Luận án : Nghiên cứu ảnh hưởng của gió cạnh tới đặc tính khí động của máy bay trong quá trình hạ cánh

BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO BỘ QUỐC PHÒNG
VIỆN KHOA HỌC VÀ CÔNG NGHỆ QUÂN SỰ





NGUYỄN ĐÌNH SƠN





NGHIÊN CỨU ẢNH HƯỞNG CỦA GIÓ CẠNH
TỚI ĐẶC TÍNH KHÍ ĐỘNG CỦA MÁY BAY
TRONG QUÁ TRÌNH HẠ CÁNH




LUẬN ÁN TIẾN SĨ KỸ THUẬT





Hà Nội - 2014
BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO BỘ QUỐC PHÒNG
VIỆN KHOA HỌC VÀ CÔNG NGHỆ QUÂN SỰ

NGUYỄN ĐÌNH SƠN



NGHIÊN CỨU ẢNH HƯỞNG CỦA GIÓ CẠNH
TỚI ĐẶC TÍNH KHÍ ĐỘNG CỦA MÁY BAY
TRONG QUÁ TRÌNH HẠ CÁNH

Chuyên ngành: Kỹ thuật cơ khí động lực
Mã số: 62 52 01 16





LUẬN ÁN TIẾN SĨ KỸ THUẬT



NGƯỜI HƯỚNG DẪN KHOA HỌC:
1. PGS. TS Phạm Vũ Uy
2. GS. TSKH Nguyễn Đức Cương



Hà Nội - 2014

i







LỜI CAM ĐOAN
Tôi xin cam đoan đây là công trình nghiên cứu của riêng tôi. Các kết quả
nghiên cứu và các số liệu sử dụng trong luận án là trung thực, chưa từng được
ai công bố ở trong bất kỳ công trình nào khác.


NGHIÊN CỨU SINH




Nguyễn Đình Sơn

ii


LỜI CẢM ƠN
Tôi xin trân trọng cảm ơn hai Thầy giáo:
- PGS. TS. Phạm Vũ Uy
- GS. TSKH. Nguyễn Đức Cương
đã tận tình hướng dẫn, động viên và tạo mọi điều kiện tốt nhất để tôi hoàn
thành được luận án này.
Tôi xin trân trọng cảm ơn Viện Khoa học và Công nghệ Quân sự; Viện
Tên lửa; Học viện Phòng không-Không quân; Viện Kỹ thuật Quân sự PK-KQ;
Học viện Kỹ thuật Quân sự; Phòng ĐCTBPL-Viện Tên lửa; Trung tâm DASI-
ĐH Bách khoa Hà Nội và Phòng MBĐC-Viện Kỹ thuật Quân sự PK-KQ đã tạo
mọi điều kiện giúp đỡ trong quá trình thực hiện luận án.
Tôi xin chân thành cảm ơn đến các thầy giáo Trong Viện Tên lửa, các
đồng chí trong các cơ quan quản lý của Viện Tên lửa, Phòng Đào tạo và Ban
sau đại học-Viện KH & CN Quân sự đã cho tôi những lời khuyên quý báu,
những điều kiện thực hiện các học phần và luận án tốt nhất.
Tôi xin chân thành cảm ơn gia đình, những người bạn và đồng nghiệp đã
nhiệt tình giúp đỡ tôi trong suốt quá trình thực hiện luận án này.

Nghiên cứu sinh

iii

MỤC LỤC
Lời cam đoan i
Mục lục iii
Danh mục các ký hiệu, các chữ viết tắt vi
Danh mục các bảng xiv
Danh mục các hình vẽ, đồ thị xv
MỞ ĐẦU 1
CHƯƠNG 1. Tổng quan về ảnh hưởng của gió cạnh đến đặc tính khí
động của máy bay, các phương pháp nghiên cứu 8
1.1. Một số đặc điểm dòng khí chảy bao ở vùng vận tốc nhỏ khi có ảnh
hưởng của gió cạnh 8
1.2. Tình hình nghiên cứu ảnh hưởng của gió cạnh tới đặc tính khí
động của máy bay ở vùng vận tốc nhỏ 9
1.2.1. Tình hình nghiên cứu ở nước ngoài 9
1.2.2. Tình hình nghiên cứu ở trong nước 13
1.3. Tổng quan các phương pháp xác định đặc tính khí động của máy
bay 14
1.3.1. Xác định đặc tính khí động của máy bay bằng phương pháp giải
tích 15
1.3.2. Phương pháp nghiên cứu thử nghiệm. 15
1.3.3. Xác định đặc tính khí động của máy bay bằng phương pháp số 17
1.4. Các nội dung đề tài cần nghiên cứu và phương pháp thực hiện 21
1.4.1. Các nội dung đề tài cần nghiên cứu 21
1.4.2. Lựa chọn phương pháp thực hiện đề tài nghiên cứu 22
Kết luận chương 1 28
CHƯƠNG 2. Mô hình bài toán xác định đặc tính khí động của máy
bay 29

iv

2.1. Mô hình toán xác định đặc tính khí động của máy bay bằng
phương pháp xoáy rời rạc, phi tuyến trong dòng chảy bao dừng 29
2.1.1. Mô hình tính toán theo sơ đồ cánh phẳng đơn 29
2.1.2. Mô hình toán xây dựng bằng phương pháp xoáy rời rạc cho
máy bay có cấu hình không gian phức tạp 31
2.1.3. Áp dụng mô hình toán xác định một số đặc tính khí động của
máy bay L-39 bằng phương pháp xoáy rời rạc 36
2.2. Phương pháp xác định đặc tính khí động của máy bay bằng Ansys 38
2.2.1. Phương pháp giải số ứng dụng trong Ansys 38
2.2.2. Phương pháp giải bài toán xác định một số đặc tính khí động
của máy bay bằng Ansys 40
2.3. Kết quả khảo sát đặc tính lực nâng của máy bay L-39 bằng
phương pháp xoáy rời rạc và bằng Ansys. Một số nhận xét, đánh
giá 45
Kết luận chương 2 49
CHƯƠNG 3. Xây dựng mô hình toán xác định đặc tính khí động của
máy bay với cấu hình cất, hạ cánh 50
3.1. Xây dựng mô hình không gian bài toán chảy bao cánh nâng cơ sở
có tính đến trượt cạnh bằng phương pháp xoáy rời rạc 50
3.2. Xây dựng mô hình toán xác định đặc tính khí động của máy bay
với cấu hình cất, hạ cánh bằng phương pháp xoáy rời rạc 64
3.2.1. Nguyên tắc ghép nối không đồng phẳng 64
3.2.2. Xây dựng mô hình cánh tà ở vị trí thả 66
3.2.3. Xây dựng mô hình càng ở vị trí thả 67
3.3. Khảo sát đặc tính lực nâng C
y

máy bay L-39 khi hạ cánh với cấu
hình cất, hạ cánh bằng phương pháp xoáy rời rạc và bằng Ansys 69
Kết luận chương 3 72


v

CHƯƠNG 4. Nghiên cứu ảnh hưởng của gió cạnh đến đặc tính khí
động của máy bay trong quá trình hạ cánh 73
4.1. Khảo sát ảnh hưởng của gió cạnh đến một số đặc tính khí động
của máy bay L-39 khi hạ cánh. Xây dựng mối liên hệ cân bằng
giữa các góc điều khiển với góc trượt cạnh 73
4.1.1. Khảo sát ảnh hưởng của gió cạnh đến một số đặc tính khí động
của máy bay L-39 khi hạ cánh 73
4.1.2. Xây dựng mối liên hệ cân bằng giữa các góc điều khiển cánh lái
hướng δ
H
và cánh lái liệng δ
L
với góc trượt cạnh β khi hạ cánh 78
4.2. Nghiên cứu ảnh hưởng của gió cạnh phụ thuộc vào vận tốc hạ
cánh. Xây dựng miền vận tốc an toàn cho máy bay L-39 khi hạ
cánh có trượt cạnh 83
4.2.1. Nghiên cứu ảnh hưởng của gió cạnh phụ thuộc vào vận tốc hạ
cánh 83
4.2.2. Xây dựng miền vận tốc an toàn cho máy bay L-39 khi hạ cánh
có trượt cạnh 85
4.3. Khảo sát ảnh hưởng của gió cạnh đến quĩ đạo hạ cánh của máy
bay. Một số giải pháp hạn chế ảnh hưởng của gió cạnh 87
4.3.1. Khảo sát ảnh hưởng của gió cạnh đến quĩ đạo hạ cánh của máy

bay 87
4.3.2. Một số giải pháp hạn chế ảnh hưởng của gió cạnh đến quá trình
hạ cánh của máy bay 96
Kết luận chương 4 98
KẾT LUẬN 99
Danh mục các công trình khoa học đã công bố 101
Tài liệu tham khảo 102
Phụ lục 112


vi

DANH MỤC CÁC KÝ HIỆU, CHỮ VIẾT TẮT
a Vận tốc âm thanh [m/s];
[A
e
] Ma trận phần tử;
a
ij
Các giá trị trong các ma trận hệ số;
1pp1k
k
a


Các hệ số của phương trình đảm bảo không chảy thấu;
a
x
, a
y

Gia tốc tiếp đất theo chiều ngang và chiều thẳng đứng của
máy bay khi hạ cánh [m/s
2
];
b Dây cung trung bình cánh;
b
i
Điều kiện ban đầu thay đổi có tính đến các yếu tố điều
chỉnh đối với nút i;
BT Chỉ số chỉ trường hợp bay thử nghiệm máy bay;
b
k
Dây cung cánh tại mặt cắt k [m];
)(
1pp
b


Dây cung trung bình của tứ giác khảo sát;
b
m
Dây

cung mút cánh [m];
b
o
Dây cung gốc cánh [m];
m1pp
b


Chiều dài không thứ nguyên của phần tử mặt nâng m của
máy bay (theo trục 0x);
1pp
s
B


Tích vô hướng của véc tơ đơn vị dòng không nhiễu động và
véc tơ pháp tuyến với mặt nâng cơ sở tại các điểm kiểm tra;
C
x
Hệ số lực cản;
C
y
Hệ số lực nâng;
C
z
Hệ số lực cạnh;

yxz
m,m,C Đạo hàm của hệ số lực cạnh, mô men nghiêng cánh và mô
men hướng theo góc trượt cạnh [1/rad];
HHH
yxz
m,m,C

Đạo hàm của hệ số lực cạnh, mô men nghiêng cánh và mô
men hướng theo góc nghiêng cánh lái hướng [1/rad];

C

Hệ số tức thời và hệ số trung bình đối với biến

;


vii

1pp
C


Tích vô hướng của véc tơ đơn vị của dòng không nhiễu động
với véc tơ pháp tuyến của mặt nâng tại các điểm kiểm tra;
F Ngoại lực tác động lên một đơn vị khối lượng [N];
F
s
Lực ma sát [N];
g Gia tốc trọng trường [m/s
2
];
G Trọng lượng máy bay [kg];
h Độ cao của máy bay trong quĩ đạo khi hạ cánh [m];
i Chỉ số nút thứ i;
i
x
, i
y
, i
z
bán kính mô men quán tính;

J
x
, J
y
, J
z
Mô men quán tính khối lượng;
)k,j,i(
Véc tơ đơn vị hệ trục tọa độ 0xyz;
k Chỉ số chỉ các mặt cắt dọc trên cánh;
k-ε, k-Ω Mô hình chảy rối k-ε, k-Ω;
L Sải cánh [m];
L
MB
Sải cánh máy bay thực [m];
L
TN
Sải cánh của mô hình trong phòng thí nghiệm [m];
L-39 Ký hiệu máy bay huấn luyện hai buồng lái;
L
th
Chiều dài thân máy bay [m];
l
o
Độ dài dây xoáy [m];
1k
k0
l



Độ dài dây xoáy ngang [m];
1k
k0
l


Độ dài dây xoáy dọc [m];
)(
1pp
l


Sải trung bình của tứ giác khảo sát [m];
1k
k
)x,lcos(


Cosin chỉ hướng đoạn xoáy ngang theo trục 0x;
k1
k
)x,lcos(


Cosin chỉ hướng đoạn xoáy dọc theo trục 0x;
M Số Mach;
m Tứ giác nâng cơ sở thứ m;


viii

M
x
Mô men nghiêng cánh [Nm];
M
y
Mô men hướng [Nm];
M
z
Mô men chúc ngóc [Nm] ;
m
x
Hệ số mô men nghiêng cánh;
m
y
Hệ số mô men hướng ;
m
z
Hệ số mô men chúc ngóc;
M(x
o
,y
o
,z
o
) Tọa độ điểm M trong không gian lân cận cánh;
M
x(δ)
Mô

men nghiêng cánh do trượt cạnh gây ra [Nm];
M
y(δ)
Mô

men hướng do trượt cạnh gây ra [Nm];
M
y(δL)
Mô men hướng do lệch cánh lái liệng gây ra [Nm];
m
x(δ)
Hệ số mô men nghiêng cánh do gió cạnh gây ra;
m
y(δ)
Hệ số mô men hướng do gió cạnh gây ra;
N Số dải xoáy trên tấm nâng cơ sở;
n Số các sợi xoáy ngang trên mỗi dải xoáy;
N
m
Số dải xoáy dọc trên tứ giác thứ m;
n
m
Số xoáy ngang trong từng dải xoáy trên tứ giác thứ m;
n
I
, n
II
, n'
II
Lần lượt là số tiết diện dùng để mô hình hóa các dây xoáy

tự do trong hệ I, II và II';
m
n
véc tơ pháp tuyến của mặt phẳng chứa tứ giác khảo sát;
Oxyz Hệ trục tọa độ liên kết không tiêu chuẩn (có trục Ox ngược
với trục Ox trong hệ trục tọa độ thuận);
p Chỉ số điểm được kiểm tra thuộc mặt cắt dọc p;
p
o
Áp suất dòng không nhiễu động [Pa];
p
H
Áp suất môi trường [Pa];
p
PQT
, p
QRT
Nửa chu vi các tam giác PQT, QRT thuộc tứ giác khảo sát
PQRT [m];
r Các yếu tố điều chỉnh;
Re Số Rây-non;


ix

S Diện tích cánh nâng [m
2
];
SS Sai số;
S, S

MB
, S
TN
Tỷ số giữa vận tốc âm thanh a và độ nhớt động ν của
không khí, S=a/ν [1/m];

S Điều kiện ban đầu (nguồn) của biến

;
k1
1k0
S


Diện tích tứ giác khảo sát;
s Khoảng cách máy bay từ độ cao khảo sát ban đầu đến điểm
đang khảo sát [m];
sign() Hàm dấu của góc trượt cạnh ;
T Nhiệt độ tuyệt đối [K];
TN Chỉ số chỉ trường hợp thử nghiệm trên mô hình trong ống
khí động;
T
o
Nhiệt độ tuyệt đối ở điều kiện tiêu chuẩn, T
o
=273,15 [K];
t Nhiệt độ lưu chất [
o
C];
t

H
Nhiệt độ môi trường [
o
C];
td Chỉ số chỉ tỷ lệ tương đối;
U, Vận tốc của lưu chất [m/s];
U
o
Vận tốc dòng không nhiễu động [m/s];
u
o
Vận tốc dòng chảy không nhiễu động dạng không thứ
nguyên;
o
u
Véc tơ đơn vị dòng không nhiễu động;
2d1d
u,u
Véc tơ chỉ phương của các đường pháp tuyến d
1
, d
2
;
PTPQ
u,u Véc tơ chỉ phương của đoạn xoáy PQ, PT;
V Vận tốc bay [m/s];
V
x
Vận tốc theo chiều ngang khi máy bay hạ cánh [m/s];
V

y
Vận tốc theo chiều thẳng đứng khi máy bay hạ cánh [m/s];
V
xi
; V
yi
; V
zi
Các thành phần vận tốc tại nút i;


x

ziyixi
VVV
,,

Các giá trị vận tốc xấp xỉ tại nút i theo phương x, y, z;
W Vận tốc nhiễu động; cường độ gió cạnh [m/s];
W
x
, W
y
, W
z
Các thành phần của vận tốc nhiễu động [m/s];
W
e
Hàm bổ sung đặc biệt cho các phần tử e;
X Lực cản [N];

xF, zF Tọa độ tiêu điểm khí động theo trục 0x và 0z [m];
x
µk
, y
µk
, z
µk
Tọa độ đầu mút các xoáy [m];
1k
0
1k
0
1k
0
z,y,x






Tọa độ điểm giữa xoáy ngang [m];
k1
k
k1
k
k1
k
z,y,x







Tọa độ điểm giữa các đoạn xoáy dọc trên cánh [m];
1pp
0
1pp
0
1pp
0
z,y,x






Tọa độ các điểm kiểm tra [m];
x
1
; y
1
; z
1
Ký hiệu tọa độ véc tơ chỉ phương của đoạn xoáy PQ;
x
2
; y

2
; z
2
Ký hiệu tọa độ véc tơ chỉ phương của đoạn xoáy PT;
x
m
; y
m
; z
m
Ký hiệu tọa độ của véc tơ pháp tuyến mặt phẳng chứa tứ
giác khảo sát;
1
1
1
z,y,x Tọa độ đầu mút dây xoáy dạng không thứ nguyên;
2
2
2
z,y,x Tọa độ cuối dây xoáy dạng không thứ nguyên;
Y Lực nâng [N];
Z Lực cạnh [N];
Z
β
Lực cạnh do trượt cạnh gây ra [N];
Γ Lưu số vận tốc dạng không thứ nguyên;

+
Lưu số vận tốc [m
2

/s];
1k
k


 Lưu số vận tốc xoáy ngang liên kết [m
2
/s];
1p
pm


 Lưu số vận tốc xoáy ngang liên kết mặt nâng thứ m [m
2
/s];
k1
k


 Lưu số vận tốc xoáy dọc liên kết [m
2
/s];


xi

p1
pm



 Lưu số vận tốc xoáy dọc liên kết mặt nâng thứ m [m
2
/s];


Hệ số khuyếch tán;
ΔCy_td Sai số tương đối hệ số lực nâng C
y
giữa hai bước tính;
)p(
m
l
Bề rộng không thứ nguyên của phần tử mặt nâng thứ m của
máy bay (theo trục Oz);
Δs Độ lệch tính toán giữa hai bước tính;
Δα Lượng thay đổi góc tấn giữa hai bước tính [rad];
Δ Lượng thay đổi góc trượt cạnh giữa hai bước tính [rad];
)1(
k
 Lưu số vận tốc của xoáy dọc tự do vùng I;
)'(,
)2()2(

 Lưu số vận tốc của các xoáy ngang tự do vùng II và II';
p Tải khí động dạng không thứ nguyên;
1p
p
p



 Tải khí động ngang dạng không thứ nguyên;
p1
p
p


 Tải khí động dọc dạng không thứ nguyên;

Biến trong các ma trận;
Ψ Góc hướng quĩ đạo [rad];
Ω
x1
, Ω
y1
, Ω
z1
Góc giữa véc tơ chỉ phương j,i và
k
của các trục tọa độ
0x, 0y và 0z với véc tơ chỉ phương của đường pháp tuyến
với xoáy ngang;
Ω
x2
, Ω
y2
, Ω
z2
Góc giữa véc tơ chỉ phương
j,i
và

k
của các trục tọa độ
0x, 0y, 0z với VTCP của đường pháp tuyến với xoáy dọc;
α Góc tấn [rad];
α
s
Góc tấn tại bước tính s [rad];
 Góc trượt cạnh [rad];
β
i
Góc trượt cạnh tại bước tính i [rad];


xii

β
*
Góc trượt cạnh ở giới hạn nguy hiểm [rad];
γ Góc nghiêng máy bay trong hệ tọa độ liên kết [rad];
γ
c
góc nghiêng máy bay trong hệ tọa độ tốc độ [rad];
1p
p


 Cường độ của lưu số vận tốc xoáy ngang [1/s];
p1
p



 Cường độ của lưu số vận tốc xoáy dọc [1/s];
δ Góc thổi của gió cạnh [rad];

H
Góc lệch cánh lái hướng [rad];

L
Góc lệch cánh lái liệng [rad];
ε Chỉ số điểm kiểm tra;
µ Độ nhớt động lực [kg/m/s];
µ
o
Độ nhớt động lực tại điều kiện tiêu chuẩn [kg/m/s];
µ, k, m Chỉ số của xoáy liên kết;
v Độ nhớt động không khí [m
2
/s];
ν, p, s Chỉ số của các điểm kiểm tra;
ρ Mật độ không khí [kg/m
3
];
ρ
o
Mật độ không khí ở điều kiện tiêu chuẩn [kg/m
3
];
kc1
ka
c1k

ka
,




 Các thành phần vận tốc cảm ứng do xoáy đơn vị tạo ra tại
điểm tính toán;
χ Góc mũi tên của cánh nâng [rad];
1p
pm


 Góc mũi tên các xoáy ngang trên mặt nâng thứ m của máy
bay [rad];
ψ Góc lệch quĩ đạo [rad];
o


Vận tốc tương đối không thứ nguyên;

Vận tốc cảm ứng không thứ nguyên;
zyx
,,



Các thành phần của vận tốc cảm ứng không thứ nguyên;
I, II, II' Các hệ xoáy tự do vùng I (mép sau), vùng II (mép phải) và
vùng II' (mép trái) của cánh nâng cơ sở;

xiii

Ansys Phần mềm Ansys (Analysis Systems);
CAD Thiết kế được hỗ trợ bằng máy tính (Computer-Aided
Design)
CFD Động lực học dòng chảy tính toán (Computational Fluid
Dynamic);
HUST Đại học Bách khoa Hà Nội (Hanoi University of Science &
Technology);
KCB Khí cụ bay;
KTSD Khai thác sử dụng;
LH Lái hướng;
LL Lái liệng;
Matlab Phần mềm máy tính Matlab (Maxtrix Laboratory);
MHI Công nghiệp nặng Mít-su-bi-si (Mitsubishi heavy Industries);
NASA Cơ quan Hàng không và Vũ trụ quốc gia (National
Aeronautics and Space Administration);
NACA Ủy ban tư vấn quốc gia về Hàng không (National Advisory
Committee for Aeronautics);
OKĐ Ống khí động;
SIMPLE Phương pháp bán ẩn với các phương trình được gắn kết với áp
lực (Semi-Implicit Method for Pressure Linked Equations);
SIMPLEF Thuật toán ban đầu theo phương pháp SIMPLE;
SIMPLEN Thuật toán nâng cao theo phương pháp SIMPLE;
TL-39 Buồng tập lái máy bay L-39;
TLKT Tài liệu kỹ thuật;
Visual C++ Phần mềm Visual C++ (Visual Studio of Microsolf);
vol Thể tích (volume);

XRR Xoáy rời rạc;
ЦАГИ Đại học hàng không quốc gia (Центральный
Авиационный Государственный Институт);


xiv

DANH MỤC CÁC BẢNG
Số bảng Tên gọi Trang
Bảng 2.1. Hệ số lực nâng C
y
của máy bay L-39 xác định bằng các
phương pháp XRR, Ansys và từ TLKT với chế độ bay
thẳng
47
Bảng 2.2. Chênh lệch hệ số lực nâng C
y
giữa các phương pháp
XRR(2), Ansys(4) so với TLKT(6) ở chế độ bay thẳng
48
Bảng 3.1. Chênh lệch hệ số lực nâng C
y
giữa các phương pháp
trong khoảng tuyến tính của đồ thị đặc tính ở chế độ cất,
hạ cánh.
71
Bảng 4.1. Sự thay đổi một số hệ số khí động theo trượt cạnh khi hạ
cánh
75
Bảng 4.2. Tương quan góc lệch cánh lái hướng δ

H
với góc trượt
cạnh β để cân bằng mô men M
y(β)
do gió cạnh gây ra
80
Bảng 4.3. Tương quan góc lệch cánh lái liệng δ
L
với góc trượt cạnh
β để cân bằng mô men M
x(β)
do gió cạnh gây ra
81
Bảng 4.4. Sự thay đổi hệ số lực nâng theo trượt cạnh

83
Bảng 4.5. Góc trượt cạnh tới hạn theo vận tốc hạ cánh 86
Bảng 4.6. Các đặc tính khí động C
y
, C
x
theo góc tấn α 92







xv

DANH MỤC CÁC HÌNH VẼ, ĐỒ THỊ
Số hình Tên gọi hình vẽ, đồ thị Trang

Hình 1.1. Xác định góc gió thổi δ và góc trượt cạnh β. 9
Hình 1.2. Dòng chảy không đồng nhất trong mặt phẳng máy nén
được cảm ứng bởi dòng chảy có gió cạnh. 12
Hình 1.3. Ảnh hưởng của gió cạnh đến dòng chảy qua quạt gió 12
Hình 1.4. Vết xoáy sau máy bay, (khi α=10
o
, β=10
o
). 14
Hình 1.5. Đồ thị xác định nhiệt độ trong ống khí động 25
Hình 1.6. Sự lệch nhau giữa các hệ số lực nâng lớn nhất trong ống
khí động với hệ số lực nâng lớn nhất khi bay thử
26
Hình 2.1. Sơ đồ minh họa xoáy rời rạc phi tuyến của cánh phẳng đơn 29
Hình 2.2. Sơ đồ phối trí máy bay có cấu hình không gian phức tạp 31
Hình 2.3. Sơ đồ xoáy ghép nối tứ giác ngoài không tiếp giáp và tứ
giác trong tiếp giáp hoàn toàn.
32
Hình 2.4. Sơ đồ xoáy ghép nối các tứ giác kiểu phân đoạn. 33
Hình 2.5. Mô hình máy bay với cấu hình bay thẳng. 37
Hình 2.6. Mô tả mô hình toán mặt nâng cơ sở 37
Hình 2.7. Tiết diện và mô hình thân máy bay L-39 42
Hình 2.8. Hình dạng profil cánh nâng và đuôi máy bay L-39 42
Hình 2.9. Xây dựng mô hình máy bay L-39 bằng Ansys 43
Hình 2.10. Chia lưới miền tính toán bao quanh máy bay L-39
bằng Ansys
43

Hình 2.11. Trường vận tốc chảy bao mô hình máy bay L-39 46
Hình 2.12. Đồ thị hệ số lực nâng C
y
=f(α) xác định bằng phương
pháp XRR, Ansys và theo TLKT của máy bay L-39 47
Hình 3.1. Sơ đồ xoáy dòng chảy bao cánh nâng cơ sở có trượt cạnh 51
Hình 3.2. Xác định véc tơ pháp tuyến của mặt phẳng tứ giác PQRT 59


xvi

Hình 3.3. Xác định véc tơ chỉ phương của pháp tuyến các đoạn xoáy

liên kết
61
Hình 3.4. Kiểu ghép nối không gian 65
Hình 3.5. Mô hình máy bay với cấu hình cánh tà thả 44
o
66
Hình 3.6. Mô hình toán cánh tà trái

66
Hình 3.7. Mô hình càng máy bay ở vị trí thả xây dựng bằng XRR 68
Hình 3.8. Mô hình máy bay L39 với cấu hình hạ cánh xây dựng
bằng XRR 68
Hình 3.9. Mô hình máy bay L39 với cấu hình hạ cánh bằng Ansys 69
Hình 3.10. Trường vận tốc dòng chảy bao máy bay L-39 xác định
bằng phương pháp XRR khi α=10
o
, β=0

o
69
Hình 3.11. Trường vận tốc dòng chảy bao máy bay L-39 xác định
bằng phần mềm Ansys khi α=10
o
, β=0
o
70
Hình 3.12. Đồ thị hệ số C
y
=f(α) khi hạ cánh với vị trí cánh tà 25
o
và
44
o
70
Hình 4.1. Chia lưới miền tính toán dòng chảy bao máy bay L-39
Khi α=10
o
, β=15
o
. 74
Hình 4.2. Trường áp suất dòng chảy bao máy bay L-39 với cấu hình
càng thả, cánh tà 44
o
khi α=10
o
, β=15
o

74
Hình 4.3. Trường vận tốc dòng chảy bao máy bay L-39 với cấu
hình càng thả, cánh tà 44
o
trong trường hợp α=10
o
, β=15
o

74
Hình 4.4. Đồ thị các hệ số lực cản C
x
theo góc trượt cạnh 
76
Hình 4.5. Đồ thị các hệ số lực nâng C
y
theo góc trượt cạnh 
76
Hình 4.6. Đồ thị hệ số lực cạnh C
z
theo góc trượt cạnh 
76
Hình 4.7. Đồ thị hệ số mô men m
x
theo góc trượt cạnh 
76
Hình 4.8. Đồ thị hệ số mô men hướng m
y
theo góc trượt cạnh 
77

xvii

Hình 4.9. Đồ thị hệ số mô men chúc ngóc m
z
theo góc trượt cạnh 

77
Hình 4.10. Sự thay đổi vị trí tiêu điểm khí động xF và zF theo trục
0x và 0z khi góc trượt cạnh  thay đổi 78
Hình 4.11. Sự biến thiên góc cánh lái hướng δ
H
và cánh lái liệng δ
L

theo góc trượt cạnh β khi cân bằng mô men M
y(β)
và mô
men M
x(β)

82
Hình 4.12. Ảnh hưởng của gió cạnh đến hệ số lực nâng C
y

ở các vận
tốc hạ cánh
84
Hình 4.13. Đồ thị đạo hàm hệ số lực nâng theo góc trượt cạnh


y
C
ở
các vận tốc hạ cánh 85
Hình 4.14. Xác định vùng hạ cánh an toàn khi có trượt cạnh đối với
máy bay L-39
86
Hình 4.15. Các giai đoạn hạ cánh 87
Hình 4.16. Quĩ đạo hạ cánh của máy bay L-39 khi có trượt cạnh ở
giai đoạn bay xuống (h=20,6 m)
94
Hình 4.17. Quĩ đạo hạ cánh của máy bay L-39 khi có trượt cạnh ở
giai đoạn cải bằng (h=3 m)
95
Hình 4.18. Hạ cánh với góc trượt cạnh và nghiêng cánh 96










1

MỞ ĐẦU
Chất lượng bay không những phụ thuộc vào đặc tính khí động của bản

thân máy bay mà còn phụ thuộc vào các yếu tố khác như tác động điều khiển,
sự nhiễu động của môi trường bên ngoài như nhiệt độ, áp suất, nhiễu động
không khí v.v.
Gió cạnh cũng là một dạng nhiễu làm lệch dòng không khí, biến đổi
dòng chảy bao đối xứng quanh máy bay thành dòng phi đối xứng, nên việc
tính toán xác định các đặc tính khí động (ĐTKĐ) cũng mất tính đối xứng, tức
là cần thiết phải tính toán cụ thể cho toàn bộ các bộ phận của máy bay mặc dù
máy bay thông thường có hình dạng là đối xứng.
Trong hoạt động bay thì quá trình hạ cánh bao gồm những giai đoạn
bay diễn ra ở độ cao thấp và ở vùng tốc độ nhỏ. Đây là những giai đoạn mà
các ĐTKĐ của máy bay chịu ảnh hưởng rõ rệt của gió cạnh - một dạng nhiễu
xảy ra một cách ngẫu nhiên và khó lường trước nên dễ gây ra tai nạn bay.

Một số hình ảnh gió cạnh làm nghiêng và lệch hướng máy bay
Theo thống kê an toàn bay thì có đến khoảng 85% sự cố và tai nạn bay
xảy ra liên quan đến gió cạnh khi hạ cánh [65].
Ở Việt Nam chưa quan tâm nhiều đến ảnh hưởng của gió cạnh đến hoạt
động bay và chưa xem gió cạnh như là một trong những nguyên nhân chính
gây ra uy hiếp an toàn bay và tai nạn bay.

2

Vì thế "Nghiên cứu ảnh hưởng của gió cạnh tới ĐTKĐ của máy bay
trong quá trình hạ cánh" là cần thiết, có ý nghĩa thiết thực không những đối
với việc đảm bảo an toàn bay trong quá trình hạ cánh mà còn có ý nghĩa quan
trọng trong việc nghiên cứu, thiết kế chế tạo, khai thác sử dụng máy bay,
trong việc lập chương trình điều khiển máy bay một cách chính xác, hiệu quả.
Mục đích của việc nghiên cứu vấn đề đặt ra là xem xét mức độ ảnh
hưởng của gió cạnh đến các ĐTKĐ của máy bay trong quá trình hạ cánh ở
vùng tốc độ nhỏ.

Để đạt được mục đích đó cần thực hiện các nội dung sau:
1- Xây dựng mô hình toán máy bay theo sơ đồ không gian với cấu
hình cất, hạ cánh trong dòng chảy bao dừng, phi đối xứng.
2- Xây dựng phương pháp nghiên cứu xác định mức độ ảnh hưởng của
gió cạnh đến ĐTKĐ của máy bay trong quá trình hạ cánh ở vùng tốc độ nhỏ.
3- Đề ra một số giải pháp làm giảm ảnh hưởng của gió cạnh đến
ĐTKĐ của máy bay cũng như nâng cao chất lượng bay, đảm bảo an toàn bay.
Đối tượng nghiên cứu của đề tài luận án được xác định là máy bay có
phần tạo lực nâng cố định, được cơ giới hóa (cánh tà) và có các thiết bị hạ
cánh (càng) để cất hạ cánh trên đường băng. Đối tượng nghiên cứu cụ thể là
máy bay huấn luyện L-39.
Giới hạn nghiên cứu của luận án là khảo sát ảnh hưởng của gió cạnh
đến một số đặc tính khí động (chỉ thuộc chuyên ngành hẹp khí động học) của
máy bay trong quá trình hạ cánh ở vùng vận tốc nhỏ, trong đó chủ yếu là
nghiên cứu ảnh hưởng đến khả năng tạo nâng của máy bay khi hạ cánh trong
dòng chảy bao dừng, phi tuyến.
Kết quả nghiên cứu khoa học thu được bằng lý thuyết thông thường
được chứng minh thông qua kiểm nghiệm thực tế. Kiểm định kết quả nghiên

3

cứu về ảnh hưởng của gió cạnh đến đặc tính khí động của máy bay trong quá
trình hạ cánh ở vùng tốc độ nhỏ có thể được thực hiện trên mô hình trong ống
khí động (OKĐ) hoặc được thực hiện bằng việc bay thử nghiệm máy bay
trong điều kiện có gió cạnh thực.
Trong điều kiện hiện nay chúng ta hầu như không thể tổ chức thử
nghiệm kiểm tra ảnh hưởng của gió cạnh trong OKĐ được vì các OKĐ hiện
có ở Việt Nam không đáp ứng được tất cả yêu cầu của thử nghiệm (trong đó
khó khăn nhất là phải đảm bảo các điều kiện về đồng dạng dòng chảy có liên
quan đến tính nén, tính nhớt động của dòng chảy bao mô hình).

Việc tổ chức bay thử nghiệm thực tế cũng khó thực hiện vì sẽ rất tốn
kém, gặp khó khăn khi đo, thiếu chính xác và khó đảm bảo an toàn khi bay
với tốc độ nhỏ. Từ đó cho thấy việc thử nghiệm kiểm tra là một trong những
khó khăn nan giải của đề tài “Nghiên cứu ảnh hưởng của gió cạnh tới đặc tính
khí động của máy bay trong quá trình hạ cánh”. Đây cũng là một trong những
lý do mà việc nghiên cứu ảnh hưởng của gió cạnh đến ĐTKĐ của máy bay
không có nhiều, thiếu các kết quả cụ thể.
Như vậy, vấn đề quan trọng có liên quan đến kết quả nghiên cứu và
thực hiện đề tài của luận án là việc lựa chọn phương pháp nghiên cứu phù hợp
và khắc phục được khó khăn về thực nghiệm đã đề cập.
Khi sử dụng hai phương pháp có cách tiếp cận khác nhau, (hai phương
pháp đã được xác định là có đủ độ tin cậy), để nghiên cứu cùng một vấn đề và
nếu kết quả của chúng về vấn đề nghiên cứu là gần nhau (sai lệch tính toán
giữa hai phương pháp <15 %) thì kết quả đó có thể tin cậy được.
Trong luận án này sẽ sử dụng hai phương pháp số độc lập có bản chất
rõ ràng, có độ tin cậy và thường được sử dụng trong tính toán khí động lực
học để khắc phục khó khăn đã nêu. Với sự phát triển mạnh mẽ của khoa học

4

kỹ thuật, các phần mềm chuyên dụng và máy tính có tốc độ cao, vấn đề
“Nghiên cứu ảnh hưởng của gió cạnh tới đặc tính khí động của máy bay
trong quá trình hạ cánh” có thể giải quyết được bằng các công cụ tính toán
hiện có.
Nghiên cứu các đặc điểm của dòng khí chảy bao không đối xứng máy
bay ở vùng tốc độ nhỏ khi hạ cánh có gió cạnh bằng việc thực hiện đồng thời
hai phương pháp số: Đó là phương pháp xoáy rời rạc (XRR) và phương pháp
sử dụng phần mềm Ansys. Tính hội tụ kết quả tính toán bằng hai phương pháp
phản ánh độ tin cậy của kết quả nghiên cứu đạt được.
Luận án sẽ dùng mô hình số đã được xây dựng để xác định ảnh hưởng

của gió cạnh đến ĐTKĐ của máy bay với cấu hình cất, hạ cánh và thực hiện
việc kiểm định kết quả nghiên cứu bằng cách so sánh một số kết quả tính toán
thu được với các số liệu có trong tài liệu kỹ thuật (TLKT) của máy bay.
Kết cấu của luận án bao gồm mở đầu, 4 chương, kết luận (gồm 100
trang, 9 bảng, 48 hình vẽ - đồ thị), tài liệu tham khảo và các phụ lục.
Chương 1: Giới thiệu Tổng quan vấn đề nghiên cứu ảnh hưởng của gió
cạnh đến ĐTKĐ của máy bay trong quá trình hạ cánh ở vùng tốc độ nhỏ. Các
phương pháp nghiên cứu. Các nội dung chính trong chương 1 gồm:
- Đặc điểm dòng khí chảy bao máy bay ở vùng tốc độ nhỏ khi có ảnh
hưởng của gió cạnh.
- Tình hình nghiên cứu ảnh hưởng của gió cạnh tới ĐTKĐ của máy bay
ở vùng tốc độ nhỏ ở trên thế giới và trong nước.
- Các phương pháp nghiên cứu ĐTKĐ của máy bay.
- Những khó khăn khi nghiên cứu thực hiện đề tài luận án và lựa chọn
giải pháp giải quyết.

5

Chương 2: Trình bày mô hình toán xác định ĐTKĐ của máy bay.
Trong đó nêu những nội dung chính sau:
- Mô hình tính toán theo sơ đồ cánh phẳng đơn; mô hình toán xây dựng
bằng phương pháp XRR cho máy bay có cấu hình không gian phức tạp.
- Các nội dung, thuật toán cơ bản sử dụng trong phần mềm Ansys. Xây
dựng mô hình bài toán xác định ĐTKĐ của máy bay bằng phần mềm Ansys.
- Phương pháp nghiên cứu và đánh giá các kết quả xác định ĐTKĐ của
máy bay nhận được bằng hai phương pháp nêu trên. Khẳng định tính khách
quan của phương pháp nghiên cứu đã lựa chọn.
Chương 3: Trình bày về xây dựng mô hình bài toán xác định ĐTKĐ
của máy bay với cấu hình cất, hạ cánh. Trong đó đề cập đến việc:
- Xây dựng mô hình không gian bài toán chảy bao cánh nâng cơ sở có

tính đến trượt cạnh bằng phương pháp XRR. Xây dựng mô hình bài toán xác
định ĐTKĐ của máy bay với cấu hình cất, hạ cánh bằng phương pháp XRR
(luận án sử dụng mô hình toán của các tác giả đi trước, có sự phát triển và bổ
sung thêm các nội dung mới) và bằng phần mềm Ansys.
- Khảo sát các ĐTKĐ của máy bay L-39 khi hạ cánh bằng các mô hình
toán đã được xây dựng bằng hai phương pháp đã nêu. So sánh một số kết quả
tính toán thu được với các số liệu theo TLKT của máy bay L-39. Những kết
luận rút ra về khả năng sử dụng đồng thời hai phương pháp số để thực hiện đề
tài nghiên cứu.
Chương 4: Nội dung chủ yếu là nghiên cứu ảnh hưởng của gió cạnh
đến ĐTKĐ máy bay khi hạ cánh, ngoài ra còn thực hiện các nội dung:
- Xây dựng mối liên hệ cân bằng giữa các góc lệch điều khiển cánh lái
hướng và cánh lái liệng với góc trượt cạnh.
- Xác định miền tốc độ an toàn khi máy bay hạ cánh có trượt cạnh.

6

- Khảo sát quĩ đạo hạ cánh có trượt cạnh và các biện pháp khắc phục
ảnh hưởng của gió cạnh khi hạ cánh.
Những đóng góp mới của luận án
1- Phát triển tiếp mô hình không gian cho cánh nâng cơ sở bằng
phương pháp xoáy rời rạc.
2- Khẳng định gió cạnh có ảnh hưởng đến các đặc tính khí động của
máy bay. Đưa ra khái niệm góc trượt cạnh tới hạn và khuyến cáo là sẽ tiềm ẩn
nguy hiểm khi góc trượt cạnh lớn hơn góc trượt cạnh tới hạn.
Khẳng định khi vận tốc bay giảm thì góc trượt cạnh tới hạn cũng giảm
theo.
3- Bổ sung thêm các đặc tính khí động của máy bay khi có ảnh hưởng
của gió cạnh bằng phương pháp số bên cạnh các số liệu bay thực nghiệm.
Các kết quả tính toán, các biện pháp đề xuất, một số kết luận rút ra, các

phụ lục v.v. là những số liệu đủ tin cậy và có thể được sử dụng như tài liệu
hướng dẫn, tham khảo.
4 - Về mặt phương pháp: Đề xuất phương pháp tiếp cận nghiên cứu và
xác định độ tin cậy kết quả nghiên cứu bằng việc sử dụng hai phương pháp số
có bản chất rõ ràng, độc lập kết hợp với việc so sánh một số kết quả tính toán
thu được với các số liệu có trong TLKT để đánh giá một vấn đề về khí động
học của máy bay khi không có điều kiện áp dụng phương pháp thử nghiệm
truyền thống.
Ý nghĩa khoa học của luận án
Khảo sát một bước sâu hơn về ảnh hưởng của gió cạnh đến ĐTKĐ của
máy bay ở vùng tốc độ nhỏ và khẳng định: đối với một vận tốc bay nhất định
luôn luôn tồn tại một góc trượt cạnh tới hạn mà khi góc trượt cạnh của dòng
chảy bao vượt quá giá trị tới hạn thì sẽ tiềm ẩn nguy hiểm. Kết quả nghiên
cứu là một trong những cơ sở xem xét vấn đề an toàn bay trong quá trình hạ
cánh.