Giới thiệu đề tài
Mục tiêu của đề tài này là tính toán lực khí động học trên cánh, bắt đầu từ việc giả định biên dạng cánh Trong báo cáo này, tôi sẽ trình bày hai loại biên dạng cánh để tiến hành xem xét.
Biên dạng cánh thứ nhất là Naca 4412.
Hình 1 1 Biên dạng cánh Naca 4412 Biên dạng cánh thứ hai là Naca 0012.
Hình 1 2 Biên dạng cánh Naca 0012
Biên dạng cánh được sử dụng phổ biến trên toàn cầu, đặc biệt trong các ứng dụng như cánh máy bay và cánh tuabin gió Tại các quốc gia phát triển công nghệ như Mỹ, Nhật Bản và Australia, sinh viên thường được khuyến khích nghiên cứu về loại cánh này, vì nó cung cấp cái nhìn rõ rệt về khí động lực học khi so sánh với các loại cánh khác Để làm rõ kiến thức về lực khí động trên cánh, tôi đã tiến hành nghiên cứu với nhiều trường hợp đầu vào khác nhau, xem xét đầy đủ các yếu tố khí động học liên quan đến thay đổi của góc tới α và tỷ lệ độ dài b/c của cánh.
Hình 1 3 Sự thay đổi góc tấn và tỷ lệ cánh Các bước thực hiện cho việc nghiên cứu của hai loại cánh này:
- Thiết kế và chia lưới cho các cánh trên Gambit.
Sử dụng phần mềm Fluent để mô phỏng các trường hợp cụ thể, chúng ta có thể tính toán lực khí động cho từng thông số đầu vào Quan trọng là các thông số này cần được điều chỉnh, vì chúng có ảnh hưởng rõ rệt đến lực khí động tác dụng lên cánh.
- Rút ra kết quả cần thiết để mô tả các ảnh hưởng của mội trường đối với lực khí động của cánh.
- Kết luận các vấn đề đạt được hay các vấn đề được làm rõ cho đặc điểm của lực khí động khi có sự thay đổi của môi trường.
Qua phần nghiên cứu này, tôi xin đưa ra một vài ứng dụng cho cánh được sử dụng ở các nước công nghiệp.
Chương II : Xây dựng mô hình và lý thuyết tình toán cho cánh 3d
Xây dựng mô hình và lý thuyết tính toán cho profil 2d và cánh 3d
Phương trình vẽ cánh naca 4 số
The profile geometry of an airfoil includes key elements such as the zero lift line, leading edge, nose circle, camber, maximum thickness, upper surface, trailing edge, camber mean-line, and lower surface The camber line of a standard NACA four-digit airfoil is characterized by its specific shape.
3 Ở đây: m là maximum camber (m là số đầu tiên của Naca 4 chữ số), p là location of maximum camber (10 p số thứ 2 của Naca 4 chữ số xpxx).
Bề dày airfoil có phương trình:
Chiều dài đường chord được ký hiệu là c, trong đó x là vị trí trên đường chord với giá trị từ 0 tới c Tại vị trí này, y đại diện cho một nửa độ dày, và t là độ dày tối đa tại một vị trí của chord, được xác định bởi hai số cuối cùng trong mã NACA 4 chữ số Đường upper (xU, yU) và lower (xL, yL) được mô tả theo các thông số này.
Mẫu naca sử dụng trong tính toán
Trong quá trình tính toán, mẫu naca 4412 và 0012 được ứng dụng trong tất cả quá trình Bài toán chỉ
Chương II : Xây dựng mô hình và lý thuyết tình toán cho cánh 3d thay đổi các thông số về Sải cánh b và Góc tới anpha để xét các giá trị lực nâng Cl, lực cản Cd và hệ số áp suất Cp.
+Bề dày lớn nhất 12% chiều dài airfoil : t=0.12
+Max của đường camber 4% chiều dài airfoil : m=0.04
+Vị trí mã camber là 40% chiều dài airfoil : p=0.4
+Bề dày lớn nhất 12% chiều dài airfoil : t=0.12
+Naca đối xứng qua đường chord
Lực khí động trên profil
Hệ số áp suất Pds trên một phân tử bề mặt được xác định qua hai thành phần dX (song song với đường chord) và dZ (vuông góc với đường chord).
Hình 2 2 Hệ sô lực khí động trên bề mặt Airfoil
Tại mặt trên (Upper surface), lực theo phương z cho mỗi phần tử xác định: dZ = -(P-P ∞ ) U ds cos ε
Lực theo phương z cho mỗi đơn vị phần tử trên đường chord: dZ = -(P-P ∞ ) U dx
Với dx = ds cos ε Tương tự, lực theo phương z tại mặt dưới(lower surface): dZ = -(P-P ∞ ) L dx
Tổng lực theo phương z là:
Z Khi đó, hệ số áp suất theo phương z được xác định:
Tại mặt trước (Front surface ).Phần tử lực được xác định theo phương x: dX = -(P-P ∞ ) F ds sin ε
Với dz = ds sin ε Nên: dX = -(P-P ∞ ) F dz Tương tự vậy, Phần tử lực tại mặt sau(After suface) theo phương x: dX = -(P-P ∞ ) A dz
X Khi đó, hệ số hệ số áp suất theo phương x được xác định:
C z 2.3.3 Hệ số lực nâng và hệ số lực cản:
Phân tích hệ số lực theo phương z (Cz) và phương x (Cx) cho phép xác định các giá trị của hệ số lực nâng (Cl) và hệ số lực cản (Cd) thông qua các mối quan hệ tương ứng.
Giá trị của hệ số lực nâng và lực cản
Hình 2 3 Biểu đồ CL2D cho naca 4412
Chương II : Xây dựng mô hình và lý thuyết tình toán cho cánh 3d
Hình 2 4 Biểu đồ Cd/Cl của naca 4412
Hình 2 5 Biểu đồ Cl với anpha với Naca 0012
Chương II : Xây dựng mô hình và lý thuyết tình toán cho cánh 3d
Hình 2 6 Biểu đồ Cd/Cl với Naca 0012
Lực khí động với cánh profil 3d
Để tránh sai lầm khi đọc, cần chuyển hệ số lực nâng và lực cản của cánh 2D thành CL2D và CD2D Đồng thời, sử dụng CL3D và CD3D để đại diện cho hệ số lực nâng và lực cản của cánh 3D.
Mô hình của cánh được xác định như sau:
Hình 2 7 Cánh 3D Tại đây ta xác đinh tỷ số dạng (Aspect ratio) AR= b/c a Hệ số Lực nâng C l3D
Thông qua phần tính lực nâng 2d, ta có được cách thức tính lực nâng Cl 3D
Trong đó: C l3D : Hệ số lực nâng cánh 3d
Và α : là góc tới b Hệ số Lực cản C D3D
Nhờ xác định giá trị của lực nâng 3D, ta tính được giá trị của lực cản.
Chương II : Xây dựng mô hình và lý thuyết tình toán cho cánh 3d
Với: C D3D : hệ số lực cản 3d của cánh
C D03D : hệ số lực cản khi không tồn tại lưc nâng
Tính đặc trưng khí động cho một số loại cánh
Vẽ và chia lưới cánh 3D trên Gambit
Hình 3 1.Mô hình chia lưới của
Chương III : Tính đặc trưng khí động cho một số loại cánh
Tại cánh có thông số là
Số điểm trên Naca 0 điểm.
Tính toán và kết quả lực khí động trong fluent với cánh profil 4412
Với mô hình dòng chảy lý tưởng, không nhớt (inviscid).
Giá trị đầu vào cần tính toán với vận tốc vm/s(phù hợp với vận tốc gió)
3.2.2 Ta được giá trị lực khí động:
Bảng giá trị cho trường hợp cánh profil với naca 4412, b/c=5 và góc tới = 0 o
Phân bố apsuat trên các đường của cánh Profil4412:
Hình 3.2 Mô tả đường nằm trên bề mặt cánh
Biểu diễn hệ số áp suất tại các đường nằm trên bề mặt của cánh
Hình 3.3 Phân bổ hệ số áp suất tại các đường cắt ngang trên mặt cánh
Biểu đồ vẽ trên mathlab:
Phân bố hệ số áp suất bằng MathLab
Hệ số áp suất phân bố khác nhau tùy thuộc vào tỷ lệ b/c Áp suất từ gốc cánh đến típ cánh giảm dần do ảnh hưởng của hiệu ứng 3D.
Chương III : Tính đặc trưng khí động cho một số loại cánh
Phân bố hệ số áp suất tại các đường các gốc cánh đoạn:
4 So sánh tính toán áp suất trên profil 3D với 2D
Qua quá trình tính toán trên phần mềm Fluent với cánh profil 3D, tôi đã so sánh đường áp suất trên bề mặt gốc của profil 3D với đường áp suất 2D để đánh giá độ chính xác trong quá trình mô phỏng.
Khi ta lấy kết quả từ fluent ta được đồ thị của đường áp suât trên gốc cánh profil 3D.
Hình 3.5 Đường phân bố hệ số áp suất tại gốc cánh profil 4412
Khi ta đưa đường phân bố áp suất trên naca thì ta được biểu đồ so sánh:
Hình 3.6 Biểu đồ so sánh phân bố áp suất giữa gốc cánh và trên mặt naca 4412
Chương III : Tính đặc trưng khí động cho một số loại cánh
Nhận xét: Qua quá trình mô phỏng bằng fluent với cánh profil 4412 3D với góc tới
Khi vận tốc đạt 10 m/s và góc tới bằng 0, giá trị đường áp suất tại gốc cánh tương tự như áp suất phân bố trên NACA 4412 với số Mach là 0.03 Điều này cho thấy quá trình mô phỏng cánh profil 3D bằng Fluent cho kết quả chính xác Các giá trị tiếp theo với sự thay đổi về vận tốc và góc tới alpha cũng được chấp nhận.
Tính toán tường tự với trường hợp cánh profil 0012
Để xác minh độ tin cậy của quá trình mô phỏng, tôi sẽ giới thiệu một mô hình khác Dưới đây là thông số của profil 3D mà tôi muốn trình bày.
Số điểm trên Naca 0 điểm.
Ta được giá trị của Cl, Cd và Cm:
Bảng giá trị cho trường hợp cánh profil 0012, b/c=3 và góc tới = 4 o
Phân bố áp suất trên các đường của profil0012, b/c=3 và góc tới = 4 o :
Mặt lấy phân bố hệ số áp suất trên cánh
Phân bố hệ số áp suất cho các đường:
Hình 3.7 Hệ số áp suất trên các mặt trên cánh
Chương III : Tính đặc trưng khí động cho một số loại cánh
Hình 3.8 biểu đồ phân bố hệ số áp suất trên cánh
Nhận xét: Tương tự như trường hợp cánh profil 4412 Hệ số áp suất thay đổi trên mỗi bề mặt cánh, và hệ số áp suất giảm dần khi b/c tăng.
So sánh giá trị Hệ số áp suất trên naca 0012 và tại gốc của profil 0012 3d với cùng góc tới = 4 độ :
Hình 3.9 Biểu đồ so sánh hệ số áp suất của góc cánh profil 3D và trên naca 0012
Trong quá trình tính toán, có nhiều sai số và sự khác biệt về vận tốc giữa cánh Profil 3D và NACA, với vận tốc v= 10m/s cho cánh Profil 3D và Mach=0.03 cho NACA Kết quả cuối cùng cho thấy sự tương đồng, cho phép đánh giá rằng quá trình mô phỏng cánh Profil 3D bằng phần mềm Fluent là tương đối chính xác.
Chương IV : Kết luận về lực khí động trên cánh Naca 4412
Tính tổng thể lực khí động của cánh profil 4412 với góc tới thay đổi và chiều dài sải thay đổi
Giới thiệu
Phần này ta sử dụng Gambit và fluent để tính toán cho các giá trị của Profil trong các trường hợp.
Kết quả tính toán
Giá trị lực nâng Cl:
Hình 4 1 Biểu đồ lực nâng cánh profil 3d 4412 Nhận xét: Qua biểu đồ, ta có thể nhận thấy được các đặc tính sau:
- Giá trị lực nâng tăng tỷ lệ thuận với góc tới.
- Khi chiều dài sải cánh tăng thì hệ số lực nâng tăng theo.
Giá trị Lực Cản Cd:
Chương IV : Kết luận về lực khí động trên cánh Naca 4412
Hình 4 2 Biểu đồ lực cản cánh profil 3d 4412 Nhận xét: Với biểu đồ ta có thể nhận thấy:
- Giá trị lực cản tăng tỷ lệ thuận với góc tới.
- Độ sải cánh càng tăng thì lực cản càng tăng.
Khi phân tích biểu đồ lực nâng và lực cản, chúng ta vẫn chưa xác định được sự tối ưu trong việc sử dụng profil Do đó, cần xem xét thêm một biểu đồ liên quan đến tỷ lệ khí động học để có cái nhìn rõ hơn.
Hình 4 3 Biểu đồ tỷ số lực nâng với lực cản cánh profil 3d 4412
Nhận xét: Qua quá trình mô phỏng cho cánh profil 4412 trong các trường hợp từ trên đồ thị ta có được hai nhận xét:
- Khi góc va = 4 o thì tỷ số Cl/Cd đạt cực đại.
- Khi b/c tang, sự chênh lệch về tỷ số lực nâng trên lực cản Cl/Cd giảm.
Sử dụng cánh profil 4412, đặt góc tới tại 4 độ sẽ mang lại hiệu quả tốt hơn về tỷ lệ lực khí động Đối với độ sải cánh b/c, khi b/c > 3, sự thay đổi về tỷ lệ khí động là rất nhỏ, do đó để tối ưu hiệu quả kinh tế, nên lựa chọn độ sải cánh b/c = 3.
Chương V : Ứng dụng cho cánh đã tính toán
Ứng dụng của cánh đã tính toán
Ứng dụng cho máy bay
Cánh máy bay là bộ phận thiết yếu tạo ra lực nâng cần thiết để máy bay cất cánh Để tối ưu hóa hiệu suất khí động học, cần thiết kế cánh sao cho đạt được lực nâng lớn nhất và lực cản nhỏ nhất khi vận tốc máy bay không thay đổi.
Trong chương III, chúng ta đã xác định rằng cánh có biên dạng Naca 4412 đạt hiệu suất khí động tối ưu khi góc tới là 4 độ và tỷ số độ dài là 3.
Với loại biên dạng cánh Naca 4412 thì được sử dụng với máy bay Orličan VT-425 trong những năm 1955.
Hình 5 1 Máy bay Orličan VT-425
Cánh máy bay Zlin Z-50L, được thiết kế với biên dạng Naca 0012, được sử dụng cho mục đích huấn luyện nhào lộn trên không từ năm 1975 Máy bay có tốc độ bay đạt 240 km/h và tốc độ tối đa lên tới 300 km/h Với trọng lượng 600 kg và bình xăng 60 lít, Zlin Z-50L có khả năng bay trong khoảng cách 200 km.
