Phân tích khả năng xuất hiện trễ khí động trên cánh quạt trực thăng

Cơ học & Điều khiển thiết bị bay P. T. Đồng, P. V. Uy, “Phân tích khả năng trên cánh quạt trực thăng.” 172 PHÂN TÍCH KHẢ NĂNG XUẤT HIỆN TRỄ KHÍ ĐỘNG TRÊN CÁNH QUẠT TRỰC THĂNG Phạm Thành Đồng*, Phạm Vũ Uy Tóm tắt: Bài báo phân tích các kết quả nghiên cứu khác nhau về hiện tượng trễ khí động, đưa ra đánh giá về điều kiện xuất hiện trễ khí động trên một profile cánh. Từ việc nghiên cứu chuyển động phức tạp của cánh quạt trực thăng, nhóm tác giả tiến hành khảo sát đặc điểm biến thiên góc tấn cục bộ của profile lá cánh quạt theo góc phương vị và theo chiều dài lá cánh. Ứng với các khoảng biến thiên khác nhau của góc tấn cục bộ, tính toán mô phỏng hiện tượng trễ khí động trên profile NACA- 23012 của lá cánh quạt trực thăng Mi-8TM ở điều kiện cụ thể. Từ khóa: Cánh quạt trực thăng, Khí động, Airfoil, Ansys CFD. 1. GIỚI THIỆU Trễ khí động là một hiện tượng đã được nghiên cứu từ lâu trên thế giới [1, 2, 3, 4, 7]. Trễ khí động của hệ số lực nâng cy, hệ số lực cản cx, mô men mz... không chỉ phụ thuộc vào sự thay đổi của góc tấn α, mà còn phụ thuộc vào tốc độ và hướng của sự thay đổi đó [3, 4]. Bằng các thực nghiệm trong ổng thổi, người ta đã chứng minh được rằng, đặc điểm trễ trên cánh mẫu phụ thuộc nhiều vào biên độ và tần số dao động lắc của cánh (khoảng biến thiên và tốc độ biến thiên của góc tấn) [1, 2]. Trễ khí động thường xuất hiện trên cánh dao động lắc có chu kỳ trong dải góc tấn gần với góc tấn tới hạn tĩnh của airfoil; Trong khu vực trễ, với cùng giá trị góc tấn, lực nâng có giá trị lớn hơn, lực cản có giá trị nhỏ hơn theo chiều tăng của góc tấn, và ngược lại lực nâng có giá trị nhỏ hơn, lực cản có giá trị lớn hơn theo chiều góc tấn giảm [7]. Ở Việt Nam, các công trình nghiên cứu về khí động thiết bị bay khá phong phú và ngày càng được quan tâm. Điều này xuất phát từ yêu cầu tăng cường phát triển khoa học kỹ thuật của đất nước và nhiệm vụ tiếp cận, làm chủ vũ khí công nghệ cao của Quân đội. Tuy nhiên, chưa có nhiều công trình nghiên cứu về trễ khí động. Ngày nay, khi kỹ thuật tính toán phát triển, bên cạnh việc dùng thực nghiệm trong ống thổi để nghiên cứu về trễ, người ta còn sử dụng các phần mềm mô phỏng CFD có độ chính xác cao khảo sát các hiện tượng trễ khí động [6]. Ansys là một phần mềm như vậy, và trong bài báo này nhóm tác giả sử dụng Ansys CFX như một công cụ hiệu quả để khảo sát tính trễ của airfoil lá cánh quạt trực thăng (LCQ) trong các trường hợp cụ thể [10]. 2. KHẢO SÁT ĐẶC ĐIỂM BIẾN THIÊN GÓC TẤN CỤC BỘ TRÊN CÁNH QUẠT TRỰC THĂNG Trực thăng là 1 thiết bị bay có tính cơ động cao, lực nâng và lực kéo được tạo ra nhờ sự làm việc của hệ thống cánh quạt nâng. Cánh quạt (CQ) nâng của trực thăng cấu tạo từ các lá cánh dài, chuyển động tổng hợp từ các chuyển động quay, tịnh tiến, vẫy, lắclàm cho sự chảy bao các LCQ mang tính chất không dừng. Góc tấn cục bộ của mỗi phần tử LCQ (airfoil) có giá trị khác nhau tại mỗi vị trí trong mặt phẳng quay cánh quạt. Sự phân bố góc tấn cục bộ phụ thuộc vào vị trí của phần tử LCQ cả theo chiều dài lá cánh và theo góc phương vị. Ở chế độ bay ổn lập, tốc độ vòng quay của CQ không đổi, thì sau mỗi một vòng quay giá trị góc tấn của phần Nghiên cứu khoa học công nghệ Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san Tên lửa, 09 - 2016 173 tử lá cánh quạt sẽ lặp lại [5, 8, 9]. Nghĩa là giá trị góc tấn cục bộ của mỗi phần tử LCQ biến thiên trong một khoảng giá trị nhất định và lặp lại các giá trị đó sau mỗi vòng quay. Đây là một trong những điều kiện xuất hiện trễ khí động trên airfoil cánh [1, 2, 3, 4, 7]. Xét mô hình CQ trực thăng như trên hình 1, 2, 3. Theo đó trực thăng chuyển động trong không gian với vận tốc V , dưới góc tấn αH (hình 1). Hình 1. Mô hình dòng khí. Trong mặt phẳng quay, phần tử LCQ dr tại mặt cắt thứ j chuyển động quay xung quanh trục CQ với vận tốc góc ωB, cách trục quay một khoảng r, sau thời gian t quay được một góc có độ lớn ψr= ωB.t. RГШ và RHB lần lượt là bán kính bản lề ngang và bán kính CQ (hình 2). Góc vẫy β của LCQ có thể xác định được từ việc giải phương trình chuyển động của LCQ dưới tác động của các mô men lực kéo, trọng lực và lực ly tâm [9]. Khi đó, góc vẫy β được tính theo công thức viết dưới dạng: 0 1 1os osa a c b c     (1) Trong đó, a0, a1, b1 là các hệ số được xác định cụ thể trong [9]. Hình 2. Các thành phần vận tốc trong mặt phẳng quay CQ. Khi đó, các thành phần vận tốc của phần tử dr tại mặt cắt thứ j trên hình 2 khi không xét đến thành phần tốc độ cảm ứng viết như sau: [(r-R ) cos( ) R ] .sin( ).cos( )xj H ГШ ГШ r HW V      (2) yj .sin( ) cos( ) .cos( ) cos( ) sin( ) (r-R )H H ГШ d W V V dt          (3) . os( ). os( ). os( ) .sin( ).sin( )zj H HW V c c c V       (4) Cơ học & Điều khiển thiết bị bay P. T. Đồng, P. V. Uy, “Phân tích khả năng trên cánh quạt trực thăng.” 174 Hình 3. Sơ đồ lực và vận tốc của thành phần lá CQ. Góc tấn cục bộ của phần tử dr tại mặt cắt j (hình 3) với φ0 là góc lắp xác định theo công thức: 0 arctan( ) yj r xj W W    (5) Ở chế độ bay cụ thể, khi bán kính CQ: R= 10.6 m; vận tốc góc: B =192 vòng/phút (≈20 rad/s); vận tốc thổi tới của dòng khí: V = 30, 50, 70 m/s; góc thổi tới: H =10 0 ; góc sải chung: 0 =5 0 ,100; góc phương vị:  =0÷3600, mô hình tính toán cho kết quả: a-1 a-2 b-1 b-2 Nghiên cứu khoa học công nghệ Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san Tên lửa, 09 - 2016 175 c-1 c-2 Hình 4. Biến thiên góc tấn cục bộ airfoil LCQ theo chiều dài lá cánh và góc phương vị. a/ b/ Hình 5. Phân bố góc tấn trên mặt phẳng đĩa cánh quạt: a/- Số liệu tính toán μ=0.231, V =50m/s, 0 =10 0; b/- Số liệu của A.I.Mosha, μ=0.212, Ct=0.0153 [12]. Nhận xét: - Trong cùng điều kiện ban đầu là vận tốc thổi tới V và góc sải chung 0 , phần tử LCQ càng gần trục quay CQ có góc tấn cục bộ biến thiên càng lớn; trong vùng LCQ “tiến” (LCQ chuyển động trong khoảng 0÷1800) góc tấn cục bộ giảm, ở vùng LCQ “lùi” (LCQ chuyển động trong khoảng 1800÷3600) giá trị tuyệt đối góc tấn cục bộ tăng; - Khi tăng tốc độ chuyển động V hoặc giảm tần số quay CQ, sự biến thiên góc tấn cục bộ tăng nhanh, đặc biệt ở phía LCQ “lùi” hoặc trong vùng chảy ngược; - Khi tăng góc sải chung 0 , sự biến thiên góc tấn cục bộ cũng tăng cả về khoảng biến thiên và tốc độ biến thiên; - Góc tấn cục bộ của phần tử LCQ phân bố không đều trong đĩa cánh quạt, phụ thuộc vào vị trí của nó theo chiều dài LCQ và theo góc phương vị. Ở mỗi chế độ bay ứng với các giá trị của hệ số chế độ làm việc (nhiều tài liệu gọi là hệ số vận Cơ học & Điều khiển thiết bị bay P. T. Đồng, P. V. Uy, “Phân tích khả năng trên cánh quạt trực thăng.” 176 tốc) μ, góc tấn CQ αH và góc sải chung 0 cụ thể, khi các giá trị góc tấn cục bộ trong vùng “lùi” của LCQ lớn hơn giá trị góc tấn tới hạn αkp sẽ hình thành trên đĩa quay CQ các vùng tách dòng (hình 5). Kết quả tính toán từ mô hình tương đối gần với số liệu trong công trình nghiên cứu của A.I.Mosha [12], qua đó cho thấy tính chính xác và tin cậy của mô hình tính. 3. MÔ PHỎNG TRỄ KHÍ ĐỘNG TRÊN AIRFOIL LCQ NACA 23012 Qua sự khảo sát biến thiên góc tấn cục bộ của airfoil LCQ theo góc phương vị và theo chiều dài lá cánh ở trên, ta thấy rằng ở chế độ làm việc khác nhau góc tấn cục bộ biến thiên theo chu kỳ trong khoảng giá trị khác nhau. Để khảo sát được tính chất trễ khí động trên phần tử LCQ, nhiều công trình đã sử dụng phương pháp thổi thực nghiệm hoặc thổi ảo riêng rẽ các phần tử LCQ có dao động điều hòa với tần số và biên độ cụ thể [1, 2, 3, 4, 7]. Dùng phương pháp này phải công nhận giả thiết sự biến thiên của góc tấn cục bộ của phần tử LCQ có dạng hàm điều hòa và có chu kỳ dao động biến thiên đúng bằng chu kỳ quay của CQ. Trong thực tế (như sự khảo sát ở trên), sự biến thiên của góc tấn cục bộ tuy có chu kỳ bằng với chu kỳ quay của CQ nhưng không phải là hàm điều hòa (hình 4). Với mục đích làm rõ sự khác biệt của tính trễ của airfoil LCQ ở điều kiện thực tế với tính trễ của mô hình airfoil có góc tấn biến thiên điều hòa, dưới đây, tác giả tiến hành khảo sát tính trễ trên airfoil LCQ NACA 23012 theo các trường hợp cụ thể sử dụng phần mềm Ansys CFX (bảng 1, bảng 2). Trong mô hình khảo sát bảng 1, vận tốc thổi tới có giá trị không đổi V =50 m/s, góc tấn biến thiên nhờ sự thay đổi của các thành phần vận tốc Vy=V sin(α), Vx=V cos(α) (hình 6), ở đây giá trị góc tấn là hàm điều hòa 0 sin( . )bd lac t     , với αbd là biên độ biến thiên của góc tấn, α0 là giá trị trung bình của dải góc tấn khảo sát, ωlac là vận tốc góc (rad/s). Hình 6. Biến thiên thành phần vận tốc. Bảng 1. Các trường hợp khảo sát tính trễ trên airfoil LCQ NACA 23012 ở điều kiện góc tấn cục bộ biến thiên điều hòa. Tên tham số Trường hợp 1 Trường hợp 2 Vận tốc thổi tới V (m/s) 50 Góc thổi tới αH (độ) -10 Góc sải chung 0 (độ) 10 Vận tốc góc ωlac (rad/s) 20.1 Nghiên cứu khoa học công nghệ Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san Tên lửa, 09 - 2016 177 Biên độ biến thiên αbd (độ) 14 20 Giá trị góc tấn trung bình α0 (độ) 7 15 Góc tấn cục bộ αr (độ) 14+7.sin(20.1*t) (ứng với số liệu trên hình 5, b-1, r =1.0) 20+15.sin(2.23.t) (ứng với số liệu trên hình 5, b-1, r =0.4) Bảng 2. Các trường hợp khảo sát tính trễ trên airfoil LCQ NACA 23012 ở điều kiện thực tế (theo tính toán). Tên tham số Trường hợp 3 Trường hợp 4 Vận tốc thổi tới V (m/s) 50 Góc thổi tới αH (độ) -10 Góc sải chung 0 (độ) 10 Góc tấn cục bộ αr (độ) Số liệu trên hình 5, b-2, r =0.3 Số liệu trên hình 5, b-2, r =0.4 Các trường hợp thuộc bảng 2 khảo sát tính trễ với các số liệu góc tấn cục bộ lấy trực tiếp từ kết quả tính toán như trên Hình 5, b-2, r =0.3 và r =0.4. Mô hình airfoil LCQ NACA 23012 xây dựng trên cơ sở các kích thước cơ bản của profile lá cánh quạt trực thăng Mi-8TM với dây cung b=0.52m (hình 7) [11]. Hình 7. Airfoil LCQ NACA 23012. Hình 8. Miền mô phỏng và các điều kiện biên. Miền mô phỏng có kích thước DàiRộngSâu=1230.2m (hình 8). Thiết lập các điều kiện biên như sau: 2 mặt bên của miền mô phỏng đặt đối xứng symetry; Mặt trên và dưới của miền mô phỏng đặt opening; Inlet là các thành phần vận tốc Vx, Vy biến thiên theo góc thổi tới α (biến đổi theo quy luật tùy thuộc trường hợp khảo sát). Cơ học & Điều khiển thiết bị bay P. T. Đồng, P. V. Uy, “Phân tích khả năng trên cánh quạt trực thăng.” 178 Kết quả mô phỏng: Đồ thị cy(α), cx(α) với tính chất trễ đặc trưng cho từng trường hợp khảo sát. a/ b/ c/ d/ Hình 9. Kết quả mô phỏng theo các trường hợp. Trên hình 9 là kết quả tính toán mô phỏng thể hiện qua các đồ thị phụ thuộc của các hệ số khí động cx(α), cy(α) theo từng trường hợp trong bảng 1 và 2. Theo đó, các kí hiệu cx_1, cx_2, cx_3, cx_4, cy_1, cy_2, cy_3, cy_4 lần lượt là hệ số lực cản, lực nâng trong các trường hợp 1, 2, 3, 4; cx_steady, cy_steady là hệ số lực cản, lực nâng ở điều kiện thổi tĩnh. Nhận xét: - Xuất hiện vòng trễ khí động trên airfoil LCQ NACA 23012 khi góc tấn biến thiên theo hàm điều hòa. Biên độ dao động biến thiên càng lớn vòng trễ khí động Nghiên cứu khoa học công nghệ Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số Đặc san Tên lửa, 09 - 2016 179 càng mở rộng; giá trị hệ số lực cản, lực nâng tăng nhanh, tạo sai lệch lớn so với số liệu thổi tĩnh. Ở góc tấn 180 so với số liệu thổi tĩnh, sai lệch lớn nhất của hệ số lực nâng (chiều giảm góc tấn) theo trường hợp 1, 2 lần lượt đạt 23.2% và 28.1%; Trong khi sai lệch hệ số lực cản lớn nhất theo trường hợp 1, 2 lên tới 58.3% và 59.6% (hình 9-a,b). - Ở điều kiện biến thiên thực của góc tấn cục bộ (trường hợp 3, 4- bảng 2), trên airfoil phần tử LCQ xuất hiện vòng trễ khí động. Tuy nhiên, hình dạng biến thiên hệ số lực cản, lực nâng trong vòng trễ khá gần số liệu thổi tĩnh, đặc biệt ở chiều góc tấn tăng. Sai lệch lớn nhất của các hệ số so với số liệu thổi tĩnh nằm ở chiều góc tấn giảm, về mặt giá trị lên tới gần 60% (hình 9- c, d). Trên airfoil phần tử LCQ gần trục quay CQ, vòng trễ mở rộng hơn, tương ứng với sự biến thiên trong khoảng giá trị rộng của góc tấn cục bộ (hình 4, 9). 4. KẾT LUẬN Có sự trễ khí động trên airfoil phần tử LCQ trực thăng khi góc tấn cục bộ của airfoil biến thiên có chu kỳ trong khoảng giá trị đủ rộng. Điều này trong thực tế xảy ra khi trực thăng bay với tốc độ cao, khi trực thăng chuyển hướng hoặc khi bay có gió cạnh; Khảo sát tính trễ của airfoil phần tử LCQ sử dụng giả thiết góc tấn cục bộ biến thiên theo hàm điều hòa chỉ phù hợp cho phần tử LCQ nằm cách xa trục CQ, có góc tấn cục bộ biến thiên trong khoảng nhỏ. Có thể sử dụng phần mềm Ansys CFX như một công cụ để tính toán mô phỏng tính trễ trên airfoil LCQ. Kết quả mô phỏng phù hợp với nhiều công trình khoa học đã công bố; Khảo sát xác định miền góc tấn cục bộ trên CQ trực thăng theo sự biến thiên của góc phương vị và chiều dài LCQ là cần thiết, và có vai trò quan trọng trong việc nghiên cứu hiện tượng trễ cũng như dự báo quá tải; Vì đặc điểm gây tải lên LCQ ở góc tấn lớn tăng nhiều lần so với số liệu thổi tĩnh trên các airfoil. TÀI LIỆU THAM KHẢO [1]. A.И. Курьянов, Г.И. Столяров, Р.И. Штейнберг. “О гистерезисе аэродинамических характеристик”. Ученые записки Цаги, Том Х-№3-1979. [2]. В.Т. Калугин, А.Ю. Луценко, Е.Г. Столярова. “Особенности в аэродинамических характеристиках летательных аппаратов при отрывном обтекании в условиях неустановившегося движения”. Научный вестник МГТУ ГА, №199-2014. [3]. О.Н. Хатунцева. “Анализ причин возникновения аэродинамического гистерезиса при летных испытаниях спускаемого аппарата «союз» на гиперзвуковом участке спуска”. Прикладная механика и техническая физика, №4-2011. [4]. О.Н. Хатунцева. “Классификация гистерезисных функций. Теоретические модели и методы описания”. Физико-химическая кинетика в газовой динамике-2012. [5]. В.Г. Лебедь, С.А. Калкаманов. “Математическая модель нелинейной аэродинамики несущего винта для задач моделирования динамики Cơ học & Điều khiển thiết bị bay P. T. Đồng, P. V. Uy, “Phân tích khả năng trên cánh quạt trực thăng.” 180 полета на вертолетных тренажерах”. ISSN 1727-7337, Авиационно- космическая техника и технология, 2014, № 4 (111). [6]. Daobo HUANG, Jiandong LI, Yong LIU. “Airfoil Dynamic Stall and Aeroelastic Analysis Based on MultiFrequency Excitation Using CFD method”. “APISAT2014”, 2014 Asia-Pacific International Symposium on Aerospace Technology, APISAT2014. [7]. Zifeng Yang, Hirofumi Igarashi, Mathew Martin, Hui Hu. “An Experimental Investigation on Aerodynamic Hysteresis of a Low-Reynolds Number Airfoil”. 46th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit- AIAA-2008- 0315, Jan 7 – 10, 2008, Reno, Nevada. [8]. Ю.М. Инаткин. “Аэродинамический расчет вертолета”. Москва-1975. [9]. М. Л. Миль, А. В. Некрасов, А. С. Браверман: “Вертолеты. Расчет и проектирование”. Под ред. М. Л. Миля – М. :Машиностроение, 1966– 454 с. [10]. [11]. John V.Becker. “High-speed wind-tunnel tests of the Naca 23012 and 23012- 64 airfoils”. National Advisory committee for aeronautics/ WARTIME REPORT, NACA Washington-2/1941. [12]. А.И. Моцарь. “Математическая модель имитации полета вертолета на комплексном авиационном тренажере”. Научно-производственное объединение «АВИА»- УДК 629.7.072. ABSTRACT ANALYSIS OF THE EMERGENCE POSSIBILITY OF AERODYNAMIC HYSTERESIS ON THE HELICOPTER MAIN ROTOR The results of different studies on aerodynamic hysteresis, forecasting conditions for the emergence of the aerodynamic hysteresis on the airfoil are analysed in this article. From studies of the complex motion of helicopter blades, the authors examine the characteristics of the variability of the local angle of attack on the airfoil blades depending on the azimuth and length of the blade. According to the different ranges of the local angle of attack, simulates aerodynamic hysteresis on airfoil NACA-23012 under certain conditions. Keywords: Helicopter main rotor, Aerodynamic, Airfoil, Ansys CFD. Nhận bài ngày 16 tháng 07 năm 2016 Hoàn thiện ngày 04 tháng 08 năm 2016 Chấp nhận đăng ngày 05 tháng 09 năm 2016 Địa chỉ: Khoa Hàng không Vũ trụ, Học viện Kỹ thuật quân sự. * Email: mrbook29@gmail.com