Khí động lực học - Phân bố lực nâng - Lift distribution

Khí động lực học (bài 3)1Phân bố lực nâng-lift distributionCác loại cánh khác nhau cho phân bố lực nâng khác nhau.Phân bố lực nâng elip cho lực cản là nhỏ nhất  thiết kế cánh để có phân bố lực nâng theo yêu cầu2Cánh elip-elliptical wing Cánh hình chiếu dạng elip3Cánh chữ nhật-rectangular wingHình chiếu cánh dạng chữ nhậtDùng cho máy bay tốc độ thấp4Cánh mũi tên-swept wingCó hình dạng mũi tên như hình vẽTăng vận tốc tới hạn5Cánh thon-tapered wingKnowing the area (Sw), taper ratio (λ) and the span (b) of the wing, and whether the wing has sweep or not, the chord at any position on the span can be calculated by the formula 6Standard mean chord Standard mean chord (SMC) is defined as wing area divided by wing span,where S is the wing area and b is the span of the wing. Thus, the SMC is the chord of a rectangular wing with the same area and span as those of the given wing. This is a purely geometric figure and is rarely used in aerodynamics.7Mean aerodynamic chord MAC là vị trí dây cung đi qua vị trí lực nângMean aerodynamic chord (MAC) is defined aswhere y is the coordinate along the wing span and c(y) is the chord at the coordinate y. Other terms are as for SMC.8Cánh tìm MACDraw a line between half the tip chord and half the root chord. (Green) Add the root chord to the tip Add the tip chord to the root Draw a diagonal line between these points (red) Where the half chord line and the diagonal line meet draw a line parallel to the chord (blue) About a quarter of the chord at this point is the Center of gravity for the wing. 9Cánh xoắn-twist wingCánh xoắn về mặt hình hoc-Độ vồng không đổiThay đổi góc tấn ban đầu cải tiện tách đong khi gócTấn lớn Xoắn về mặt khí động-Đường vồng thay đổi từ trongRa ngoài-Góc tấn ban đầu không đổitách dòng Kết hợp cả hai cách sẽ tốt hơn10Mất lực nâng-stallstall is a sudden reduction in the lift forces generated by an airfoil. This occurs when the critical angle of attack of the airfoil is exceeded, typically about 14 to 16 degreesLực nâng thường ở vị trí 20-30% MAC 11Dòng chảy quá độ âm12Số Mach tới hạnNhư đã biết, số Mach tính: M=V/aTuy nhiên số Mach trên cánh lớn hơn số Mach của máy baySố mach sẽ được hiển thị bở đồng hồ trên máy bay13Dòng quá độ âmVí dụ ở đây máy bay bay với vận tốc M=0.6, nhưng trên cánh có số M=0.814Dòng quá độ âmKhi vận tốc máy bay tăng tới M=0.8, vận tốc cục bộ trên cánh có giá trị M=1Số Mach này gọi là số Mach tới hạnMỗi loại cánh có M tới hạn khác nhau 15Dòng quá độ âmKhi vận tốc vượt vận tốc tới hạn M=0.85. Sinh ra vùng trên âm trên cánh sinh ra sóng va16Dòng quá độ âmKhi M=0.9 vùng trên âm trên lưng cánh tăng, xuất hiện vùng trên âm dưới bụng cánh Sinh ra tách dòn giảm lực nâng17Dòng quá độ âmM=0.92, sóng va tiếp tục tiến về phía đuôi của profile.18Dòng quá độ âmM>1, sóng va sinh ra ở trước mép vào và ở mép ra19Lực cản sóng theo số MachM tăng, lực cản tăngM>M tới hạn lực cản tăng nhanh20giảm lực cản/ thiết bị tạo xoáyvotex genaratorsTạo xoáy để truyền năng lượng cho xoáyGiảm tách dòng do sóng vaGiảm cường độ sóng vaTăng lực cản ký sinh21giảm lực cản/ độ dày của cánhHình cho thấy:Cánh mỏng hơn có sóng va yếu hơnTuy nhiên cánh là nơi chứa nhiên liệu, nên phải lựa chọn phù hợpThông thường thì cánh dùng có bề dày 15%VD airbus 320 có bề dầy 18%22Giảm lực cản/Cánh mũi têncánh mũi tên thường 30°Cánh mũi tên tăng vận tốc tới hạn23Profile quá độ âmLà profile sử dụng hiệu quả trong vùng quá độ âmProfile cánh quá độ âm giảm cường độ sóng va trên cánh24Profile quá độ âmThuận lợiTăng lực nâng giảm diện tích cánhTăng M tới hạn giảm góc mũi tên của cánhKhó khănTăng lực cản của cánh25Dòng trên âmĐối với dòng trên âm xảy ra các hiện tượng sóng26Dòng trên âm/sóng va thẳng27Sóng vaSóng va thẳng-Sóng va thẳng chỉ xuất hiện trước vật-Hướng của dòng không đổiSau sóng va-Áp suất tĩnh, KLR, nhiệt độ Tăng-Áp suất tổng thì giảmSóng va xiên-Tồn tại trên và dưới vât-Thay đổi hướng dòng sau sóng va-Vận tốc giảm nhưng vẫn trên âm-Áp suất tĩnh, KLR, nhiệt độ Tăng-Áp suất tổng thì giảm28Sóng dãnSinh ra khi dòng trên âm mở rộng tiết diệnVận tốc tăng sau sóng dãnÁp suất tính, LLR, nhiệt độ giảmÁp suất tổng không đổi29Profile cánh trên âmĐể thấy profile cánh trên âm, ta xét đầu tiên với cánh phẳng ở góc tấn dương Mép vào sinh ra sóng dãn ở phía trên và sóng va xiên ở phía dướiSinh ra áp suất đều trên và dưới cánh30Profile cánh trên âmLực nâng sinh ra ở vị trí 50% day cungGóc tấn tăng  lực cản sẽ tăng31Cánh hình thoi/ góc tấn 0°Áp suất tăng ở nửa phía trước, áp suất giảm ở nửa phía sauKhông có lực nâng32Cánh hình thoi/ góc tấn 3°Có sự thay đổi giá trị áp suất phần trước và sau  sinh ra lực nâng33Cánh hình cung trònSinh ra sóng va xiên tại mép vào và mép raTrên biên sinh ra sóng dãnNhìn chung đối với canhs trên âm, là vị trí của lực nâng ở 50% dây cung34Tàu lượnLà thiết bị bay sử dụng cánh nâng nhưng không có động cơĐể bay được cần:Kéo bởi một máy bay, ô tôNhảy từ độ cao xuống35Cấu tạo tầu lượnGồm ba bộ phận chínhThân: nhỏ chứa thiết bị và người điều khiển, dài 6-10mCánh: sải cánh lớn 20-70m Đuôi: điều khiển hoạt động, ổn định của tàu lượnVận tốc max: 100km/h363738