Luận án Nghiên cứu đặc tính khí động đàn hồi cánh khí cụ bay có biên dạng đặc thù

ử dụng phần mềm ANSYS có sự tương đồng dưới 10% với kết quả thực nghiệm [17]. Phương pháp modal cũng dược áp dụng cho tấm hợp kim đồng với cả mô phỏng và thực nghiệm trong ống khí động dưới âm của Đại học Bách khoa Hà Nội. Kết quả giữa 2 phương pháp này cũng dưới 10% và được công bố trong bài báo số 10; - Phương pháp FSI: nghiên cứu mô phỏng FSI sử dụng phần mềm ANSYS được thực hiện với cánh AGARD 445.6 như trong nghiên cứu [17]. Kết quả sai lệch giữa hai phương pháp dưới 10%. Phương pháp FSI sau đó được áp dụng với tấm hợp kim đồng (Bài báo số 10); - Phương pháp IBM: Phần mềm tính toán sử dụng phương pháp IBM được kiểm chứng với dòng qua hộp kín của Ghia et al. [73] và dòng qua trụ của Liu et al. [74]. Kết quả nhận được sai lệch dưới 6% so với kết quả đã công bố. Do nghiên cứu thực nghiệm sử dụng ống khí động dưới âm có buồng thử kín kích thước 0.4 * 0.5 * 1.0 m, nên cánh được lựa chọn nghiên cứu phải được thiết kế và chế tạo sao cho có thể thực nghiệm được trong buồng thử nghiệm. Các cánh được thiết kế mới nên đặc tính khí động (bài toán CFD) của các cánh này được xác định sử dụng phương pháp mô phỏng CFD và phương pháp thực nghiệm đã được kiểm chứng ở trên. Với lựa chọn nghiên cứu đặc tính khí động cánh 2D của các biên dạng đặc thù (NACA65A004 và siêu tới hạn) và cánh Delta 3D, kết quả khí động nhận được có sai lệch 17% với các phương pháp nghiên cứu mô phỏng và thực nghiệm do các thiết lập điều kiện thực nghiệm cũng như mô phỏng. Đặc tính khí động đàn hồi được nghiên cứu với mô hình nửa cánh: cánh hình chữ nhật NACA65A004, cánh hình thang 65A004, cánh hình chữ nhật siêu tới hạn, cánh hình thang siêu tới hạn) và mô hình cánh đầy đủ (cánh Delta). Với mô hình nửa cánh, chương trình tính toán sử dụng phương pháp IBM kiểm chứng ở trên được phát triển và ứng dụng cho các cánh này. Kết quả của phương pháp IBM được so sánh với kết quả thực nghiệm với sai lệch dưới 10%. Kết quả này được công bố trong bài báo số 5 và được trích dẫn trong [75]. Để phát hiện vận tốc Flutter bằng thực nghiệm, mô hình nửa cánh cánh hình thang NACA65A004 kết cấu đặc bằng gỗ Balsa (kết cấu rất yếu) được lựa chọn. Phương pháp thực nghiệm cho thấy cánh này có xảy ra hiện tượng Flutter và xác định được vận tốc Flutter ở ba góc tấn khác nhau. Tại góc tấn 10o và vận tốc Flutter, 109 biểu đồ lực tại gốc cánh cho thấy sự dao động điều hòa của lực ứng với trang thái tới hạn Flutter. Còn mô hình cánh đầy đủ được tực hiện để quan sát hiện tượng rung lắc cánh Delta. Do còn hạn chế về thiết bị thí nghiệm nên nghiên cứu hiện tượng rung lắc cánh Delta được thực hiện ở các chế độ tĩnh để dự đoán các hiện tượng có thể xảy ra. Sai số giữa thực nghiệm và mô phỏng cánh Delta nhỏ hơn 17%. 110 KẾT LUẬN a. Kết luận Một số phương pháp tính toán các đặc tính quan trọng của hiện tượng đàn hồi khí động đã được mô tả. Qua đó bước đầu nghiên cứu những đáp ứng của kết cấu khi chịu tác dụng của lực khí động. Những kết quả tính toán được có thể được sử dụng trong tính toán sơ bộ để giải quyết bài toán ổn định của kết cấu cánh đối với hiện tượng khí động đàn hồi. Tiếp đó, phần mềm ANSYS được sử dụng để giải quyết bài toán tương tác lỏng-rắn FSI và chương trình tính toán sử dụng phương pháp IBM được phát triển để quan sát hiện tượng khí động đàn hồi. Các phương pháp nghiên cứu sử dụng được kiểm chứng với kết quả đã được công bố và/hoặc với phương pháp nghiên cứu thực nghiệm. Các kết quả thu được của luận án là: - Tài liệu nghiên cứu lý thuyết, mô phỏng, thực nghiệm hiện tượng khí động đàn hồi: + Phương pháp modal; + Phương pháp FSI; + Phương pháp IBM; + Phương pháp thực nghiệm. - Tính toán mô phỏng và thực nghiệm hiện tượng khí động cánh máy bay có biên dạng đặc thù với sai số dưới 26%: + Cánh NACA65A004 (2D); + Cánh siêu tới hạn (2D); + Cánh Delta (3D). - Tính toán mô phỏng và thực nghiệm hiện tượng khí động và khí động đàn hồi lên cánh máy bay có biên dạng đặc thù với sai số dưới 17%, gồm: + Mô hình nửa cánh: ✓ Cánh AGARD; ✓ Cánh NACA65A004 hình thang; ✓ Cánh NACA65A004 hình chữ nhật; ✓ Cánh siêu tới hạn hình thang; ✓ Cánh siêu tới hạn hình chữ nhật. + Mô hình cánh đầy đủ: Cánh Delta (3D). - Xác định vận tốc Flutter cánh bằng phương pháp thực nghiệm trong dải tốc độ thấp dưới âm. Các đóng góp mới của luận án: - Xác định và chế tạo các cánh khí cụ bay có biên dạng đặc thù để nghiên cứu hiện tượng khí động và khí động đàn hồi ở dòng tốc độ thấp gồm: cánh 111 NACA65A004 hình thang, cánh NACA65A004 hình chữ nhật, cánh siêu tới hạn hình thang, cánh siêu tới hạn hình chữ nhật và cánh Delta; - Nghiên cứu thực nghiệm hiện tượng khí động đàn hồi cánh máy bay ở tốc độ thấp; - Đóng góp xây dựng phần mềm tính toán đặc tính khí động đàn hồi cánh khí cụ bay kết hợp phương pháp nghiên cứu lý thuyết, mô phỏng số và thực nghiệm. b. Hướng phát triển - Tiếp tục phát triển phương pháp IBM với các trường hợp khác để xác định tốc độ tới hạn của hiện tượng Flutter; - Tiếp tục nghiên cứu hiện tượng khí động đàn hồi cả bằng mô phỏng và thực nghiệm ở các tốc độ khác nhau, các hình dạng cánh khác nhau ứng với các mục đích khác nhau, các kết câu cánh khác nhau; - Nghiên cứu, xây dựng quy trình nghiên cứu hiện tượng khí động đàn hồi chung cho cánh máy bay, có thể phát triển lên cho toàn bộ máy bay. 112 DANH MỤC CÁC CÔNG TRÌNH CÔNG BỐ 1. T. K. D. Hoang, P. K. Nguyen, V. P. Mai, N. K. Tran (2016), “Numerical and Experimental Studies of Coanda Effect on NOTAR Helicopter”, Proceeding of the National Science and Technology Conference on Mechanical - Transportation Engineering, Hanoi, October 2016, ISBN: 978-604-95-0042-8, 3, 201-206 2. Tran Ngoc Khanh, Hoang Thi Kim Dung, Nguyen Phu Khanh (2017), “Aerodynamic Characteristics of Unmanned Aerial Vehicles in Small Fluctuations Velocity”, Proceeding of the 9th AUN/SEED-Net Regional Conference on Mechanical and Manufacturing Engineering (RCMME 2017), Vientiane – Laos, 29-30th June 2017, pp. 61-67 3. Do Van Dong, Hoang Thi Kim Dung, Nguyen Phu Khanh, Tran Ngoc Khanh (2017), “Research on Cavitation Phenomenon in The Fuel Pressure Regulator Valve of Diesel Engine”, Proceeding of the 9th AUN/SEED-Net Regional Conference on Mechanical and Manufacturing Engineering (RCMME 2017), Vientiane – Laos, 29-30th June 2017, pp. 176-182 4. Hoang Thi Kim Dung, Nguyen Phu Khanh, Tran Ngoc Khanh (2017), “A Computational Study of Inlet Turbulence on Delta Wing Flow”, Journal of Science and Technology (Technical Universities), ISSN: 2354-1083, Vol. 121, pp. 107-112, https://sbft-hust.appspot.com/journals/jst.121.khcn.2017.27.6.18 5. D. T. K. Hoang, S. V. Pham, K. N. Tran, C. D. Nguyen, K. P. Nguyen (2018), “Aeroelastic Analysis on Wing Structure Using Immersed Boundary Method”, Lecture Notes in Mechanical Engineering, Springer eBook, Singapore, Print ISBN: 978-981-10-7148-5, Online ISBN: 978-981-10-7149-2, pp. 783-792, 6. Tran Ngoc Khanh, Nguyen Van Khang, Nguyen Phu Khanh, Hoang Thi Kim Dung, Dao Van Quang (2019), “Effect of shapes and turbulent inlet flow to vortices on Delta wings”, Applied Mechanics and Materials, Trans Tech Publications, Switzerland, ISSN: 1662-7482, Vol. 889, pp. 434-439, https://doi.org/10.4028/www.scientific.net/AMM.889.434 7. Tran Ngoc Khanh, Dang Duc Chinh, Dao Duong Hai, Nguyen Phu Khanh, Hoang Thi Kim Dung (2019), “Experimental research on the effect of wing structure on Aeroelasticity phenomenon”, Applied Mechanics and Materials, Trans Tech Publications, Switzerland, ISSN: 1662-7482, Vol. 889, pp. 403- 409, https://doi.org/10.4028/www.scientific.net/AMM.889.403 8. Tran Ngoc Khanh, Dao Van Quang, Nguyen Phu Khanh, Hoang Thi Kim Dung, Nguyen Van Khang (2019), “Numerical Investigations of aerodynamics 113 characteristics of main rotors in Helicopter UAV used for pesticide spraying in agriculture”, Applied Mechanics and Materials, Trans Tech Publications, Switzerland, ISSN: 1662-7482, Vol. 889, pp. 425-433, https://doi.org/10.4028/www.scientific.net/AMM.889.425 9. K. P. Nguyen, D. T. K. Hoang, K. N. Tran (2020), “Numerical Investigations of Ground Effect of Helicopter UAV For Agriculture Application”, Journal of Mechanical Engineering Research and Developments, ISSN: 1024-1752, Vol. 43, Issue 1, pp. 278-287, https://jmerd.net/Paper/Vol.43,No.1(2020)/278- 287.pdf 10. Thi Kim Dung Hoang, Phu Khanh Nguyen, Ngoc Khanh Tran (2021), “Research on Aeroelasticity Phenomenon of a Flat Copper Alloy Plate”, Advances in Science and Technology, Trans Tech Publications, Switzerland, ISSN: 1662-0356, Vol. 111, pp. 33-38, https://doi.org/10.4028/www.scientific.net/AST.111.33 114 TÀI LIỆU THAM KHẢO 1. A. R. Collar (1946), “The Expanding Domain of Aeroelasticity”, The Aeronautical Journal, Vol. 50, Issue 428, pp. 613-636, DOI: https://doi.org/10.1017/S0368393100120358 2. R. L. Bisplinghoff, H. Ashley, R. L. Halfman (1996), “Aeroelasticity”, New York: Dover Publications, 1996. 3. Y. C. Fung (1955), “An Introduction to the Theory of Aeroelasticity”, New York: John Wiley & Sons. 4. E. H. Dowell, E. F. Crawley, H. C. Curtiss, D. A. Peters, R. H. Scanlan, F. Sisto (1995), “A Modern Course in Aeroelasticity”, Springer Dordrecht. 5. E. H. Dowell (2015), “A Modern Course in Aeroelasticity”, Springer International Publishing Switzerland. 6. Lã Hải Dũng, Thái Doãn Tường, Nguyễn Trang Minh (2013), “Một số vấn đề về đàn hồi khí động khí cụ bay”, Nhà xuất bản Khoa học và Kỹ thuật. 7. J. R. Wright, J. E. Cooper (2014), “Introduction to Aircraft Aeroelasticity and Loads”, John Wiley & Sons, Ltd. 8. E. G. Broadbent (1954), “The Elementary Theory of Aeroelasticity Part I. Divergence and Reversal of Control”, Aircraft Engineering. 9. I. E. Garrick, Wilmer H. Reed III (1981), “Historical Development of Aircraft Flutter”, Journal of Aircraft, Vol. 18, Issue 11, pp. 897-912. 10. G. Dimitriadis, “Aircraft Design-Lecture 10: Aeroelasticity”, Université de Liège. 11. A. V. Balakrishnan (2012), “Aeroelasticity - The Continuum Theory”, Springer New York, 2012. 12. J. Anderson (2001), “Fundamentals of Aerodynamics”, McGraw-Hill, pp. 622. 13. H. Ozawa, K. Kitamura, K. Hanai, K. Mori, Y Nakamura (2010), “Unsteady Aerodynamic Interaction between Two Bodies at Hypersonic Speed”, Transaction of Japan Soc. Aeronautical and Space Science, Vol. 53, Issue 180, pp. 114-121. 14. E. C. Polhamus (1966), “A Concept of the Vortex Lift of Sharp-Edge Delta Wing Based on a Leading-Edge Suction Analogy”, Langley Research Center. 15. M. Ueno, T. Matsuno, Y. Nakamura (1998), “Unsteady aerodynamics of rolling thick delta wing with high aspect ratio”, 16th Applied Aerodynamics Conference Meeting and Exhibit. 115 16. Hoang Thi Kim Dung, Nguyen Phu Khanh, Nakamura Yoshiaki (2014), “High Swept-back Delta Wing Flow”, Advanced Materials Research, Vol. 1016, pp. 377-382. 17. E. C. Yates (1987), “AGARD standard aeroelastic configurations for dynamic response, I-Wing 445.6”, Neuilly-sur-Seine, France: AGARD 1988. 18. E. C. Yates, N. S. Land, J. T. Foughner (1963), “Measured and Calculated Subsonic and Transonic Flutter Characteristics of a 45o Sweptback Wing Planform in Air and in Freon-12 in The Langley Transonic Dynamics Tunnel”, National Aeronautics and Space Administration, Washington, D.C. 19. P. K. Nguyen, K. Mori, T. K. D. Hoang, V. H. Nguyen, H. A. Nguyen (2015), “Research on Simulation and Experiment of Dynamic Aeroelastic Analysis on Wing Structure”, Applied Mechanics and Materials, Vol. 798, pp. 541- 545. 20. M.E. Lee-Rausch, T. J. Banita (1993), “Calculation of AGARD 445.6 Flutter Using Navier-Stokes Aerodynamics”. 21. K. K. Gupta (1996), “Development of a finite element aeroelastic analysis capability”, Journal of Aircraft, Vol. 33, No 5. 22. R. M. Kolonay (1996), “Unsteady Aeroelastic Optimization in the Transonic Regime”, PhD. Thesis, Purdue University. 23. M. Lesoinne, C. Farhat (1998), “Nonlinear Transient Aeroelastic Problems”, AIAA Journal, Vol. 36, No 9. 24. E. Raveh, Y. Levy, M. Karpel (2000), “Efficient Aeroelastic Analysis Using Computational Unsteady Aerodynamics”, Journal of Aircraft, Vol. 38, Issue 3. 25. R. M. Kolonay (2001), “Computational Aeroelasticity”, RTA-NATO The Applied Vehicle Technology Panel, 2001. 26. J. Cai, F. Liu, H. Tsai, A. Wong (2001), “Static Aeroelastic Computation with a Couped CFD and CSD Method”, 39th Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, Reno,NV,U.S.A. 27. G. S. L. Goura (2001), “Time Marching Analysis of Flutter Using Computational Fluid Dynamics”, PhD. thesis, University of Glasgow. 28. F. Liu, J. Cai, Y. Zhu, H. M. Tsai, A. S. F. Wong (2001), “Calculation of Wing Flutter by a Coupled Fluid-Structure Method”, Journal of Aircraft, Vol. 38, Issue 2. 29. K. Kavukcuoglu (2003), “Wing Flutter Analysis with An Uncouple Method”, School of Natural and Applied Sciences. 116 30. N. V. Taylor, B. A. Christian, P. J. Dorian, A. Gaitonde, G. F. J. Hill (2004), “Investigation of Structural Modelling Methods for Aeroelastic Calculations”, 22nd Applied Aerodynamics Conference and Exhibit, Providence, Rhode Island. 31. R. Kamakoti, W. Shyy (2004), “Fluid–structure interaction for aeroelastic applications”, Progress in Aerospace Sciences, Vol. 40, Issue 8, pp. 535-558. 32. N. Taylor, C. Allen, D. Jones, A. Gaitonde, G. Hill (2004), “Investigation of Structural Modelling Methods for Aeroelastic Calculations”, 22nd Applied Aerodynamics Conference and Exhibit, Providence, Rhode Island, 2004. 33. R. J. Beaubien, F. Nitzsche, D. Feszty (2005), “Time and Frequency Domain Flutter Solutions for The AGARD 445.6 Wing”. 34. X. Chen, G. Zha, M. Yang (2006), “Numerical Simulation of 3-D Wing Flutter with Fully Coupled Fluid-Structure Interaction Approach”, 44th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, Reno, Nevada, 2006. 35. D. Tremblay, S. Etienne, D. Pelletier (2006), “Code Verification and The Method of Manufactured Solutions for Fluid-Structure Interaction Problems”, 36th AIAA Fluid Dynamics Conference, San Francisco, California, USA. 36. P. Pahlavanloo (2007), “Dynamic Aeroelastic Simulation of the AGARD 445.6 Wing Using Edge”, Defense and Security, Systems and Technology, Technical Report FOI-R-2259-SE. 37. U. Susuz (2008), “Aeroelastic Analysis of an Unmanned Aerial Vehicle”, PhD Thesis, Middle East Technical University. 38. M. Woodgate (2008), “Fast Prediction of Transonic Aeroelasticity Using Computational Fluid Dynamics”, PhD thesis, University of Glasgow. 39. N. A. Pitcher (2008), “A Static Aeroelastic Analysis of a Flexible Wing Mini Unmanned Aerial Vehicle”, MSc Thesis. 40. Y. Perng (2011), “Modeling Fluid Structure Interactions”, ANSYS Inc. 41. P. Chwalowski, Jennifer P. Florance, J. Heeg, C. Wieseman, B. Perry (2011), “Preliminary Computational Analysis of the (HIRENASD) Configuration in Preparation for the Aeroelastic Prediction Workshop”, International Forum on Aeroelasticity and Structural Dynamics IFASD-2011-108. 42. K. Matsushima, M. Murayama, K. Nakahashi (2012), “Unstructured dynamic mesh for large movement and deformation”, 40th AIAA Aerospace Sciences Meeting & Exhibit, Reno, NV, USA. 117 43. E. Lee-Rausch, J. Batina (2012), “Wing Flutter Boundary Prediction Using Unsteady Euler Aerodynamic Method”, AIAA Journal, pp. AIAA-93-1422- CP. 44. E. Baskut, A. Akgul (2012), “Development of a Closely Coupled Procedure for Dynamic Aeroelastic Analyses”, Scientific Technical Review, Vol. 62, No. 2, pp. 30-39. 45. S.-H. Huo, Z. Yuan, F.-S. Wang, Z.-F. Yue (2013), “Effects of static aeroelasticity on composite wing characteristics under different flight attitudes”, Journal of Central South University, Vol. 20, pp. 312–317. 46. M. Ozcatalbas, B. Acar, S. Uslu (2018), “Investigation of Aeroelastic Stability on AGARD 445.6 Wing at Transonic Regime”, 9th International Conference on Mechanical and Aerospace Engineering (ICMAE). 47. Hoàng Thị Kim Dung, Vũ Quốc Huy 92011), “Hiện tượng đàn hồi khí động động – Flutter trên mô hình hai bậc tư ̣ do”, Tuyển tập công trình Hội nghị khoa học Cơ học Thủy khí Toàn quốc 2011, Cửa Lò. 48. Văn Minh Chính (2010), “Nghiên cứu hiện tượng khí động đàn hồi tĩnh của cánh khí cụ bay”, Luận văn thạc sĩ, Đại học Bách khoa Hà Nội, 2010. 49. Hoàng Thị Bích Ngọc, Đinh Văn Phong, Nguyễn Hồng Sơn (2009), “Nghiên cứu hiện tượng đàn hồi cánh dưới tác dụng lực khí động”, Tuyển tập công trình hội nghị Cơ học toàn quốc, Hà Nội. 50. Đỗ Đắc Thành, Nghiên cứu thực nghiệm và mô phỏng hiện tượng đàn hồi khí động, Hà Nội: Luận văn thạc sĩ, Đại học Bách khoa Hà Nội, 2015. 51. Nguyễn Minh Triết (2017), “Phân tích đáp ứng của Biên dạng cánh máy bay theo cách tiếp cận đối ngẫu”, Luận án tiến sĩ Cơ học kỹ thuật, Trường Đại học Công nghệ, Đại học Quốc gia Hà Nội. 52. C. D. Harris (1990), “NASA Supercritical Airfoils - A Matrix of Family- Related Airfoils”, Langley Research Center, Hampton, Virginia. 53. “C-17 Globemaster III,” National Aeronautics and Space Administration, 1998. 54. NASA (2004), “The Supercritical Airfoil”, TF-2004-13 DFRC. 55. Z. Xu, J. H. Saleh, V. Yang (2019), “Optimization of Supercritical Airfoil Design with Buffet Effect”, Asymptotic Analyses, Dynamics, And Aeroelasticity, AIAA Journal, Vol. 57, No. 10, https://doi.org/10.2514/1.J057573 56. A. Ghasem (1999), “Investigation of Asymmetry of Vortex Flow over Slender Delta Wings”, PhD Thesis of University of New South Wales Australia, pp. 6029. 118 57. M. Jones, A. Hashimotas, Y. Nakamura (2009), “Criteria for Vortex Breakdown above High-sweep Delta Wings”, AIAA Journal, Vol. 47, No 10. 58. X. Z. Huang, N. G. Verhaagen (2008), “Vortex Flow Behavior Over Slender Delta Wing Configurations: Experimental Studies Numerical and Analytical Solutions”, Springer. 59. J. Pollak, C. E. Lan (1995), “Calculated Effect of Freestream Turbulence on Aerodynamic Characteristics of a Delta Wing”, University of Kansas, Lawrence. 60. G. Guglieri, F. Quagliotti, “Experimental Investigation of Vortex Dynamics on a 65o Delta Wing”. 61. G. Guglieri, F. Quagliotti (1997), “Experimental Observation and Discussion of The Wing Rock Phenomenon”, Aerospace Science and Technology, Vol. 2, pp. 111-123. 62. D. G. Mabey (1997), “Similitude Relations for Buffet and Wing Rock on Delta Wing”, Progress Aerospace Sciences, Vol. 33, pp. 481-511. 63. G. Guglieri (2012), “A comprehensive analysis of wing rock dynamics for slender delta wing configurations”, Nonlinear Dynamics, Vol. 69, pp. 1559– 1575. 64. A. H. Nayfeh, J. M. Elzebda, D. T. Mook (1989), “Analytical study of the subsonic wing-rock phenomenon for slender delta wings”, Journal of Aircraft, Vol. 26, No.9, https://doi.org/10.2514/3.45844 65. G. Guglieri, F. Quagliotti (2001), “Analytical and xperimental Analysis of Wing Rock”, Nonlinear Dynamics, Vol. 24, pp. 129-146, https://doi.org/10.1023/A%3A1008328528873 66. C. H. Hsu, C. E. Lan (1985), “Theory of wing rock”, Journal of Aircraft, Vol. 22, No. 10, pp. 920–924, https://doi.org/10.2514/3.45225 67. Thi Kim Dung Hoang, Minh Ngoc Tran, Phu Khanh Nguyen (2014), “Wing Rock Phenomenon of Low-Speed Delta Flow”, Journal of Science and Technology, Vol. 52, No. 2C, pp. 206-213. 68. ANSYS Documentation, ANSYS, Inc. 69. H. Schlichting (1979), “Boundary Layer Theory”, 7th Edition, New York: McGraw-Hill. 70. C. S. Peskin (2002), “The immersed boundary method”, Acta Numerica, Vol. 11, pp. 479-517. 71. M.-C. Lai, C. S. Peskin (2000), “An Immersed Boundary Method with Formal Second-Order Accuracy and Reduced Numerical Viscosity”, Journal of Computational Physics, Vol. 160, pp. 705–719. 119 72. A. Pope (1947), “Wind-Tunnel Testing”, Publisher New Yok, John Wiley & Sons, Inc. 73. U. Ghia, K. N. Ghia, C. T. Shin (1981), “High-Re solutions for incompressible flow using the Navier-Stokes equations and a multigrid method”, Journal of Computational Physics, Vol. 48, Issue 3, pp. 387-411. 74. J. Liu, A. Guo, H. Li, H. Hub (2018), “Methodology for wave force monitoring of bottom-mounted cylinder using the measurement of the wave surface elevation around the body surface”, Journal of Fluids and Structures, Vol. 78, pp. 197-214. 75. Hoang Thi Kim Dung, Nguyen Phu Khanh (2020), “Research on Aeroelasticity Phenomenon in Aeronautical ngineering”, Aerodynamics, IntechOpen. 120 PHỤ LỤC A. Đặc tính khí động Đặc tính khí động của các cánh trên được nghiên cứu cả thực nghiệm và mô phỏng ở tốc độ 5, 10, 15 m/s và góc tấn thay đổi từ 0 đến 30 độ. A.1. Cánh NACA65A004 Dòng chảy qua cánh NACA65A004 gồm: đường dòng, phân bố vận tốc và phân bố áp suất được thể hiện trong Hình A.1.1, A.1.2 và A.1.3. Phân bố áp suất trên cánh được thể hiện trong Hình A.1.4 và A.1.5. A.2. Cánh siêu tới hạn Dòng chảy qua cánh siêu tới hạn gồm: đường dòng, phân bố vận tốc và phân bố áp suất được thể hiện trong Hình A.2.1, A.2.2 và A.2.3. Phân bố áp suất trên cánh được thể hiện trong Hình A.2.4 và A.2.5. B. Đặc tính khí động đàn hồi B.1. Cánh thực nghiệm Cánh chữ nhật NACA65A004, cánh hình thang NACA65A004, cánh chữ nhật siêu tới hạn, cánh hình thang siêu tới hạn được thiết kế và chế tạo như trong Hình C.1.1, C.1.2, C.1.3 và C.1.4. B.2. Cánh hình chữ nhật NACA65A004 Các ứng suất tiếp xy, xz và yz trên cánh hình chữ nhật NACA65A004 được trình bày trong B.2.1, B.2.2 và B.2.3. B.3. Cánh hình thang NACA65A004 Các ứng suất tiếp xy, xz và yz trên cánh hình thang NACA65A004 được trình bày trong B.3.1, B.3.2 và B.3.3. B.4. Cánh hình chữ nhật siêu tới hạn Các ứng suất tiếp xy, xz và yz trên cánh hình chữ nhật siêu tới hạn được trình bày trong B.4.1, B.4.2 và B.4.3. B.5. Cánh hình thang siêu tới hạn Các ứng suất tiếp xy, xz và yz trên cánh hình thang siêu tới hạn được trình bày trong B.4.1, B.4.2 và B.4.3. 121 V = 5m/s V = 10m/s V = 15m/s a. AOA = 00 b. AOA = 50 c. AOA = 100 d. AOA = 150 e. AOA = 200 f. AOA = 250 g. AOA = 300 Hình A.1.1 Streamline - cánh NACA65A004 122 V = 5m/s V = 10m/s V = 15m/s a. AOA = 00 b. AOA = 50 c. AOA = 100 d. AOA = 150 e. AOA = 200 f. AOA = 250 g. AOA = 300 Hình A.1.2 Phân bố vận tốc - cánh NACA65A004 123 V = 5m/s V = 10m/s V = 15m/s a. AOA = 00 b. AOA = 50 c. AOA = 100 d. AOA = 150 e. AOA = 200 f. AOA = 250 g. AOA = 300 Hình A.1.3 Phân bố áp suất - cánh NACA65A004 124 V = 5m/s V = 10m/s V = 15m/s a. AOA = 00 b. AOA = 50 c. AOA = 100 d. AOA = 150 e. AOA = 200 f. AOA = 250 g. AOA = 300 Hình A.1.4 Phân bố Cp - cánh NACA65A004 125 V = 5m/s V = 10m/s V = 15m/s a. AOA = 00 b. AOA = 50 c. AOA = 100 d. AOA = 150 e. AOA = 200 f. AOA = 250 g. AOA = 300 Hình A.1.5 So sánh phân bố Cp - Cánh NACA65A004 -4 -3 -2 -1 0 1 2 3 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Cp-Upper Cp-Lower -4 -3 -2 -1 0 1 2 3 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Upper-CFD Lower-CFD Upper-EXP Lower-EXP -4 -3 -2 -1 0 1 2 3 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Upper-CFD Lower-CFD Upper-EXP Lower-EXP -4 -3 -2 -1 0 1 2 3 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Upper-CFD Lower-CFD Upper-EXP Lower-EXP -4 -3 -2 -1 0 1 2 3 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Upper-CFD Lower-CFD Upper-EXP Lower-EXP -4 -3 -2 -1 0 1 2 3 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Upper-CFD Lower-CFD Upper-EXP Lower-EXP -4 -3 -2 -1 0 1 2 3 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Upper-CFD Lower-CFD Upper-EXP Lower-EXP -4 -3 -2 -1 0 1 2 3 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Upper-CFD Lower-CFD Upper-EXP Lower-EXP -4 -3 -2 -1 0 1 2 3 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Upper-CFD Lower-CFD Upper-EXP Lower-EXP -4 -3 -2 -1 0 1 2 3 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Upper-CFD Lower-CFD Upper-EXP Lower-EXP -4 -3 -2 -1 0 1 2 3 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Upper-CFD Lower-CFD Upper-EXP Lower-EXP -4 -3 -2 -1 0 1 2 3 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Upper-CFD Lower-CFD Upper-EXP Lower-EXP -4 -3 -2 -1 0 1 2 3 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Upper-CFD Lower-CFD Upper-EXP Lower-EXP -4 -3 -2 -1 0 1 2 3 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Upper-CFD Lower-CFD Upper-EXP Lower-EXP -4 -3 -2 -1 0 1 2 3 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Upper-CFD Lower-CFD Upper-EXP Lower-EXP -4 -3 -2 -1 0 1 2 3 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Upper-CFD Lower-CFD Upper-EXP Lower-EXP -4 -3 -2 -1 0 1 2 3 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Upper-CFD Lower-CFD Upper-EXP Lower-EXP -4 -3 -2 -1 0 1 2 3 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Upper-CFD Lower-CFD Upper-EXP Lower-EXP -4 -3 -2 -1 0 1 2 3 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Upper-CFD Lower-CFD Upper-EXP Lower-EXP -4 -3 -2 -1 0 1 2 3 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Upper-CFD Lower-CFD Upper-EXP Lower-EXP -4 -3 -2 -1 0 1 2 3 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Upper-CFD Lower-CFD Upper-EXP Lower-EXP 126 V = 5m/s V = 10m/s V = 15m/s a. AOA = 00 b. AOA = 50 c. AOA = 100 d. AOA = 150 e. AOA = 200 f. AOA = 250 g. AOA = 300 Hình A.2.1 Streamline - cánh siêu tới hạn 127 V = 5m/s V = 10m/s V = 15m/s a. AOA = 00 b. AOA = 50 c. AOA = 100 d. AOA = 150 e. AOA = 200 f. AOA = 250 g. AOA = 300 Hình A.2.2 Phân bố vận tốc - cánh siêu tới hạn 128 V = 5m/s V = 10m/s V = 15m/s a. AOA = 00 b. AOA = 50 c. AOA = 100 d. AOA = 150 e. AOA = 200 f. AOA = 250 g. AOA = 300 Hình A.2.3 Phân bố áp suất - cánh siêu tới hạn 129 V = 5m/s V = 10m/s V = 15m/s a. AOA = 00 b. AOA = 50 c. AOA = 100 d. AOA = 150 e. AOA = 200 f. AOA = 250 g. AOA = 300 Hình A.2.4 Phân bố Cp - cánh siêu tới hạn 130 V = 5m/s V = 10m/s V = 15m/s a. AOA = 00 b. AOA = 50 c. AOA = 100 d. AOA = 150 e. AOA = 200 f. AOA = 250 g. AOA = 300 Hình A.2.5 So sánh phân bố Cp - Cánh siêu tới hạn -8 -6 -4 -2 0 2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Upper-CFD Lower-CFD Upper-EXP Lower-EXP -8 -6 -4 -2 0 2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Upper-CFD Lower-CFD Upper-EXP Lower-EXP -8 -6 -4 -2 0 2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Upper-CFD Lower-CFD Upper-EXP Lower-EXP -8 -6 -4 -2 0 2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Upper-CFD Lower-CFD Upper-EXP Lower-EXP -8 -6 -4 -2 0 2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Upper-CFD Lower-CFD Upper-EXP Lower-EXP -8 -6 -4 -2 0 2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Upper-CFD Lower-CFD Upper-EXP Lower-EXP -8 -6 -4 -2 0 2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Upper-CFD Lower-CFD Upper-EXP Lower-EXP -8 -6 -4 -2 0 2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Upper-CFD Lower-CFD Upper-EXP Lower-EXP -8 -6 -4 -2 0 2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Upper-CFD Lower-CFD Upper-EXP Lower-EXP -8 -6 -4 -2 0 2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Upper-CFD Lower-CFD Upper-EXP Lower-EXP -8 -6 -4 -2 0 2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Upper-CFD Lower-CFD Upper-EXP Lower-EXP -8 -6 -4 -2 0 2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Upper-CFD Lower-CFD Upper-EXP Lower-EXP -8 -6 -4 -2 0 2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Upper-CFD Lower-CFD Upper-EXP Lower-EXP -8 -6 -4 -2 0 2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Upper-CFD Lower-CFD Upper-EXP Lower-EXP -8 -6 -4 -2 0 2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Upper-CFD Lower-CFD Upper-EXP Lower-EXP -8 -6 -4 -2 0 2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Upper-CFD Lower-CFD Upper-EXP Lower-EXP -8 -6 -4 -2 0 2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Upper-CFD Lower-CFD Upper-EXP Lower-EXP -8 -6 -4 -2 0 2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Upper-CFD Lower-CFD Upper-EXP Lower-EXP -8 -6 -4 -2 0 2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Upper-CFD Lower-CFD Upper-EXP Lower-EXP -8 -6 -4 -2 0 2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Upper-CFD Lower-CFD Upper-EXP Lower-EXP -8 -6 -4 -2 0 2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 X/c C p Upper-CFD Lower-CFD Upper-EXP Lower-EXP 131 a. Cánh thiết kế b. Cánh thực nghiệm Hình B.1.1 Cánh chữ nhật NACA65A004 132 a. Cánh thiết kế b. Cánh thực nghiệm Hình B.1.2 Cánh hình thang NACA65A004 133 a. Cánh thiết kế b. Cánh thực nghiệm Hình B.1.3 Cánh chữ nhật siêu tới hạn 134 a. Cánh thiết kế b. Cánh thực nghiệm Hình B.1.4 Cánh hình thang siêu tới hạn 135 a. Thời điểm T0 b. Thời điểm T1 c. Thời điểm T2 Hình B.2.1 Ứng suất tiếp xy – Cánh chữ nhật NACA65A004 136 a. Thời điểm T0 b. Thời điểm T1 c. Thời điểm T2 Hình B.2.2 Ứng suất tiếp xz – Cánh chữ nhật NACA65A004 137 a. Thời điểm T0 b. Thời điểm T1 c. Thời điểm T2 Hình B.2.3 Ứng suất tiếp yz – Cánh chữ nhật NACA65A004 138 a. Thời điểm T0 b. Thời điểm T1 c. Thời điểm T2 Hình B.3.1 Ứng suất tiếp xy – Cánh hình thang NACA65A004 139 a. Thời điểm T0 b. Thời điểm T1 c. Thời điểm T2 Hình B.3.2 Ứng suất tiếp xz – Cánh hình thang NACA65A004 140 a. Thời điểm T0 b. Thời điểm T1 c. Thời điểm T2 Hình B.3.3 Ứng suất tiếp yz – Cánh hình thang NACA65A004 141 a. Thời điểm T0 b. Thời điểm T1 c. Thời điểm T2 Hình B.3.1 Ứng suất tiếp xy – Cánh chữ nhật siêu tới hạn 142 a. Thời điểm T0 b. Thời điểm T1 c. Thời điểm T2 Hình B.3.2 Ứng suất tiếp xz – Cánh chữ nhật siêu tới hạn 143 a. Thời điểm T0 b. Thời điểm T1 c. Thời điểm T2 Hình B.4.3 Ứng suất tiếp yz – Cánh chữ nhật siêu tới hạn 144 a. Thời điểm T0 b. Thời điểm T1 c. Thời điểm T2 Hình B.5.1 Ứng suất tiếp xy – Cánh hình thang siêu tới hạn 145 a. Thời điểm T0 b. Thời điểm T1 c. Thời điểm T2 Hình B.5.2 Ứng suất tiếp xz – Cánh hình thang siêu tới hạn 146 a. Thời điểm T0 b. Thời điểm T1 c. Thời điểm T2 Hình B.5.3 Ứng suất tiếp yz – Cánh hình thang siêu tới hạn