Nghiên cứu xác định đặc tính khí động của cánh khí cụ bay khi bay gần mặt giới hạn có tính đến ảnh hưởng của dòng khí sau cánh quạt động cơ bằng phương pháp xoáy rời rạc phi tuyến không dừng

Tên lửa & Thiết bị bay T. Q. Cường, L. H. Dũng, “Nghiên cứu xác định đặc tính phi tuyến không ngừng.” 10 NGHIÊN CỨU XÁC ĐỊNH ĐẶC TÍNH KHÍ ĐỘNG CỦA CÁNH KHÍ CỤ BAY KHI BAY GẦN MẶT GIỚI HẠN CÓ TÍNH ĐẾN ẢNH HƯỞNG CỦA DÒNG KHÍ SAU CÁNH QUẠT ĐỘNG CƠ BẰNG PHƯƠNG PHÁP XOÁY RỜI RẠC PHI TUYẾN KHÔNG DỪNG Trần Quốc Cường1*, Lã Hải Dũng2 Tóm tắt: Bài báo nghiên cứu xác định đặc tính khí động của cánh khí cụ bay khi bay gần mặt giới hạn có tính đến ảnh hưởng của dòng khí sau cánh quạt động cơ bằng phương pháp xoáy rời rạc phi tuyến không dừng, thiết lập thuật toán và chương trình giải. Kết quả nghiên cứu có thể sử dụng trong việc nghiên cứu, thiết kế, chế tạo khí cụ bay khi chuyển động gần mặt giới hạn, cũng như khai thác, sử dụng máy bay cánh quạt hiệu quả. Từ khóa: Khí cụ bay, Cánh nâng, Mặt giới hạn. 1. ĐẶT VẤN ĐỀ Hiện nay khí cụ bay (KCB) bay trong đệm khí động đã và đang được sử dụng rộng rãi trên thế giới (bay ở độ cao tương đối so với dây cung cánh, từ mép sau cánh đến mặt giới hạn < 1), các loại KCB này thông thường sử dụng động cơ cánh quạt. Đối với các loại máy bay cánh quạt khi bay ở độ cao thấp (quá trình cất hạ cánh) do có sự ảnh hưởng tương tác giữa mặt giới hạn - cánh quạt và KCB đã làm thay đổi hình ảnh dòng chảy bao quanh KCB và thay đổi các đặc tính khí động của chúng. Khái niệm về mặt giới hạn thông thường được hiểu là mặt kết thúc của môi trường không khí mà trong đó KCB chuyển động. Các nghiên cứu trước đây mới chỉ nghiên cứu ảnh hưởng của mặt giới hạn đến cánh nâng [3] [6], hoặc ảnh hưởng của trường tốc độ sau cánh quạt đến cánh nâng khi bay ở các độ cao không có ảnh hưởng của mặt giới hạn [4] [5], chưa có nghiên cứu nào nghiên cứu đặc tính khí động của cánh khí cụ bay khi bay gần mặt giới hạn có tính đến ảnh hưởng của dòng khí sau cánh quạt động cơ. Các tác giả sẽ sử dụng phương pháp xoáy rời rạc phi tuyến không dừng để xây dựng phương pháp tính xác định đặc tính khí động của cánh khí cụ bay khi bay gần mặt giới hạn có tính đến ảnh hưởng của dòng khí sau cánh quạt động cơ. 2. XÂY DỰNG MÔ HÌNH TÍNH TOÁN 2.1. Các giả thiết Dòng chảy bao quanh KCB là môi trường khí lý tưởng, không nén, không nhớt, không tính đến bề dày mặt tạo lực. Bên ngoài KCB thoả mãn định luật bảo toàn khối lượng. Trên màn xoáy phía sau KCB thoả mãn điều kiện liên tục của áp suất, tức là màn xoáy chuyển động cùng với môi trường. Tại khoảng cánh đủ xa KCB và vết của nó, các nhiễu động do chúng gây ra có thể coi như bị triệt tiêu, dòng trở thành không nhiễu động. Hình dạng KCB không thay đổi khi tham gia chuyển động quay, chuyển động tịnh tiến. 2.2. Thiết lập hệ trục tọa độ Hệ tọa độ liên kết cánh nâng O0x0y0z0 có gốc tọa độ O0 ở điểm đầu của dây cung gốc cánh, O0x0 trùng với dây cung gốc cánh, O0y0 vuông góc với mặt Nghiên cứu khoa học công nghệ Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 45, 10 - 2016 11 phẳng cánh, O0z0 vuông góc với O0x0y0 và tạo thành tam diện thuận; Hệ tọa độ cố định cánh quạt O1x1y1z1 có O1 nằm ở tâm cánh quạt, O1x1 trùng với trục quay cánh quạt hướng theo dòng chảy, O1y1 vuông góc với mặt phẳng ngang chứa O1x1 và nằm trong mặt phẳng cánh quay; Hệ tọa độ liên kết cánh quạt O1xcqycqzcq có gốc tọa độ O1 ở tâm cánh quạt, O1xcq  O1x1, O1zcq dọc theo dây cung lá cánh quạt, vuông góc với O1x1 nằm trong mặt phẳng lá cánh, O1ycq vuông góc với O1xcqzcq ; Hệ tọa độ liên kết mặt giới hạn O2x2y2z2 có gốc tọa độ nằm ở giữa mép trước mặt giới hạn, O2x2 nằm dọc theo chiều dài và vuông góc với mép trước mặt giới hạn, O2y2 vuông góc với mặt giới hạn và hướng lên trên (hình 1-2) [1] [2]. Trong đó: V- Tốc độ dòng khí; P- Lực kéo cánh quạt; b- Dây cung cánh; α, αcq- Góc tấn cánh và góc tấn cánh quạt; - Góc trượt cạnh của dòng khí; φ- Góc giữa trục quay cánh quạt với dây cung cánh. Hình 1. Mô hình tính toán đặc tính khí động cánh- cánh quạt và mặt giới hạn. Hình 2. Hệ tọa độ liên kết cánh, cánh quạt và mặt giới hạn. 2.3. Mô hình hóa tổ hợp cánh - cánh quạt và mặt giới hạn bằng các màn xoáy Mô hình bài toán được xây dựng bằng phương pháp xoáy rời rạc phi tuyến xem xét trong dòng chảy không dừng. Cánh - cánh quạt và mặt giới hạn được thay thế bởi các màn xoáy: Màn xoáy cánh trong hệ tọa độ O0x0y0z0; Màn xoáy cánh quạt trong hệ tọa độ O1xcqycqzcq; Màn xoáy mặt giới hạn trong hệ tọa độ O2x2y2z2. Màn xoáy thay thế cánh quay bao gồm các xoáy liên kết trên các lá cánh và các xoáy tự do ngoài lá cánh (hình 3). Màn xoáy thay thế mặt giới hạn, bao gồm các xoáy liên kết trên mặt giới hạn, xoáy tự do ngoài mặt giới hạn (hình 4). Màn xoáy thay thế cánh có dạng bình đồ tương tự như hình chiếu bằng của cánh, bao gồm các xoáy liên kết trên cánh và xoáy tự do ngoài cánh (hình 5). Tổ hợp màn xoáy gồm màn xoáy cánh, màn xoáy cánh quạt, màn xoáy mặt giới hạn và vết của nó là màn xoáy không gian với các hướng bất kỳ theo các trục tọa độ. 2.4. Xác định trường vận tốc cảm ứng từ màn xoáy cánh quạt Khi thay mặt chịu tải của lá cánh quạt bằng hệ các xoáy rời rạc thì các dây cung của các thiết diện lá cánh được chia ra thành n1 phần, sải lá cánh quạt thành N1 dải (phần) (hình 4). Các xoáy ngang được kí hiệu bởi 1 với mốc ban đầu tại mép trước lá cánh. Ký hiệu k1 là số của xoáy dọc và thực hiện đánh số từ mép trong ra mép ngoài lá cánh. Tên lửa & Thiết bị bay T. Q. Cường, L. H. Dũng, “Nghiên cứu xác định đặc tính phi tuyến không ngừng.” 12 Trường vận tốc cảm ứng từ màn xoáy cánh quạt Các xoáy liên kết trên bề mặt lá cánh và xoáy tự do xung quanh lá cánh sẽ tạo ra tốc độ cảm ứng tại điểm bất kì trong không gian lân cận nó:  1 1 1; , , cr cr cr cr cr cqj cqj cqj cqIj cqIIjv v v v v j x y z      (2.1) với: , , , ,cr cr cr cr crcqj cqj cqj cqIj cqIIjv v v v v  lần lượt là các thành phần tốc độ cảm ứng do các xoáy ngang liên kết, xoáy dọc liên kết trên bề mặt lá cánh và các xoáy tự do ở vùng I, vùng II gây nên tại thời điểm r. Hình 3. Sơ đồ màn xoáy thay thế lá cánh quạt. Thiết lập hệ phương trình xác định cường độ xoáy Từ điều kiện không chảy thấu bề mặt lá cánh quạt và điều kiện bảo toàn lưu số vận tốc theo chu tuyến kín ta có hệ phương trình:       1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 11 1 1 1 1 1 1 1 1 1 11 1 1 1 1 11 1 1 1 1 1 1 0 1 1 0 0 1 1 1 1 1 1 1 11 1 1 1 1 lc lc m k m k k kN n N sk r k p p n k p p p p m k mk k mn k m m k m k n r s sk r mk k mk k s a a H                                                   (2.2) Trong đó: 1 1 10 p p mH   - là tổng tốc độ theo phương pháp tuyến với bề mặt lá cánh quạt của dòng không nhiễu động (bao gồm chuyển động tịnh tiến V  và chuyển động quay   của cánh quạt) và tốc độ cảm ứng do xoáy gây ra ở các bước thời gian tính trước. 2.5. Xác định trường vận tốc cảm ứng từ màn xoáy mặt giới hạn Mặt giới hạn được thay thế bằng hệ các xoáy rời rạc, theo chiều rộng được chia ra thành n2 phần, và một nửa chiều dài - thành N2 dải (hình 4). Các xoáy ngang được đánh dấu bởi các số 2. Các xoáy dọc đánh số từ đầu mút mặt giới hạn đến trục chia đôi mặt giới hạn, được ký hiệu k2. Nghiên cứu khoa học công nghệ Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 45, 10 - 2016 13 Trường vận tốc cảm ứng từ màn xoáy mặt giới hạn Màn xoáy thay thế mặt giới hạn sẽ tạo ra tại điểm C bất kì tốc độ cảm ứng:  2 2 2; , , сr cr cr cr cr mghj mghj mghj mghIj mghIIjv v v v v j x y z      (2.3) với: , , ,cr cr cr crmghj mghj mghIj mghIIjv v v v  - lần lượt là các thành phần tốc độ cảm ứng do các xoáy ngang, xoáy dọc liên kết trên mặt giới hạn, các xoáy tự do ở vùng I, II gây ra tại điểm C. Hình 4. Sơ đồ màn xoáy trên mặt giới hạn. Thiết lập hệ phương trình xác định cường độ xoáy Từ điều kiện không chảy thấu bề mặt giới hạn và điều kiện bảo toàn lưu số vận tốc theo chu tuyến kín, ta có hệ phương trình:  2 2 22 2 2 2 2 2 2 2 2 2 2 2 2 2 2 2 22 2 2 2 2 11 1 1 1 1 1 1 0 2 2 2 1 1 1 ; 1, 2,..., ; 1, 2,..., k N n N rk r k p p k p p p p r k v k k Ik v v k k a a H v n p N                            2 2 2 2 2 22 2 2 1 1 11 1 1 2 2 1 1 , 1, 2,..., k r r r sk r k k k k s k N                   Trong đó: 2 2 2 1 0 p p rH  - Giá trị tốc độ của dòng không nhiễu loạn và tốc độ cảm ứng theo phương pháp tuyến mặt giới hạn, do các xoáy ở các bước trước gây ra. 2.6. Xác định trường vận tốc cảm ứng từ màn xoáy trên cánh nâng Cánh nâng được thay thế bằng hệ các xoáy rời rạc, theo các dây cung của các thiết diện cánh được chia ra thành n0 phần, và một nửa sải cánh - thành N0 dải (phần) (hình 5). Các xoáy ngang được ký hiệu 0 với mốc tại mũi cánh. Ký hiệu k0 là số của xoáy dọc và thực hiện sự đánh số từ đầu mút cánh đến dây cung gốc cánh. Trường vận tốc cảm ứng từ màn xoáy cánh nâng µ2=n2+r, 2=n2+r 02 2z 2x k2-1 p2-1 k2 p2 k2=0 p2=0 k2=1-r p2=1-r µ2=1, 2=1 µ2=n2, 2=n2 µ2, 2 2=1 0=n2   2 2 1 1 r k k    2 2 1 1 s k k    2 1 s k   2 2 2 1 r      2 2 2 1 r      2 2 r    2 2 s  2 2 2 2 1 k k r     2 2 2 2 1 k k r     I2 II2 k2=N2 p2=N2 (2.4) Tên lửa & Thiết bị bay T. Q. Cường, L. H. Dũng, “Nghiên cứu xác định đặc tính phi tuyến không ngừng.” 14 Các màn xoáy thay thế mặt cánh sẽ tạo ra tại điểm bất kì xung quanh cánh tốc độ cảm ứng:  0 0 0; , , cr cr cr cr cr cj cj cj cIj cIIjv v v v v j x y z      (2.5) với: , , ,cr cr cr crcj cj cIj cIIjv v v v  - lần lượt là các thành phần tốc độ cảm ứng do các xoáy ngang, xoáy dọc liên kết trên bề mặt cánh, các xoáy tự do ở vùng I, II. Thiết lập hệ phương trình xác định cường độ xoáy Từ điều kiện không chảy thấu bề mặt cánh nâng và điều kiện bảo toàn lưu số vận tốc theo chu tuyến kín, ta có hệ phương trình:  0 0 00 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 00 0 0 0 0 11 1 1 1 1 1 1 0 0 0 0 1 1 1 ; 1, 2,..., ; 1, 2,..., k N n N rk r k p p k p p p p r k v k k Ik v v k k a a H v n p N                            0 0 0 0 0 00 0 0 1 1 11 1 1 0 0 1 1 , 1, 2,..., k r r r sk r k k k k s k N                   Trong đó: 0 0 0 1 0 p p r vH  - giá trị tốc độ của dòng không nhiễu loạn và tốc độ cảm ứng theo phương pháp tuyến cánh nâng, do các xoáy ở các bước trước gây ra. Hình 5. Sơ đồ màn xoáy trên cánh. 2.7. Màn xoáy hình thành khi có ảnh hưởng của mặt giới hạn và dòng khí sau cánh quạt động cơ Màn xoáy hình thành trên cánh nâng là kết quả của sự tác động dòng khí sau cánh quạt và hiệu ứng của mặt giới hạn :  0 0 0; , , cr cr cr cr j cqj cj mghjv v v v j x y z    (2.7) Trong đó: crcqjv - Vận tốc cảm ứng do cánh quạt gây ra, được xác định theo (2.1) cr mghjv - Vận tốc cảm ứng do mặt giới hạn gây ra, được xác định theo (2.3) ; cr cjv - Vận tốc cảm ứng do cánh nâng gây ra, được xác định theo (2.5) (hình 6). µ0=n0+r, 0=n0+r 0o 0z 0x k0-1 p0-1 k0 p0 k0=0 p0=0 k0=1-r p0=1-r µ0=1,0=1 µ0=n0,0=n0 µ0, 0 0=1 0=n0   0 0 1 1 r k k    0 0 1 1 s k k    0 1 s k   0 0 2 1 r      0 0 2 1 r      0 2 r    0 2 s  0 0 0 0 1 k k r     0 0 0 0 1 k k r     I II k0=N0 p0=N0 (2.6) Nghiên cứu khoa học công nghệ Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 45, 10 - 2016 15 Để xác định được Tổ hợp màn xoáy, chúng ta phải giải đồng thời: Hệ các phương trình của màn xoáy cánh quạt (2.2); Hệ các phương trình của màn xoáy trên mặt giới hạn (2.4); Hệ các phương trình của màn xoáy trên cánh nâng (2.6). Sau khi xác định được lưu số vận tốc, sẽ xác định được vận tốc tương đối của điểm cuối Tổ hợp màn xoáy tại từng thời điểm r. Từ đó, xác định được vị trí của chúng ở bước tính tiếp theo r +1. 2.8. Xác định phân bố áp suất và đặc tính khí động của cánh khí cụ bay Lưu số vận tốc đã xác định được từ hệ phương trình (2.2) + (2.4) + (2.6), sử dụng tích phân Côsi-Lagrăng [7] xác định được tải khí động tác động lên bề mặt cánh có dạng:   0 00 0 0 0 0 10 0 0 1 1 1 1 1 0 02 cos sinp p p p r p Lp r p r p r x zp v v                              (2.8) Trong đó: 0 00 0 ,x zv v là vận tốc theo các trục Ox0,Oz0 của điểm giữa xoáy ngang; 0 0 1p p    - Góc xiên của xoáy ngang. Hình 6. Sơ đồ vận tốc cảm ứng do Tổ hợp màn xoáy gây ra tại điểm C bất kỳ tại thời điểm r. Sau khi xác định được tải trọng khí động, xác định được hệ số khí động tương ứng: hệ số lực nâng của thiết diện cánh ( 0 0 1 r np pc  ); hệ số lực nâng của cánh ( r nc ); hệ số mô men dọc của thiết diện ( 0 0 1 r zp pm  ); hệ số mômen dọc của cánh ( r zm ). Đó là: 0 00 0 0 00 0 0 00 0 0 0 1 1 1 1 1 0 0 1 110 0 1 1 1 ; , 1 n np r p r pr r pnp p zp pp p p p c p m p x p N n n b                       0 0 0 00 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 00 0 0 0 2 2 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 0 0 2 2 ; N n N np r p r pr r p p p p p p p p pn zp p p p b b c p b l m p b l x n S n S                           với: 0 0 1p p b  - Dây cung cánh các thiết diện tại điểm kiểm tra; 0 0 1p p l  - Sải cánh theo dải k; S- Diện tích cánh. Phương trình (2.9) xác định các hệ số khí động, ở từng giá trị góc tấn α các hệ số này phụ thuộc vào cường độ màn xoáy; ở các góc tấn khác nhau sẽ phụ thuộc tr cr cjv cr cqjv Vận tốc do màn xoáy cánh quạt Vận tốc do màn xoáy cánh C Vận tốc do màn xoáy mặt giới hạn gây ra cr mghjv (2.9) Tên lửa & Thiết bị bay T. Q. Cường, L. H. Dũng, “Nghiên cứu xác định đặc tính phi tuyến không ngừng.” 16 vào các màn xoáy khác nhau. Do vậy, hệ số lực khí động Cy, hệ số mô men mz là các đại lượng phụ thuộc phi tuyến theo góc tấn α. 3. KẾT QUẢ TÍNH ĐẶC TÍNH KHÍ ĐỘNG CỦA CÁNH KHÍ CỤ BAY 3.1. Kết quả tính toán đặc tính khí động của cánh quạt Từ mô hình toán và chương trình tính đặc tính khí động của cánh quạt, các tác giả xác định hệ số lực nâng của các lá cánh quạt theo bán kính cho tổ hợp cánh quạt 2 lá, 3 lá và 4 lá đặt vuông góc với nhau, các tham số không thứ nguyên: 0,17tr  , 0,12b  , 0v  . Kết quả tính toán (hình 7, 8, 9) được so sánh với các kết quả đã được công bố [4,5] sai lệch lớn nhất bằng 14%. Từ kết quả nhận thấy, ảnh hưởng tác động tương hỗ giữa các lá cánh làm tăng độ lệch dòng nên tổ hợp 2 lá có giá trị hệ số lực nâng lớn hơn tổ hợp 3 lá và 4 lá cánh. Hệ số khí động phân bố trên lá cánh theo qui luật: hệ số lực nâng lớn nhất ở gần mút lá giảm dần theo sải về phía trục quay, bởi vì các ở mút lá cánh tốc độ dài lớn hơn tốc dài ở gần trục quay. 3.2. Kết quả tính toán đặc tính khí động của cánh với mặt giới hạn Chương trình tính toán đặc tính khí động cánh với mặt giới hạn có các tham số đầu vào: Cánh chữ nhật, có độ dãn dài λ= 2; khoảng cách cánh so với mặt giới hạn 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 1 0 0.05 0.1 0.15 0.2 0.25 0.3 0.35 ban kinh H e s o l u c n a n g C y Do thi he so luc nang to hop 2la canh quat Hình 7. Hệ số lực nâng của tổ hợp 2 lá cánh. 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 1 0 0.05 0.1 0.15 0.2 0.25 ban kinh H e so lu c na ng C y Do thi he so luc nang to hop 3 la canh quat Hình 8. Hệ số lực nâng của tổ hợp 3 lá cánh. 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 1 0 0.05 0.1 0.15 0.2 0.25 ban kinh H e so lu c na ng C y Do thi he so luc nang to hop 4la canh quat Tổ hợp 4lá *** thuc nghiem ___ tính toán Hình 9. Hệ số lực nâng của tổ hợp 4 lá cánh. Tổ hợp 2lá *** thực nghiệm tính toan Tổ hợp 3lá *** thực nghiệm ___ tính toan Nghiên cứu khoa học công nghệ Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 45, 10 - 2016 17 h = 0,075; vận tốc bay V =22m/s. Kết quả (hình 10) cho thấy sự biến đổi của hệ số lực nâng theo góc tấn đúng với qui luật chung, sự sai lệch lớn nhất ở góc tấn α= 2o so với kết quả trong [6] là 11.9 %. 3.3. Kết quả xác định đặc khí động của cánh khi bay gần mặt giới hạn có tính đến ảnh hưởng của dòng khí sau cánh quạt động cơ Sử dụng cánh - cánh quạt với các tham số: - Cánh hình chữ nhật có các kích thước: + Dây cung: b = 0,26 m; + Sải cánh: L =0,78 m; + Diện tích: S = 0,2028 m2; + Độ dãn dài:  = 3; + Độ thon:  = 1; 0 1 2 3 4 5 6 7 8 0.2 0.25 0.3 0.35 0.4 0.45 0.5 0.55 Goc tan [do] H e s o l u c n a n g C y Do thi he so luc nang theo goc tan Tinh toan Thuc nghiem Hình 10. Đồ thị hệ số lực nâng theo góc tấn khi h = 0,075. + Dạng prôfin ЦАГИ “B” có độ dày tương đối 16%c  và không đối xứng; + Cánh được làm bằng gỗ. - Cánh quạt: + Động cơ điện 1 chiều, có công suất N =75 W; + Cánh quạt 2 lá sử dụng prôfin BC-2. Đường kính D = 0,30 m; + Tốc độ vòng quay cánh quạt n = 0  3000v/ph. - Vị trí cánh quạt đặt so với cánh và mặt giới hạn như hình 1. Với: + lx - vị trí tương đối giữa cánh quạt với trục 0x; + ly - vị trí tương đối giữa cánh quạt với trục 0y; + lz - vị trí tương đối giữa cánh quạt với trục 0z; + n - tốc độ vòng quay cánh quạt; + h - khoảng cách cánh tới mặt giới hạn. Tên lửa & Thiết bị bay T. Q. Cường, L. H. Dũng, “Nghiên cứu xác định đặc tính phi tuyến không ngừng.” 18 Kết quả (hình 11,12) thể hiện mối quan hệ giữa hệ số lực nâng Cy với khoảng cách cánh và mặt giới hạn, với: φ=00, V=24m/s, n=3000v/ph, lx=0,24+0,25b (m), ly=lx.sin(α-φ) (m), lz=0,20 (m)). Kết quả thực nghiệm được thực hiện trong ống thổi khí động OT-1 của Viện Kỹ thuật Phòng không - Không quân. Kết quả cho thấy: - Cánh-cánh quạt càng gần mặt giới hạn mức độ ảnh hưởng làm tăng hệ số Cy càng lớn; - Khi tăng góc tấn thì mức độ ảnh hưởng của mặt giới hạn làm tăng hệ số Cy được tăng dần theo khoảng cách tương đối giữa mặt giới hạn và cánh-cánh quạt. Như vậy, khi góc tấn tăng tác động của cánh quạt và mặt giới hạn lên cánh làm tăng mức độ hãm dòng phía dưới cánh-cánh quạt tăng lên làm tăng hệ số lực nâng trên cánh. 0.4 0.6 0.8 1 1.2 1.4 1.6 1.8 2 0.32 0.33 0.34 0.35 0.36 0.37 0.38 Khoang canh voi mat gioi han H e s o l u c n a n g C y Do thi he so luc nang theo khoang cach Tinh toan Thuc nghiem 0.4 0.6 0.8 1 1.2 1.4 1.6 1.8 2 0.48 0.49 0.5 0.51 0.52 0.53 0.54 0.55 0.56 Khoang canh voi mat gioi han H e s o l u c n a n g C y Do thi he so luc nang theo khoang cach voi goc tan 6 do Hình 11. Đồ thị hệ số lực nâng theo khoảng cách h với  = 40. Hình 12. Đồ thị hệ số lực nâng theo khoảng cách h với  = 60. 4. KẾT LUẬN Trên cơ sở áp dụng lý thuyết xoáy rời rạc phi tuyến không dừng, các tác giả đã xây dựng được mô hình bài toán xác định đặc tính khí động của cánh KCB khi bay gần mặt giới hạn có tính đến ảnh hưởng của dòng khí sau cánh quạt động cơ. Chương trình tính xác định đặc tính khí động của cánh khí cụ bay khi bay gần mặt giới hạn được kiểm chứng qua các nghiên cứu đã được công bố cho thấy chương trình có độ tin cậy với sai số có thể chấp nhận được. Kết quả tính toán cho thấy mức độ ảnh hưởng của mặt giới hạn đến hệ số lực nâng của cánh khí cụ bay ở một góc tấn α nào đó và giá trị vòng quay của cánh quạt không đổi sẽ phụ thuộc vào khoảng cách giữa cánh và mặt giới hạn (độ cao) bay. Hiệu ứng của mặt giới hạn lớn khi khoảng cách giữa cánh và mặt giới hạn nhỏ hoặc khi độ cao bay thấp. Có thể sử dụng mô hình bài toán và chương trình tính trong việc nghiên cứu, thiết kế, chế tạo KCB khi chuyển động gần mặt giới hạn, cũng như khai thác, sử dụng máy bay cánh quạt hiệu quả. Nghiên cứu khoa học công nghệ Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 45, 10 - 2016 19 TÀI LIỆU THAM KHẢO [1]. NguyÔn §øc C­¬ng,“M« h×nh hãa vµ m« pháng chuyÓn ®éng cña khÝ cô bay tù ®éng”, NXBQ§ND, Hµ Néi, 2002. [2]. Phan Trọng Sơn, Lã Hải Dũng, Nguyễn Trường Thành, Trần Quốc Cường, “Nghiên cứu tính toán đặc tính cánh quạt máy bay bằng phương pháp xoáy rời rạc phi tuyến không dừng”, Hội nghị khoa học thủy khí toàn quốc, tr520-529, Ninh Thuận, 2014. [3]. Phan Xuân Tăng, “Nghiên cứu đặc tính khí động của khí cụ bay trong điều kiện bay ở độ cao thấp”, Luận án tiến sỹ kỹ thuật, Hà Nội, 2009. [4]. Nguyễn Trường Thành, “Nghiên cứu đặc tính khí động của cánh máy bay khi tính đến ảnh hưởng trường tốc độ cảm ứng sau cánh quạt”, Luận án tiến sỹ kỹ thuật, Hà Nội, 2011. [5]. Hartman E.P., Biermann D, “The aerodynamic characteristics of full scale propellers having 2,3 and 4 blades of Clark Y and RA.F airfoil sections”, Technical report No. 640, NACA, 1938. [6]. Колесников Г.А., “Аэродинамика летательных аппаратов”, Машиностроение, Москва, 1993. [7]. Аубакиров Т.О., Белоцерковский С.М., Желаников А.И., Ништ М.И., “Нелинейная теория крыла и его приложение”, Алматы, 1997. ABSTRACT RESEARCH AND CONSTRUCTION MODEL OF PROBLEM DETERMINATION PROPERTIES OF WINGS AERODYNAMICS IN GROUND EFFECT HAVE SIDE EFFECTS OF PROPERTIES TO AIR LINES AFTER BLADES OF ENGINE BY DISCRETE VORTEX METHOD NONLINEAR NON STOP This paper modelize a problem of aerodynamical characteristics of the flying instrument near the surface limit taking into account the influence of the air flow after engine blades by discrete vortex method nonlinear non- stop. These results can be used for researching, designing, manufacturing flying instruments moving near the surface limit, as well as the exploitation and use of efficient airplane propeller. Keywords: Instrument, Wing, Surface limit. Nhận bài ngày 15 tháng 7 năm 2016 Hoàn thiện ngày 05 tháng 8 năm 2016 Chấp nhận đăng ngày 26 tháng 10 năm 2016 Địa chỉ: 1 Viện KH&CNQS; 2 Viện Nghiên cứu và Phát triển Viettel, Tập đoàn Viễn thông Viettel. * Email: cuong208@gmail.com