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

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

Ngành : Kỹ thuật cơ khí động lực
Mã số

: 9520116

TÓM TẮT LUẬN ÁN TIẾN SĨ KỸ THUẬT CƠ KHÍ ĐỘNG LỰC

Hà Nội – 2019


Công trình được hoàn thành tại
Trường Đại học Bách khoa Hà Nội

Người hướng dẫn khoa học:
PGS. TS. Hoàng Thị Bích Ngọc

Phản biện 1: GS. TSKH. Nguyễn Đức Cương
Phản biện 2: PGS. TS. Thái Doãn Tường
Phản biện 3: PGS. TS. Phạm Vũ Uy

Luận án được bảo vệ trước Hội đồng đánh giá luận án tiến sĩ
cấp Trường họp tại Trường Đại học Bách khoa Hà Nội

Vào hồi ……. giờ, ngày ….... tháng ….... năm 2019

Có thể tìm hiểu luận án tại thư viện:
1. Thư viện Tạ Quang Bửu - Trường ĐHBK Hà Nội
2. Thư viện Quốc gia Việt Nam


DANH MỤC CÁC CÔNG TRÌNH ĐÃ CÔNG BỐ CỦA LUẬN ÁN

Hội nghị quốc tế (có phản biện)
1. Bui Vinh Binh, Hoang Thi Bich Ngoc, Nguyen Hong Son
(2018), “Numerical study of the aerodynamic characteristics
and the equilibrium of unmanned aerial vehicle regarding
the horizontal tail role”, The First International Conference
on Fluid Machinery and Automation Systems ICFMAS2018, pp. 314-321.
Tạp chí trong nước (VJMECH)
2. Hoang Thi Bich Ngoc, Bui Vinh Binh (2019), “Investigation
of aerodynamics and longitudinal stability of unmanned
aerial vehicle with elevator deflection”, Vietnam Journal of
Mechanics, Vol.41, No.1, pp. 89-103.
Citations: />Tạp chí Quốc tế có uy tín (SCIE)
3. Ngoc T. B. Hoang, Binh V. Bui (2019), “Experimental and
numerical studies of wingtip and downwash effects on
horizontal tail”, Journal of Mechanical Science and
Technology, Vol.33, Iss.2, pp. 649-659.
Citations: />4. Ngoc T. B. Hoang, Binh V. Bui (2019), “Investigation of
wind tunnel wall effect and wing-fuselage interference
regarding the prediction of wing aerodynamics and its
influence on the horizontal tail”, Journal of Mechanical
Science and Technology, Vol.33, Iss.6, pp. 2737-2746.

Citations: />


1
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.
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. Vấn đề này được xét là một phần
nghiên cứu chính của luận án. Đây là bài toán cơ bản, quan trọng có ý
nghĩa khoa học và thực tiễn trong lĩnh vực cơ học thủy khí.
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 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


2
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”.
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.


3
Phương pháp sử dụng trong tính toán là thực nghiệm, lập trình
(code) và mô phỏng bằng ứng dụng phần mềm (Fluent).
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
AF6116 (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 α<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 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).


4
- 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 (máy
bay 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.
(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
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.
Chương 1. Tổng quan
Chương 2. Phương pháp nghiên cứu
Chương 3. Dòng trong vết sau cánh mô hình
Chương 4. Khí động lực tương tác cánh chính và cánh đuôi ngang mô hình
Chương 5. Tính toán khí động lực đối với máy bay có xét đến cân
bằng mômen ở chế độ bay bằng
Chương 1

TỔNG QUAN

Với việc phân tích các công trình nghiên cứu liên quan trên thế
giới và trong nước (đến năm 2018), có thể thấy đề tài “Nghiên cứu
tính toán khí động lực tương tác cánh chính và cánh đuôi ngang có
xét đến cân bằng mômen” là một vấn đề rất cần thiết trong lĩnh vực
hàng không và chưa được nghiên cứu sâu ở trong nước.
Cùng với sự phát triển mạnh mẽ của công nghệ máy tính, phương
pháp số được ứng dụng rộng rãi nhờ ứng dụng những phần mềm thương
mại (FLUENT, CFX-ANSYS, TAU, OVERFLOW-NASA, USM3DNASA, STAR-CD, ELSA-ONERA...), hoặc có thể xây dựng những


6
chương trình (code) chuyên dụng. Sử dụng phần mềm Fluent là một
phương pháp được ứng dụng nhiều trong nghiên cứu trên thế giới, do độ
bao phủ ứng dụng của nó rất rộng. Trên nền tảng rời rạc bằng phương
pháp thể tích hữu hạn, Fluent sử dụng nhiều giải pháp xấp xỉ để mở rộng
lựa chọn cho người sử dụng. Sử dụng Fluent cũng là một lựa chọn của
luận án. Tất nhiên, mỗi phương pháp đều có ưu điểm và nhược điểm.
Vấn đề là trong phạm vi nghiên cứu của bài toán, cần biết chọn phương
pháp nào để có thể phát huy được ưu điểm và giảm được hạn chế.

Đối với phương pháp kì dị lưỡng cực - nguồn là phương pháp mà
chúng tôi có thể chủ động phát triển mã nguồn (code). Đây là phương
pháp tính toán cho cánh 3D có xét đến chiều dày. Phương pháp kì dị
cho kết quả tốt đối với các trường hợp cánh đơn có góc tới không quá
lớn, có thể sử dụng để so sánh với kết quả của các phương pháp
nghiên cứu khác. Tuy nhiên, phương pháp kì dị không hiệu quả đối
với các trường hợp xảy tách thành mạnh ở vùng giao thoa của nhiều
dòng, vùng chảy vòng qua mút cánh, góc tới lớn...
Bên cạnh sự phát triển của phương pháp số, nghiên cứu thực
nghiệm cũng là thế mạnh của các nước phát triển có lượng tài chính
lớn. Để hạn chế các nhược điểm của các công trình thực nghiệm trên
thế giới nêu trong mục 1.1.1, mô hình cánh (trong thực nghiệm của
luận án) được làm rỗng để đặt các dây dẫn đo áp suất ở bên trong cánh,
tránh việc các dây dẫn có thể làm nhiễu dòng như ở một số công trình
thực nghiệm nói ở trên. Việc gá lắp cánh ngàm một nửa sải cánh vào
thành ống khí động (tại gốc cánh) làm tăng gấp hai lần chiều dài sải
cánh. Đầu kia của cánh (mút cánh) cách thành ống khí động một
khoảng để tạo không gian trống cho sự chảy vòng đầu mút cánh. Vì
vậy, hiệu ứng mút cánh, xoáy mút cánh, dòng dạt xuống của cánh
chính tác động lên cánh đuôi ngang ở phía sau được xảy theo cách tự
nhiên. Việc gia công cánh rỗng cũng cho phép đo đồng thời áp suất
phía lưng cánh và bụng cánh (không phải chỉ đo áp suất trên một mặt
cánh như khi gia công cánh đặc). Do đó, việc đo áp suất ở đầu mút
cánh và áp suất trên cánh đuôi ngang (với các cánh rỗng) cho kết quả
phản ánh thực tế của hiện tượng. Tuy nhiên, việc gia công mô hình
cánh có kích thước nhỏ mà rỗng ở bên trong, đòi hỏi quy trình gia công
chi tiết rất cẩn thận ngoài việc cần thiết phải sử dụng máy công cụ có
độ chính xác cao. Nhiều công trình thực nghiệm ở nước ngoài sử dụng
ống khí động có kích thước tương tự như ống khí động AF6116, nhưng
các mô hình cánh gia công ở dạng cánh đặc.

7
Chương 2
2.1

PHƯƠNG PHÁP NGHIÊN CỨU

Phương pháp thực nghiệm
2.1.1 Mô tả thực nghiệm, hình dạng kích thước cánh mô hình

Thực nghiệm đo
áp suất trên cánh
được thực hiện trong
ống khí động dạng hở
AF6116. Kích thước
buồng thử : (1.000
mm × 400 mm × 500
mm). Dòng khí trong
ống khí động có số
Mach M ≤ 0,15.
Hình 2.2. Sơ đồ nguyên lý đo áp suất trên cánh

Hình 2.3. Cánh chính (rỗng)

Hình 2.4. Cánh đuôi ngang
(rỗng)

Với các giới hạn kích thước buồng thử và điều kiện đo, để nhận
được kết quả thực nghiệm đối với cánh 3D, chiều dài hiệu dụng nửa

sải cánh cánh chính bW = 300 mm, dây cung cánh chính cW = 100 mm
(hệ số dãn dài cánh cánh chính ΛW = 6). Profile cánh chính là Naca
4412 và Naca 0012. Cánh đuôi ngang có chiều dài hiệu dụng nửa sải
cánh là bH = 200 mm, dây cung cánh đuôi ngang cH = 60 mm (hệ số
dãn dài cánh đuôi ngang ΛH = 6,6). Profile cánh đuôi ngang là Naca
0012. Hình 2.3 là ảnh chụp cánh chính sử dụng trong thực nghiệm
được gia công rỗng, ở bên trong chứa được các dây đo áp suất dẫn từ
lỗ đo áp tới áp kế. Trên hai mặt lưng và bụng cánh chính có khoan 240
lỗ đo áp suất sắp xếp trên 12 hàng. Đường kính của lỗ đo áp suất là 0,4
mm. Vị trí của các lỗ đo áp suất trên hai mặt cánh chính và đuôi ngang
được thể hiện trên hình 2.3 và 2.4. Cánh được làm rỗng có khả năng


8
chứa các dây đo áp suất ở bên trong. Trên hai mặt lưng và bụng cánh
đuôi ngang có khoan ba hàng lỗ 0,4 mm, mỗi hàng có 10 lỗ.
2.1.2 Đánh giá sai số thực nghiệm
Sai số dụng cụ đo áp kế kỹ thuật số được xác định từ tài liệu của
nhà sản xuất là: ±0,15% of F.S. ±1 digit. Ở đây, “F.S.” (full scale) là
khả năng đo cực đại của áp kế (2 kPa), và “digit” là thang chia nhỏ
nhất của áp kế (1 Pa). Thời gian giữa hai lần đo liên tiếp là 1 ms. Như
vậy, sai số lớn nhất của áp kế δ = ±4 Pa. Đây là loại áp kế kỹ thuật số
có độ chính xác rất cao. Sai số ngẫu nhiên SD được xác định theo số
lần lấy mẫu và được xác định theo công thức (2.2a) [63, 64].
Hình 2.6.
(a) Hệ số áp
suất;
(b) Vị trí tiết
diện 1,
w-N4412=14o

(a)

(b)

Hình 2.7. Độ tin cậy
kết quả đo
(a) Giá trị trung bình
thực và thanh lỗi
(10 lỗ phía bụng TD.1
(α = 14o))
(c)

Phân tán (b) và giá trị tức thời (c) của 30.000 dữ liệu tại lỗ 1
Có thể ứng dụng biểu đồ cột giá trị thực trung bình (true mean
value) và thanh lỗi (error bar) [65, 66] để đánh giá độ chính xác của
phép đo áp suất tại mỗi lỗ đo áp suất trên cánh. Giá trị trung bình thực
p là trung bình cộng của n (số lần lấy mẫu) giá trị đo tức thời.


9
Thanh lỗi được tính toán theo độ lệch chuẩn (standard deviation):

 SD =

n

 (p  p )

i 2

/ (n  1) ,pi là giá trị đo lần lấy mẫu thứ i (2.2a).

i 1

Thí nghiệm ở đây có số lần lấy mẫu n=30.000 (với thời gian đo là 30s).
Hệ số phân tán (coefficient of variation) đánh giá độ tin cậy của
phép đo (measuring confidence) thông qua mức độ biến động của n
dữ liệu đo được xác định bằng công thức [63]: CV   SD / p (2.2b).
Hình 2.7 trình bày độ tin cậy của kết quả đo (các trường hợp trên
hình (2.6)) thông qua biểu đồ giá trị trung bình thực và thanh lỗi (hình
(a)), biểu đồ miền phân tán và hệ số phân tán (hình (b)), đồ thị giá trị
tức thời theo thời gian (hình (c)).
Mỗi giá trị trung bình thực dạng biểu đồ cột (màu xanh) được vẽ
cùng với thanh lỗi (màu đỏ) tương ứng với hai lần độ lệch chuẩn của
phép đo (2SD). Miền phân tán (dispersion) là tập hợp của n giá trị đo
của n lần lấy mẫu (n = 30.000).
2.2

Phương pháp kì dị
Phương pháp kì dị sử dụng ở đây là phương pháp nguồn lưỡng cực
phân bố, áp dụng cho cánh 3D có xét đến chiều dày cánh. Mặt lưng và
bụng cánh được chia thành các phần tử mặt (panel) có diện tích S. Trên
mỗi phần tử mặt đặt một lưỡng cực phân bố có cường độ không đổi µ
và một nguồn phân bố có cường độ không đổi σ. Tại một điểm P(x,y,z)
bất kỳ trong không gian sẽ nhận được một thế vận tốc φ bằng tổng thế
vận tốc cảm ứng từ các lưỡng cực φD và thế vận tốc cảm ứng từ các
nguồn φσ phân bố trên cánh φ = φσ + φD. Các thế vận tốc cảm ứng φσ
và φD tại điểm P(x,y,z) được xác định theo công thức sau [24].

dS

 ( x, y, z ) 
(2.3)
2
4 S ( x  x )  ( y  y )2  z 2



0

0


z dS
(2.4)
4 S  x  x 2  y  y 2  z 2  3/2




0
0


trong đó, u, v, w là các vận tốc thành phần, được xác định từ φ:
(2.5)
(u, v, w)  ( / x,  / y,  / z)
Hệ phương trình tuyến tính xác định từ điều kiện biên trượt và
điều kiện Joukowwski ở mép ra của cánh cho phép xác định giá trị

 D ( x, y , z ) 




10
cường độ lưỡng cực trên các phân tố mặt cánh và từ đó có thể xác
định được phân bố vận tốc, áp suất và lực nâng của cánh [53].
Phương pháp kì dị trình bày ở trên có thể ứng dụng được cho dòng có
số Mach ở vô cùng M∞ < 0,65 và góc tới α ≤ 12o với cánh có xét đến
chiều dày cánh.
2.3

Phương pháp giải hệ phương trình vi phân dòng thực
Tương tác của các thành phần khí động như cánh - đuôi - thành
ống khí động (thân máy bay) rất nhạy cảm với hiện tượng tách thành.
Vì vậy việc sử dụng phương pháp giải hệ phương trình vi phân đối
với dòng thực là phù hợp. Luận án lựa chọn việc ứng dụng phần mềm
Fluent để giải bài toán
tương tác khí động lực
cánh chính và cánh
đuôi ngang, và áp dụng
đối với máy bay liên
qua đến sự tương tác
của các thành phần khí
động của máy bay
(cánh - thân - đuôi). Độ
phân giải của lưới cần
chia phụ thuộc vào mỗi
bài toán và hiện tượng
vật lý đặc thù của bài

toán đó (hình 2.12).
Hình 2.12. (a) Lưới trên mặt đối xứng
của cánh; (b) Lưới mặt ở phần mút cánh;
(c) Lưới trong lớp biên trên mặt cánh
Chương 3
3.1

DÒNG TRONG VẾT SAU CÁNH MÔ HÌNH

Hiệu ứng chảy vòng tại mút cánh và dòng dạt xuống

3.1.1 Kết quả thực nghiệm
Hình 3.2 trình bày kết quả thực nghiệm so sánh với các kết quả số
phân bố hệ số áp suất trên 11 hàng lỗ đo áp suất (vận tốc dòng trong
ống khí động và tính toán số V = 16 m/s). Phân tích kết quả thực
nghiệm và số phân bố hệ số áp suất trên ba tiết diện sát mút cánh (tiết


11
diện 9, 10, 11) trên hình 3.4 cho thấy Cp trên tiết diện 11 (cách mút
cánh 2 mm) có hình dạng khác lạ và có sự khác nhau giữa kết quả
thực nghiệm và kết quả tính theo phương pháp kì dị. Hiên tượng này
gây nên bởi dòng chảy vòng ở không gian gần mút cánh từ bụng đến
lưng cánh, làm cho áp suất dưới bụng giảm đi còn áp suất trên lưng
cánh tăng. Tiết diện 11 sát mút cánh còn có vùng giao thoa giữa
không gian ngoài mút cánh và không gian sau mút cánh tại mép ra
làm cho dòng chảy vòng ở khu vực gần mép ra chảy vòng lên dưới
ảnh hưởng của sự giao thoa.

Hình 3.2. (a) Các hàng lỗ đo áp trên cánh (Naca 4412,  = 4o) ; (b)

Hệ số áp suất Cp trên 11 hàng lỗ đo áp; (c) Hệ số Cp tiết diện 6 và 8

Hình 3.4. Hệ số Cp trên các
TD sát mút cánh, N4412=4o

3.1.2 Dòng dạt xuống sau cánh xét trên mặt đứng y = const
Theo vị trí giá trị cực tiểu của vận tốc u, độ lệch của trục vết (so
với trục x) tăng khi góc tới tăng (hình 3.8). vết cũng mạnh hơn.
Góc dòng dạt xuống được xác định theo công thức [87]:
(3.1)
 = arctan( w / u )


12
Trên hình 3.11, góc dòng dạt xuống  có dấu âm (trên mặt y/b =
0). Ở gần mép ra của cánh, góc dòng dạt xuống có giá trị tuyệt đối rất
lớn. Đồ thị góc dòng dạt xuống  có điểm uốn ở khoảng vị trí trục vết
Khi tăng góc tới,
các giá trị tương
ứng của góc  tăng
nhiều. Với các giá
trị V tương đối
khác nhau, nhưng
các giá trị tuyệt đối
tương ứng của góc 
chỉ tăng nhẹ khi so
sánh hai trường hợp
V=104m/s và V =
Hình 3.7. Profile vận tốc dọc u
16m/s (hình 3.11).

trên mặt y/b=0, N4412=4o

Hình 3.11. Góc dòng dạt xuống (y/b=0). (a) V=16m/s; (b) V=104m/s

3.1.3 Dòng dạt xuống sau cánh xét trên mặt ngang z = const - Liên
hệ giữa dòng dạt xuống và xoáy mút cánh
Góc dòng dạt xuống được trình bày trên 3.19. Theo phương sải
cánh (y), giá trị tuyệt đối của góc dòng dạt xuống có thay đổi nhiều,
đặc biệt là ở gần mặt qua gốc cánh y/b = 1. Nếu coi cánh đuôi ngang


13
(sau cánh chính) là cứng tuyệt đối, thì sự thay đổi góc dòng dạt
xuống theo phương y tựa như cánh đuôi ngang bị xoắn.

Hình 3.15. Phân bố vận tốc đứng w theo phương sải cánh y
(trên mặt z/c = 0,  = 8o, V = 16 m/s )
Hình 3.19. Góc
dòng dạt xuống
xuống (dạt lên)
theo y (tại
z/c=0) với  =
0o và 8o.
(a) V=16m/s;
(b) V=104m/s
Vận tốc tiếp tuyến của vòng xoáy mút cánh v theo công thức sau
(w đóng vai trò liên quan giữa dòng dạt xuống và xoáy mút cánh):
vθ = v2 +w 2

(3.2)

Điểm có vận tốc tiếp tuyến v = 0 chính là tâm xoáy. Điểm mà
vận tốc v có giá trị lớn nhất xác định biên xoáy và khoảng cách từ đó
tới tâm xoáy gọi là bán kính xoáy. Phân bố vận tốc không thứ nguyên
v/V với V=16m/s khác nhau không nhiều so với trường hợp
V=104m/s (hình 3.21). Trong ba vị trí của x/c = const, trên vị trí ở
xa mép ra của cánh nhất với x/c = 5, có thể tìm thấy giá trị gần bằng
không của vận tốc v (với y/b0,95) và tâm xoáy ở lân cận điểm này.


14
Hình 3.21. Vận
tốc tiếp tuyến
vòng xoáy
v/V
(tại z/c = 0),
 = 0o.
(a) V=16 m/s;
(b)V=104m/s
3.2

Hiệu ứng thành ống khí động ảnh hưởng đến đặc trưng khí
động cánh 3D

3.2.1 Kết quả thực nghiệm trên các tiết diện sát thành
Kết quả thực nghiệm và số về hệ số áp suất trên TD. 1 và TD. 2
sát thành ống khí động với góc tới  = -4o và 4o (hình 3.24) cho thấy
phân bố áp suất trên hai tiết diện 1 và 2 sát thành gần như tương tự
nhau. Nghĩa là, hiệu ứng thành không có ảnh hưởng đáng kể tới phân
bố áp suất trên tiết diện 1 (cách thành 40 mm tương ứng với 40%c).

Hình 3.23. Vị trí TD. 1 và TD. 2

Hình 3.24. Hệ số áp suất tại TD. 1
và TD. 2.(a) N4412 = -4o; (b)  = 4o

Với các góc tới lớn ( = 14o và 18o) ảnh hưởng của thành ống khí
động lên áp suất trên hàng lỗ
số 1 là rất rõ ràng (hình 3.26).
Phân bố hệ số áp suất phía
lưng cánh đã xảy ra sự khác
nhau lớn tại TD. 1 và TD. 2.
Nghĩa là, khoảng cánh 40 mm
cách thành ống khí động của
hàng lỗ số 1 không còn “an
toàn” dưới ảnh hưởng của Hình 3.26. Hệ số áp suất tại TD. 1 và
hiệu ứng thành ống.
TD. 2 (a) N4412 = 14o; (b)  = 18o


15

3.2.2 Kết quả mô phỏng số
Kết quả đường dòng trên các hình và 3.28(a) cho thấy hiệu ứng
giao thoa của dòng tại vùng gần gốc cánh với thành gây nên sự tách
thành rất mạnh. Phân bố hệ số lực nâng trên hình và 3.28(c) và hệ số
áp suất trên các hình và 3.28(d) đối với trường hợp góc tới 14° cho
thấy rõ sự khác nhau khi có và không có hiệu ứng thành tại các tiết
diện sát gốc cánh.

Hình 3.28. α = 14o. (a),(b) Đường
dòng; (c) Hệ số lực nâng; (d) Hệ
số áp suất trên tiết diện A
3.3

Góc dòng dạt xuống xác định bằng phương pháp bán giải tích

So sánh kết quả trên
hình 3.36 về biến đổi của
góc  theo phương đứng
z cho thấy với sự thay
đổi của y/b (phương sải
cánh) ở ba vị trí y=const,
góc  tính toán theo hai
phương pháp bán giải
tích [94], [95] không đổi
(phương pháp 2 có thay
đổi với hai giá trị
x/c=0,5
và
x/c=2).
Nhưng kết quả góc  tính
theo phương pháp số
dòng 3D thay đổi rất
nhiều ở ba vị trí y/b cả
về giá trị và biên dạng
phân bố  trên đồ thị.

Hình 3.36. Góc dòng dạt xuống theo z

16
Chương 4

KHÍ ĐỘNG LỰC TƯƠNG TÁC CÁNH CHÍNH VÀ
CÁNH ĐUÔI NGANG

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
Hình 4.4 là hệ số áp suất trên cánh đuôi ngang (tại w=0012 = 2o, 4o,
o
8 ). Phân bố hệ số áp suất trên cánh đuôi ngang có diện tích hiệu dụng
lớn nhất với w=8o, tương ứng với hệ số lực nâng trên cánh đuôi ngang
lớn nhất. Sự tương tự của kết quả thực nghiệm và số về hệ số áp suất
trên cánh đuôi ngang cho phép kiểm chứng độ chính xác của tính toán
số dòng trong vết cánh chính tác động lên cánh đuôi ngang.
Hình 4.4.
Hệ số áp
suất trên
cánh đuôi
ngang
(w-N0012 =
2o, 4o, 8o)

4.1.2 Dòng sau cánh chính khi có mặt cánh đuôi ngang
Kết quả số trên
hình 4.10 và 4.11 cho

thấy, khi có cánh đuôi
ngang quy luật góc
dòng dạt xuống bị biến
đổi rất nhiều so với
trường hợp không có
cánh đuôi ngang.

Hình 4.10. Góc dòng dạt xuống, w-N4412=4o.
(a) Cánh đơn; b) Tổ hợp hai cánh
Hình 4.11. Góc
dòng dạt xuống,
w-N0012 = 4o, 8o);
(a) Cánh đơn
(b) Tổ hợp hai
cánh


17
4.2

Ảnh hưởng của hệ số dãn dài cánh chính tới cánh đuôi ngang
Hình 4.12.
Hệ số áp suất
trên cánh đuôi
ngang.
(a) Cánh chính
có profile Naca
4412, w = 4o

Kết quả thực nghiệm trên hình 4.12 cho thấy, với trường hợp w =

4, diện tích hiệu dụng của phân bố áp suất trên chu tuyến profile (ba
tiết diện) của cánh đuôi ngang đều lớn hơn nhiều so với diện tích
hiệu dụng của trường hợp w = 6 (tương ứng với hệ số lực nâng của
trường hợp w = 4 lớn hơn trường hợp w = 6). Kết quả số góc dòng
dạt xuống với w = 4 và w = 6 được trình bày trên hình 4.13.

Hình 4.13. Góc dòng dạt xuống với hệ số dãn dài cánh chính w=4 và 6
4.3

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

Hình 4.17. Vận tốc w tại xc/4=1,25c và đường đồng áp suất trên mặt
y/b=0, w-N0012 = 8o. (a) LW-H = 2c ; (b) LW-H = 2,75c


18
Từ hình 4.20 có thể thấy, sự có mặt
của cánh đuôi ngang ở phía sau cánh
chính tương tự như một sự chặn dòng
phía sau cánh chính, gây nên một sự
hãm đối với sự khuếch tán đến vô cùng
của vết cánh chính. Điều này dẫn đến
sự giảm hệ số lực nâng của cánh chính.
Hình 4.20. Hệ số lực nâng CL(W)
4.4 Nghiên cứu đối với cánh mũi tên và cánh thang

Hình 4.22. Cánh trong thực nghiệm

Hình 4.23. Hệ số lực nâng

của cánh có  = 0o,  = 45o
Hình 4.25. Góc 
cánh thang và cánh
mũi tên. (a) Góc 
theo z tại ba vị trí x
= const (y = 0), 
= 4o; (b) = 2o;
(c) Góc  theo x
(tại y=0 và z=0)

Góc  của cánh mũi tên có giá trị tuyệt đối tương ứng nhỏ hơn nhiều
so với cánh thang với cả hai trường hợp góc tới  = 4o (hình 4.25(a)) và
 = 2o (hình 4.25(b)). Đối với cánh mũi tên, đường phân bố  (theo z) có
điểm uốn rõ hơn với cả hai trường hợp (a) và (b). Như vậy, hiệu ứng
vuốt cánh làm giảm độ mạnh của dòng dạt xuống sau cánh.
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
4.5.2. Phân tích thứ nguyên và tương tự đối với góc dòng dạt xuống


19
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
Máy bay mô hình có kích thước như trên hình 5.1 [13]. Cánh

chính có dây cung gốc, mút và sải : cr=9,18 in, ct=5,5 in, b=44,1 in.
Cánh chính (và đuôi) có profile Naca 65A008. Số Mach M = 0,13.

Hình 5.1.
Kích thước máy bay mô hình

Hình 5.3. Đường dòng trên thân và
cánh chính; (a) α=4o, (b) α=8o

Hình 5.3 là đường dòng qua cánh chính và thân máy bay mô hình
ở hai góc tấn α = 4o và 8o. Với góc đặt cánh của máy bay mô hình iw
= 0o, góc tấn của máy bay cũng bằng góc tới cánh chính. Với góc tấn
α = w = 8o, tại phần giao thoa giữa cánh và thân, đường dòng có sự
tách khỏi gốc cánh ngay từ mép vào. Điều này cho thấy đã có sự tách
thành mạnh tại vùng giao thoa cánh - thân này.
Xét phân bố hệ số lực nâng
trên sải cánh (hình 5.5(a) đối
với cánh đơn và tổ hợp cánh thân. Hai trường hợp góc tới
4o và 8o được tính toán và so
sánh trên cùng một đồ thị cho
thấy ảnh hưởng của góc tới
đến phân bố hệ số lực nâng
cũng như ảnh hưởng của góc
tới đến tương tác cánh - thân. Hình 5.5. Hệ số lực nâng trên nửa sải cánh


20

5.1.2 Hiệu ứng giao thoa cánh – thân và dòng dạt xuống ảnh
hưởng tới khí động lực cánh đuôi ngang

Kết quả trên hình 5.9(b)
cho thấy hiệu ứng tách
thành trong vùng giao thoa
cánh - thân ảnh hưởng rõ rệt
đến hệ số lực nâng trên cánh
đuôi ngang khi so sánh với
hệ số lực nâng của cánh
đuôi ngang chịu ảnh hưởng
dòng dạt xuống cánh chính. Hình 5.9. Hệ số lực nâng 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

Sự phân tách và
định lượng giá trị hệ
số lực khí động của
các thành phần cánh
chính, cánh đuôi và
thân như trên hình
5.15 là cần thiết cho
tính toán cân bằng
và ổn định tĩnh dọc. Hình. 5.11. Cấu hình và kích thước bao của VNT-680
Hình. 5.15. Hệ số lực
khí động của máy bay
và các thành phần.
(a) Hệ số lực nâng;
(b) Hệ số lực cản
Thay đổi vị trí trọng tâm của máy bay và góc đặt cánh đuôi ngang

Hình 5.16. (b) Các thành phần lực và mômen cho tính toán cân bằng


21
Khi trọng tâm thay đổi
so với CG0, máy bay
không còn cân bằng nữa
nếu giữ nguyên cấu hình
cũ. Theo tính toán mô
phỏng, có thể chọn được
góc đặt cánh đuôi ngang
tương ứng với một vị trí
Hình. 5.17. Hệ số mômen chúc ngóc
trọng tâm mới đảm bảo
điều kiện mômen chúc của máy bay và các thành phần khí động
ngócBảng
(bảng5.5.
5.5).
Lượng dự trữ ổn định tĩnh dọc của máy bay VNT-680
Vị trí trọng tâm
Góc đặt cánh đuôi ngang (độ)
Dự trữ ổn định tĩnh dọc SM (%)

CG1
-2
53,7

CG0
0
37,5

CG2
2
20,5

Sự thay đổi vị trí theo phương đứng thấp và cao (0,75m) dẫn đến
việc mất cân bằng mômen (hình 5.20), cần thiết phải thay đổi góc đặt
cánh đuôi ngang là -0,3o và 0,3o (với kết quả hệ số mômen trên hình
5.22(a)). Việc thay đổi diện tích cánh đuôi ngang (1,4 lần với kết quả
tương ứng trước và sau thay đổi góc đặt cánh đuôi ngang 0,2o trên
hình 5.21 và 5.22(b)). Xét về lượng dự trữ ổn định tĩnh dọc, trong
bốn phương án thay đổi, phương án thiết kế vẫn phù hợp nhất về tính
ổn định tĩnh dọc và tính cơ động trong điều khiển.
Hình 5.20.
Hệ số Cm
của máy
bay (vị trí
cánh đuôi
ngang)

Hình 5.21.
Hệ số Cm
của máy
bay (diện
tích cánh
đuôi ngang)

Hình 5.23. Hệ số
Cm của máy bay.
(a) Thay đổi vị trí

phương đứng; (b)
Thay đổi diện
tích cánh đuôi
ngang