Luận văn thạc sĩ kỹ thuật hàng không tính toán mô phỏng khí động học máy bay kết hợp cánh bằng và ba chong chóng trường hợp cất hạ cánh

Luận văn thạc sĩ nghiên cứu kỹ thuật hàng không tính toán mô phỏng khí động học máy bay kết hợp cánh bằng và ba chong chóng, đánh giá hiện trạng, phân tích vấn đề, đề xuất biện

• Tác giả: Nguyễn Thành Duy
• Người hướng dẫn: TS. Lê Thị Hồng Hiếu
• Trường học: Đại học Bách Khoa
• Chuyên ngành: Kỹ Thuật Hàng Không
• Đề tài: Mô Phỏng Khí Động Học Máy Bay Với Cánh Bằng Và Ba Chong Chóng Trong Cất Hạ Cánh
• Loại tài liệu: Luận Văn Thạc Sĩ
• Năm xuất bản: 2018
• Địa điểm: TP. Hồ Chí Minh

Mục lục chi tiết

• LỜI CẢM ƠN
• LỜI CAM ĐOAN
• TÓM TẮT LUẬN VĂN THẠC SĨ
• CHÚ GIẢI KÝ HIỆU
• GIẢI THÍCH THUẬT NGỮ
• DANH MỤC HÌNH ẢNH
• DANH MỤC BẢNG
• 1. GIỚI THIỆU CHUNG
• 1.1. MỤC TIÊU ĐỀ TÀI
• 1.2. PHƯƠNG PHÁP
• 2. CƠ SỞ LÝ THUYẾT

Tóm tắt

I. Giới thiệu

Đề tài 'Mô phỏng khí động học máy bay với cánh bằng và ba chong chóng trong cất hạ cánh' tập trung vào việc ứng dụng mô hình lá cánh ảo (Virtual Blade Model - VBM) để giải quyết bài toán mô phỏng quá trình cất hạ cánh thẳng đứng của máy bay cánh bằng kết hợp với ba chong chóng. Mô hình này cho phép tính toán hiệu quả lực nâng và lực cản, từ đó tối ưu hóa thiết kế máy bay. Việc sử dụng phương pháp số RANS (Reynolds-averaged Navier-Stokes) kết hợp với mô hình rối k-epsilon giúp cải thiện độ chính xác trong mô phỏng. Chương này cũng nêu rõ mục tiêu nghiên cứu và phương pháp tiếp cận, nhấn mạnh tầm quan trọng của việc mô phỏng khí động học trong thiết kế máy bay hiện đại.

1.1 Mục tiêu đề tài

Mục tiêu chính của đề tài là nghiên cứu và phát triển mô hình mô phỏng khí động học cho máy bay cánh bằng kết hợp với ba chong chóng. Đề tài sẽ khảo sát các yếu tố ảnh hưởng đến lực nâng và lực cản trong quá trình cất hạ cánh. Việc áp dụng mô hình VBM trong phần mềm OpenFOAM không chỉ giúp giảm thiểu tài nguyên tính toán mà còn nâng cao độ chính xác của kết quả mô phỏng. Đặc biệt, nghiên cứu sẽ kiểm chứng mô hình thông qua các bài toán thực nghiệm đã được thực hiện trước đó, từ đó cung cấp những thông tin quý giá cho các kỹ sư trong ngành hàng không.

II. Cơ sở lý thuyết

Chương này trình bày các lý thuyết cơ bản liên quan đến mô hình lá cánh ảo và các phương pháp mô phỏng khí động học. Mô hình VBM cho phép tính toán lực nâng và lực cản trên lá cánh một cách chính xác hơn, nhờ vào việc sử dụng lý thuyết phần tử cánh (Blade Element Theory). Các phương trình Navier-Stokes trung bình Reynolds (RANS) được áp dụng để mô phỏng dòng chảy quanh cánh máy bay. Việc sử dụng mô hình rối k-epsilon giúp cải thiện độ chính xác trong việc dự đoán các hiện tượng khí động học phức tạp. Chương này cũng đề cập đến các ứng dụng thực tiễn của mô hình VBM trong thiết kế máy bay và chong chóng, nhấn mạnh tầm quan trọng của việc nghiên cứu khí động học trong ngành hàng không.

2.1 Lý thuyết tính toán số động học lưu chất

Lý thuyết tính toán số động học lưu chất (CFD) là một công cụ quan trọng trong việc mô phỏng các hiện tượng khí động học. Phương pháp RANS được sử dụng để giải quyết các phương trình Navier-Stokes, cho phép mô phỏng dòng chảy quanh cánh máy bay. Mô hình rối k-epsilon được áp dụng để mô phỏng các hiện tượng rối trong dòng chảy, từ đó cải thiện độ chính xác của kết quả mô phỏng. Việc sử dụng phần mềm OpenFOAM giúp tối ưu hóa quy trình mô phỏng, cho phép thực hiện các bài toán phức tạp với độ chính xác cao.

III. Phương pháp mô phỏng

Chương này trình bày chi tiết về phương pháp mô phỏng được sử dụng trong nghiên cứu. Mô hình lá cánh ảo (VBM) được tích hợp trong phần mềm OpenFOAM, cho phép thực hiện các mô phỏng khí động học cho máy bay cánh bằng kết hợp với ba chong chóng. Các bước thực hiện mô phỏng bao gồm xây dựng lưới, thiết lập điều kiện biên và áp dụng các thuật toán giải. Việc kiểm chứng mô hình thông qua các bài toán thực nghiệm giúp đảm bảo độ chính xác của kết quả. Chương này cũng nêu rõ các ưu điểm và hạn chế của mô hình VBM trong việc mô phỏng khí động học.

3.1 Xây dựng mô hình và lưới

Xây dựng mô hình và lưới là bước quan trọng trong quá trình mô phỏng khí động học. Mô hình máy bay cánh bằng kết hợp với ba chong chóng được thiết lập trong phần mềm OpenFOAM. Lưới được chia thành các phần tử nhỏ để đảm bảo độ chính xác trong tính toán. Việc lựa chọn kích thước lưới phù hợp giúp tối ưu hóa thời gian tính toán và độ chính xác của kết quả. Các điều kiện biên được thiết lập dựa trên các thông số thực nghiệm, từ đó đảm bảo tính khả thi của mô phỏng.

IV. Kết quả mô phỏng

Chương này trình bày các kết quả mô phỏng khí động học cho máy bay cánh bằng kết hợp với ba chong chóng. Các thông số như lực nâng, lực cản và phân bố áp suất được phân tích chi tiết. Kết quả cho thấy mô hình VBM có khả năng dự đoán chính xác các hiện tượng khí động học trong quá trình cất hạ cánh. Việc so sánh với các kết quả thực nghiệm cho thấy độ chính xác cao của mô hình, từ đó khẳng định giá trị thực tiễn của nghiên cứu. Chương này cũng đề xuất các hướng phát triển tiếp theo cho nghiên cứu trong tương lai.

4.1 Phân tích kết quả

Phân tích kết quả mô phỏng cho thấy mô hình VBM có khả năng dự đoán chính xác lực nâng và lực cản trong quá trình cất hạ cánh. Các biểu đồ và hình ảnh minh họa cho thấy sự phân bố áp suất và vận tốc quanh cánh máy bay. Kết quả cho thấy rằng mô hình có thể áp dụng hiệu quả trong thiết kế máy bay cánh bằng kết hợp với ba chong chóng. Việc so sánh với các kết quả thực nghiệm cũng cho thấy độ chính xác cao, từ đó khẳng định giá trị của mô hình trong nghiên cứu khí động học.

V. Kết luận và hướng phát triển

Chương cuối cùng tóm tắt các kết quả đạt được trong nghiên cứu và đề xuất các hướng phát triển tiếp theo. Mô hình lá cánh ảo (VBM) đã chứng minh được tính hiệu quả trong việc mô phỏng khí động học cho máy bay cánh bằng kết hợp với ba chong chóng. Nghiên cứu mở ra hướng đi mới cho việc tối ưu hóa thiết kế máy bay trong tương lai. Các ứng dụng của mô hình có thể được mở rộng sang các lĩnh vực khác trong ngành hàng không, từ đó nâng cao hiệu suất và độ an toàn của các thiết bị bay.

5.1 Hướng phát triển tiếp theo

Hướng phát triển tiếp theo của nghiên cứu có thể bao gồm việc mở rộng mô hình để áp dụng cho các loại máy bay khác, cũng như nghiên cứu sâu hơn về các yếu tố ảnh hưởng đến khí động học trong quá trình cất hạ cánh. Việc tích hợp các công nghệ mới vào mô hình cũng có thể giúp nâng cao độ chính xác và hiệu quả của mô phỏng. Nghiên cứu cũng có thể được mở rộng sang các lĩnh vực như thiết kế tua-bin gió và các ứng dụng trong quân sự.

Nội dung chính

Tổng quan nghiên cứu

Trong bối cảnh phát triển nhanh chóng của công nghệ thiết bị bay không người lái (UAV), việc nghiên cứu và mô phỏng khí động học của các loại máy bay kết hợp cánh bằng và chong chóng trở nên cấp thiết. Theo ước tính, UAV đã được ứng dụng rộng rãi trong nhiều lĩnh vực như quân sự, dân dụng, vận tải và nông nghiệp, với nhu cầu ngày càng tăng về khả năng cất hạ cánh linh hoạt trong không gian hạn chế. Luận văn tập trung vào mô phỏng khí động học của máy bay cánh bằng kết hợp ba chong chóng trong trường hợp cất hạ cánh thẳng đứng, nhằm đánh giá đặc trưng lực nâng và lực đẩy trong quá trình này.

Mục tiêu cụ thể của nghiên cứu là áp dụng mô hình lá cánh ảo (Virtual Blade Model - VBM) tích hợp trong phần mềm mã nguồn mở OpenFOAM để mô phỏng quá trình cất hạ cánh của máy bay UAV-HOPE, với vận tốc thiết kế bay bằng 15 m/s. Phạm vi nghiên cứu tập trung vào giai đoạn cất hạ cánh thẳng đứng, khảo sát tương tác khí động học giữa cánh bằng và ba chong chóng nâng, trong điều kiện bay treo. Thời gian nghiên cứu kéo dài từ tháng 2 đến tháng 12 năm 2017 tại Trường Đại học Bách Khoa, Đại học Quốc gia TP. HCM.

Ý nghĩa của nghiên cứu được thể hiện qua việc cung cấp công cụ mô phỏng chính xác, tiết kiệm tài nguyên tính toán cho thiết kế UAV có khả năng cất hạ cánh thẳng đứng, góp phần nâng cao hiệu quả vận hành và mở rộng ứng dụng trong thực tế. Kết quả mô phỏng giúp xác định tỷ lệ lực nâng do cánh bằng (khoảng 40%) và lực nâng do ba chong chóng (khoảng 60%), từ đó hỗ trợ tối ưu hóa thiết kế và điều khiển máy bay.

Cơ sở lý thuyết và phương pháp nghiên cứu

Khung lý thuyết áp dụng

Luận văn dựa trên hai lý thuyết chính: lý thuyết động lượng Froude và lý thuyết phần tử cánh (Blade Element Theory - BET). Lý thuyết động lượng Froude mô tả sự gia tăng động lượng của dòng khí qua đĩa rotor, từ đó tính toán lực đẩy tạo ra bởi chong chóng. BET phân tích lực nâng và lực cản trên từng phần tử nhỏ của lá cánh dựa trên góc tấn hiệu quả và vận tốc cục bộ của dòng khí, cho phép mô hình hóa chi tiết hơn các hiệu ứng khí động học.

Mô hình lá cánh ảo (Virtual Blade Model - VBM) được áp dụng để mô phỏng tác động trung bình theo thời gian của các lá cánh chong chóng lên dòng khí. VBM sử dụng các nguồn động lượng đặt trong miền đĩa chong chóng, giúp giảm đáng kể khối lượng tính toán so với mô hình chi tiết từng lá cánh. Mô hình này tích hợp các phép biến đổi hệ trục tọa độ từ hệ toàn cục sang hệ quy chiếu động của chong chóng và lá cánh, bao gồm các hệ quy chiếu Descartes, RSP (Rotor Shaft Plane) và LRF (Local Rotor Frame), để tính toán chính xác lực nâng và lực cản trên từng phần tử cánh.

Ba khái niệm chuyên ngành quan trọng được sử dụng gồm:

• RANS (Reynolds-Averaged Navier-Stokes): phương pháp mô phỏng dòng rối trung bình theo thời gian, sử dụng mô hình rối k-epsilon chuẩn kết hợp với hàm tường tiêu chuẩn để mô phỏng dòng khí quanh máy bay.
• SIMPLE algorithm: giải thuật số dùng để giải hệ phương trình Navier-Stokes trong phần mềm OpenFOAM.
• Downwash: dòng khí dìm xuống do tác động của chong chóng, ảnh hưởng đến phân bố áp suất và lực nâng.

Phương pháp nghiên cứu

Nguồn dữ liệu chính được thu thập từ mô phỏng số trên phần mềm OpenFOAM, sử dụng thư viện VBM để mô hình hóa chong chóng. Cỡ mẫu nghiên cứu bao gồm mô hình máy bay UAV-HOPE với kích thước chiều dài 573 mm, chiều rộng 150 mm, khối lượng cất cánh 3.5 kg, kết hợp ba chong chóng đường kính 12 inches, bước 4. Phương pháp chọn mẫu là mô phỏng CFD với lưới cấu trúc dạng lục diện, tập trung vào miền đĩa chong chóng và thân máy bay.

Phương pháp phân tích sử dụng mô hình RANS với mô hình rối k-epsilon chuẩn, giải thuật SIMPLE để tính toán trường vận tốc và áp suất. Quá trình nghiên cứu được thực hiện theo timeline từ tháng 2 đến tháng 12 năm 2017, bao gồm các bước:

• Tìm hiểu và xây dựng mô hình lý thuyết VBM.
• Kiểm chứng mô hình bằng mô phỏng máy bay trực thăng trong hầm gió tại Viện Công nghệ Georgia, Hoa Kỳ.
• Xây dựng lưới và mô hình cho UAV-HOPE.
• Thực hiện mô phỏng bay treo và cất hạ cánh thẳng đứng.
• Phân tích kết quả và đề xuất hướng phát triển.

Kết quả nghiên cứu và thảo luận

Những phát hiện chính

1. Độ chính xác của mô hình VBM trong mô phỏng chong chóng: Kết quả mô phỏng máy bay trực thăng trong hầm gió cho thấy sai số giữa mô phỏng và thực nghiệm dưới 5% đối với hệ số lực đẩy, chứng minh tính khả thi và độ tin cậy của mô hình VBM tích hợp trong OpenFOAM.

2. Phân bố lực nâng và lực đẩy trên UAV-HOPE: Mô phỏng cho thấy máy bay cánh bằng tạo ra khoảng 40% lực nâng cần thiết khi bay bằng ở vận tốc 15 m/s, trong khi ba chong chóng đóng góp 60% lực nâng trong giai đoạn cất hạ cánh thẳng đứng. Lực đẩy tổng hợp đạt giá trị ổn định khoảng 72 N trong điều kiện mô phỏng với lực đẩy cố định.

3. Ảnh hưởng của downwash và xoáy mũi: Trường vận tốc và áp suất phân bố không đồng đều quanh thân máy bay và đĩa chong chóng, với vận tốc dìm xuống (downwash) đạt tỷ lệ khoảng 0.4-0.6 so với vận tốc gió tự do tại vị trí z/R=0.4. Hiện tượng xoáy mũi làm thay đổi phân bố áp suất, ảnh hưởng đến lực nâng và lực cản trên các phần tử cánh.

4. Hiệu quả mô hình hóa bằng lưới cấu trúc: Việc sử dụng lưới cấu trúc dạng lục diện giúp giảm khối lượng tính toán, đồng thời đảm bảo độ chính xác trong mô phỏng trường áp suất và vận tốc. So sánh với các phương pháp mô hình hóa chi tiết từng lá cánh, mô hình VBM tiết kiệm khoảng 30-40% tài nguyên tính toán.

Thảo luận kết quả

Nguyên nhân chính của các phát hiện trên là do mô hình VBM tận dụng lý thuyết phần tử cánh kết hợp với lý thuyết động lượng Froude, cho phép mô phỏng chính xác lực tác động của chong chóng mà không cần mô hình hóa chi tiết từng lá cánh. Kết quả mô phỏng phù hợp với các nghiên cứu trước đây về mô hình đĩa ảo và mô hình VBM trong môi trường CFD thương mại như Ansys Fluent.

So sánh với các nghiên cứu khác, mô hình VBM trong OpenFOAM cho thấy ưu điểm vượt trội về chi phí tính toán và khả năng mở rộng ứng dụng cho các cấu hình máy bay phức tạp. Việc mô phỏng thành công trường áp suất và vận tốc dìm xuống giúp hiểu rõ hơn về tương tác khí động học giữa cánh bằng và chong chóng, từ đó hỗ trợ thiết kế UAV có khả năng cất hạ cánh thẳng đứng hiệu quả.

Dữ liệu có thể được trình bày qua các biểu đồ phân bố áp suất dọc theo thân máy bay, bản đồ trường vận tốc và vector dòng khí quanh đĩa chong chóng, giúp trực quan hóa ảnh hưởng của các yếu tố khí động học trong quá trình cất hạ cánh.

Đề xuất và khuyến nghị

1. Tối ưu hóa góc chúc và góc liệng của chong chóng: Điều chỉnh các góc này nhằm cân bằng lực nâng và mô-men xoắn, giảm thiểu hiện tượng mất lực nâng và tăng hiệu quả khí động học. Chủ thể thực hiện: nhóm thiết kế UAV, thời gian: 6 tháng.

2. Phát triển mô hình VBM tích hợp chuyển động vẫy (flapping): Nâng cao độ chính xác mô phỏng bằng cách bổ sung chuyển động vẫy của lá cánh trong mô hình, giúp dự đoán lực nâng phân bố đều hơn. Chủ thể thực hiện: nhóm nghiên cứu CFD, thời gian: 12 tháng.

3. Mở rộng mô phỏng cho các chế độ bay khác nhau: Bao gồm bay tiến, bay nghiêng và bay chuyển tiếp để đánh giá toàn diện hiệu suất khí động học của UAV. Chủ thể thực hiện: phòng thí nghiệm hàng không, thời gian: 9 tháng.

4. Ứng dụng mô hình trong thiết kế UAV thương mại: Áp dụng kết quả mô phỏng để thiết kế UAV có khả năng cất hạ cánh thẳng đứng phù hợp với các yêu cầu thực tế như vận chuyển hàng hóa và giám sát. Chủ thể thực hiện: doanh nghiệp công nghệ hàng không, thời gian: 18 tháng.

Đối tượng nên tham khảo luận văn

1. Nhà nghiên cứu và kỹ sư hàng không: Nắm bắt phương pháp mô phỏng khí động học tiên tiến, áp dụng mô hình VBM trong thiết kế và phân tích UAV.

2. Sinh viên và học viên cao học chuyên ngành kỹ thuật hàng không: Học tập cơ sở lý thuyết và phương pháp mô phỏng CFD, phát triển kỹ năng nghiên cứu khoa học.

3. Doanh nghiệp phát triển UAV và thiết bị bay không người lái: Áp dụng kết quả nghiên cứu để tối ưu hóa thiết kế, giảm chi phí phát triển và nâng cao hiệu suất sản phẩm.

4. Cơ quan quản lý và đào tạo hàng không: Sử dụng luận văn làm tài liệu tham khảo trong đào tạo và xây dựng tiêu chuẩn kỹ thuật cho UAV.

Câu hỏi thường gặp

1. Mô hình lá cánh ảo (VBM) là gì và ưu điểm của nó?
   VBM là phương pháp mô phỏng tác động trung bình của lá cánh chong chóng bằng các nguồn động lượng trong miền đĩa rotor. Ưu điểm là giảm đáng kể khối lượng tính toán so với mô hình chi tiết từng lá cánh, đồng thời vẫn đảm bảo độ chính xác cao trong mô phỏng khí động học.

2. Tại sao sử dụng mô hình RANS kết hợp k-epsilon trong nghiên cứu này?
   Mô hình RANS với k-epsilon chuẩn là phương pháp phổ biến trong công nghiệp, cân bằng giữa độ chính xác và chi phí tính toán. Nó phù hợp để mô phỏng dòng rối trung bình theo thời gian trong các bài toán khí động học phức tạp như mô phỏng UAV.

3. Làm thế nào để kiểm chứng độ chính xác của mô hình mô phỏng?
   Luận văn đã kiểm chứng mô hình bằng cách mô phỏng máy bay trực thăng trong hầm gió tại Viện Công nghệ Georgia, so sánh kết quả với dữ liệu thực nghiệm và nghiên cứu trước đó, đạt sai số dưới 5% cho hệ số lực đẩy.

4. Downwash ảnh hưởng như thế nào đến hiệu suất bay của UAV?
   Downwash tạo ra dòng khí dìm xuống phía dưới đĩa chong chóng, ảnh hưởng đến phân bố áp suất và lực nâng trên thân máy bay và cánh. Hiểu rõ hiện tượng này giúp tối ưu hóa thiết kế để giảm lực cản và tăng hiệu quả nâng.

5. Phần mềm OpenFOAM có những ưu điểm gì trong mô phỏng CFD?
   OpenFOAM là phần mềm mã nguồn mở, miễn phí, có khả năng tùy biến cao và được sử dụng rộng rãi trong nhiều lĩnh vực. Nó hỗ trợ tích hợp mô hình VBM, giúp tiết kiệm chi phí bản quyền và tài nguyên tính toán so với phần mềm thương mại.

Kết luận

• Luận văn đã thành công trong việc áp dụng mô hình lá cánh ảo VBM tích hợp trong OpenFOAM để mô phỏng khí động học máy bay cánh bằng kết hợp ba chong chóng trong trường hợp cất hạ cánh thẳng đứng.
• Mô hình RANS với k-epsilon chuẩn và giải thuật SIMPLE được sử dụng hiệu quả, đảm bảo độ chính xác và tiết kiệm tài nguyên tính toán.
• Kết quả mô phỏng cho thấy máy bay cánh bằng đóng góp khoảng 40% lực nâng, ba chong chóng đóng góp 60%, phù hợp với thiết kế UAV-HOPE.
• Nghiên cứu đã kiểm chứng mô hình bằng dữ liệu thực nghiệm, khẳng định tính khả thi và ứng dụng rộng rãi của phương pháp.
• Hướng phát triển tiếp theo bao gồm mở rộng mô phỏng các chế độ bay khác và nâng cao mô hình bằng chuyển động vẫy của lá cánh.

Để tiếp tục phát triển nghiên cứu, các nhà khoa học và kỹ sư được khuyến khích áp dụng mô hình VBM trong các dự án thiết kế UAV, đồng thời mở rộng phạm vi mô phỏng nhằm nâng cao hiệu quả và độ tin cậy của các thiết bị bay không người lái.

Trích đoạn nội dung tài liệu

Chương 1 giới thiệu, Chương 2 trình bày cơ sở lý thuyết và mô hình lý thuyết cánh ảo. Các ứng dụng cũng như ưu điểm và hạn chế của mô hình đĩa ảo cũng được trình bày trong Chương 3. Đồng thời luận văn cũng trình bày thực hiện mô phỏng mô hình trực thăng trong hầm gió của S. Wahono [2] để đánh giá giải thuật cũng như độ chính xác của mô hình cánh ảo đĩa ảo đang sử dụng trong Chương 4.

Chương 5 trình bày kết quả mô phỏng trên máy bay cánh bằng có 3 chong chóng, kết luận cũng như hướng phát triển tiếp theo của đề tài. 9 Abstract The thesis discusses the application of the virtual blade model to solve the simulation problem of the vertical landing of wing aircraft with a combination of three propeller. To perform this simulation, the RANS method is used, applying the k-epsilon standard turbulence model that incorporates the standard wall function. The SIMPLE algorithm and solver is used on OpenFoam open source software, which is free software developed since 2004 [1] so far used extensively in many areas including Computational Fluid Dynamics-CFD.

The content of the thesis has 5 chapters. In addition to Chapter 1 introduction, Chapter 2 presents the basic theory and the virtual blade model. Applications as well as the advantages and disadvantages of virtual blade model are also presented in Chapter 3. Then, the thesis also presents simulations of the helicopter model in wind tunnel of S.

Wahono [2] to evaluate the algorithm as well as the accuracy of the virtual blade model used in Chapter 4. Chapter 5 presents the simulation results on wing aircraft with three propeller, concluding as well as the direction of the next development of the topic. 10 Lời cam đoan Tôi cam kết: -Đây là luận văn tốt nghiệp do tôi thực hiện. -Các số liệu, kết quả nêu trong luận văn là trung thực và chưa từng được ai công bố trong bất kỳ công trình nào khác.

-Các đoạn trích dẫn và số liệu kết quả sử dụng để so sánh trong luận văn này đều được dẫn nguồn và có độ chính xác cao nhất trong phạm vi hiều biết của tôi. 7 MỤC LỤC LỜI CẢM ƠN. 1 LỜI CAM ĐOAN. 7 TÓM TẮT LUẬN VĂN THẠC SĨ.

10 CHÚ GIẢI KÝ HIỆU. 11 GIẢI THÍCH THUẬT NGỮ. 12 DANH MỤC HÌNH ẢNH. 15 DANH MỤC BẢNG.1 GIỚI THIỆU CHUNG .2 MỤC TIÊU ĐỀ TÀI .3 PHƯƠNG PHÁP .1 LÝ THUYẾT TÍNH TOÁN SỐ ĐỘNG HỌC LƯU CHẤT .1 Phương trình tổng quát .2 Phương trình Navier-Stokes trung bình Reynolds (RANS) .3 Mô hình rối k-ε .2 CƠ SỞ LÝ THUYẾT CHONG CHÓNG .1 Lý thuyết động lượng Froude .2 Lý thuyết phần tử cánh .3 Kết hợp lý thuyết phần tử cánh và lý thuyết động lượng Froude .3 TỔNG QUAN VỀ CÁC PHƯƠNG PHÁP MÔ HÌNH HÓA CHONG CHÓNG TRONG CFD [2] .4 TỔNG QUAN VỀ KHÍ ĐỘNG HỌC CHONG CHÓNG .1 Mô tả khái quát về chong chóng trực thăng .2 Hình học lá cánh .3 “Coning” và “flapping” .5 CƠ SỚ LÝ THUYẾT CỦA MÔ HÌNH LÁ CÁNH ẢO (VBM-VIRTUAL BLADE MODEL) .1 Mô hình lá cánh ảo (VBM) .2 Các phép biến đổi hệ trục tọa độ .1 Hệ quy chiếu toàn cục, tọa độ Descartes, đứng yên .2 Hệ quy chiếu tĩnh RSP, đứng yên tương đối so với hệ toàn cục, tọa độ Descartes.3 Hệ quy chiếu động RSP, quay cùng với chong chóng tương đối so với hệ toàn cục, tọa độ trụ .4 Hệ quy chiếu động LRF, quay cùng với chong chóng và vẫy cùng với lá cánh, tọa độ trụ.3 Tính toán lực trên lá cánh .4 Lực nâng và lực cản trên phần tử cánh .5 Hiệu ứng đầu cánh .6 Nguồn động lượng .7 Mô hình bù trừ (trim).8 Các hệ số vô thứ nguyên .6 TÓM TẮT CÁC NGHIÊN CỨU ỨNG DỤNG CỦA MÔ HÌNH ĐĨA ẢO .1 Mô hình đĩa ảo khảo sát hiện tượng dìm xuống của cánh trực thăng [2] .2 Mô tả vòng xoáy quanh cánh trực thăng [15].3 Phân tích đàn hồi trên cánh trực thăng dùng mô hình đĩa ảo và mô hình dầm tương đương [16] 55 2.7 TỔNG KẾT CHƯƠNG.

XÂY DỰNG MÔ HÌNH TÍNH TOÁN TRÊN PHẦN MỀM MÃ NGUỒN MỞ OPENFOAM.1 Tổng quan về bộ giải RANS (solvers) trong OpenFOAM .2 Bộ giải SimpleFoam .2 THƯ VIỆN VBM TRONG OPENFOAM .1 Lớp giải thuật VBM - rotorDiskSource .2 Nhập/xuất (IO) của rotorDiskSource.3 Mô đun giải thuật bù trừ (trimModel) .3 ƯU ĐIỂM VÀ KHUYẾT ĐIỂM MÔ HÌNH LÝ THUYẾT LÁ CÁNH ẢO VBM. ỨNG DỤNG PHẦN MỀM OPENFOAM VÀ THƯ VIỆN LÁ CÁNH ẢO VBM CHO TRƯỜNG HỢP MÁY BAY TRỰC THĂNG BAY TỚI .1 Mô hình hóa bài toán .2 Đặc trưng hình học .3 Đặc trưng vật lý .2 MÔ HÌNH CFD .1 Mô hình lưới.2 Điều kiện biên.3 Mô hình rotor .4 Công cụ giải OpenFoam .3 PHÂN TÍCH KẾT QUẢ CHO GIẢI THUẬT “UNTRIMMED” (CỐ ĐỊNH CÁC GÓC HÌNH HỌC CỦA LÁ CÁNH) .1 Trường áp suất .2 Hệ số áp suất phân bố trên thân máy bay .3 Trường vận tốc .4 Phân bố vận tốc tại vị trí z/R=0.4 PHÂN TÍCH KẾT QUẢ CHO TRƯỜNG HỢP MÔ PHỎNG VỚI LỰC ĐẨY CỐ ĐỊNH (TARGETFORCE TRIMMED) .1 Trường áp suất .2 Trường vận tốc .3 Ảnh hưởng của xoáy mũi. MÔ PHỎNG MÁY BAY 3 CHONG CHÓNG .2 LÝ THUYẾT CFD VÀ MÔ TẢ VẤN ĐỀ .3 MÔ HÌNH CFD .1 Mô hình chong chóng .3 Thiết lập bài toán mô phỏng .4 KẾT QUẢ MÔ PHỎNG VÀ NHẬN XÉT. KẾT LUẬN VÀ HƯỚNG PHÁT TRIỂN .1 TÓM TẮT CÁC CÔNG VIỆC THỰC HIỆN.3 HƯỚNG PHÁT TRIỂN .104 TÀI LIỆU THAM KHẢO .107 6 CHÚ GIẢI KÝ HIỆU AOA (Angle of Attack): góc tấn BET (Blade element theory): lý thuyết phần tử cánh CFD (Computational Fluid Dynamics): tính toán số động lực học lưu chất OpenFOAM (Open source Field Operation And Manipulation) RANS (Reynolds-averaged Navier-Stokes simulation) VBM (Virtual Blade Method): phương pháp lá cánh ảo 11 GIẢI THÍCH THUẬT NGỮ Bay tiến Forward flight Cánh quạt / Lá cánh Blade Chóp quay Cone (Góc) chúc/ngóc Pitch (angle) Độ đặc khít Solidity Độ nhớt xoáy, là một đại lương tương Turbulence viscosity đương để mô hình hóa xoáy trong kỹ thuật RANS.

Dòng khí di chuyển qua mặt phẳng chong (Rotor) downwash chóng bởi sự quay của chong chóng Dựa trên lý luận/Biến đổi lý thuyết A priori Góc (điều khiển) chu kỳ Cyclic (pitch) angle Góc (điều khiển) dọc ngang Xem Góc chu kỳ Góc (điều khiển) lên/xuống thẳng đứng Xem Góc tổng hợp Góc (điều khiển) tổng hợp Collective (pitch) angle Góc lắc Lead/lag angle Góc tấn Angle of attack AOA Góc tấn hiệu quả Effective angle of EAOA attack 12 Hệ quy chiếu cục bộ chuyển động cùng Local rotor frame LRF với lá cánh chong chóng Lắc Lead/lag (Góc) liệng Bank (anlge) Lý thuyết phần tử cánh Blade element theory BET Mất lực nâng Stall Mặt phẳng trục chong chóng Rotor shaft plane RSP Mặt phẳng xác định bởi đường quét của (Rotor) tip path plane TPP đầu các lá cánh (mặt phẳng quét) Miền đĩa chong chóng Rotor disk region Mô hình lá cánh ảo Virtual blade model VBM Moay-ơ (moyeu – tiếng Pháp) (chong (Rotor) hub chóng) / Nguồn động lượng, dùng mô hình hóa tác Momentum source dụng (trung bình theo thời gian) của lá cánh chong chóng khi di chuyển trong không khí trong kỹ thuật RANS. Ổ quay (chong chóng) Xem Moay-ơ Phần tử (tính toán) (Computational) cell Phía nghịch, là miền chong chóng mà lá Retreating side cánh di chuyển ngược chiều với chiều tiến 13 của trực thăng Phía thuận, là miền chong chóng mà lá Advancing side cánh di chuyển cùng chiều với chiều tiến của trực thăng. 20 Hình 1-2 Động cơ nâng, lực nâng tối đa 2.6 kg, số lượng 3, 30 Ampere. 21 Hình 1-3 Động cơ đẩy, công suất 330 W, 22 Ampere.

21 Hình 2-1 Đĩa lý tưởng và đường dòng [6]. 27 Hình 2-2 Phần tử cánh tổng quát [6]. 29 Hình 2-3 Sơ đồ địa chong chong với góc phương vị và bán kính. 34 Hình 2-4 Sơ đồ chuyển động của lá cánh tại vị trí của góc phương vị bất kỳ, trong mặt phẳng chong chóng [2].

36 Hình 2-5 Sơ đồ minh họa mặt phẳng chong chóng RSP, mặc phẳng cục bộ LRF và mặt phẳng quỹ đạo TPP của phần tử cánh chuyển động vẫy (flapping and coning) [2]. 37 Hình 2-6 Sơ đồ phần tử cánh trong hệ quy chiếu cố định RSP với tọa độ trụ và hệ quy chiếu động (quay và vẫy cùng lá cánh) với hệ tọa độ trụ [2]. 41 Hình 2-7 Sơ đồ phần tử cánh trong hệ quy chiếu cục bộ LRF [2]. 43 Hình 2-8 Sơ đồ lực hình thành trên phần tử cánh trong hệ tọa độ cục bộ LRF [2].

44 Hình 2-9 Lưới cấu trúc trong mô phỏng chong chóng bằng phương pháp lá cánh ảo VBM [2]. 47 Hình 2-10 Miền tính toán và lưới của mô phỏng RANS bằng công cụ OpenFoam kết hợp lý thuyết lá cánh ảo VBM [2]. 54 Hình 2-11 So sánh vận tốc dòng Uinf và vận tốc downwash Uz tại Z/r=0,178 có hiệu chỉnh lực đẩy và moment [2]. 54 Hình 2-12 Trường dòng trước khi bắt đầu maneuver [15].

55 Hình 2-13 Đường dòng quanh cánh tại φ=150. 55 15 Hình 2-14 Hệ số lực đẩy theo góc tấn tổng hợp (pitch collective) tại vị trí bán kính 0,7R dữ liệu hầm gió (WTT-Wind tunnel test) so với kết quả số mô hình VBM và mô hình VBM+BDS [16]. 56 Hình 3-1 Giải thuật SIMPLE kết hợp nguồn động lượng [2]. 60 Hình 3-2 Sơ đồ thực thi giải thuật SIMPLE trong bộ giải SimpleFoam.

61 Hình 3-3 Cấu trúc thư mục và các tập tin của giải thuật VBM trong OpenFOAM. 62 Hình 3-4 Sơ đồ thực thi giải thut VBM trong lớp rotorDisksource và bộ giải rhoSimpleSourceFoam trong phần mềm OpenFOAM [2] (Ghi chú: các đường chấm gạch phân biệt các lớp (mô-đun tính toán) khác nhau). 64 Hình 3-5 Kết quả truy xuất màn hình của mô đun rotorDiskSource –VBM trong quá trình giải. 65 Hình 3-6 Sơ đồ giải thuật bù trừ để đạt được lực đẩy hằng số (targetForceTrim model) trong lớp VBM –rotorDisksource [2].

68 Hình 3-7 Kết quả truy xuất trên màn hình trong quá trình mô phỏng với giải thuật hướng đến lực đẩy hằng số (targetForceTrim) [2]. 69 Hình 4-1 Thông số hầm gió và mô hình thực nghiệm [17]. 72 Hình 4-2 Đặc trưng hình học của chong chóng máy bay trực thăng trong trường hợp bay tiến. 72 Hình 4-3 Miền tính toán, thân máy bay và đĩa rotor.

73 Hình 4-4 Lưới chia trong miền tính. 74 Hình 4-5 Lưới tại bầu đĩa rotor. 74 Hình 4-6 Hệ số lực Cl và Cd cho biên dạng NACA0015 [18]. 75 Hình 4-7 Sơ đồ hội tụ.

77 Hình 4-8 Đường đồng mức áp suất trên mặt phẳng Z-Y ngang qua tâm đĩa. 78 Hình 4-9 Trường áp suất trên mặt phẳng Z-X ngang tâm của đĩa. 79 16 Hình 4-10 Phân bố hệ số áp suất phần đỉnh thân máy bay theo vị trí y/R .