánh
chính và cánh đuôi ngang, giúp cho người thiết kế máy bay lựa chọn phương án
phối trí khí động.

4. Những kết quả mới của luận án
(1) Xây dựng mô hình thí nghiệm, xây dựng code tính toán bằng phương pháp
lưỡng cực - nguồn và ứng dụng phần mềm thương mại để tính toán.
(2) Tính toán xác định được các thông số dòng chảy trong vết sau cánh 3D, và góc
dòng dạt xuống biến đổi theo ba phương x, y, z.

24


(3) Xác định được lực khí động trên cánh đuôi ngang chịu ảnh hưởng của dòng
sau cánh chính qua việc giải bài toán tương tác khí động lực cánh chính và
cánh đuôi ngang.
(4) Ứng dụng tính toán khí động lực học và cân bằng mômen cho một máy bay cụ
thể nhằm xác định vai trò quan trọng và sự cần thiết phải tính chính xác lực
khí động trên cánh đuôi ngang.

5. Những đóng góp mới của luận án
(1) Các kết luận về quy luật biến đổi của các thông số dòng trong vết sau cánh 3D
của luận án góp phần làm rõ bản chất vật lý của của hiện tượng rất phức tạp
đối với dòng trong vết với hiệu ứng xoáy mút cánh và dòng dạt xuống.
(2) Các kết luận về ảnh hưởng của dòng dạt xuống trong vết cánh chính tới lực
khí động cánh đuôi ngang góp phần làm rõ hiện tượng tương tác khí động lực
cánh chính và cánh đuôi ngang, cho thấy được các yếu tố ảnh hưởng để điều
chỉnh giá trị lực khí động trên cánh đuôi ngang như mong muốn.
(3) Mô hình thực nghiệm mà luận án đã xây dựng cho thấy để nhận được kết quả
đo chính xác phân bố áp suất trên cánh 3D và xác định được hiệu ứng mút
cánh, cần thiết phải gia công cánh rỗng (dù rằng, việc gia công cánh rỗng là rất
khó khăn, công phu và tốn thời gian). Nghiên cứu kết hợp giữa thực nghiệm
và phương pháp số là giải pháp phù hợp cho bài toán xác định chính xác lực
khí động trên cánh đuôi ngang.

6. Bố cục của luận án
Nội dung của luận án chia làm năm chương cùng với phần Mở đầu và Kết luận.
Chương 1. Tổng quan
Nội dung của chương này là phân tích, đánh giá các công trình nghiên cứu liên

quan đến đề tài luận án đã được công bố trên thế giới và trong nước về cách tiếp
cận, phương pháp nghiên cứu và nội dung các vấn đề đã giải quyết. Các phân tích
đã chỉ ra các ưu điểm và tồn tại của các công trình đã công bố và lựa chọn hướng
nghiên cứu đối với luận án. Vai trò, ý nghĩa của phương pháp thực nghiệm và phạm
vi ứng dụng các kết quả thực nghiệm được đánh giá và đưa ra sự lựa chọn cách tiếp
cận của phương pháp thực nghiệm trong luận án phù hợp với điều kiện hiện có. Ý
nghĩa và phạm vi ứng dụng hiệu quả của phương pháp số được phân tích và lựa
chọn phương pháp tính toán phù hợp đối với luận án.
Chương 2. Phương pháp nghiên cứu
Phương pháp thực nghiệm đo phân bố áp suất trên hai mặt lưng và bụng cánh
chính (xác định hiệu ứng mút cánh chính và ảnh hưởng của thành ống khí động tới
kết quả đo) và áp suất trên hai mặt lưng và bụng cánh đuôi ngang (xác định ảnh
25