Bài tập nhóm xác Định Đặc tính khí Động học cho cánh naca23012

Bài tập 1: NACA23012_ALEFA6_CP_INVISCID Cho vận tốc chuyển dong 70 m/s, điều kiện cao độ mặt biển tiêu chuẩn 1 Xác định vị trí điễm dừng 2 Xúc định vị trí có áp suất toi da và giá trị á

ĐẠI HỌC BÁCH KHOA DAI HOC QUOC GIA TP HO CHI MINH

=7 [# 2 ew (2) 2 SS

BAI TAP NHOM

XÁC ĐỊNH ĐẶC TÍNH KHÍ ĐỘNG HỌC CHO CÁNH NACA23012

Môn học: KHÍ ĐỘNG LỰC HỌC 1 Giảng viên hướng dẫn: TS Lê Thị Hồng Hiếu & TS Đặng Lê Quang

Lớp: L01 - Nhóm 12

Họ và tên sinh viên thực hiện Mã số sinh viên Phân công công việc

Nguyễn Hoàng Phúc 1914694 Cùng thảo luận và làm bài

Bài tập 1: NACA23012_ALEFA6_CP_INVISCID

Cho vận tốc chuyển dong 70 m/s, điều kiện cao độ mặt biển tiêu chuẩn

1) Xác định vị trí điễm dừng

2) Xúc định vị trí có áp suất toi da và giá trị áp suất tỗi ẩa trên cánh

3) Xác định vị trí có áp suất nhỏ nhất va giá trị áp suất nhỏ nhất

4) Vẽ đồ thị biên dạng cảnh NACA 23012 từ dữ liệu

5) Ap dung phương pháp uóc tính hệ số lực và moment trên biên dạng cảnh, biểu diễn các đồ thị cho CN, CA, CMX, CMZ, từ đó xác định hệ số lực nâng, hệ số lực cân và moment tai vi tri c/4

6) Xác định vị trí tâm áp suất

Bài làm

1 Xác định vị trí điểm dừng

Điểm dừng là một điểm trong trường dòng chảy trong đó vận tốc cục bộ của lưu chất bằng không

Theo phương trình Bemoulli ta có:

p.+2-P„VỆ=P

¡—.P=P, =

=P_V 5 PVs

Co nghia la vi tri ma C, = 1 là điểm đừng

Nên từ bảng số liệu ta sử dung ham

{=[INDEX(C2:C161, MATCH(MIN(ABS(C2:C161-1)), ABS(C2:C161-1), 0))}

dé tìm ra giá trị Cp = 0.99213 va ta tim được giá trị (x,y) tương ứng (0.0062c; -0.01172c) la

vị trí của điểm dừng

PI x.‡ X x⁄ fe =INDEX(A2:A156.MATCH(D3,C2:C156,0))

Ị et ce fo {rate

2 1] 0.00126] 0.42377] | -0.002077672[ ¢

3 0.99387] 0.00225] 0.2541] 0.99947| -0.002361981

4 0.98311] 0.00398] 0.18493 -0.002000533

5 | 0.97047| 0.00598] 0.13161|C156.0) -0.001567933

6 0.95624] 0.00821] 0.08876 -0.001079999

7 0.94091] 0.01056] 0.05214 -0.000571288

8 0.92495] 0.01298] 0.01945 -8.3079E-05

9 0.90866] 0.01541] -0.00925 0.00037249

10 0.8922] 0.01782] -0.03601) === =~——~-12.9511| 0.000797793

11 0.87565} 0.02021] -0.0604 0.001190195

l2 0.85907] 0.02257) -0.08317| 0.05667| 0.05006| 0.001563665

2 Xác định vị trí có áp suất tôi đa và giá trị áp suất tôi da trên cảnh

Do điều kiện mặt biên tiêu chuân nên ta có:

2

max pV max = pmax max œ ? 0

?

2 œ

Từ công thức trên ta thấy áp suất tỉ lệ thuận với Cp do đó áp suất đạt giá trị tối đa tại vị trí

Comax

Sử dụng hàm MAX ta tim due Cymax = 0.99947 va ham INDEX két hop voi ham MATCH tim được vị trí (x,y) tương ứng (0.0062c; -0.01172c)

Thay Cpmax = 0,99947 vào (1) ta được:

Do điều kiện mặt biên tiêu chuân nên ta có:

C = Himax “Po

pmax pV?

2 œ

1 2

=p = BỨC +p

max 2 roa) pmax 0

1

=_ X1.225x 70° x 0.99947 +101325 = 104324.66 (N/nr )

2

3 Xác định vị trí có áp suất nhỏ nhất và giá trị áp suất nhỏ nhất

Do điều kiện mặt biên tiêu chuân nên ta có:

„ =——

pmm pV min 2

2

Từ công thức trên ta thay ap suất tỉ lệ thuận với Cp do đó áp suất đạt giá trị tối da tai vi tri

Comin

Sử dụng hàm MAX ta tim duge Cpmin = -1.951 va ham INDEX két hop voi ham MATCH tim được vị trí (x,y) tương tng (0.05667c; 0.05006c)

Thay Comin = -1.951 vao (2) ta duoc:

C = Tmn “Po

pmin pV?

2 œ

I 2

=p =_pV'C +p

min 2 roa) pmin 0

1

ey 70” x (-1.951) +101325 = 95469 56 (N/

„

4 Vẽ đồ thị biên dạng cảnh NACA 23012 từ dữ liệu

Biên dạng cánh NACA 23012

x

5, Ap dung phương pháp ước tính hệ số lực và moment trên biên dạng cánh, biểu diễn cac dé thi cho CN, CA, CMX, CMZ, từ đó xác định hệ số lực nâng, hệ số lực căn và moment tai vi tri c/4

Sử dụng công cụ excel đề xử lí các sô liệu:

PI Vii xX VY fe =(C2+C3)/2*(A3-A2)

A B C D E F G H I

1

2 1Ì 000126) 042377 0.000335546|_ 0.09025612|

5 0.97047 0.00598 0.13161| 0.0062] -0.01172] -0001567933 0.000245713

Ta có: [| = X(Œ„+€Œ„) - Œx,~x,)/2

|(C¿= dC, +): (y,-y,)/2

Từ bảng số liệu nên ta tính được Cụ và CA

| _

LỊC, = EG #6,) (yy) = 0.09026

DAC, +C,,) + (x, -x,) = 0.64413

Đồ thị hệ số pháp tuyến CN

0.05

Z ; ư ————

Ộ 9.2 9.4 0.6 0.8 1.2 -0.05

-0.1

-0.15

-0.2

Độ thị hệ số lực dọc trục CA

9.1

Hệ sô lực nâng là:

C, = Cy - cos(@) - C, - sm(đ)

Cp = C, cos(@) + C,, - sin(@)

Ta

{|C„= Ö(Œ„ + C„) - œ,~x,) - ,+x,)/4

LG» = 2Œ, #€„) Cry) Cnty, )/4

Trong đó : Cua là hệ số moment đo lực dọc trục gây ra ở LE

Hệ sô lực can là:

Ta có:

Cun la hé s6 moment do lyc pháp tuyên gây ra ở TE

A3-A2)

-0.002334795

-0.0019541 -0.001510476

-0.00102446

-0.000532972

-7.61672E-05

0.000335401

0.000705189

0.001032328

0.001330312

0.001604069

0.001851418

0.002079397

0.002291368

0.002487786

0.002669731

0.002838821

0.12450558

Từ bảng số liệu nên ta tính được CA và CMN

[Cy = D(C, + C,) + 0 >) -

)⁄4

5.88883E-07|_ 0.00434709 1.18296E-06

1.57637E-06 1.74333E-06 1.55376E-06 1.01956E-06 1.75919E-07 -9.06154E-07 -2.19072E-06 -3.62374E-06 -5.18275E-06 -6.86275E-06 -8.66464E-06 -1.05262E-05 -1.25173E-05 -1.45215E-05 -1.66628E-05 -1.86875E-05

(x, +x; = 0.1245

LÍ = Ä („+ C„) - (Ty): @,*+y,)/4 = 0.0043

Đồ thị hệ số mômen do lực dọc trục gây ra ở LE

0.02

0

00.20.40.60.81

-0.02

-0.04

-0.0ó

-0.08

-0.1

-0.12

1.2

Hệ số mômen do lực pháp tuyến gây ra ở TE

0.0004

0.00035 0.0003

À 00025

0.0001

0.00b05

0 -0.0001 yím)

Mômen tại vị trí c/4:

†=

[GĐSEnsHDD Tu

— [ane 2 [_ Messi

6 Xác định vị trí tâm áp suất

-0.200039962

1 Trình bày định tính cách phân bố áp suất trên biên dạng cánh NACA khi góc tấn thay đôi như trong 3 biểu đồ áp suất

2 Dự đoán xu hướng của lực khí động hình thành và xu hướng thay đỗi của tâm áp suất ALEA 0 DEG:

ALFA 6 DEG:

ALFA 12 DEG:

Bài làm

1 Trình bày định tính cách phân bố áp suất trên biên dạng cánh NACA khi góc tấn thay đôi như trong 3 biểu đồ áp suất

Ở góc tấn 0 độ thì áp suất giảm ở mặt trên vì mũi tên xu hướng lên trên nên cũng tạo ra một lực hướng lên trên, áp suất giảm ở mặt dưới vì mũi tên xu hướng xuống dưới nên cũng tạo ra

một lực hướng xuống dưới mà hiệu ứng mũi tên ở mặt trên lớn hơn hiệu ứng mũi tên ở mặt dưới cho nên sẽ tạo ra một lực đó là lực nâng hướng từ dưới lên trên

Ở góc tân 6 độ và 10 độ, ta thấy khi góc tấn càng tăng thì áp suất mặt trên càng giảm, áp suất mặt trên giảm vì giá trị Cp mũi tên hướng ra khỏi bề mặt cánh máy bay ngày càng tăng /Ä⁄ZZi tên hướng ra giả trị Cp âm (Cp<0) và mũi tên hướng vào gid tri Cp dương (Cp>0)J Và khi càng tăng góc tân thì áp suất mặt trên càng giảm

2 Dự đoán xu hướng của lực khí động hình thành và xu hướng thay đỗi của tâm áp suất

Khi góc tấn thay đổi, áp suất cục bộ tại mọi điểm trên biên dạng cánh cũng thay đôi theo, nên sẽ làm thay đồi vị trí của tâm áp suất

Khi góc tấn tăng, tâm áp suất dịch chuyên theo hướng về phía cạnh trước của biên dạng cánh máy bay, ngược lại khi góc tấn giảm thì tâm áp suất địch chuyên theo hướng về phía cạnh

sau của biên dạng cánh

Khi tâm áp suất thay đổi sẽ ảnh hưởng đến sự ôn định của máy bay vì trọng tâm của máy bay không thay đổi