Chương 1 GTOT THIET) CHUNG 1. Đồi tượng nghiên cứu của đàn hỗi khí động 1. So lược lịch sử phát triển và nghiên cứu vần đề đàn hài khi động Khi nghiên cửu về động lực học bay, ta thường coi máy bay như chất điểm (dé nghiên cứu các đặc Lính bay) và máy bay như vật thể cứng tuyệt đối, có thể chuyển động theo gác trục và quay quanh các trục (để nghiễn cứu ến dịnh và diều khiển máy bay) Thực tế máy bay không phải là vật cứng tuyệt đối, dưới táo đụng của ngoại lực các thánh phần kết câu biển dạng (uốn và xoắn cánh — hình 1.1) lam thay đổi đặc tinh khí đông cũng như han chế khả năng chỉu tải của kết cấu khi tốc độ bay tăng, khi có xung va chạm khi hạ cánh, hoặc khi gặp các dong nhiễu động trong quá trình bay. Có thể nói độ cứng của máy bay là nguyên nhân quyết định đến việc xuất hiện hoặc loại trừ các hiện tượng đản hồi khí động (DHKD), Các hiện tượng ĐHK? xuất hiện ngay từ khi có khí cụ bay năng hơn không khi, song ở thời kỳ đó, người ta ít hiểu biết về bản chất và chưa có điều kiện nghiên cửu về nó.
Vì vậy đã có nhiễu tến thất và tai nạn do các hiện tượng ĐIIKĐ gây nên. Đầu năm 1930, xây ra tai nạn do hiện tượng xoắn phá huỷ cánh máy bay một tầng của giáo sư Samuel Langleye (Mỹ). Sau đó, với máy bay hai tầng cảnh, anh em nhả Wright thứ nghiệm bay thành công nhiều lần. Khi dó người ta cho rằng máy bay hai tầng cánh bền hơn, nên ở Mỹ đến cuối chiến tranh thể giới thứ nhất người ta đã sản xuất chủ yếu loại máy bay hai tầng cánh.
13o yêu cầu về tốc dộ máy bay lớn, trọng lượng kết cẩu nhỏ nên người ta đã lại phải nghiên cúu để sản xuất máy bay một tầng cảnh. Ở Dức, thời gian đó người ta sử dụng máy bay tiêm kích Tokker-D§ - là loại mảy bay một tầng cánh đặt trên thân, nó đạt tốc độ nhanh hơn, nhẹ hơn các loại máy bay thời kỉ Tâm tắi Luận văn Thạc Sỹ Cơ hoe kỹ thuật khóa 2006 - 200 TÍNH TOÁN ĐÀN HỎI KHÍ ĐỘNG ỨNG DỤNG ĐÓI VỚI CÁNH KHÍ ĐỘNG Bùi Trần Trung TOM TAT Việc Linh Loán đản hội khí động cánh bao gém bai bài toàn: linh toán lực khí dông phân bố trên cánh và tỉnh toán đàn hồi khí động. Tỉnh lực khi dộng phân bô trên cánh Luận án đã thực hiện việc tính toán khí động 3l2 trên cánh bằng sử dụng phần mềm AMSYS, so sánh kết quả với phần mềm FLUENT và kiểm chứng với kết quá dã dược công bó là tỉnh toán lập trình theo phương pháp các điểm ky di. Kết quả cho thấy lực khí động được tĩnh toán ở đầy đấm bảo độ chính xác cần thiết 2.
Tỉnh tuản dàn hồi Tinh toán dược thực hiện đối với kết cấu cảnh rổng có hai dầm chữ I tăng cường, và đối chiếu với tắm. Cánh được xét ngàm một đầu (gắc cánh) cho thấy kết quả mút cánh có biên độ chuyển vị lớn nhất (theo phương sải cảnh) Kết quá tính toán cho thấy các ứng suất lớn nhất đều nằm ở pốc cánh Phía trên cánh chịu ứng SuẤt nén, phía dưới cánh chịu ứng suất kéo. Việc xác định ứng suất nguy hiểm cho những định hướng sơ bộ về kết cấu Phần lập trình tính toán chuyển vị uốn và góc xoắn dược thực hiện với giả thiết đã có lực khí động và kết cấu đã biết kuận văn Thạc s¥ Co hoe ky taal kháa 2006 - 2008 Chương 1 GTOT THIET) CHUNG 1. Đồi tượng nghiên cứu của đàn hỗi khí động 1.
So lược lịch sử phát triển và nghiên cứu vần đề đàn hài khi động Khi nghiên cửu về động lực học bay, ta thường coi máy bay như chất điểm (dé nghiên cứu các đặc Lính bay) và máy bay như vật thể cứng tuyệt đối, có thể chuyển động theo gác trục và quay quanh các trục (để nghiễn cứu ến dịnh và diều khiển máy bay) Thực tế máy bay không phải là vật cứng tuyệt đối, dưới táo đụng của ngoại lực các thánh phần kết câu biển dạng (uốn và xoắn cánh — hình 1.1) lam thay đổi đặc tinh khí đông cũng như han chế khả năng chỉu tải của kết cấu khi tốc độ bay tăng, khi có xung va chạm khi hạ cánh, hoặc khi gặp các dong nhiễu động trong quá trình bay. Có thể nói độ cứng của máy bay là nguyên nhân quyết định đến việc xuất hiện hoặc loại trừ các hiện tượng đản hồi khí động (DHKD), Các hiện tượng ĐHK? xuất hiện ngay từ khi có khí cụ bay năng hơn không khi, song ở thời kỳ đó, người ta ít hiểu biết về bản chất và chưa có điều kiện nghiên cửu về nó. Vì vậy đã có nhiễu tến thất và tai nạn do các hiện tượng ĐIIKĐ gây nên. Đầu năm 1930, xây ra tai nạn do hiện tượng xoắn phá huỷ cánh máy bay một tầng của giáo sư Samuel Langleye (Mỹ).
Sau đó, với máy bay hai tầng cảnh, anh em nhả Wright thứ nghiệm bay thành công nhiều lần. Khi dó người ta cho rằng máy bay hai tầng cánh bền hơn, nên ở Mỹ đến cuối chiến tranh thể giới thứ nhất người ta đã sản xuất chủ yếu loại máy bay hai tầng cánh. 13o yêu cầu về tốc dộ máy bay lớn, trọng lượng kết cẩu nhỏ nên người ta đã lại phải nghiên cúu để sản xuất máy bay một tầng cảnh. Ở Dức, thời gian đó người ta sử dụng máy bay tiêm kích Tokker-D§ - là loại mảy bay một tầng cánh đặt trên thân, nó đạt tốc độ nhanh hơn, nhẹ hơn các loại máy bay thời kỉ kuận văn Thạc s¥ Co hoe ky taal kháa 2006 - 2008 đó.
Sang cũng do độ cứng chống xoắn nhỏ nên đã xảy ra nhiều hiện tượng cánh bị phá huỷ khi bay đối với loại máy bay này. Máy bay hai tầng cánh, ở tốc độ nhỏ thì hệ thống chịu mômen xoắn ở cánh rất lớn, đủ khả năng chếng lại biến dang, song đo độ cứng của thân đuôi nhỏ nên ở đây lại xây ra nhiều hiện tượng khi động đàn hỗi khác. Ví đụ như máy bay chiến đấu 1Iandley — page 0/400 của Anh trong thời kì chiến tranh thế giới thứ nhất. Máy bay có hai duôi dứng và duôi ngang rất nhạy với hiện tượng “ning lắc” tự kích (flutter), đã nhiều lần xảy ra rung động mạnh dẫn dén pha uỷ kết cấu khi bay.
Nguyên nhân chính đẫn đến các tai nạn ở máy bay này là do nối hai phần bánh lái lên xuống không đủ cứng (nếi qua hệ thống dây) và cũng do các bánh lái lên xuống không được cần bằng tuyệt đối. Cũng với nguyên nhân tương tự đã xảy ra rất nhiều tai nạn với các loại máy bay khác của Anh, vi đụ như ở máy bay DH-—9. Vào những năm 30 của thé ki 20, do cần ting tốc độ bay, người ta sử đụng máy bay một tầng cánh, nhiều tai nạn đo các hiện tượng ĐIIKĐ lại xuất hiện. Lúc này vẫn đề ĐIIKĐ bắt đầu được các nhà khoa học trên thể giới chú ý đến Nhà toán học Xô Viết Traplưgin đã nghiên cứu hiện tượng chảy không én định qua cảnh máy bay, trên cơ sở đó viện sĩ Kơn-dus đã bổ lầu nghiên cứu bản chất của hiên tượng "rung lắc” tự kích (flutter).
Năm 1933, Ken-dus củng với Grosman ở trụng tâm nghiên cứu thuỷ khi Xagi đã đưa ra các phương pháp có hiệu quả dé chống lại những ảnh hưởng nguy hại của các hiện tượng đàn hồi khí động này Tấc độ bay càng tăng thì cảng xuất hiện nhiều dang “rung lắc” tự kích (flutter) khac nhau và vấn dễ ĐHEĐ ngày càng được các nh thiết kế và sản xuất máy bay quan tâm. Khi trọng lượng may bay tăng, sấi cánh tăng, tốc độ hạ cánh sẽ cần phải nghiên cứu ảnh hưởng của các xung va chạm khi hạ cánh cũng như ảnh hưởng, của biển dạng đản hồi khi máy bay bay qua đỏng nhiễu đông, "Trong thời gian trước chiến tranh thể giới thử hai, do các tắm diễu khiển trợ lực trên máy bay có độ cứng quá nhỏ hoặc không được cân bằng nên đã 6 Calculate aerodynamic elasticity Apply for aerodynamic wing Bùi Trần Trung ABSTRACT Calculate aerodynamic includes two problems: calculate force distributed on wing and calculate acrodynamic clasticity 1. Calculate distributed force on wing ‘This thesis performed calculate three dimensional aerodynamic on wing by ANSYS Software, compare the results with FLUENT Software and verily the resulls with the other results which is announced — programed by sigular method. The results to be ensured the accurate of aerodynamic force 2.
Calculate aerodynanuc elasticity ‘The calculation was performed with empty structure wing with two reinforce I— beam and compare with platc. Wing was clamped al one side (root wing). The results of displaccments show its max at leading edge ‘The results show almost max stress concentrate im root wing. ‘The upper of wing have comprassing stress and the low of wing have tensile stress.
The resulis about danger stress help us having orient about struturc The program (MATLAB) was perlormed to calculate dispalaccments and angle of torsion with assumption we have aerodynamic force at inlet. Tâm tắi Luận văn Thạc Sỹ Cơ hoe kỹ thuật khóa 2006 - 200 TÍNH TOÁN ĐÀN HỎI KHÍ ĐỘNG ỨNG DỤNG ĐÓI VỚI CÁNH KHÍ ĐỘNG Bùi Trần Trung TOM TAT Việc Linh Loán đản hội khí động cánh bao gém bai bài toàn: linh toán lực khí dông phân bố trên cánh và tỉnh toán đàn hồi khí động. Tỉnh lực khi dộng phân bô trên cánh Luận án đã thực hiện việc tính toán khí động 3l2 trên cánh bằng sử dụng phần mềm AMSYS, so sánh kết quả với phần mềm FLUENT và kiểm chứng với kết quá dã dược công bó là tỉnh toán lập trình theo phương pháp các điểm ky di. Kết quả cho thấy lực khí động được tĩnh toán ở đầy đấm bảo độ chính xác cần thiết 2.
Tỉnh tuản dàn hồi Tinh toán dược thực hiện đối với kết cấu cảnh rổng có hai dầm chữ I tăng cường, và đối chiếu với tắm. Cánh được xét ngàm một đầu (gắc cánh) cho thấy kết quả mút cánh có biên độ chuyển vị lớn nhất (theo phương sải cảnh) Kết quá tính toán cho thấy các ứng suất lớn nhất đều nằm ở pốc cánh Phía trên cánh chịu ứng SuẤt nén, phía dưới cánh chịu ứng suất kéo. Việc xác định ứng suất nguy hiểm cho những định hướng sơ bộ về kết cấu Phần lập trình tính toán chuyển vị uốn và góc xoắn dược thực hiện với giả thiết đã có lực khí động và kết cấu đã biết kuận văn Thạc s¥ Co hoe ky taal kháa 2006 - 2008 2. Phương trình cân bằng mumen quanh trục Cy 15 2.
Dộ cứng khí động 1s 2. Vận tốc và áp suất động khi xảy ra sự mất ốn định 16 2.