Tính toán mô phỏng khí động học máy bay kết hợp cánh bằng và ba chong chóng trường hợp cất hạ cánh

ĐẠI HỌC QUỐC GIA TP. HCM
TRƯỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA
------------------

NGUYỄN THÀNH DUY

TÍNH TỐN MƠ PHỎNG KHÍ ĐỘNG HỌC MÁY
BAY KẾT HỢP CÁNH BẰNG VÀ BA CHONG CHÓNG:
TRƯỜNG HỢP CẤT HẠ CÁNH

Chuyên ngành: Kỹ Thuật Hàng Không
Mã số: 60520110

LUẬN VĂN THẠC SĨ

TP. HỒ CHÍ MINH, tháng 1 năm 2018


CƠNG TRÌNH ĐƯỢC HỒN THÀNH TẠI
TRƯỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA –ĐHQG -HCM

Cán bộ hướng dẫn khoa học : TS. Lê Thị Hồng Hiếu
TS. Nguyễn Ngọc Hiền
Cán bộ chấm nhận xét 1 : TS. Huỳnh Phước Thiện
Cán bộ chấm nhận xét 2 : TS. Ngơ Đình Trí
Luận văn thạc sĩ được bảo vệ tại Trường Đại học Bách Khoa, ĐHQG Tp.
HCM ngày 01 tháng 02 năm 2018.
Thành phần Hội đồng đánh giá luận văn thạc sĩ gồm:

1. Chủ tịch:

PGS.TS Lê Thị Minh Nghĩa

2. Thư ký:

TS. Trần Tiến Anh

3. Phản biện 1: TS. Huỳnh Phước Thiện .
4. Phản biện 2: TS. Ngô Đình Trí
5. Ủy viên:

TS. Vũ Ngọc Ánh

Xác nhận của Chủ tịch Hội đồng đánh giá LV và Trưởng Khoa quản lý
chuyên ngành sau khi luận văn đã được sửa chữa (nếu có).
CHỦ TỊCH HỘI ĐỒNG

TRƯỞNG KHOA…………


ĐẠI HỌC QUỐC GIA TP.HCM
TRƯỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA

CỘNG HÒA XÃ HỘI CHỦ NGHĨA VIỆT NAM
Độc lập - Tự do - Hạnh phúc

NHIỆM VỤ LUẬN VĂN THẠC SĨ
Họ tên học viên: NGUYỄN THÀNH DUY ............................. MSHV: 13421154 ........
Ngày, tháng, năm sinh: 22/09/1989 ......................................... Nơi sinh: TP HCM .........
Chuyên ngành: Kỹ Thuật Hàng Không .................................... Mã số : 60520110 .........
I. TÊN ĐỀ TÀI: TÍNH TỐN MƠ PHỎNG KHÍ ĐỘNG HỌC MÁY BAY KẾT HỢP

CÁNH BẰNG VÀ BA CHONG CHÓNG : TRƯỜNG HỢP CẤT HẠ CÁNH .......
........................................................................................................................................
........................................................................................................................................
II. NHIỆM VỤ VÀ NỘI DUNG: .................................................................................
Tìm hiểu cơ sở lý thuyết Lá cánh ảo (Virtual Blade Methods) .........................................
Ứng dụng chương trình tính tốn Lá cánh ảo trong thư viện Rotordisk của phần mềm mã
nguồn mở OpenFOAM để thực hiện mơ phỏng cho 2 bài tốn sau :
 Kiểm chứng vận dụng phương pháp : xây dựng bài tốn mơ phỏng CFD và thư viện
VBM trong OpenFOAM, luận văn thiết lập mơ hình đơn giản của máy bay trực
thăng trong ống khí động tại Viện Cơng nghệ Georgia – Hoa Kỳ và tiến hành mô
phỏng để kiểm chứng kết quả thực nghiệm và kết quả mô phỏng của Wahano
(Wahono, S., Development of Virtual Blade Model for Modeling Helicopter Rotor
Downwash in OpenFoam. 2014)
 Xây dựng lưới cho mơ hình máy bay UAV-HOPE trong khơng gian và khảo sát chế
độ bay treo
III. NGÀY GIAO NHIỆM VỤ : 15/2/2017 .................................................................
IV. NGÀY HOÀN THÀNH NHIỆM VỤ: 15/12/2017 ................................................
V. CÁN BỘ HƯỚNG DẪN (Ghi rõ học hàm, học vị, họ, tên):
TS. Lê Thị Hồng Hiếu & TS. Nguyễn Ngọc Hiền ........................................................

Tp. HCM, ngày . . . . tháng .. . . năm 20....
CÁN BỘ HƯỚNG DẪN
(Họ tên và chữ ký)

CHỦ NHIỆM BỘ MÔN ĐÀO TẠO
(Họ tên và chữ ký)

TRƯỞNG KHOA
(Họ tên và chữ ký)

LỜICẢMƠN
Luận văn này được hoàn thành với sự hướng dẫn tận tình của Cơ TS. Lê Thị Hồng
Hiếu và Thầy TS. Nguyễn Ngọc Hiền. Tôi xin bày tỏ sự biết ơn chân thành nhất.
Đồng thời tôi cũng xin bày tỏ sự biết ơn và trân trọng đến Quý Thầy Cô Bộ Môn
Kỹ Thuật Hàng Không, đặc biệt là Thầy PGS. TS. Nguyễn Thiện Tống, Thầy TS.
Trần Tiến Anh, Thầy TS. Ngô Khánh Hiếu, Thầy TS. Lý Hùng Anh, Cô TS.
Trương Song Thanh Thảo, đã truyền đạt kiến thức quý báu cũng như phương pháp
học tập trong suốt thời gian tôi học tập và nghiên cứu tại trường Đại học Bách Khoa
TP HCM.
Tôi cũng xin cảm ơn anh Cường, anh Tâm, Hiền, Hằng, Thi, Đạt, Trí, Trọng và các
bạn sinh viên đã giúp đỡ và động viên trong q trình tơi thực hiện luận văn này.
Cuối cùng tôi xin cảm ơn sâu sắc đến ba mẹ và gia đình đã tạo điều kiện tốt nhất để
tơi có thể hồn thành luận văn đúng hạn.

Xin chân thành cảm ơn.

TP HCM, tháng 1 năm 2018

1


Tómtắtluậnvănthạcsĩ
Luận văn nêu lên ứng dụng của mơ hình đĩa ảo để giải quyết bài tốn mơ phỏng q
trình cất hạ cánh thẳng đứng của máy bay cánh bằng kết hợp 3 chong chóng. Để
thực hiện mơ phỏng này phương pháp số RANS được sử dụng, áp dụng mơ hình rối
chuẩn k-epsilon kết hợp standard wall function. Giải thuật và công cụ giải SIMPLE
được sử dụng trên phần mềm mã nguồn mở OpenFoam, đây là phần mềm miễn phí
được phát triển từ năm 2004 [1] cho đến nay được sử dụng rất rộng rãi trong nhiều
lĩnh vực trong đó có mô phỏng số động học lưu chất CFD.

Nội dung của luận văn có 5 chương. Ngồi Chương 1 giới thiệu, Chương 2 trình
bày cơ sở lý thuyết và mơ hình lý thuyết cánh ảo. Các ứng dụng cũng như ưu điểm
và hạn chế của mơ hình đĩa ảo cũng được trình bày trong Chương 3.
Đồng thời luận văn cũng trình bày thực hiện mơ phỏng mơ hình trực thăng trong
hầm gió của S. Wahono [2] để đánh giá giải thuật cũng như độ chính xác của mơ
hình cánh ảo đĩa ảo đang sử dụng trong Chương 4.
Chương 5 trình bày kết quả mơ phỏng trên máy bay cánh bằng có 3 chong chóng,
kết luận cũng như hướng phát triển tiếp theo của đề tài.

9


Abstract
The thesis discusses the application of the virtual blade model to solve the
simulation problem of the vertical landing of wing aircraft with a combination of
three propeller. To perform this simulation, the RANS method is used, applying the
k-epsilon standard turbulence model that incorporates the standard wall function.
The SIMPLE algorithm and solver is used on OpenFoam open source software,
which is free software developed since 2004 [1] so far used extensively in many
areas including Computational Fluid Dynamics-CFD.
The content of the thesis has 5 chapters. In addition to Chapter 1 introduction,
Chapter 2 presents the basic theory and the virtual blade model. Applications as
well as the advantages and disadvantages of virtual blade model are also presented
in Chapter 3.
Then, the thesis also presents simulations of the helicopter model in wind tunnel of
S. Wahono [2] to evaluate the algorithm as well as the accuracy of the virtual blade
model used in Chapter 4.
Chapter 5 presents the simulation results on wing aircraft with three propeller,
concluding as well as the direction of the next development of the topic.

10


Lờicamđoan
Tôi cam kết:
-Đây là luận văn tốt nghiệp do tôi thực hiện.
-Các số liệu, kết quả nêu trong luận văn là trung thực và chưa từng được ai công bố
trong bất kỳ cơng trình nào khác.
-Các đoạn trích dẫn và số liệu kết quả sử dụng để so sánh trong luận văn này đều
được dẫn nguồn và có độ chính xác cao nhất trong phạm vi hiều biết của tôi.

7


MỤCLỤC
LỜI CẢM ƠN ............................................................................................................................................... 1
LỜI CAM ĐOAN........................................................................................................................................... 7
TÓM TẮT LUẬN VĂN THẠC SĨ...................................................................................................................... 9
ABSTRACT................................................................................................................................................. 10
CHÚ GIẢI KÝ HIỆU ..................................................................................................................................... 11
GIẢI THÍCH THUẬT NGỮ ........................................................................................................................... 12
DANH MỤC HÌNH ẢNH.............................................................................................................................. 15
DANH MỤC BẢNG..................................................................................................................................... 19
CHƯƠNG 1.

GIỚI THIỆU ....................................................................................................................... 20

1.1

GIỚI THIỆU CHUNG .......................................................................................................................... 20

1.2

MỤC TIÊU ĐỀ TÀI ............................................................................................................................ 22

1.3

PHƯƠNG PHÁP ............................................................................................................................... 22

CHƯƠNG 2.
2.1

2.2

CƠ SỞ LÝ THUYẾT ............................................................................................................ 24

LÝ THUYẾT TÍNH TỐN SỐ ĐỘNG HỌC LƯU CHẤT ...................................................................................... 24
2.1.1

Phương trình tổng quát .................................................................................................... 25

2.1.2

Phương trình Navier-Stokes trung bình Reynolds (RANS) ................................................... 25

2.1.3

Mơ hình rối k-ε ................................................................................................................. 26

CƠ SỞ LÝ THUYẾT CHONG CHÓNG ........................................................................................................ 26

2.2.1

Lý thuyết động lượng Froude ............................................................................................ 26

2.2.2

Lý thuyết phần tử cánh ..................................................................................................... 28

2.2.3

Kết hợp lý thuyết phần tử cánh và lý thuyết động lượng Froude ........................................ 30

2.3

TỔNG QUAN VỀ CÁC PHƯƠNG PHÁP MƠ HÌNH HĨA CHONG CHĨNG TRONG CFD [2] ........................................ 31

2.4

TỔNG QUAN VỀ KHÍ ĐỘNG HỌC CHONG CHĨNG ...................................................................................... 33
2.4.1

Mơ tả khái qt về chong chóng trực thăng ...................................................................... 33

2.4.2

Hình học lá cánh ............................................................................................................... 35

2.4.3

“Coning” và “flapping” ..................................................................................................... 36

3


2.5

2.6

2.7

CƠ SỚ

3.2

3.3

38

2.5.1

Mơ hình lá cánh ảo (VBM) ................................................................................................ 38

2.5.2

Các phép biến đổi hệ trục tọa độ ....................................................................................... 39

2.5.2.1

Hệ quy chiếu toàn cục, tọa độ Descartes, đứng yên .................................................................... 39

2.5.2.2

Hệ quy chiếu tĩnh RSP, đứng yên tương đối so với hệ toàn cục, tọa độ Descartes. ....................... 40

2.5.2.3

Hệ quy chiếu động RSP, quay cùng với chong chóng tương đối so với hệ toàn cục, tọa độ trụ ...... 40

2.5.2.4

Hệ quy chiếu động LRF, quay cùng với chong chóng và vẫy cùng với lá cánh, tọa độ trụ. .............. 41

2.5.3

Tính tốn lực trên lá cánh ................................................................................................. 42

2.5.4

Lực nâng và lực cản trên phần tử cánh ............................................................................. 45

2.5.5

Hiệu ứng đầu cánh ........................................................................................................... 46

2.5.6

Nguồn động lượng ........................................................................................................... 47

2.5.7

Mơ hình bù trừ (trim)........................................................................................................ 50

2.5.8

Các hệ số vơ thứ ngun ................................................................................................... 52

TĨM TẮT CÁC NGHIÊN CỨU ỨNG DỤNG CỦA MƠ HÌNH ĐĨA ẢO .................................................................... 53
2.6.1

Mơ hình đĩa ảo khảo sát hiện tượng dìm xuống của cánh trực thăng [2] ........................... 53

2.6.2

Mơ tả vịng xốy quanh cánh trực thăng [15].................................................................... 54

2.6.3

Phân tích đàn hồi trên cánh trực thăng dùng mơ hình đĩa ảo và mơ hình dầm tương đương

[16]

55

TỔNG KẾT CHƯƠNG ......................................................................................................................... 57

CHƯƠNG 3.
3.1

LÝ THUYẾT CỦA MÔ HÌNH LÁ CÁNH ẢO (VBM-VIRTUAL BLADE MODEL) ...............................................

XÂY DỰNG MƠ HÌNH TÍNH TỐN TRÊN PHẦN MỀM MÃ NGUỒN MỞ OPENFOAM.......... 58

TỔNG QUAN .................................................................................................................................. 58
3.1.1

Tổng quan về bộ giải RANS (solvers) trong OpenFOAM ..................................................... 58

3.1.2

Bộ giải SimpleFoam .......................................................................................................... 59

THƯ VIỆN VBM TRONG OPENFOAM .................................................................................................. 61
3.2.1

Lớp giải thuật VBM - rotorDiskSource ............................................................................... 63

3.2.2

Nhập/xuất (IO) của rotorDiskSource.................................................................................. 65

3.2.3

Mô đun giải thuật bù trừ (trimModel) ............................................................................... 66

ƯU ĐIỂM VÀ KHUYẾT ĐIỂM MƠ HÌNH LÝ THUYẾT LÁ CÁNH ẢO VBM ............................................................. 69

4


3.4

KẾT LUẬN...................................................................................................................................... 70

CHƯƠNG 4.

ỨNG DỤNG PHẦN MỀM OPENFOAM VÀ THƯ VIỆN LÁ CÁNH ẢO VBM CHO

TRƯỜNG HỢP MÁY BAY TRỰC THĂNG BAY TỚI ........................................................................ 71
4.1

4.2

4.3

4.4

4.5

GIỚI THIỆU .................................................................................................................................... 71
4.1.1

Mơ hình hóa bài tốn ....................................................................................................... 71

4.1.2

Đặc trưng hình học ........................................................................................................... 71

4.1.3

Đặc trưng vật lý ................................................................................................................ 72

MƠ HÌNH CFD ............................................................................................................................... 73
4.2.1

Mơ hình lưới..................................................................................................................... 73

4.2.2

Điều kiện biên................................................................................................................... 75

4.2.3

Mơ hình rotor ................................................................................................................... 75

4.2.4

Cơng cụ giải OpenFoam .................................................................................................... 76

PHÂN TÍCH KẾT QUẢ CHO GIẢI THUẬT “UNTRIMMED” (CỐ ĐỊNH CÁC GĨC HÌNH HỌC CỦA LÁ CÁNH) ...................... 76
4.3.1

Trường áp suất ................................................................................................................. 78

4.3.2

Hệ số áp suất phân bố trên thân máy bay ......................................................................... 79

4.3.3

Trường vận tốc ................................................................................................................. 82

4.3.4

Phân bố vận tốc tại vị trí z/R=0.178................................................................................... 84

PHÂN TÍCH KẾT QUẢ CHO TRƯỜNG HỢP MÔ PHỎNG VỚI LỰC ĐẨY CỐ ĐỊNH (TARGETFORCE TRIMMED) .................. 88
4.4.1

Trường áp suất ................................................................................................................. 89

4.4.2

Trường vận tốc ................................................................................................................. 89

4.4.3

Ảnh hưởng của xoáy mũi .................................................................................................. 90

NHẬN XÉT ..................................................................................................................................... 91

CHƯƠNG 5.

MƠ PHỎNG MÁY BAY 3 CHONG CHĨNG .......................................................................... 92

5.1

GIỚI THIỆU ................................................................................................................................. 92

5.2

LÝ THUYẾT CFD VÀ MÔ TẢ VẤN ĐỀ .............................................................................................. 92

5.3

MƠ HÌNH CFD ............................................................................................................................. 93
5.3.1

Mơ hình chong chóng ....................................................................................................... 93

5.3.2

Tạo lưới............................................................................................................................ 94

5


5.3.3

Thiết lập bài tốn mơ phỏng ............................................................................................. 95

5.4

KẾT QUẢ MƠ PHỎNG VÀ NHẬN XÉT ...................................................................................................... 98

5.5

NHẬN XÉT ....................................................................................................................................102
5.5.1

Ưu điểm ..........................................................................................................................102

5.5.2

Khuyết điểm ....................................................................................................................102

CHƯƠNG 6.

KẾT LUẬN VÀ HƯỚNG PHÁT TRIỂN .................................................................................103

6.1

TÓM TẮT CÁC CÔNG VIỆC THỰC HIỆN...................................................................................................103

6.2

HẠN CHẾ .....................................................................................................................................103

6.3

HƯỚNG PHÁT TRIỂN .......................................................................................................................104

TÀI LIỆU THAM KHẢO ..............................................................................................................................105
PHỤ LỤC ..................................................................................................................................................107

6


CHÚGIẢIKÝHIỆU
AOA (Angle of Attack): góc tấn
BET (Blade element theory): lý thuyết phần tử cánh

CFD (Computational Fluid Dynamics): tính tốn số động lực học lưu chất
OpenFOAM (Open source Field Operation And Manipulation)
RANS (Reynolds-averaged Navier-Stokes simulation)
VBM (Virtual Blade Method): phương pháp lá cánh ảo

11


GIẢITHÍCHTHUẬTNGỮ
Bay tiến

Forward flight

Cánh quạt / Lá cánh

Blade

Chóp quay

Cone

(Góc) chúc/ngóc

Pitch (angle)

Độ đặc khít

Solidity

Độ nhớt xốy, là một đại lương tương Turbulence viscosity

đương để mơ hình hóa xốy trong kỹ thuật
RANS.
Dịng khí di chuyển qua mặt phẳng chong (Rotor) downwash
chóng bởi sự quay của chong chóng
Dựa trên lý luận/Biến đổi lý thuyết

A priori

Góc (điều khiển) chu kỳ

Cyclic (pitch) angle

Góc (điều khiển) dọc ngang

Xem Góc chu kỳ

Góc (điều khiển) lên/xuống thẳng đứng

Xem Góc tổng hợp

Góc (điều khiển) tổng hợp

Collective

(pitch)

angle
Góc lắc

Lead/lag angle

Góc tấn

Angle of attack

Góc tấn hiệu quả

Effective
attack

12

angle

AOA
of EAOA


Hệ quy chiếu cục bộ chuyển động cùng Local rotor frame

LRF

với lá cánh chong chóng
Lắc

Lead/lag

(Góc) liệng

Bank (anlge)

Lý thuyết phần tử cánh

Blade element theory

Mất lực nâng

Stall

Mặt phẳng trục chong chóng

Rotor shaft plane

Mặt phẳng xác định bởi đường quét của (Rotor) tip path plane

BET

RSP
TPP

đầu các lá cánh (mặt phẳng quét)
Miền đĩa chong chóng

Rotor disk region

Mơ hình lá cánh ảo

Virtual blade model

Moay-ơ (moyeu – tiếng Pháp) (chong (Rotor) hub

chóng) /
Nguồn động lượng, dùng mơ hình hóa tác Momentum source
dụng (trung bình theo thời gian) của lá
cánh chong chóng khi di chuyển trong
khơng khí trong kỹ thuật RANS.
Ổ quay (chong chóng)

Xem Moay-ơ

Phần tử (tính tốn)

(Computational) cell

Phía nghịch, là miền chong chóng mà lá Retreating side
cánh di chuyển ngược chiều với chiều tiến

13

VBM


của trực thăng
Phía thuận, là miền chong chóng mà lá Advancing side
cánh di chuyển cùng chiều với chiều tiến
của trực thăng.
(Phương pháp mơ phỏng sử dụng) Phương Reynolds-averaged

RANS

trình Navier-Stokes với giá trị Reynolds Navier-Stokes

(simulation)

trung bình

(simulation)

Tách rời lớp biên

Separation

Tham số cosin của góc điều khiển chu kỳ

Blade cosine pitch

Tham số sin của điều khiển chu kỳ

Blade sine pitch

Tính tốn động học lưu chất

Computational
dynamics

Treo tại chỗ

Hover

Tỷ số tiến, là tỷ số giữa vận tốc tuyến tính Advance ratio
của lá cánh và vận tốc tiến của trực thăng

Vẫy

Flap

Xoáy

Turbulence

Xoáy cảm ứng sinh ra ở đầu lá cánh

Tip vortex

14

fluid CFD


DANHMỤCHÌNHẢNH
Hình 1-1 Hình ảnh máy bay UAV-HOPE [3] ........................................................ 20
Hình 1-2 Động cơ nâng, lực nâng tối đa 2.6 kg, số lượng 3, 30 Ampere ................ 21
Hình 1-3 Động cơ đẩy, cơng suất 330 W, 22 Ampere ............................................ 21
Hình 2-1 Đĩa lý tưởng và đường dịng [6] .............................................................. 27
Hình 2-2 Phần tử cánh tổng quát [6] ...................................................................... 29
Hình 2-3 Sơ đồ địa chong chong với góc phương vị

và bán kính ..................... 34

Hình 2-4 Sơ đồ chuyển động của lá cánh tại vị trí của góc phương vị

bất kỳ, trong

mặt phẳng chong chóng [2] ................................................................................... 36
Hình 2-5 Sơ đồ minh họa mặt phẳng chong chóng RSP, mặc phẳng cục bộ LRF và
mặt phẳng quỹ đạo TPP của phần tử cánh chuyển động vẫy (flapping and coning)
[2] ......................................................................................................................... 37
Hình 2-6 Sơ đồ phần tử cánh trong hệ quy chiếu cố định RSP với tọa độ trụ và hệ
quy chiếu động (quay và vẫy cùng lá cánh) với hệ tọa độ trụ [2] ........................... 41
Hình 2-7 Sơ đồ phần tử cánh trong hệ quy chiếu cục bộ LRF [2]........................... 43
Hình 2-8 Sơ đồ lực hình thành trên phần tử cánh trong hệ tọa độ cục bộ LRF [2] .. 44
Hình 2-9 Lưới cấu trúc trong mơ phỏng chong chóng bằng phương pháp lá cánh ảo
VBM [2] ................................................................................................................ 47
Hình 2-10 Miền tính tốn và lưới của mô phỏng RANS bằng công cụ OpenFoam
kết hợp lý thuyết lá cánh ảo VBM [2] .................................................................... 54
Hình 2-11 So sánh vận tốc dòng Uinf và vận tốc downwash Uz tại Z/r=0,178 có hiệu
chỉnh lực đẩy và moment [2] ................................................................................. 54
Hình 2-12 Trường dịng trước khi bắt đầu maneuver [15] ...................................... 55
Hình 2-13 Đường dịng quanh cánh tại φ=150 ....................................................... 55

15


Hình 2-14 Hệ số lực đẩy theo góc tấn tổng hợp (pitch collective) tại vị trí bán kính
0,7R dữ liệu hầm gió (WTT-Wind tunnel test) so với kết quả số mơ hình VBM và
mơ hình VBM+BDS [16] ...................................................................................... 56
Hình 3-1 Giải thuật SIMPLE kết hợp nguồn động lượng [2].................................. 60
Hình 3-2 Sơ đồ thực thi giải thuật SIMPLE trong bộ giải SimpleFoam.................. 61
Hình 3-3 Cấu trúc thư mục và các tập tin của giải thuật VBM trong OpenFOAM.. 62
Hình 3-4 Sơ đồ thực thi giải thut VBM trong lớp rotorDisksource và bộ giải
rhoSimpleSourceFoam trong phần mềm OpenFOAM [2] (Ghi chú: các đường chấm
gạch phân biệt các lớp (mơ-đun tính tốn) khác nhau) ........................................... 64

Hình 3-5 Kết quả truy xuất màn hình của mơ đun rotorDiskSource –VBM trong q
trình giải ................................................................................................................ 65
Hình 3-6 Sơ đồ giải thuật bù trừ để đạt được lực đẩy hằng số (targetForceTrim
model) trong lớp VBM –rotorDisksource [2] ......................................................... 68
Hình 3-7 Kết quả truy xuất trên màn hình trong q trình mơ phỏng với giải thuật
hướng đến lực đẩy hằng số (targetForceTrim) [2] ............................................... 69
Hình 4-1 Thơng số hầm gió và mơ hình thực nghiệm [17] ..................................... 72
Hình 4-2 Đặc trưng hình học của chong chóng máy bay trực thăng trong trường hợp
bay tiến .................................................................................................................. 72
Hình 4-3 Miền tính tốn, thân máy bay và đĩa rotor ............................................... 73
Hình 4-4 Lưới chia trong miền tính ....................................................................... 74
Hình 4-5 Lưới tại bầu đĩa rotor .............................................................................. 74
Hình 4-6 Hệ số lực Cl và Cd cho biên dạng NACA0015 [18] ................................ 75
Hình 4-7 Sơ đồ hội tụ ............................................................................................ 77
Hình 4-8 Đường đồng mức áp suất trên mặt phẳng Z-Y ngang qua tâm đĩa ........... 78
Hình 4-9 Trường áp suất trên mặt phẳng Z-X ngang tâm của đĩa ........................... 79

16


Hình 4-10 Phân bố hệ số áp suất phần đỉnh thân máy bay theo vị trí y/R ............... 80
Hình 4-11 Phân bố hệ số áp suất phần đáy thân máy bay theo vị trí y/R ................ 81
Hình 4-12 Phân bố hệ số áp suất phần trái thân máy bay theo vị trí y/R ................. 81
Hình 4-13 Phân bố hệ số áp suất phần phải thân máy bay theo vị trí y/R ............... 82
Hình 4-14 Trường vận tốc trên mặt phẳng Z-X ngang tâm của chong chóng ......... 83
Hình 4-15 Đường dòng theo độ lớn của vận tốc ngang qua mặt đĩa ....................... 83
Hình 4-16 Vị trí đo áp suất z/R=0.178 (z=12.7mm) [2] ......................................... 84
Hình 4-17 Đường đồng mức vận tốc dìm xuống (downwash) tại vị trí z/R=0.178
[2] ......................................................................................................................... 85
Hình 4-18 Đường đồng mức vận tốc dìm xuống (downwash) tại vị trí z/R=0.178.. 86

Hình 4-19 Phân bố vận tốc dìm xuống Uy/U∞ (downwash) tại vị trí z/R=0.178 ..... 87
Hình 4-20 Phân bố vận tốc dìm xuống Uz/U∞ (downwash) tại vị trí z/R=0.178 ..... 87
Hình 4-21 Kết quả truy xuất từ phần mềm OpenFoam với thư viện VBM cho trường
hợp lực đẩy cố định là 72.8 N ................................................................................ 88
Hình 4-22 Trường áp suất trên mặt phẳng Z-X ngang tâm của chong chóng .......... 89
Hình 4-23 Trường vận tốc trên mặt phẳng Z-X ngang tâm của đĩa ........................ 89
Hình 4-24 Trường vector vận tốc trên mặt phẳng Z-Y ngang qua tâm đĩa.............. 90
Hình 4-25 Phân bố vector vận tốc xoáy tại đầu mút cánh ....................................... 90
Hình 5-1 Chong chóng PJP-T-L 12x4.5 ................................................................. 93
Hình 5-2 Mơ hình điều kiện biên ........................................................................... 96
Hình 5-3 Mơ hình máy bay trong mặt phẳng Z-X .................................................. 96
Hình 5-4 Mơ hình lưới cho máy bay và chong chóng ............................................ 97
Hình 5-5 Miền lưới tính tốn ................................................................................. 97
Hình 5-6 Sơ đồ tính lực đẩy ................................................................................... 98

17


Hình 5-7 Phân bố áp suất trên thân máy bay và chong chóng ................................ 99
Hình 5-8 Phân bố vận tốc trên chong chóng ........................................................ 100
Hình 5-9 Phân bố đường dịng qua máy bay và 3 chong chóng ............................ 100
Hình 5-10 Phân bố trường vector vận tốc ngang qua chong chóng 3 .................... 101
Hình 5-11 Phân bố trường vector vận tốc ngang qua chong chóng 1&2 ............... 101

18


DANHMỤCBẢNG
Bảng 1-1 - Thông số cơ bản của UAV .................................................................. 21
Bảng 1-2 Các thông số của cánh ............................................................................ 21

Bảng 3-1 Danh sách các bộ giải OpenFOAM tiêu chuẩn ....................................... 59
Bảng 4-1 Tổng kết và so sánh cấu trúc lưới ........................................................... 73
Bảng 4-2 Bảng tính lực đẩy và moment cho trường hợp các góc đặt cánh hằng số
(“untrimed”) .......................................................................................................... 77
Bảng 5-1 Thơng số chong chóng ........................................................................... 93
Bảng 5-2 Lực đẩy chong chóng theo số vịng quay rpm ......................................... 94
Bảng 5-3 Tham số cho mơ hình mơ phỏng ............................................................ 94
Bảng 5-4 Kết quả lực đẩy trên 3 chong chóng ....................................................... 99

19


Chương1.

GIỚITHIỆU

Trong chương này sẽ giới thiệu về đề tài, mục tiêu và phương pháp tiếp cận.
Phương pháp số RANS kết hợp với mơ đun tích hợp lý thuyết cánh ảo VBM
(Virtual Blade Method) được áp dụng cho luận văn này.
1.1 Giới thiệu chung
Hiện nay thiết bị bay không người lái (UAV- unmanned aerial vehicle) đã được sử
dụng rất phổ biến và rộng rãi trong nhiều lĩnh vực trên thế giới như :
-Trong quân sự: dùng để trinh sát, mục tiêu huấn luyện trên không.
-Trong dân dụng: chụp ảnh trên không, tìm kiếm và cứu hộ, tuần tra biên
giới, quay lại các sự kiện thể thao…
-Trong vận tải: vận chuyển hàng hóa...
-Trong nơng nghiệp: phun thuốc trừ sâu...

Hình 1-1 Hình ảnh máy bay UAV-HOPE [3]
Nhóm nghiên cứu UAV tại Bộ mơn Kỹ thuật Hàng không – Trường Đại học Bách

Khoa Tp. HCM bắt đầu nghiên cứu mơ hình UAV-HOPE từ năm 2015. Phác thảo
3D và hình ảnh thực tế của máy bay được trình bày trên Hình 1-1. Đâylà chiếc máy
bay cánh bằng kết hợp 3 chong chóng có khả năng cất hạ cánh thẳng đứng dùng 3
chong chóng, khi đạt cao độ cần thiết sẽ chuyển qua bay bằng. Điều này tăng khả
năng linh hoạt trong mọi địa hình khi mà qng đường cất cánh khơng có hoặc q
ngắn. Khi bay bằng, máy bay cánh bằng có nhiệm vụ tạo ra khoảng 40% lực nâng, 3
chong chóng nâng của tricopter đóng góp 60 % lực nâng cần thiết. Với ý tưởng thiết

20


kế như trên, thơng số chính của máy bay cánh bằng được liệt kê ở Bảng 1-1 và
Bảng 1-2. Thông tin ngắn gọn về động cơ nâng và động cơ đẩy như trên Hình 1-2
và Hình 1-3.
Bảng 1-1 - Thơng số cơ bản của UAV

Các đại lượng
Chiều dài
Chiều cao tối đa
Chiều rộng tối đa
Khối lượng cất cánh

Các thơng số chính
Giá trị
573
100
150
3.5

Đơn vị

mm
mm
mm
kg

Bảng 1-2 Các thơng số của cánh

Diện tích cánh
Tỉ số bình diện cánh
Tỉ số dây cung cánh ct/cr
Góc lùi
Góc vẫy
Chiều dài sải cánh
Dây cung trung bình

Các thơng số của cánh
1800
8
1
0
0
1200
150

cm 2
độ
độ
mm
mm

Lựa chọn chong chóng có kích thước đường kính 12 inches và bước 4.5 pitches
(12x4.5).

Hình 1-2 Động cơ nâng, lực nâng tối

Hình 1-3 Động cơ đẩy, cơng suất 330

đa 2.6 kg, số lượng 3, 30 Ampere

W, 22 Ampere

21


1.2 Mụctiêuđề tài
Nội dung tính tốn đặc trưng khí động lực học của UAV-HOPE đã được khảo sát
trong luận văn tốt nghiệp đại học của P.H. Trí [3]. Phạm vi luận văn chỉ khảo sát
máy bay cánh bằng trong trường hợp bay thẳng ở vận tốc thiết kế 15 m/s. Kết quả
mô phỏng trển phần mềm OpenFOAM cho thấy cấu hình tồn bộ máy bay cánh
bằng đảm bảo được lực khí động hình thành đáp ứng 40% trọng lượng cất cánh của
máy bay. Do ý tưởng thiết kế của máy bay cịn bao gồm 3 chong chóng nâng trong
hệ tricopter, chúng có nhiệm vụ tạo ra 60% lực nâng trong lúc bay bằng. Vì vậy,
nhiệm vụ của luận văn này tập trung tính tốn mơ phỏng khí động học máy bay kết
hợp cánh bằng và 3 chong chóng cho trường hợp cất và hạ cánh thẳng đứng.
1.3 Phươngpháp
Phương pháp số dùng cho đề tài này là mơ hình lý thuyết cánh ảo (VBM-Virtual
Blade Model) tích hợp trong phần mềm mã nguồn mở OpenFoam. Đây là một phần mềm
mã nguồn mở có những ứng dụng rất rộng rãi. Mơ hình VBM sử dụng lý thuyết cánh ảo có
ưu điểm là lưới được chia đơn giản hơn nên ít tốn tài nguyên tính tốn cũng như phần mềm
mã nguồn mở miễn được chi phí tác quyền. Nếu khơng dùng mơ hình này thì với 3 chong

chóng việc chia lưới sẽ rất khó và khối lượng tính tốn sẽ rất lớn, có thể vượt ra ngồi tài
ngun máy tính hiện có. Phương pháp VBM đã được ứng dụng trong phần mềm thương
mại Ansys Fluent và đã có những nghiên cứu liên quan đến chong chóng máy bay trực
thăng, tua-bin gió đã được thực hiện.
Phương pháp tiếp cận của luận văn dựa trên tài liệu của của Wahano S. [2]. Có thể nói, đây
là tài liệu hiếm hoi cung cấp cho kỹ sư và người nghiên cứu nhiều hướng dẫn có giá trị
trong việc tiếp cận mơ đun tính tốn VBM trong phần mềm mã nguồn mở OpenFOAM.
Các bước tiếp cận mục tiêu đề ra ở Mục 1.2 được tóm tắt như sau:

 Trước tiên, cơ sở lý thuyết lá cánh ảo VBM được tìm hiểu ở mức độ chi tiết.
 Để kiểm chứng việc xây dựng bài tốn mơ phỏng CFD và thư viện VBM
trong OpenFOAM, luận văn thiết lập mơ hình đơn giản của máy bay trực
thăng trong ống khí động tại Viện Công nghệ Georgia – Hoa Kỳ và tiến hành

22


mô phỏng để kiểm chứng kết quả thực nghiệm và kết quả mô phỏng của
Wahano [2]. Nội dung này được trình bày chi tiết trong Chương 4.
 Xây dựng lưới cho mơ hình máy bay UAV-HOPE trong khơng gian và
khảo sát chế độ bay treo

23


Chương2.

CƠSỞLÝTHUYẾT

Trong chương này sẽ trình bày tổng quan về phương pháp tính số động lực học lưu

chất, lý thuyết phần tử cánh, lý thuyết động lượng và mơ hình đĩa ảo.
2.1 Lý thuyết tính tốn số động họclưuchất
CFD là một nhánh của cơ học lưu chất dùng phân tích số và cấu trúc dữ liệu để giải
và phân tích vấn đề liên quan đến dòng chuyển động của lưu chất. Máy tính được
dùng để thực hiện việc tính tốn để mô phỏng tương tác của lưu chất thông qua các
bề mặt áp đặt điều kiện biên. Với những siêu máy tính thì lời giải sẽ đạt kết quả tốt
hơn. Các hệ phương trình dùng để giải cho dịng lưu chất là hệ phương trình
Navier-Stokes.
Một trong những đại lượng quan trọng đặc trưng cho dòng là số Reynolds. Khi
Reynolds lớn dòng có đặc trưng bởi nhiễu động rối. Dịng rối rất phức tạp và khó
mơ hình. Hiện nay có 3 nhóm mơ hình chính là [4, 5]:
 DNS: mơ phỏng số trực tiếp (Direct numerical simulation) tính tốn
dịng trung bình và vận tốc nhiễu động rối, phương trình Navier-Stokes
bất ổn định được giải trên lưới không gian đủ tốt để bắt được xoáy
Kolmogorov khi tiêu tán năng lượng xảy ra và bước thời gian đủ nhỏ để
bắt kịp chu kỳ nhiễu động nhanh nhất. Tính tốn này gây ra chi phí rất
cao về tài nguyên nên rất hiếm được dùng.
 LES: mơ phỏng xốy lớn (Lagre eddy simulation) bắt những xốy lớn
hơn, bỏ qua những xoáy nhỏ hơn. Yêu cầu tài ngun tính tốn lưu trữ
rất lớn
 RANS: Mơ hình rối Reynolds-averaged Navier-Stockes tập trung trên
dịng trung bình và ảnh hưởng của rối trên đặc trưng dịng trung bình.
Ở đây chỉ trình bày mơ hình RANS được áp dụng cho luận văn này. Đây là mơ
hình được sử dụng rộng rãi trong cơng nghiệp vì đã được kiểm nghiệm và có khối
lượng tính tốn ít nhất trong ba nhóm.

24