Cơ học bay 1 các bề mặt điều KHIỂN BAY (flight control surfaces)

ĐẠI HỌC QUỐC GIA THÀNH PHỐ HỒ CHÍ MINH
ĐẠI HỌC BÁCH KHOA TP. HỒ CHÍ MINH

Cơ học bay 1

CÁC BỀ MẶT ĐIỀU KHIỂN BAY
(Flight Control Surfaces)
Giảng viên:

PGS. TS. Nguyễn Thiện Tống

Sinh viên:
MSSV:
Lớp:

Lương Hữu Trọng
G1103841
GT11HK

TP. Hồ Chí Minh, tháng 2/2014


Họ và tên : Lương Hữu Trọng
MSSV
: G1103841
Lớp
: GT11HK

CƠ HỌC BAY 1
Giảng viên : PGS. TS. Nguyễn Thiện Tống
Ngày nộp : 10/02/2014

Mục lục
Danh sách hình ảnh ................................................................................................................. 3
Danh sách bảng biểu ................................................................................................................ 4
1.

Giới thiệu .......................................................................................................................... 5

2.

Một số khái niệm liên quan ............................................................................................. 7

3.

2.1

Lực nâng trên cánh [3] ................................................................................................ 7

2.2

Hệ trục tọa độ và trọng tâm của máy bay [6] .............................................................. 9

Bề mặt điều khiển chính (Main control surfaces) [7] ................................................. 10
3.1

4.

Cánh liệng (Ailerons) ................................................................................................ 11

3.1.1

Khái niệm và hoạt động ..................................................................................... 11

3.1.2

Hạn chế và cách khắc phục ................................................................................ 12

3.2

Cánh lái độ cao (Elevators) ....................................................................................... 14

3.3

Cánh lái hướng (Rudder) ........................................................................................... 16

3.3.1

Khái niệm và hoạt động ..................................................................................... 16

3.3.2

Hạn chế và cách khắc phục ................................................................................ 17

Bề mặt điều khiển phụ ................................................................................................... 18
4.1

Cánh trợ liệng hay cánh cản (Spoilers) ..................................................................... 18

4.2

Cánh tà sau (Flaps) [9] .............................................................................................. 19

4.2.1

Cánh tà sau phẳng (Plain flap) ........................................................................... 21

4.2.2

Cánh tà sau rời (Split flap) ................................................................................. 21

4.2.3

Cánh tà sau có khe thổi khí (Slotted flap) .......................................................... 21

4.2.4

Cánh tà sau thả trượt (Fowler flap) .................................................................... 21

4.3

Cánh tà trước (Slats) [9] ............................................................................................ 22

4.3.1

Cánh tà trước cố định (Fixed slat) ..................................................................... 23

4.3.2

Cánh tà trước di động (Movable slat) ................................................................ 23

4.3.3

Cánh tà mép trước (Leading edge flap) ............................................................. 24

4.3.4

Cánh tà trước vịng bít (Leading edge cuff) ....................................................... 25
–1–


4.4

Phanh khí động (Air brakes) [7] ................................................................................ 26

5.

Bề mặt điều khiển tinh chỉnh [12] ................................................................................ 27

6.

Kết luận ........................................................................................................................... 28

Phụ lục..................................................................................................................................... 29
Phụ lục A.

Nguyên tắc điều khiển máy bay cánh quay .................................................... 29

Phụ lục B.

Cánh tay đòn cân bằng (Horn balance) [13] .................................................. 30

Phụ lục C.

Cánh nhỏ ở đầu mút cánh (Winglet) [15]....................................................... 31

Phụ lục D.

Các lá cánh tạo xoáy (Vortex generator) [16] ................................................ 32

Phụ lục E.

Cách bố trí bề mặt điều khiển trên các cánh đuôi .......................................... 33

Phụ lục F.

Các bề mặt điều khiển đa năng....................................................................... 34

Tài liệu tham khảo ................................................................................................................. 36

–2–


Danh sách hình ảnh
Hình 1-1 Vị trí các bề mặt điều khiển của máy bay Airbus A380 [1] ....................................... 5
Hình 1-2 Vị trí các bề mặt điều khiển trên một dạng máy bay chiến đấu ................................. 5
Hình 1-3 Vị trí các bề mặt điều khiển trên máy bay T-28B [2] ................................................. 6
Hình 2-1 Hai loại biên dạng cánh cơ bản: cánh cong (a) và cánh đối xứng (b) ........................ 7
Hình 2-2 Đường dịng khơng khí di chuyển qua biên dạng cánh [4]......................................... 7
Hình 2-3 Hiện tượng thất tốc trên cánh khi góc tấn lớn ............................................................ 7
Hình 2-4 Phân bố áp suất trên một biên dạng cánh tại các góc tấn khác nhau [4] .................... 8

Hình 2-5 Minh họa đồ thị hệ số lực nâng với góc tấn (a); Đường dịng qua cánh trong trường
hợp cánh tà lệch (b) và lệch
(c) [5] ................................................................................ 8
Hình 2-6 Ba trục tọa độ và trọng tâm của máy bay [6].............................................................. 9
Hình 3-1 Vị trí thường thấy của các bề mặt điều khiển chính cơ bản [8] ................................ 10
Hình 3-2 Mơ tả trường hợp đẩy cần điều khiển sang trái [6] .................................................. 11
Hình 3-3 Máy bay lăn sang phải khi đẩy cần điều khiển sang phải [8] ................................... 11
Hình 3-4 Ảnh hưởng của lực cản khi điều khiển cánh liệng [9] .............................................. 12
Hình 3-5 Điều khiển kết hợp giữa cánh liệng và cánh lái hướng để tránh dạt máy bay [9] .... 12
Hình 3-6 Cánh liệng vi sai [9].................................................................................................. 13
Hình 3-7 Cơ chế hoạt động của cánh liệng dạng Frise [9] ...................................................... 13
Hình 3-8 Máy bay ngóc lên khi cánh lái độ cao gập lên [9] .................................................... 14
Hình 3-9 Mơ tả sự trúc ngóc của máy bay do điều khiển cánh lái độ cao [6] ......................... 14
Hình 3-10 Ví dụ trường hợp cánh lái độ cao đặt phía trước [2] .............................................. 15
Hình 3-11 Ví dụ đi ngang điều khiển ở máy bay chiến đấu [2] ........................................... 15
Hình 3-12 Mơ tả sự chuyển hướng sang phải/trái do điều khiển cánh hướng [6] ................... 16
Hình 3-13 Máy bay chuyển hướng sang trái khi đạp bàn đạp bên trái [9] .............................. 16
Hình 4-1 Cánh trợ liệng (cánh cản) trên máy bay.................................................................... 18
Hình 4-2 Cánh cản - Bề mặt điều khiển giúp sinh lực cản, giảm lực nâng [2] ........................ 19
Hình 4-3 Cánh trợ liệng – Hỗ trợ liệng máy bay khi bay ở vận tốc cao [2] ............................ 19
Hình 4-4 Máy bay đang hạ cánh, dùng cánh tà sau ................................................................. 20
Hình 4-5 Các loại cánh tà sau thơng thường [9] ...................................................................... 20
Hình 4-6 Cánh tà sau thả trượt ở máy bay ............................................................................... 21
Hình 4-7 Cánh tà sau thả trượt ở vị trí mở [2] ......................................................................... 22
Hình 4-8 Một loại cánh tà trước............................................................................................... 22
–3–


Hình 4-9 Mơ tả ảnh hưởng của cánh tà trước với dịng khơng khí qua cánh [10] ................... 22
Hình 4-10 Mô tả cánh tà trước cố định ở máy bay [2] ............................................................ 23

Hình 4-11 Mơ tả hình dạng, vị trí khi mở của cánh tà trước di động ...................................... 23
Hình 4-12 Cơ cấu thay đổi vị trí của cánh tà trước di động..................................................... 24
Hình 4-13 Cơ cấu xếp – thả của cánh tà mép trước ................................................................. 24
Hình 4-14 Hình ảnh thực tế của cánh tà mép trước ở Boeing 737 .......................................... 25
Hình 4-15 Mơ tả cấu tạo cánh tà trước vịng bít [9] ................................................................ 25
Hình 4-16 Phanh khí động trong máy bay chiến đấu............................................................... 26
Hình 4-17 Một loại cơ cấu phanh khí động của máy bay [11] ................................................ 26
Hình 5-1 Vị trí các tấm bù khí động trên các bề mặt điều khiển chính ................................... 27
Hình 5-2 Mơ tả hoạt động của cánh tinh chỉnh ở cánh lái độ cao [9] ...................................... 27
Hình 0-1 Điều khiển máy bay trực thăng [9] ........................................................................... 29
Hình 0-2 Cánh tay địn cân bằng [13] ...................................................................................... 30
Hình 0-3 Dịng xốy hình thành ở phía sau máy bay [2] ......................................................... 31
Hình 0-4 Cánh nhỏ ở đầu mút cánh máy bay .......................................................................... 31
Hình 0-5 Cánh tạo xốy trên về mặt cánh [16] ........................................................................ 32
Hình 0-6 Mơ tả ảnh hưởng của cánh tạo xoáy lên lớp biên ..................................................... 32
Hình 0-7 Một số dạng bố trí cánh lái độ cao và cánh lái hướng ở phía đi máy bay [2] ...... 33
Hình 0-8 Máy bay hành khách phản lực siêu thanh Concorde [17] ........................................ 34
Hình 0-9 Máy bay Beechcraft Bonanza V35 có cánh đi dạng chữ V [9] ............................ 34
Hình 0-10 Điều khiển cánh lái độ cao của máy bay có cánh đi dạng chữ V để thực hiện các
thao tác bay [2]......................................................................................................................... 35

Danh sách bảng biểu
Bảng 3-1 Tổng hợp cơ bản về các bề mặt điều khiển chính .................................................... 10

–4–


CÁC BỀ MẶT ĐIỀU KHIỂN BAY
(Flight control surfaces)
Trong bài này, “máy bay” được hiểu theo nghĩa “máy bay cánh cố định”.

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 1-1, Hình 1-2 và Hình 1-3. Nguyên tắc điều khiển máy bay cánh quay (như trực
thăng) hoàn toàn khác với nguyên tắc điều khiển máy bay cánh cố định (Xem Phụ lục A).

Hình 1-1 Vị trí các bề mặt điều khiển của máy bay Airbus A380 [1]

Hình 1-2 Vị trí các bề mặt điều khiển trên một dạng máy bay chiến đấu
(Nguồn: www.emeraldinsight.com)

–5–


Hình 1-3 Vị trí các bề mặt điều khiển trên máy bay T-28B [2]

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 xoáy trên cánh chính (Wing

vortex generator)…(Xem Phụ lục B, Phụ lục C, Phụ lục D)
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.

–6–


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 [3]
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 (Hình 2-1a), 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.

(a)

(b)

Hình 2-1 Hai loại biên dạng cánh cơ bản: cánh cong (a) và cánh đối xứng (b)

Hình 2-2 Đường dịng khơng khí di chuyển qua biên dạng cánh [4]

Đối với cánh đối xứng (Hình 2-1b), 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 2-3) làm mất lực nâng và tăng lực cản.

Hình 2-3 Hiện tượng thất tốc trên cánh khi góc tấn lớn

–7–


Ngồi ra, khi vận tốc khơng khí đến cánh tăng cũng làm tăng lực nâng trên cánh.
Trên Hình 2-4, 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 2-4 Phân bố áp suất trên một biên dạng cánh tại các góc tấn khác nhau [4]

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
2-5b và Hình 2-5c mơ tả đường dịng khơng khí khi đi qua cố thể cánh khi góc gập của cánh
tà là và
. Đồ thị hệ số lực nâng theo góc tấn (Hình 2-5a) 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 công dụng cụ thể mà cánh tà sẽ có
những tên gọi khác nhau.

Hình 2-5 Minh họa đồ thị hệ số lực nâng với góc tấn (a); Đường dịng qua cánh
trong trường hợp cánh tà lệch (b) và lệch
(c) [5]

–8–

2.2 Hệ trục tọa độ và trọng tâm của máy bay [6]
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 2-6): 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.
Ngồi ra người ta cịn chọn chiều của các trục phù hợp với phi công. Cụ thể:
-

Trục dọc thân hướng về phía trước (hướng nhìn của phi cơng);
Trục ngang hướng về phía tay phải của phi cơng;
Trục đứng hướng xuống dưới (theo quy tắc tam diện thuận).

Hình 2-6 Ba trục tọa độ và trọng tâm của máy bay [6]

–9–


3. Bề mặt điều khiển chính (Main control surfaces) [7]
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 dịng 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)

Hình 3-1 Vị trí thường thấy của các bề mặt điều khiển chính cơ bản [8]

Tác động của 3 bề mặt điều khiển này lên máy bay được liệt kê trong Bảng 3-1
Bảng 3-1 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

Trúc xuống/ngóc lên
(Pitching)

Trục ngang

Cánh lái hướng

Rẻ sang trái/phải
(Yawing)

Trục đứng

Trong một số trường hợp, các bề mặt điều khiển đa năng tích hợp tính năng của một số bề
mặt điều khiển cơ bản với nhau được sử dụng để điều khiển máy bay, bằng cách thay đổi cơ
chế điều khiển, thay đổi vị trí các bề mặt điều khiển…(Xem Phụ lục E, Phụ lục F).

– 10 –


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 làm máy bay xoay quanh trục
dọc thân về phía trái (Hình 3-2). Ngược lại khi đẩy cần điều khiển qua phải (Hình 3-3).

Hình 3-2 Mơ tả trường hợp đẩy cần điều khiển sang trái [6]

Hình 3-3 Máy bay lăn sang phải khi đẩy cần điều khiển sang phải [8]

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.
– 11 –


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 3-4).

Hình 3-4 Ảnh hưởng của lực cản khi điều khiển cánh liệng [9]

Hạn chế này sẽ tăng lên đối với máy bay có sải cánh dài (máy bay lượn) hoặc đang bay với
vận tốc thấp [9].
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 3-5): 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 3-5 Điều khiển kết hợp giữa cánh liệng và cánh lái hướng để tránh dạt máy bay [9]

– 12 –


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 3-6) 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 [9].

Hình 3-6 Cánh liệng vi sai [9]

Cánh liệng dạng Frise (Hình 3-7) 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 [9].

Hình 3-7 Cơ chế hoạt động của cánh liệng dạng Frise [9]

– 13 –


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 cơng 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 3-8). 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 3-9).

Hình 3-8 Máy bay ngóc lên khi cánh lái độ cao gập lên [9]

Hình 3-9 Mơ tả sự trúc ngóc của máy bay do điều khiển cánh lái độ cao [6]

– 14 –


Đối với một số loại máy bay có cánh lái độ cao đặt phía trước cánh chính (Hình 3-10) thì
ngun 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 3-10 Ví dụ trường hợp cánh lái độ cao đặt phía trước [2]

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.

Hình 3-11 Ví dụ đuôi ngang điều khiển ở máy bay chiến đấu [2]

– 15 –

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 đi 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.

Hình 3-12 Mơ tả sự chuyển hướng sang phải/trái do điều khiển cánh hướng [6]

Khi phi công 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 đuôi 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 cơng đạp bàn đạp bên phải để máy bay rẻ sang phải.

Hình 3-13 Máy bay chuyển hướng sang trái khi đạp bàn đạp bên trái [9]

– 16 –


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 –

4. Bề mặt điều khiển phụ
Ngoài các bề mặt điều khiển chính, máy bay cịn được lắp đặt thêm một số bề mặt điều khiển
phụ nhằm giúp máy bay cơ động hơn, dễ điều khiển, tăng hiệu năng cánh…
Một số bề mặt điều khiển phụ như:
-

Cánh trợ liệng hay cánh cản (Spoilers);
Cánh tà sau (Flaps);
Cánh tà trước hay còn gọi là cánh đệm trước (Slats);
Phanh khí động hay tấm cản khí động (Air brakes).

4.1 Cánh trợ liệng hay cánh cản (Spoilers)
Tác dụng chính của cơ cấu này làm giảm nhanh lực nâng bằng cách làm gián đoạn dịng
khơng khí chảy trên bề mặt khí động của máy bay, đồng thời tăng lực cản giúp máy bay hạ
nhanh độ cao mà không tăng tốc độ bay quá mức. Ảnh hưởng của các bề mặt điều khiển này
góp phần làm tăng tính cơ động của máy bay, đặc biệt là máy bay chiến đấu. Nó được đặt ở
dọc chiều dài 2 cánh chính (Hình 4-1).

Hình 4-1 Cánh trợ liệng (cánh cản) trên máy bay
(Nguồn: www.jetphotos.net)

Tùy vào mục đích sử dụng mà có bề mặt điều khiển này có tên gọi khác nhau:
-

Cánh cản (Hình 4-2): khi sử dụng cùng lúc ở cả 2 cánh chính, giúp tăng lực cản và
thất thốt lực nâng, kiểm soát tốc độ lúc hạ cánh và nâng cao hiệu quả phanh;
Cánh trợ liệng (Hình 4-3): Trong thực tế, cánh liệng chỉ được dùng để liệng máy bay
khi ở đang bay ở vận tốc thấp. Khi bay ở vận tốc cao cần dùng thêm cánh trợ liệng để
liệng máy bay dễ dàng hơn. Sử dụng cánh trợ liệng để làm giảm lực nâng ở một cánh,
tạo mômen giúp máy bay liệng sang phía cánh đó.

– 18 –


Hình 4-2 Cánh cản - Bề mặt điều khiển giúp sinh lực cản, giảm lực nâng [2]

Hình 4-3 Cánh trợ liệng – Hỗ trợ liệng máy bay khi bay ở vận tốc cao [2]

4.2 Cánh tà sau (Flaps) [9]
Cánh tà sau là bề mặt điều khiển tạo hệ số lực nâng lớn thường dùng trong máy bay. Các bề
mặt này được gắn ở mép sau cánh chính, gần với thân máy bay.
Khi nó gập xuống làm tăng độ cong của cánh, tăng lực nâng tác dụng lên cánh vì thế giảm tốc
độ thất tốc (Stall speed), đồng thời cũng làm tăng lực cản cảm ứng (Induced drag) [7]. Vì thế,
cánh tà sau được sử dụng khi máy bay đang bay ở vận tốc thấp, góc tấn lớn (lúc cất cánh, hạ
cánh…) (Hình 4-4).

– 19 –


Hình 4-4 Máy bay đang hạ cánh, dùng cánh tà sau
(Nguồn: www.jetphotos.net)

Có 4 loại cánh tà sau thơng thường (Hình 4-5):
-

Cánh tà sau phẳng (Plain flap);
Cánh tà sau rời (Split flap);
Cánh tà sau có khe thổi khí (Slotted flap);
Cánh tà sau thả trượt (Fowler flap).

Hình 4-5 Các loại cánh tà sau thông thường [9]

– 20 –


4.2.1 Cánh tà sau phẳng (Plain flap)
Cánh tà sau phẳng là loại đơn giản nhất trong 4 loại. Nó chỉ làm tăng độ cong của cánh, làm
tăng hệ số lực nâng tại cùng một góc tấn. Đồng thời, nó cũng làm tăng lực cản và di chuyển
tâm áp suất (Center of pressure) đến đuôi cánh làm cho mũi máy bay trúc xuống.

4.2.2 Cánh tà sau rời (Split flap)
Cánh tà sau rời được gập xuống từ bề mặt dưới của cánh chính. Nó làm tăng lực nâng trên cánh
lớn hơn cánh tà sau phẳng, nhưng lực cản tạo ra lớn hơn rất nhiều so với cánh tà sau phẳng vì
xuất hiện khơng khí nhiễu động sau cánh. Cánh tà sau rời cũng làm máy bay chúc xuống [10].

4.2.3 Cánh tà sau có khe thổi khí (Slotted flap)
Cánh tà sau có khe thổi khí lớp biên là cánh tà sau phổ biến nhất, được dùng cho các máy bay
từ nhỏ đến lớn. Bản lề của loại cánh tà này nằm phía dưới bề mặt dưới của nó. Khi cánh tà
gập xuống sẽ tạo ra một khe hở (Slot) để dịng khơng khí năng lượng cao từ bề mặt dưới cúa
cánh trào lên bề mặt trên, cấp thêm năng lượng cho dịng khí bề mặt trên, giúp đẩy điểm tách
rời lớp biên về phía sau, làm muộn hiện tượng tách dịng trên bề mặt cánh tà (tăng góc tấn tới
hạn trên cánh tà). Điều này làm cho loại cánh tà này tạo ra hệ số lực nâng lớn hơn 2 loại ở
trên. Các máy bay lớn hơn có thể sử dụng cánh tà sau loại này có 2 hay 3 khe thổi khí để đạt
hệ số lực nâng lớn nhất, đồng thời lực cản của lớn nhất.

4.2.4 Cánh tà sau thả trượt (Fowler flap)
Cánh tà sau thả trượt (Hình 4-6) là một dạng của cánh tà sau có khe thổi khí. Cánh tà này
được thiết kế không chỉ thay đổi độ cong cánh mà cịn thay đổi diện tích cánh. Thay vì gập
xuống quanh một bản lề, cánh tà này sẽ được thả ra phía sau sẽ trượt trên một rãnh trượt phía
sau mép sau của cánh chính (Hình 4-7).

Hình 4-6 Cánh tà sau thả trượt ở máy bay

– 21 –


Hình 4-7 Cánh tà sau thả trượt ở vị trí mở [2]

4.3 Cánh tà trước (Slats) [9]
Cánh tà trước (hay cánh đệm trước) cũng là một bề mặt điều khiển tạo hệ số lực nâng lớn
được lắp ở mép trước của cánh chính (Hình 4-8). Khi bay ở chế độ bình thường khơng cần
dùng đến cánh tà trước, nhưng khi bay ở góc tấn lớn (cất cánh, hạ cánh…) cần dùng nó để
uốn dịng khơng khí thổi qua cánh nhằm đẩy lùi điểm tách rời lớp biên về phía sau để tăng
góc tấn tới hạn (Hình 4-9), đồng nghĩa với việc máy bay có thể bay với vận tốc thấp hơn, góc
tấn lớn hơn bình thường. Cánh tà trước khơng ảnh hưởng đến hệ số lực nâng nhưng làm tăng
lực nâng, làm quãng đường cất cánh và hạ cánh ngắn lại. Kết cấu của cánh tà trước phức tạp
hơn cánh tà sau.

Hình 4-8 Một loại cánh tà trước
(Nguồn: www.stolspeed.com)

Hình 4-9 Mơ tả ảnh hưởng của cánh tà trước với dịng khơng khí qua cánh [10]

– 22 –


Có 4 loại cánh tà trước:
-

Cánh tà trước cố định (Fixed slat) tạo khe khí cố định (Fixed slot);

Cánh tà trước di động (Movable slat) tạo khe khí di động (Movable slot);
Cánh tà mép trước (Leading edge flap);
Cánh tà trước vịng bít (Leading edge cuff).

4.3.1 Cánh tà trước cố định (Fixed slat)
Cánh tà trước cố định (Hình 4-8 là một ví dụ) được gắn cố định vào cánh, có tác dụng hướng
dịng khơng khí lên bề mặt trên của cánh và làm chậm hiện tượng tách rời lớp biên tại góc tấn
lớn. Cánh tà này khơng làm tăng độ cong của cánh nhưng tạo điều kiện để lực nâng đạt giá trị
lớn nhất vì cánh đạt giá trị góc tấn cực tới hạn lớn hơn.

Hình 4-10 Mơ tả cánh tà trước cố định ở máy bay [2]

4.3.2 Cánh tà trước di động (Movable slat)
Cánh tà trước di động (Hình 4-11) bao gồm một số đoạn ở mép trước cánh chính (gần đầu
mút cánh), có thể di chuyển trên các rãnh trượt. Khi góc tấn nhỏ cánh tà này được giữ khơng
cho khơng khí tràn từ mặt dưới cánh lên mặt trên cánh. Khi góc tấn lớn hơn , cánh tà này
được đẩy ra phía trước để khơng khí từ mặt dưới cánh chảy theo khe hở lên mặt trên của
cánh, đẩy điểm tách rời lớp biên về phía sau, làm tăng góc tấn giới hạn. Cơ cấu đóng mở cánh
tà di động được mơ tả như Hình 4-12.

Hình 4-11 Mơ tả hình dạng, vị trí khi mở của cánh tà trước di động
(Nguồn: l1011project.blogspot.com)

– 23 –


Hình 4-12 Cơ cấu thay đổi vị trí của cánh tà trước di động
(Nguồn: students.iitk.ac.in)

4.3.3 Cánh tà mép trước (Leading edge flap)

Cánh tà mép trước là cơ cấu cánh nằm ở mép trước cánh chính, gần gốc cánh. Nó có thể được thả
ra để tăng độ cong của cánh và xếp lại vào bên trong (Hình 4-13). Cánh tà trước được thả ra lúc
máy bay cất cánh – hạ cánh giúp tăng lực nâng và lực cản ứng với từng giá trị vận tốc tương đối
nhỏ. Tùy yêu cầu đối với lực nâng và lực cản mà cánh tà mép trước có các góc mở khác nhau.

Hình 4-13 Cơ cấu xếp – thả của cánh tà mép trước
(Nguồn: www.pprune.org)

– 24 –