TÌM HIỂU CÁC BỀ MẶT ĐIỀU KHIỂN TRÊN MÁY BAY Khí động lực học

TRƯỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA HÀ NỘI
VIỆN CƠ KHÍ ĐỘNG LỰC

BÁO CÁO
KHÍ ĐỘNG LỰC HỌC II
TÌM HIỂU CÁC BỀ MẶT ĐIỀU KHIỂN
TRÊN MÁY BAY

Sinh viên thực hiện:

Giáo viên hướng
dẫn:

NHÓM 9

MSSV

Nguyễn Trọng Thuận

20153661

Nguyễn Đặng Nhất

20152759

Trương Hồng Sơn

20143889

PGS.TS HOÀNG THỊ KIM DUNG

Hà Nội, 6/2019


MỤC LỤC
Chương 1: Giới thiệu....................................................................................................1
Chương 2: Một số khái niệm liên quan..........................................................................3
2.1. Lực nâng trên cánh..............................................................................................3
2.2. Hệ trục tọa độ và trọng tâm của máy bay............................................................5
Chương 3: Bề mặt điều khiển chính (Main control surfaces).........................................7
3.1. Cánh liệng (Ailerons)..........................................................................................8
3.1.1. Khái niệm và hoạt động...............................................................................8
3.1.2. Hạn chế và cách khắc phục..........................................................................9
3.1.3. Công thức tính tốn ảnh hưởng của sư thay đổi Cánh liệng.......................12
3.2. Cánh lái độ cao (Elevators)...............................................................................13
3.2.1. Cơng thức tính tốn ảnh hưởng của sự thay đổi cánh lái độ cao................15
3.3. Cánh lái hướng (Rudder)..................................................................................17
3.3.1. Khái niệm và hoạt động.............................................................................17
3.3.2. Hạn chế và cách khắc phục........................................................................18
3.3.3. Cơng thức tính tốn ảnh hưởng của sư thay đổi Cánh lái hướng (Rudder).18
Chương 4: Bề mặt điều khiển phụ...............................................................................22
4.1 Cánh trợ liệng hay cánh cản (Spoilers)..............................................................22
4.2. Cánh tà sau (Flaps)............................................................................................23
4.2.1. Cánh tà sau phẳng (Plain flap)...................................................................24
4.2.2. Cánh tà sau rời (Split flap).........................................................................25
4.2.3. Cánh tà sau có khe thổi khí (Slotted flap)..................................................25
4.2.4. Cánh tà sau thả trượt (Fowler flap..............................................................25
4.3. Cánh tà trước (Slats).........................................................................................26
4.3.1. Cánh tà trước cố định (Fixed slat)..............................................................28
4.3.2. Cánh tà trước di động (Movable slat).........................................................28
4.3.3. Cánh tà mép trước (Leading edge flap)......................................................29

4.3.4. Cánh tà trước vịng bít (Leading edge cuff)...............................................30
4.3.5. Cánh nhỏ tạo xốy (Vortex Generators).....................................................30
4.4. Phanh khí động (Air brakes).............................................................................33
4.5. Bề mặt điều khiển tinh chỉnh............................................................................33
KẾT LUẬN.................................................................................................................35
DANH MỤC TÀI LIỆU THAM KHẢO.....................................................................36



DANH MỤC HÌNH ẢNH
Hình 1: Vị trí các bề mặt điều khiển của máy bay Airbus A380....................................1
Hình 2: Vị trí các bề mặt điều khiển trên một dạng máy bay chiến đấu.........................1
Hình 3: Vị trí các bề mặt điều khiển trên máy bay T-28B..............................................2
Hình 4: Hai loại biên dạng cánh cơ bản: Cánh cong và cánh đối xứng..........................3
Hình 5: Đường dịng khơng khí di chuyển qua biên dạng cánh.....................................3
Hình 6: Hiện tượng thất tốc trên cánh khi góc tấn lớn...................................................4
Hình 7: Phân bố áp suất trên một biên dạng cánh tjai các góc tấn khác nhau................4
Hình 8: Minh họa đồ thị hệ số lực nâng với góc tấn (a); Đường dòng qua cánh trong
trường hợp cánh tà lệch 0 và 15..................................................................................5
Hình 9: Ba trục tọa độ và trọng tâm của máy bay..........................................................6
Hình 10: Nguyên lý chung của các bề mặt điều khiển...................................................7
Hình 11: Vị trí thường thấy của các bề mặt điều khiển chính cơ bản.............................8
Hình 12: Mơ tả trường hợp đẩy cần điều khiển sang trái...............................................9
Hình 13: Máy bay lăn sang phải khi đẩy cần điều khiển sang phải................................9
Hình 14: Ảnh hưởng của lực cản khi điều khiển cánh liệng........................................10
Hình 15: Điều khiển kết hợp giữa cánh liệng và cánh lái hướng để tránh dạt máy bay10
Hình 16: Cánh liệng vi sai............................................................................................11
Hình 17: Cơ chế hoạt động của cánh liệng dạng Frise.................................................11
Hình 18: Sơ đồ lực khí cánh liệng thay đổi..................................................................12
Hình 19: Máy bay ngóc lên khi cánh lái độ cao gập lên..............................................14

Hình 20: Mơ tả sự trúc ngóc của máy bay do điều khiển cánh lái độ cao....................14
Hình 21: Ví dụ trường hợp cánh lái độ cao đặt phía trước...........................................14
Hình 22: Ví dụ đi ngang điều khiển ở máy bay chiến đấu.......................................15
Hình 23: Hình ảnh profil khi thay đổi góc...................................................................15
Hình 24: Lực và mơ – men trong q trình cất cánh....................................................16
Hình 25: Mơ tả sự chuyển hướng sang phải/trái do điều khiển cánh hướng................17
Hình 26: Máy bay chuyển hướng sang trái khi đạp bàn đạp bên trái...........................17


Hình 27: Điều khiển hướng và độ lệch của cánh lái lướng..........................................18
Hình 28: Cánh lái hướng mũi tên và chữ nhật.............................................................18
Hình 29:Mơ – men cân bằng của động cơ song song khi động cơ phải không hoạt
động. Điều khiển hướng và tinh chỉnh.........................................................................19
Hình 30: Lực và góc trong trường hợp gió ngược chiều..............................................20
Hình 31: Trọng tâm máy bay.......................................................................................21
Hình 32: Cánh trợ liệng (cánh cản) trên máy bay........................................................22
Hình 33: Cánh cản - Bề mặt điều khiển giúp sinh lực cản, giảm lực nâng...................23
Hình 34: Cánh trợ liệng – Hỗ trợ liệng máy bay khi bay ở vận tốc cao.......................23
Hình 35: Máy bay đang hạ cánh, dùng cánh tà sau......................................................24
Hình 36: Các loại cánh tà sau thơng thường................................................................24
Hình 37: Dịng khí đi qua khe thổi khí.........................................................................25
Hình 38: Cánh tà sau thả trượt ở máy bay....................................................................26
Hình 39: Cánh tà sau thả trượt ở vị trí mở...................................................................26
Hình 40: Một loại cánh tà trước...................................................................................27
Hình 41: Mơ tả ảnh hưởng của cánh tà trước với dịng khơng khí qua cánh................27
Hình 42: Mơ tả cánh tà trước cố định ở máy bay.........................................................28
Hình 43: Mơ tả hình dạng, vị trí khi mở của cánh tà trước di động.............................28
Hình 44: Cơ cấu xếp – thả của cánh tà mép trước........................................................29
Hình 45: Hình ảnh thực tế của cánh tà mép trước........................................................30
Hình 46: Mơ tả cấu tạo cánh tà trước vịng bít.............................................................30

Hình 47: Vortex............................................................................................................ 31
Hình 48: Vortex............................................................................................................ 32
Hình 49: Vortex generator............................................................................................32
Hình 50: Phanh khí động trong máy bay chiến đấu.....................................................33
Hình 51: Vị trí các tấm bù khí động trên các bề mặt điều khiển chính.........................34
Hình 52: Mơ tả hoạt động của cánh tinh chỉnh ở cánh lái độ cao.................................34
DANH MỤC BẢNG
Bảng 1: Tổng hợp cơ bản về các bề mặt điều khiển chính.............................................8


Chương 1: Giới thiệu

Chương 1: Giới thiệu
Các bề mặt điều khiển (hay còn gọi là các cánh điều khiển) cho phép phi cơng có thể
điều khiển trạng thái của máy bay, lái máy bay theo ý muốn của mình. Nói đến các bề
mặt điều khiển người ta nghĩ ngay đến các bề mặt điều khiển dùng cho máy bay cánh
cố định. Máy bay có thể sử dụng các bề mặt điều khiển khác nhau, vị trí đặt của chúng
khác nhau nhưng nguyên tắc điều khiển cơ bản vẫn được bảo tồn. Ví dụ như các bề
mặt điều khiển ở máy bay hành khách, máy bay chiến đấu, máy bay cánh quạt tương
tự nhau ở Hình 1, Hình 2 và Hình 3. Nguyên tắc điều khiển máy bay cánh quay (như
trực thăng) hoàn toàn khác với nguyên tắc điều khiển máy bay cánh cố định.

Hình 1: Vị trí các bề mặt điều khiển của máy bay Airbus A380

Hình 2: Vị trí các bề mặt điều khiển trên một dạng máy bay chiến đấu

1


Chương 1: Giới thiệu

Hình 3: Vị trí các bề mặt điều khiển trên máy bay T-28B
Bề mặt điều khiển ở máy bay cánh cố định gồm 3 phần:
 Bề mặt điều khiển chính (Main control surfaces);
 Bề mặt điều khiển phụ (Secondary control surfaces);
 Bề mặt điều khiển tinh chỉnh (Control trimming surfaces).
Ngồi ra cịn một số bề mặt hỗ trợ ổn định trong khi bay khác như cánh tay đòn cân
bằng (Horn balance), cánh nhỏ ở đầu mút cánh (Wingtip), cánh tạo xốy trên cánh
chính (Wing vortex generator).
Trong bài này cịn trình bày thêm một số khái niệm liên quan về lực nâng trên cánh, hệ
trục tọa độ của máy bay.

2


Chương 2: Một số khái niệm liên quan

Chương 2: Một số khái niệm liên quan
Trong mục này sẽ đưa ra một số khái niệm đơn giản về cách hình thành lực nâng trên
cánh và hệ trục tọa độ của máy bay.
2.1. Lực nâng trên cánh
Điều kiện cơ bản để tạo lực nâng trên cánh là khơng khí di chuyển ở bề mặt trên cánh
phải nhanh hơn bề mặt dưới của cánh, tạo sự chênh lệch áp suất giữa 2 bề mặt. Để làm
được điều này có thể sử dụng cánh cong, tăng góc tấn hay kết hợp cả cánh cong và
thay đổi góc tấn.
Xét biên dạng cánh cong, khơng khí đi qua bề mặt trên của cánh sẽ di chuyển nhanh
hơn, tạo phân bố áp suất thấp hơn bề mặt dưới của cánh. Sự chênh lệch áp suất giữa
mặt trên và mặt dưới sẽ tạo ra lực nâng cánh (hay máy bay). Khi tăng độ cong của
cánh, mở rộng diện tích cánh hay tăng góc tấn sẽ làm tăng lực nâng, đồng thời cũng
tăng lực cản.

Hình 4: Hai loại biên dạng cánh cơ bản: Cánh cong và cánh đối xứng

Hình 5: Đường dịng khơng khí di chuyển qua biên dạng cánh
Đối với cánh đối xứng, độ cong ở hai mặt cánh như nhau nên lực nâng chỉ xuất hiện
khi thay đổi góc tấn của cánh. Góc tấn tăng thì lực nâng tăng, nhưng góc tấn phải nhỏ
hơn góc tấn tới hạn để tránh hiện tượng thất tốc (Stall) (Hình 6) làm mất lực nâng và
tăng lực cản.
3


Chương 2: Một số khái niệm liên quan

Hình 6: Hiện tượng thất tốc trên cánh khi góc tấn lớn
Ngồi ra, khi vận tốc khơng khí đến cánh tăng cũng làm tăng lực nâng trên cánh.
Trên Hình 7, khi góc tấn tăng thì phân bố áp suất trên cánh thay đổi, sự tăng chênh
lệch áp suất giữa mặt trên và mặt dưới tăng dẫn đến tăng lực nâng đặt lên cánh.

Hình 7: Phân bố áp suất trên một biên dạng cánh tjai các góc tấn khác nhau
Cánh tà (Flap) thường được dùng để thay đổi độ cong của cánh, làm thay đổi lực nâng
của cánh nhằm một số mục đích nhất định (thực hiện các thao tác bay, cất cánh, hạ
cánh…). Hình 7b và Hình 7c mơ tả đường dịng khơng khí khi đi qua cố thể cánh khi
góc gập của cánh tà là 0 và 15. Đồ thị hệ số lực nâng theo góc tấn (Hình 7a) cho
thấy: khi tăng (hay giảm) góc gập của cánh tà sẽ làm tăng (hay giảm) hệ số lực nâng,
hệ số lực cản ở cùng góc tấn, đồng thời góc tấn tới hạn xảy ra hiện tượng thất tốc
(Stall) cũng sẽ tăng (hay giảm). Góc gập cánh tà càng lớn thì sự thay đổi của hệ số lực
nâng (lực cản) càng nhiều.
Từ đó, cánh tà được ứng dụng để sinh ra các lực khí động ứng dụng vào điều khiển
máy bay. Cánh tà lúc này trở thành các bề mặt điều khiển, tùy vào cơng dụng cụ thể
mà cánh tà sẽ có những tên gọi khác nhau.

4


Chương 2: Một số khái niệm liên quan

Hình 8: Minh họa đồ thị hệ số lực nâng với góc tấn (a); Đường dòng qua cánh trong
trường hợp cánh tà lệch 0 và 15.
2.2. Hệ trục tọa độ và trọng tâm của máy bay
Hệ trục tọa độ của máy bay (hay hệ trục tọa độ gắn với máy bay) gồm 3 trục thành
phần vng góc nhau đơi một (Hình 9): Trục đứng (Vertical axis), Trục ngang (Lateral
axis) và Trục dọc thân (Longitudinal axis).
Các trục này có thể được xác định như sau:
 Giả sử máy bay được móc vào một sợi cáp treo tại một điểm trên máy bay sao
cho máy bay thăng bằng (mặt phẳng cánh nằm ngang), lúc này cáp treo được
xem như là trục đứng của máy bay;
 Một đường thẳng đi qua trục đứng và song song với đường thẳng nối hai đầu
mút cánh (Wingtip) với nhau, đường thẳng này gọi là trục ngang của máy bay;
 Một đường thẳng khác cũng đi qua trục đứng nhưng song song với đường thẳng
nối từ đầu mũi (Nose) đến đuôi (Tail) của máy bay, đường thẳng này gọi là trục
dọc của máy bay.
Nếu 3 trục này cắt nhau tại điểm móc của cáp treo thì điểm móc đó là trọng tâm
(Center of gravity) của máy bay.
Ngoài ra người ta còn chọn chiều của các trục phù hợp với phi cơng. Cụ thể:
 Trục dọc thân hướng về phía trước (hướng nhìn của phi cơng);
 Trục ngang hướng về phía tay phải của phi công;
 Trục đứng hướng xuống dưới (theo quy tắc tam diện thuận).

5

Chương 2: Một số khái niệm liên quan

Hình 9: Ba trục tọa độ và trọng tâm của máy bay

6


Chương 2: Một số khái niệm liên quan

Chương 3: Bề mặt điều khiển chính (Main control surfaces)
Nguyên lý chung của các bề mặt điều khiển là:

Hình 10: Nguyên lý chung của các bề mặt điều khiển
Các bề mặt điều khiển chính của máy bay cánh cố định được gắn liền vào khung của
máy bay bằng khớp bản lề. Nó có thể xoay quanh trục của bản lề làm chệch hướng
dòng khơng khí qua nó. Sự chuyển hướng của dịng khơng khí tạo ra một lực làm mất
cân bằng lực ban đầu, làm máy bay xoay quanh trục của nó.
Có 3 bề mặt điều khiển chính cơ bản:
 Cánh liệng (Aileron)
 Cánh lái độ cao (Elevator)
 Cánh lái hướng (Rudder)


Chương 4: Bề mặt điều khiển phụ

Hình 11: Vị trí thường thấy của các bề mặt điều khiển chính cơ bản
Tác động của 3 bề mặt điều khiển này lên máy bay được liệt kê trong bảng sau:
Bảng 1: Tổng hợp cơ bản về các bề mặt điều khiển chính
Bề mặt điều khiển

Tác động lên máy bay

Trục xoay của máy bay

Cánh liệng

Liệng sang trái/phải
(Rolling)

Trục dọc thân

Cánh lái độ cao

Cánh lái hướng

Trúc xuống/ngóc lên
(Pitching)
Rẻ sang trái/phải
(Yawing)

Trục ngang

Trục đứng

3.1. Cánh liệng (Ailerons)
3.1.1. Khái niệm và hoạt động
Các cánh liệng được đặt ở đi cánh chính, gần đầu mút cánh. Chúng hoạt động ngược
chiều nhau, một cánh gập lên thì cánh cịn lại gập xuống. Khi một cánh liệng gập
xuống sẽ làm tăng lực nâng tác dụng lên cánh; ngược lại, khi cánh liệng gập lên sẽ làm

giảm lực nâng. Sự chênh lệch lực nâng này làm cho máy bay xoay quanh trục dọc thân
(Rolling). Khi máy bay đang bay bằng, đẩy cần điều khiển qua trái (hay xoay bánh lái
theo chiều kim đồng hồ) thì cánh liệng bên trái gập lên, cánh liệng bên phải gập xuống
8


Chương 4: Bề mặt điều khiển phụ
làm máy bay xoay quanh trục dọc thân về phía trái (Hình 12). Ngược lại khi đẩy cần
điều khiển qua phải (Hình 13).

Hình 12: Mơ tả trường hợp đẩy cần điều khiển sang trái

Hình 13: Máy bay lăn sang phải khi đẩy cần điều khiển sang phải
Khi đạt đến góc liệng (Bank angle) cần thiết, trả cần điều khiển về vị trí trung tâm thì
máy bay sẽ khơng xoay quanh trục nữa và giữ trạng trái bay nghiên. Muốn máy bay
bay bằng như cũ thì đẩy cần điều khiển sang phải đến khi góc liệng bằng 0 thì trả về vị
trí trung tâm.
3.1.2. Hạn chế và cách khắc phục
Cánh liệng chủ yếu làm cho máy bay xoay quanh trục dọc thân. Nhưng khi cánh liệng
gập xuống (hay lên) để làm tăng (hay giảm) lực nâng thì đồng thời cũng tạo ra lực cản
lớn (hay nhỏ) lên cánh máy bay. Sự chênh lệch lực cản này làm cho máy bay có xu
hướng xoay quanh trục đứng, hướng ngược với hướng liệng. Đây gọi là hiện tượng dạt
máy bay (Adverse yaw) do sử dụng cánh liệng.
Ví dụ: Khi đẩy cần điều khiển về phía trái, máy bay xoay quanh trục dọc thân về phía
trái, đồng thời do bị ảnh hưởng bởi lực cản sinh ra nên xoay quanh trục đứng về phía
phải (Hình 14).
9


Chương 4: Bề mặt điều khiển phụ

Hình 14: Ảnh hưởng của lực cản khi điều khiển cánh liệng
Hạn chế này sẽ tăng lên đối với máy bay có sải cánh dài (máy bay lượn) hoặc đang
bay với vận tốc thấp.
Trong điều khiển, để tránh việc này các phi công thường kết hợp các bề mặt điều khiển
với nhau. Một trong các cách là kết hợp sử dụng cánh lái hướng để điều chỉnh máy bay
đi đúng hướng (Hình 15): máy bay dạt về phía nào thì gập cánh lái hướng về phía
ngược lại, đến Mục 3.3 sẽ nói rõ hơn cơ chế này.

Hình 15: Điều khiển kết hợp giữa cánh liệng và cánh lái hướng để tránh dạt máy bay
Trong thiết kế máy bay có thể dùng cơ cấu cánh liệng vi sai, cơ cấu cánh liệng dạng
Frise…để giảm bớt điểm hạn chế này.
Cánh liệng vi sai (Hình 16) là cánh liệng có 2 góc gập khác nhau: góc gập lên lớn hơn
góc gập xuống, nhằm làm cân bằng lực cản giữa 2 cánh.

10


Chương 4: Bề mặt điều khiển phụ

Hình 16: Cánh liệng vi sai
Cánh liệng dạng Frise (Hình 17) là cánh liệng có phần mép trước nhơ ra phía trước
trục bản lề. Khi cánh liệng gập lên, mép trước hạ xuống dưới bề mặt của cánh và tạo ra
lực cản ký sinh (Parasite drag), tăng lực cản cho cánh. Từ đó làm hạn chế chênh lệch
lực cản giữa 2 cánh dẫn đến hạn chế hiện tượng dạt máy bay do cánh liệng gây ra.

Hình 17: Cơ chế hoạt động của cánh liệng dạng Frise

11

Chương 4: Bề mặt điều khiển phụ
3.1.3. Cơng thức tính tốn ảnh hưởng của sư thay đổi Cánh liệng

Hình 18: Sơ đồ lực khí cánh liệng thay đổi
Mơ men quay:
Hoặc:
Trong đó:





q: áp suất động
b: sải cánh
S: diện tích cánh
hệ số mơ men quay

Ta có:
Thành phần là hệ số mơ men liệng của cánh do sự thay đổi của cánh liệng và cũng
được gọi là điều khiển cường độ liệng của cánh lái liệng.

Trong đó đã được hiệu chỉnh cho dịng 3D và thành phần 2 được thêm vào để tính
tốn cho trường hợp 2 cái lái liệng.
C: dây cung biên dạng cánh.




gốc dây cung

: tỉ số thon của cánh

Lực cản cảm ứng khi liệng (The aircraft rolling drag)

Trong đó:
12


Chương 4: Bề mặt điều khiển phụ
 : hệ số lực cản khi chuyển động liệng
 : diện tích tổng bề mặt các cánh (cánh, đuôi ngang, đuôi đứng)
 : Tốc độ máy của máy bay khi chuyển động liệng
 : tốc độ góc

3.2. Cánh lái độ cao (Elevators)
Cánh lái độ cao là phần có thể có thể xoay quanh một khớp bản lề nằm phía sau cánh
ổn định ngang của máy bay. Các cánh lái độ cao gập lên xuống cùng nhau.
Khi phi công đẩy cần điều khiển về phía sau, cánh lái độ cao gập lên tạo lực khí động
đẩy phần đi máy bay xuống làm cho máy bay ngóc mũi lên. Đồng thời, khi máy bay
ngóc mũi lên, cánh chính tăng góc tấn dẫn đến tăng lực nâng trên cánh làm máy bay
tăng độ cao. Khi đạt đến góc trúc ngóc lên cần thiết, trả cần điều khiển về vị trí trung
tâm, máy bay vẫn tiếp tục leo dốc; khi đạt độ cao nhất định thì đẩy cần điều khiển về
phía trước đến khi góc ngóc lên bằng 0 để máy bay bay bằng trở lại (Hình 19). Ngược
lại, phi cơng đẩy cần điều khiển về phía trước để máy bay hạ độ cao.
Như vậy cánh lái độ cao điều khiển sự trúc ngóc (Pitching), làm máy bay xoay quanh
trục ngang của nó. Cánh lái gập xuống (hay lên) thì máy bay trúc xuống (hay ngóc lên)
(Hình 20).

Hình 19: Máy bay ngóc lên khi cánh lái độ cao gập lên

13


Chương 4: Bề mặt điều khiển phụ

Hình 20: Mơ tả sự trúc ngóc của máy bay do điều khiển cánh lái độ cao
Đối với một số loại máy bay có cánh lái độ cao đặt phía trước cánh chính (Hình 21) thì
nguyên tắc điều khiển tương tự. Khi cánh lái độ cao gập xuống làm tăng lực nâng ở
phía trước, đẩy mũi máy bay đi lên; ngược lại khi cánh lái độ cao gập lên.

Hình 21: Ví dụ trường hợp cánh lái độ cao đặt phía trước
Ở một số máy bay (thường là máy bay chiến đấu) dùng toàn bộ cánh ngang sau đuôi
(hay trước mũi) để làm cánh lái độ cao, được gọi là đi ngang điều khiển (Stabilator)
(Hình 3-11). Nó thực hiện cả 2 chức năng giữ thăng bằng ngang và điều khiển độ cao
máy bay.

14


Chương 4: Bề mặt điều khiển phụ

Hình 22: Ví dụ đuôi ngang điều khiển ở máy bay chiến đấu
3.2.1. Công thức tính tốn ảnh hưởng của sự thay đổi cánh lái độ cao

Hình 23: Hình ảnh profil khi thay đổi góc

15


Chương 4: Bề mặt điều khiển phụ

Hình 24: Lực và mơ – men trong q trình cất cánh

Hầu hết các đi ngang có xu hướng sử dụng cánh có profil đối xứng.

: là độ dốc của đường cong lực nâng đi

 : góc tấn của máy bay
 : góc lắp của cánh đi (là góc nhọn tạo bởi dây cung biên dạng cánh và trục dọc

máy bay)
 : góc lệch vào ra: là góc lệch giữa hướng của dịng khí vào và dịng khí ra khỏi
biên dạng cánh. Góc này phụ thuộc vào độ vồng của cánh.
 : tỉ lệ của dây cung biên dạng cánh lái độ cao với dây cung biên dạng cánh đuôi.
3.3. Cánh lái hướng (Rudder)
3.3.1. Khái niệm và hoạt động
Cánh lái hướng là phần có thể xoay quanh một khớp bản lề nằm phía sau cánh đuôi ổn
định dọc (cánh đứng) của máy bay. Điều khiển máy bay xoay quanh trục đứng
(Yawing), rẻ sang phải hoặc trái (Hình 3-12). Nó thường được điều khiển bởi bàn đạp
chứ không phải cần điều khiển. Cánh lái hướng còn được dùng để chống lại hiện tượng
dạt máy bay trong điều khiển cánh liệng.
16


Chương 4: Bề mặt điều khiển phụ

Hình 25: Mơ tả sự chuyển hướng sang phải/trái do điều khiển cánh hướng
Khi phi cơng đạp bàn đạp bên trái (Hình 3-13), cánh lái hướng gập về phía trái làm
thay đổi luồng khơng khí qua cánh đứng, tạo lực nâng đẩy phần đi máy bay sang
phải, máy bay xoay quanh trục đứng và chuyển hướng về bên trái. Khi đạt góc rẻ cần

thiết thì trả cần điều khiển về vị trí trung tâm. Ngược lại, phi công đạp bàn đạp bên
phải để máy bay rẻ sang phải.

Hình 26: Máy bay chuyển hướng sang trái khi đạp bàn đạp bên trái
3.3.2. Hạn chế và cách khắc phục
Khi máy bay sử dụng cánh lái hướng để chuyển hướng chuyển động sang trái thì bên
cánh chính phải sẽ có vận tốc khơng khí tới lớn hơn bên cánh chính trái, làm lực nâng
sinh ra bên cánh chính phải lớn hơn cánh trái. Điều này dẫn đến việc máy bay sẽ liệng
về phía trái. Ngược lại khi máy bay chuyển hướng chuyển động sang phải. Cũng như
hạn chế của cánh liệng, phi công dùng kết hợp các bề mặt điều khiển để tránh máy bay
liệng khi sử dụng cánh lái hướng.
17


Chương 4: Bề mặt điều khiển phụ
3.3.3. Cơng thức tính toán ảnh hưởng của sư thay đổi Cánh lái hướng (Rudder)
Y

Hình 27: Điều khiển hướng và độ lệch của cánh lái lướng
Mơ men quay:

Hình 28: Cánh lái hướng mũi tên và chữ nhật

: hệ số lực nâng đi đứng

Theo khí động học của máy bay:

Đại lượng Là hệ số mô – men quay bởi sự thay đổi của cánh lái hướng.
: tỉ lệ áp suất động của đuôi đứng
: tỉ lệ dây cung biên dạng cánh lái hướng với dây cung biên dạng đuôi đứng

18


Chương 4: Bề mặt điều khiển phụ
: biểu thị độ dốc lực nâng đuôi theo phương dọc
: hệ số thể tích đi đứng

3.3.3.1. Trường hợp đẩy khơng đối xứng

Hình 29:Mơ – men cân bằng của động cơ song song khi động cơ phải không hoạt
động. Điều khiển hướng và tinh chỉnh

Giả sử máy bay đối xứng qua trục xz (), khơng có góc trượt ,

19


Chương 4: Bề mặt điều khiển phụ
3.3.3.2. Trường hợp có gió ngược khi hạ cánh

Hình 30: Lực và góc trong trường hợp gió ngược chiều
 : góc trượt là góc giữa hướng bay với gió tương đối
 : vận tốc gió ngược
 : vận tốc máy bay về phía trước

Tốc độ của máy bay:

Từ hình trên, để máy bay hạ cánh đúng hướng. ta có các pt cân bằng:

20