nghiên cứu ảnh hưởng của gió cạnh tới đặc tính khí động của máy bay trong quá trình hạ cánh ( tóm tắt)

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



TÓM TẮT LUẬN ÁN TIẾN SĨ KỸ THUẬT




HÀ NỘI - 2014

CÔNG TRÌNH ĐƯỢC HOÀN THÀNH TẠI
VIỆN KHOA HỌC VÀ CÔNG NGHỆ QUÂN SỰ - BỘ QUỐC PHÒNG


Người hướng dẫn khoa học:
1. PGS. TS Phạm Vũ Uy
2. GS. TSKH Nguyễn Đức Cương


Phản biện 1: GS.TSKH Vũ Duy Quang, Đại học Bách khoa Hà Nội
Phản biện 2: PGS.TS Nguyễn Văn Chúc, Viện Khoa học và Công nghệ quân sự
Phản biện 3: PGS.TS Nguyễn Minh Xuân, Học viện Kỹ thuật quân sự



Luận án được bảo vệ tại Hội đồng đánh giá luận án cấp Viện theo
quyết định số 478/QĐ-VKHCNQS, ngày 09 tháng 05 năm 2014 của Giám
đốc Viện Khoa học và Công nghệ quân sự, họp tại Viện Khoa học và Công
nghệ quân sự vào hồi giờ ngày




Có thể tìm hiểu luận án tại:
- Thư viện Viện KH-CNQS
- Thư viện Quốc gia Việt Nam



1

MỞ ĐẦU
Gió cạnh xảy ra một cách ngẫu nhiên, khó lường nên dễ gây ra tai nạn bay.

Một số hình ảnh gió cạnh làm nghiêng và lệch hướng máy bay
Theo thống kê 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, chưa xem gió cạnh như là một trong những nguyên nhân
chính gây ra uy hiếp an toàn bay và tai nạn bay. Vì thế nghiên cứu ảnh hưởng của
gió cạnh tới đặc tính khí động của máy bay trong quá trình hạ cánh là rất cần thiết.
Mục đích nghiên cứu:
Mục đích của việc nghiên cứu là xem xét mức độ ảnh hưởng của gió cạnh tới
các đặc tính khí động của máy bay trong quá trình hạ cánh để có biện pháp khắc
phục, hạn chế.
Đối tượng và phạm vi nghiên cứu
Đối tượng nghiên cứu là máy bay ở vùng vận tốc nhỏ, đối tượng cụ thể là máy
bay huấn luyện L-39. Giới hạn nghiên cứu: Khảo sát ảnh hưởng của gió cạnh đến
một số đặc tính khí động của máy bay khi hạ cánh ở vùng vận tốc nhỏ.
Phương pháp nghiên cứu
Thực hiện đồng thời hai phương pháp số kết hợp so sánh một số kết quả tính
toán với các số liệu có trong tài liệu kỹ thuật (TLKT) của đối tượng nghiên cứu.
Kết cấu của luận án
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: Tổng quan về ảnh hưởng của gió cạnh tới đặc tính khí động
của máy bay. Các phương pháp nghiên cứu. Đặc điểm dòng khí chảy bao máy
bay khi có gió cạnh; tình hình nghiên cứu ở trên thế giới và ở trong nước; các
phương pháp nghiên cứu; các khó khăn và giải pháp giải quyết đề tài luận án.

2

Chương 2: Mô hình toán xác định đặc tính khí động của máy bay. Chương
2 trình bày mô hình toán xác định đặc tính khí động của máy bay bằng phương pháp
XRR và bằng phần mềm Ansys. Phương pháp nghiên cứu, đánh giá các kết quả
khảo sát và khẳng định tính khách quan của phương pháp nghiên cứu đã lựa chọn.
Chương 3: Xây dựng mô hình toán xác định đặc tính khí động của máy bay
với cấu hình cất, hạ cánh. Xây dựng mô hình không gian bài toán chảy bao cánh
nâng cơ sở có tính đến trượt cạnh và áp dụng mô hình toán cho máy bay với cấu
hình cất, hạ cánh bằng XRR. Khảo sát đặc tính lực nâng của máy bay L-39 khi hạ
cánh bằng XRR và bằng Ansys. So sánh và đánh giá các kết quả tính toán với kết
quả theo TLKT. Kết luận rút ra về khả năng thực hiện đề tài nghiên cứu.
Chương 4: Nghiên cứu ảnh hưởng của gió cạnh đến đặc tính khí động
máy bay trong quá trình hạ cánh. Chương 4 trình bày nghiên cứu ảnh hưởng của
gió cạnh đến đặc tính khí động của máy bay khi hạ cánh. Xây dựng mối liên hệ cân
bằng giữa các góc điều khiển cánh lái hướng δ
H
, cánh lái liệng δ
L
với góc trượt cạnh
β. Xác định miền vận tốc an toàn khi hạ cánh có trượt cạnh. 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 p. pháp XRR.
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.

3

Ý nghĩa khoa học của luận án
Khảo sát một bước sâu hơn về ảnh hưởng của gió cạnh đến đặc tính khí động
của máy bay ở vùng vận tốc nhỏ ở điều kiện trong nước, làm cơ sở xem xét vấn đề
an toàn bay trong quá trình cất, hạ cánh. Chỉ ra một số bất cập khi sử dụng phương
pháp thử nghiệm trên mô hình trong OKĐ ở vận tốc nhỏ trong điều kiện Việt Nam,
đề xuất giải pháp nghiên cứu nhằm khắc phục khó khăn khi thử nghiệm trong OKĐ.
Ý nghĩa thực tiễn của luận án
Phát triển thêm nội dung, chương trình làm công cụ trợ giúp khi nghiên cứu chế
tạo, thử nghiệm và sử dụng máy bay hiệu quả có tính đến ảnh hưởng của gió cạnh.
Chương 1. TỔNG QUAN VỀ ẢNH HƯỞNG CỦA GIÓ CẠNH ĐẾN ĐẶC TÍNH
KHÍ ĐỘNG CỦA MÁY BAY. CÁC PHƯƠNG PHÁP NGHIÊN CỨU
1.1. Một số đặc điểm dòng khí chảy bao ở vùng vận tốc nhỏ khi có ảnh hưởng
của gió cạnh
Không khí chảy bao ở vận tốc nhỏ chịu ảnh hưởng lớn của lực nhớt động và
"vận tốc nhỏ" ở đây được hiểu là những trường hợp mà lực nhớt động không thể bỏ
qua trong quá trình nghiên cứu, tính toán. Thực nghiệm [61] trong OKĐ đã chỉ ra
rằng ở các vận tốc dưới 12m/s dòng chảy qua mô hình thí nghiệm đã thể hiện sự
không ổn định. Sự không ổn định này tăng lên khi có mặt của gió cạnh. Gió cạnh
phân bố lại áp suất trên cánh và có ảnh hưởng đến đặc tính khí động của máy bay.
1.2. Tình hình nghiên cứu ảnh hưởng của gió cạnh tới đặc tính khí động của
máy bay ở vùng vận tốc nhỏ

1.2.1. Tình hình nghiên cứu ở nước ngoài
Nghiên cứu dòng chảy bao ở vận tốc nhỏ đã được quan tâm khá sớm, ở những
năm 40-70 của thế kỷ trước. Trong quá trình nghiên cứu đã có những kết luận được
rút ra như: lực cản tăng lên rất ít ở vùng vận tốc nhỏ; sự rối của dòng chảy trong
OKĐ có ảnh hưởng đáng kể đến các hệ số khí động; chỉ ra kết quả đo còn phụ thuộc
vào mô hình, thiết bị đo, nhiệt độ môi trường (ngày nóng, ngày lạnh) v.v.
Tồn tại của phần lớn các công trình đã công bố là thường coi dòng chảy bao ở
vận tốc nhỏ là dòng khí lý tưởng, bỏ qua tính nén hoặc tính nhớt của dòng khí thực.
Một số công trình khác có đề cập đến ảnh hưởng của tính nén hoặc tính nhớt nhưng
cũng chỉ nghiên cứu một cách riêng biệt mà thiếu sự nghiên cứu ảnh hưởng đồng
thời của tính nén và tính nhớt của dòng chảy đến ĐTKĐ của máy bay.

4

Mặc dù đã có nhiều công trình đề cập đến ảnh hưởng của gió cạnh tới các máy
bay [52, 60, 65, 93] v.v. song hầu hết các đề tài nghiên cứu đều xem gió cạnh như
một yếu tố làm dịch chuyển quĩ đạo của máy bay và đưa ra các biện pháp để duy trì
quĩ đạo đã xác định. Đây hoàn toàn là vấn đề của động lực học bay.
1.2.2. Tình hình nghiên cứu ở trong nước
Một số công trình như [3], [14] đã sử dụng phương pháp XRR để nghiên cứu
ảnh hưởng của gió cạnh tới vết xoáy sau máy bay có cấu hình không gian phức tạp,
tuy nhiên ở các công trình này vấn đề ảnh hưởng của gió cạnh đến đặc tính khí động
của máy bay chưa được đặt ra như một đề tài nghiên cứu.
Xem xét tình hình nghiên cứu ảnh hưởng của gió cạnh đến đặc tính khí động
của máy bay ở trong nước và trên thế giới có thể rút ra một số nhận xét sau:
- Các công trình đã công bố chủ yếu chỉ quan tâm đến sự thay đổi quĩ đạo khi
có gió cạnh mà chưa quan tâm đến ảnh hưởng của nó đến đặc tính khí động của
máy bay. Việc nghiên cứu ảnh hưởng của gió cạnh luôn luôn gắn với một đối tượng
bay cụ thể mà không có tính tổng quát chung cho mọi máy bay.
- Phần lớn các tính toán, thí nghiệm ở trong nước được thực hiện chủ yếu cho

dòng chảy đối xứng với cấu hình bay thẳng. Chưa có công trình nào đề cập đến việc
tính toán đặc tính khí động máy bay khi có gió cạnh và cho cấu hình cất hạ cánh.
1.3. Tổng quan các phương pháp xác định đặc tính khí động của máy bay
Có nhiều phương pháp xác định đặc tính khí động của máy bay đã được
nghiên cứu, phát triển và có thể phân chia chúng thành 3 dạng chính:
- Phương pháp giải tích; - Phương pháp thực nghiệm; - Phương pháp số
1.3.1. Xác định đặc tính khí động của máy bay bằng phương pháp giải tích
Phương pháp giải tích là phương pháp giải chính xác các phương trình khí
động học và động lực học dòng khí bằng các biểu thức.
Tuy nhiên phương pháp này không còn phù hợp cho việc giải các bài toán khí
động học phức tạp hiện nay.
1.3.2. Phương pháp nghiên cứu thử nghiệm
Là phương pháp nghiên cứu được thực hiện bằng cách trực tiếp tiến hành thử
nghiệm trên máy bay thực hoặc thử nghiệm mô hình trong OKĐ. Ở đây ta quan tâm
chủ yếu đến thử nghiệm mô hình trong OKĐ. Một điều cần thiết là phải đảm bảo
được sự đồng dạng giữa dòng chảy bao thực và dòng chảy bao mô hình trong OKĐ.

5

1.3.3. Xác định đặc tính khí động của máy bay bằng phương pháp số
Việc rời rạc hóa các phương trình chuyển động để giải gần đúng các bài toán
khí động học được gọi là phương pháp số (phương pháp tính toán). Đây là những
phương pháp nghiên cứu dựa trên mô hình vật lý để thiết lập mô hình toán học và sử
dụng máy tính để tính toán. Các phương pháp tính toán có thể chia thành hai dạng:
phương pháp tính toán cổ điển và p. pháp động lực học dòng chảy tính toán (CFD).
1.3.3.1. Các phương pháp tính toán cổ điển
Có hai phương pháp tính toán cổ điển được sử dụng khá hiệu quả là phương
pháp panel và phương pháp XRR.
* Phương pháp panel coi dòng chảy là không xoáy và không nén được. Tìm
lời giải cho trường dòng bằng cách chia bề mặt khảo sát thành các “panel” và giải hệ

phương trình đại số tuyến tính để xác định cường độ trên bề mặt tại các “panel” đó.
* Phương pháp XRR là việc thay thế cánh bằng một màn xoáy gồm các đoạn
xoáy liên kết trên cánh và các đoạn xoáy tự do ngoài cánh sao cho sự tác động của
màn xoáy đối với môi trường giống như sự tác động của cánh đối với môi trường.
1.3.3.2. Các phương pháp động lực học dòng chảy tính toán (CFD)
Phương pháp CFD là việc giải số trực tiếp các phương trình đạo hàm riêng mô
tả chuyển động của chất lỏng nhằm tìm các giá trị gần đúng đồng thời tại mọi điểm.
Đây là những phương trình bảo toàn khối lượng, động lượng, năng lượng và được
viết cho một thể tích điều khiển cố định vô cùng bé trong môi trường liên tục.
Từ các phương pháp động lực học dòng chảy tính toán người ta đã xây dựng
được các phần mềm tính toán khá thuận tiện và hiệu quả, như Ansys [13, 66, 76] v.v.
*Phần mềm tính toán Ansys là phần mềm có khả năng giải quyết các vấn đề
công nghệ (về kết cấu cơ học; nhiệt; khí động học và động lực học chất lỏng v.v.).
Phương pháp XRR và phần mềm Ansys sẽ được lựa chọn để thực hiện các nội
dung đề tài nghiên cứu và sẽ được trình bày cụ thể khi sử dụng ở các phần sau.
1.4. Các nội dung đề tài cần nghiên cứu và phương pháp thực hiện
1.4.1. Các nội dung đề tài cần nghiên cứu
Đề tài “ Nghiên cứu ảnh hưởng của gió cạnh tới đặc tính khí động của máy
bay trong quá trình hạ cánh ” đặt ra những vấn đề cần giải quyết đó là:
- Xây dựng mô hình bài toán xác định đặc tính khí động của máy bay theo s¬ ®å
kh«ng gian với cấu hình cất, hạ cánh trong dòng dừng, phi tuyến và phi đối xứng.

6

- Xây dựng phương pháp để thực hiện đề tài nghiên cứu của luận án.
- Đề ra một số giải pháp hạn chế ảnh hưởng của gió cạnh đến hoạt động bay.
1.4.2. Lựa chọn phương pháp thực hiện đề tài nghiên cứu
Nếu kiểm chứng kết quả nghiên cứu bằng thực nghiệm thì một điều không thể
bỏ qua là phải đảm bảo được tối thiểu sự đồng dạng về dòng chảy khi bay thử máy
bay và khi thử nghiệm trong OKĐ (đảm bảo đồng thời đồng dạng về số M, Re).

Hình 1.5. Đồ thị xác định nhiệt độ trong ống khí động
Trên hình 1.5 cho thấy ở trường hợp khảo sát, để đảm bảo điều kiện đồng
dạng dòng chảy, nếu điều kiện bay thử thực hiện ở vận tốc V=50 [m/s] và nhiệt độ
t
BT
=35 [
o
C], hệ số đồng dạng hình học k=2,5 thì vận tốc và nhiệt độ dòng chảy bao
trong OKĐ phải là V
TN
=35,64[m/s] và t
TN
= -116,5 [
o
C]. Đây là một yêu cầu mà các
OKĐ ở Việt Nam chưa thể đáp ứng được. Khắc phục khó khăn này luận án sử dụng
đồng thời hai phương pháp tiếp cận khác nhau (phương pháp XRR và sử dụng phần
mềm Ansys) để giải quyết vấn đề nghiên cứu, đồng thời kiểm chứng một số kết quả
tính toán thu được với số liệu có trong TLKT của máy bay (cụ thể là máy bay L-39).
Kết luận chương 1
Gió cạnh phân bố lại áp suất trên cánh nâng và ảnh hưởng đến các đặc tính khí
động của máy bay. Khó khăn của luận án là việc không có đủ điều kiện để thực hiện
kiểm chứng kết quả nghiên cứu trong OKĐ cũng như tổ chức bay thử nghiệm kiểm
tra. Trong chương 1 đã đề xuất phương pháp giải quyết vấn đề này bằng việc sử
dụng ”phòng thí nghiệm số”. Việc ứng dụng hai phương pháp tính toán có bản chất
rõ ràng, độc lập nhằm để giảm bớt khối lượng tính toán và làm cơ sở đánh giá kết
quả nghiên cứu khi không có đủ điều kiện thực hiện kiểm chứng bằng thực nghiệm

7

truyền thống. Đây là phương pháp mà luận án áp dụng để tiếp cận nghiên cứu ảnh
hưởng của gió cạnh đến các đặc tính khí động của máy bay.
Chương 2: MÔ HÌNH BÀI TOÁN XÁC ĐỊNH ĐẶC TÍNH KHÍ ĐỘNG CỦA
MÁY BAY
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
2.1.1. Mô hình tính toán theo sơ đồ cánh phẳng đơn


N
- số dải xoáy dọc
n
- số xoáy ngang
1

k
k


- lưu số xoáy ngang
k
k
1



- lưu số xoáy dọc
)1(
k


- lưu số xoáy tự do hệ I
)2(

 - lưu số xoáy tự do hệ II
k,

- chỉ số của xoáy liên kết
p
,

- chỉ số của điểm kiểm tra
Hình 2.1. Sơ đồ minh họa xoáy rời rạc phi tuyến của cánh phẳng đơn
Trên hình 2.1 là mô hình XRR phi tuyến của cánh phẳng đơn mỏng [14],
chuyển động tịnh tiến với vận tốc không đổi U
o
. Chọn hệ trục tọa độ vuông góc 0xyz
gắn với cánh sao cho gốc tọa độ nằm ở đầu mũi của dây cung gốc cánh b
o
, trục 0x
hướng theo dây cung gốc b
o
, trục 0y vuông góc với mặt phẳng cánh, trục 0z hướng
sang phải vuông góc với mặt phẳng 0xy. Giả thiết góc tấn α ± 0, góc trượt cạnh β=0.
Biểu diễn vận tốc cảm ứng qua lưu số vận tốc của xoáy ngang liên kết
1k
k




và
giải hệ [27]:
 
 





N
1k
n
1
1pp1k
k
1k
k
sin2a
;
)
N
, ,
2
,
1
p
;
n
, ,
2

,
1
(



, (2.1)
Sau khi các lưu số vận tốc của các xoáy liên kết và các xoáy tự do được xác
định theo
1k
k



, có thể xác định được các hệ số khí động của cánh phẳng đơn [14].
2.1.2. Mô hình toán xây dựng bằng phương pháp xoáy rời rạc cho máy bay có
cấu hình không gian phức tạp
Trong [14] mô hình XRR phi tuyến của máy bay có cấu hình không gian phức
tạp được thực hiện bằng việc ghép nối các mặt nâng cơ sở với nhau, hình 2.2, và
nguyên tắc cách ghép nối giữa chúng được khái quát hóa về 3 dạng cơ bản sau:

8

1. Dạng có tứ giác ngoài
không tiếp giáp, thường đặc trưng
cho các mút ngoài cánh mà ở đó
chỉ có các xoáy tự do hệ II.
2. Dạng tứ giác có cạnh tiếp
giáp hoàn toàn, trong đó không có
xoáy tự do hệ II ở mút ngoài.

3. Dạng ghép nối các tứ
giác với sự tiếp giáp từng đoạn. Trong dạng ghép nối này một cạnh của tứ giác tiếp
giáp với một phần cạnh của tứ giác khác.
Nguyên tắc ghép nối được thực hiện sao cho hai tứ giác cơ sở tiếp giáp nhau
có cùng số lượng các sợi xoáy ngang, xoáy dọc (tiếp giáp tại các mép). Mô hình
XRR được mô tả như trên đã thay thế toàn bộ máy bay. Việc xác định các đặc tính
khí động của máy bay được thực hiện bao gồm các bước theo thứ tự như sau [14]:
- Xác định trường vận tốc cảm ứng của máy bay,
- Tính toán cấu trúc của màn xoáy tự do bên ngoài máy bay,
- Hệ phương trình để xác định lưu số của xoáy,
- Tính toán đặc tính khí động của máy bay.
Áp dụng điều kiện không chảy thấu trên các mặt nâng cơ sở của tất cả các
phần tử tạo thành máy bay. Thực hiện thay thế giá trị các lưu số của xoáy liên kết
dọc, xoáy tự do hệ I và II thông qua xoáy ngang liên kết. Thực hiện một số phép
biến đổi và nhóm tất cả hệ số theo
1k
km


 , nhận được hệ phương trình dưới dạng:

1pp
s
1pp1k
skmn
M
1m
N
1k
n

1
1k
km
B.2a.
m m




  




, (2.5)
Trong đó:
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. M: số mặt nâng cơ sở.
Đặc tính khí động của máy bay có phối trí khí động gồm M tấm phẳng được
xác định trên cơ sở tổng hợp lực và mô men của các mặt nâng cơ sở. Các hệ số khí
động chủ yếu của máy bay và vị trí tâm áp của nó được xác định theo các công thức:

pm
p1
pm

M
1m
N
1p
n
1
1p
pm
m
2
m
y
S).pp(
S
b
C



  



 
(2.6)

Hình 2.2 . Sơ đồ phối trí máy bay có cấu
hình không gian phức tạp

9

pm
pm
p1
pm
M
1m
N
1p
n
1
1p
pm
m
2
m
z
x.S).pp(
S
b
m




  




 
. (2.7)

pm
pm
p1
pm
M
1m
N
1p
n
1
1p
pm
m
2
m
x
z.S).pp(
S
b
m




  




  
. (2.8)

y
x
ap
y
z
ap
C
m
z;
C
m
x 
; (2.9)
Mô hình đã được xây dựng sẽ được áp dụng đối với máy bay L-39 để:
- kiểm chứng lại độ tin cậy của mô hình toán được xây dựng theo [14]
- định hướng thúc đẩy nhanh quá trình hội tụ khi tính toán bằng phần mềm Ansys.
- làm cơ sở để đánh giá độ tin cậy kết quả tính toán.
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
Áp dụng phương thức phối trí các phần tử của máy bay và nguyên tắc ghép
nối các mặt nâng cơ sở trên toàn
bộ máy bay đã được trình này
trong mục 2.1.2 để xây dựng mô
hình toán cho máy bay L-39 với
các cấu hình bay thẳng (càng,
cánh tà ở vị trí thu), hình 2.5. Kết

quả khảo sát bằng phần mềm đã
trình bày đối với máy bay L-39
với cấu hình bay thẳng được trình bày trong mục 2.3 của chương này.
2.2. Phương pháp xác định đặc tính khí động của máy bay bằng Ansys
2.2.1. Phương pháp giải số ứng dụng trong Ansys
Phương pháp số trong phần mềm Ansys được thực hiện qua hai bước: rời rạc
hóa các ma trận dòng chảy và giải bằng thuật toán giải tách biệt. Đây là những phép
biến đổi toán để giải gần đúng hệ các phương trình dạng không thứ nguyên [66]:

































S)
z
(
z
)
y
(
y
)
x
(
x
)CV(
z
)CV(
y
)CV(
x
)C(
t

zyx
(2.10)
Trong đó: ф – ký hiệu biến; C
ф
– hệ số tức thời và hệ số trung bình đối với
biến ф. Г
ф
– hệ số khuyếch tán; S
ф
– điều kiện ban đầu (nguồn).

Hình 2.5. Mô hình máy bay L-39 với
cấu hình bay thẳng

10

Quá trình rời rạc hóa bắt nguồn từ phương trình ma trận bao gồm các ma trận
phần tử, xuất phát từ phương trình (2.10):
















ee
tankhuyech
e
binhtrung
e
thoituc
e
SAAA
(2.11)
Thuật toán giải tách biệt trong Ansys là thuật toán giải tách biệt vận tốc và
gradient áp suất. Trong cách tiếp cận này phương trình động lượng được sử dụng để
tạo ra một biểu thức cho vận tốc trong điều kiện của gradient áp lực.
2.2.2. Phương pháp giải bài toán xác định một số đặc tính khí động của máy
bay bằng Ansys
Phương pháp giải bài toán trong Ansys gồm các bước sau: Đặt điều kiện bài
toán; Chọn lĩnh vực nghiên cứu, xây dựng mô hình, chia lưới; Thiết lập thuộc tính
dòng chảy và giải; Xử lý kết quả tính toán và đánh giá.
2.2.2.1. Đặt điều kiện bài toán
Vận tốc hạ cánh máy bay L-39: M=0,125  0,202 (155  252 km/h); áp suất
môi trường: p
H

=101325 [Pa]; nhiệt độ t
H
= 25 [
o
C]; vận tốc âm thanh: a=346 [m/s];

mật độ không khí: ρ=1.184 [kg/m
3
]; mô hình chảy rối: k-ɛ; độ nhớt động không khí
ν=1,553.10
-5
[m
2
/s]; điều kiện hội tụ (sai số tính toán): Δs <10
-4
.
2.2.2.2. Chọn lĩnh vực nghiên cứu, xây dựng mô hình, chia lưới
Chọn lĩnh vực dòng chảy (fluid flow - CFX) để xây dựng mô hình hình học.
Trên hình 2.9 là mô hình máy bay được xây dựng bằng phần mềm Ansys. Bề mặt
mô hình máy bay L-39 được mặc định là “Tường”, bao xung quanh là miền tính
toán. Chọn kích thước miền tính toán ở trong khoảng: (X) x (Y) x (Z) = (10b
o
÷15b
o
)
x (6b
o
÷8b
o
) x (6b
o
÷10b
o
), trong đó b
o
là dây cung gốc cánh.

Hình 2.10 là kết quả chia lưới miền tính toán đối với mô hình máy bay L-39
cho trường hợp bay bằng (càng, cánh tà ở vị trí thu).


Hình 2.9. Xây dựng mô hình máy
bay L-39 bằng Ansys
Hình 2.10. Chia lưới miền tính toán
bao quanh máy bay L-39 bằng Ansys

11

2.2.2.3. Thiết lập thuộc tính dòng chảy và giải
Dòng chảy trong miền tính toán mặc định chọn là dừng, liên tục có áp suất
1[at] với mô hình chảy rối k-ɛ và có các mặt biên: Tường, Vào, Ra và Xung quanh.
“Tường” được áp đặt bề mặt nhẵn, không chảy thấu, không trao đổi nhiệt.
Dòng khí cửa “Vào” được áp dụng cho dòng dưới âm, chảy thẳng góc, cường độ rối
nhớt trung bình (5%), nhiệt độ không khí 25
o
C. Dòng cửa “Ra” là dòng chảy dưới
âm có áp suất tĩnh trung bình là 101325 [Pa]. “Xung quanh” mặt định là mở, có
cường độ xoáy nhớt trung bình (5%), nhiệt độ có giá trị trung bình 25
o
C.
Số bước lặp tính toán và sai số tính toán chọn giá trị mặc định (100 và 10
-4
).
2.2.2.4. Xử lý kết quả tính toán và đánh giá
Sau khi chương trình giải đã kết thúc tiến hành xây dựng các công thức, các
bảng biểu, hình ảnh, đồ thị v.v. để xuất ra và đánh giá kết quả tính toán đã thu được.
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
Sử dụng mô hình và các chương trình phần mềm đã xây dựng để khảo sát đặc
tính hệ số lực nâng C
y
của máy bay L-39 với góc tấn α trong khoảng 025
o
, không
có trượt cạnh cho trường hợp bay bằng (càng và cánh tà ở vị trí thu).
Trên hình 2.12 là đồ thị đặc tính
hệ số lực nâng C
y
theo góc tấn α.
Trong đó đường 1, 2 lần lượt là đặc
tính hệ số lực nâng C
y
được xác định
bằng phương pháp XRR và bằng
Ansys, chúng có hình dạng tương tự
nhau và rất gần với đồ thị đặc tính hệ
số lực nâng C
y
theo TLKT, đường 3.
Độ chênh lệch giá trị hệ số lực
nâng C
y
giữa các phương pháp XRR,
Ansys, so với giá trị hệ số C
y
theo
TLKT, được trình bày trong bảng 2.2.

Ở đây ta chỉ quan tâm đến vùng cất hạ
cánh (góc tấn trong khoảng   015
0
).

0 5 10 15 20 25 30
0
0.5
1
1.5
2
2.5
Do thi he so Cy=f(alfa), cang va canh ta thu, beta=0
alfa
Cy
3
1
2
He so Cy xac dinh bang
1- Phuong phap XRR
2- Phan mem Ansys
3- Theo TLKT may bay L-39
Hình 2.12. Đồ thị hệ số C
y
=f(α) xác
định bằng phương pháp XRR, Ansys
và theo TLKT của máy bay L-39

12

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.
Góc tấn

Góc
C. tà

Cy

(2)-(4)
[(4)-(2)]/(4)
%
Cy
(2)-(6)
[(6)-(2)]/(6)
%
Cy
(6)-(4)
[(6)-(4)]/(6)
%
(a1) (a2) (a3) (a4) (a5) (a6) (a7) (a8)
0 0 0.01 21.2 0.03 53.6 -0.02 41.1
5 0 0.06 -18.8 0.04 -11.6 0.02 6.1
10 0 0.06 -8.8 0.02 -3.1 0.04 5.2
15 0 0.14 -13.7 0.09 -8.5 0.05 4.5
Khi so sánh các kết quả tính toán hệ số lực nâng C
y
ở chế độ bay thẳng bằng

hai phương pháp XRR và Ansys nêu trên với các số liệu hệ số lực nâng Cy xác định
từ TLKT [17] cho thấy kết quả sai lệch ở trong khoảng tuyến tính là nhỏ, chỉ từ
0,020,09 đối với XRR (cột a5) và từ 0,020,05 đối với Ansys (cột a7), bảng 2.2.
Kết luận chương 2
Chương 2 đã sử dụng hai phương pháp XRR và Ansys (có cách tiếp cận và sử
dụng phương tiện toán học khác nhau) để nghiên cứu dòng chảy bao quanh đối
tượng máy bay cụ thể là máy bay huấn luyện L-39. Chương trình xây dựng bằng
phương pháp XRR chạy tương đối nhanh, ổn định và sớm đạt được kết quả hội tụ.
Điều này đã định hướng kịp thời cho phần mềm Ansys trong việc sửa đổi mô hình,
chọn chế độ chia lưới nhằm rút ngắn được thời gian và khối lượng cần tính toán.
Kết quả nghiên cứu cho thấy phương pháp tiếp cận nghiên cứu là khách quan.
Sai lệch khi so sánh các kết quả là nhỏ, điều này khẳng định các chương trình tính
toán đã được xây dựng bằng hai phương pháp trên là đáng tin cậy. Như vậy phương
pháp tiếp cận nghiên cứu đã giúp cho luận án tránh được các khó khăn phức tạp gặp
phải nếu tiến hành đo thực nghiệm. Vấn đề này sẽ được áp dụng khi nghiên cứu đặc
tính khí động của máy bay L-39 với cấu hình cất, hạ cánh trình bày ở chương 3.
Chương 3: XÂY DỰNG MÔ HÌNH TOÁN XÁC ĐỊNH ĐẶC TÍNH KHÍ
ĐỘNG CỦA MÁY BAY VỚI CẤU HÌNH CẤT, HẠ CÁNH
Việc xây dựng mô hình toán bằng phần mềm Ansys không gặp nhiều khó
khăn nên ở đây chỉ trình bày việc xây dựng mô hình máy bay với cấu hình cất, hạ
cánh bằng phương pháp XRR. Để chương trình đã được xây dựng trong [14] trở
thành công cụ phù hợp cho khảo sát đề tài của luận án cần phát triển thêm mô hình
toán cho cánh nâng cơ sở theo sơ đồ không gian với góc tấn α±0, góc trượt cạnh
β±0 và bổ sung thêm nguyên tắc ghép nối không đồng phẳng.

13

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
Xét một cánh nâng

mỏng cơ sở có dạng tứ giác,
vận tốc chuyển động U
o
, góc
tấn α, góc trượt cạnh β, được
đặt trong hệ tọa độ liên kết
không tiêu chuẩn, hình 3.1.
Tọa độ các đỉnh của tứ
giác cơ sở đã biết và được ký
hiệu như sau:
A(x
1N
,y
1N
,z
1N
); B(x
10
,y
10
,z
10
);
C(x
n0
,y
n0
,z
n0
); D(x

nN
,y
nN
,z
nN
);
Cánh nâng cơ sở được thay thế bằng hệ thống gồm các xoáy liên kết trên
cánh, hệ xoáy tự do vùng I, hệ xoáy tự do vùng II và II’ ở các mép của cánh nâng cơ
sở, trên các mép đó thỏa mãn điều kiện Чаплыгин- Жуковский về vận tốc hữu hạn.
Biểu diễn vận tốc cảm ứng qua lưu số vận tốc tại các tiết diện xoáy ngang trên
cánh nâng cơ sở và thỏa mãn điều kiện biên không chảy thấu tại các điểm kiểm tra,
nhận được hệ phương trình xác định lưu số vận tốc của xoáy ngang liên kết [27]:

 
 







N
1k
n
1
1pp1pp1k
k
1k
k

C.2a
;
)
N
, ,
2
,
1
p
;
n
, ,
2
,
1
(



(3.16)
Hệ số vế phải
1pp
C


là tích vô hướng của véc tơ đơn vị của dòng không nhiễu
động và véc tơ pháp tuyến (VTPT)
m
n của mặt nâng cơ sở tại các điểm kiểm tra.
Sau khi giải hệ phương trình (3.16), các hệ số khí động dạng không thứ

nguyên c
n
, m
z
, m
x
và tâm áp của cả cánh nâng cơ sở được tính theo các biểu thức:

 



















N
1p

n
1
)1p()(
1p
1p1
1p
)p()(
p
p1
p
)(
1pp
)(
1pp
1p
p
2
n
)l.b.pl.b.p(
2
1
l.b.p
S
b
c
(3.33a)

 


























N
1p
n
1
1p1
1p
)1p()(

1p
1p1
1p
p1
p
)p()(
p
p1
p
1p
p
)(
1pp
)(
1pp
1p
p
2
z
)xlbpxlbp(
2
1
xlbp
S
b
m
(3.33b)

 


























N
1p
n
1
1p1
1p

)1p()(
1p
1p1
1p
p1
p
)p()(
p
p1
p
1p
p
)(
1pp
)(
1pp
1p
p
2
x
)zlbpzlbp(
2
1
zlbp
S
b
m
(3.33c)

Hình 3.1. Sơ đồ xoáy dòng chảy bao cánh

nâng cơ sở có trượt cạnh

14

n
z
F
c
m
x  ;
n
x
F
c
m
z  . (3.33d)
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
3.2.1. Nguyên tắc ghép nối không đồng phẳng
Để xây dựng mô hình
toán cho máy bay với cấu hình
cất hạ cánh, ngoài 3 nguyên tắc
ghép nối đồng phẳng [14] cần
bổ sung thêm nguyên tắc thứ 4
là nguyên tắc ghép nối không
gian (như ghép nối cánh tà với
cánh nâng), hình 3.4. Theo
dạng này trên cánh tà có các
xoáy liên kết và các hệ xoáy tự
do vùng I, II và II’.

Luận án sử dụng mô hình không gian máy bay đã được trình bày trong 2.1.3
với bước phát triển thêm về cấu hình cánh tà thả và càng thả.
3.2.2. Xây dựng mô hình cánh tà ở vị trí thả
Xây dựng mô hình cánh tà ở vị trí thả được thực hiện bằng việc mô phỏng
cánh nâng từ 1 tứ giác cơ sở thành cánh nâng có 4 tứ giác cơ sở, trong đó cánh tà là
1 tứ giác cơ sở trong không gian 3 chiều.
3.2.3. Xây dựng mô hình càng ở vị trí thả
Xây dựng mô hình càng trước và càng chính ở vị trí thả theo các số liệu trong
TLKT hướng dẫn sử dụng máy bay L-39, được trình bày trong phụ lục 1.
Hình 3.8 là mô hình không gian máy bay L39 với cấu hình hạ cánh được xây
dựng bằng phương pháp XRR.


Hình 3.8. Mô hình máy bay L39 với cấu hình hạ cánh xây dựng bằng XRR

Hình 3.4. Kiểu ghép nối không gian

15

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
Sử dụng phần mềm Ansys phát triển tiếp mô hình máy bay L-39 đã được xây
dựng trong mục 2.2.2.2 với cấu hình hạ cánh. Trên hình 3.9 là mô hình máy bay
được xây dựng cho trường hợp hạ cánh với càng thả, cánh tà ở vị trí 44
o
.

Hình 3.9. Mô hình máy bay L39 với cấu hình hạ cánh bằng Ansys
Luận án giới hạn khảo sát đặc tính lực nâng của máy bay L-39 với góc tấn α
trong khoảng 025
o
, không có trượt cạnh (góc β=0
o
) trong các trường hợp:
- hạ cánh với cấu hình càng thả, cánh tà 25
o
, vận tốc hạ cánh V=216 km/h,
- hạ cánh với cấu hình càng thả, cánh tà 44
o
, vận tốc hạ cánh V=180 km/h.
Trên hình 3.10 và 3.11 là trường vận tốc chảy bao máy bay khi hạ cánh với
cấu hình càng thả, cánh tà ở vị trí 44
o
được xác định bằng phương pháp XRR và
bằng phần mềm Ansys.

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


Hình 3.11. Trường vận tốc dòng chảy bao máy bay L-39 xác định
bằng phần mềm Ansys khi góc tấn α=10
o
, β=0

o
.

16

Thực hiện khảo sát đặc
tính lực nâng đối với các trường
hợp trên, các kết quả tính toán
được thể hiện trong bảng 02.2
(phụ lục 02) và trên hình 3.12.
Hình 3.12 là đồ thị hệ số
lực nâng C
y
được xác định bằng
phương pháp XRR, bằng Ansys
và từ TLKT cho các trường hợp
càng thả, cánh tà ở vị trí 25
o
và
44
o
. Trên hình 3.12 cho thấy đồ
thị hệ số lực nâng C
y
ở cả 2
phương pháp xác định, tương
tự như cấu hình bay thẳng, là
gần với nhau và có hình dạng tương tự như đồ thị hệ số lực nâng C
y
xác định bằng

TLKT. Xét ở trường hợp hạ cánh khi góc tấn nằm trong khoảng 015
o
, các sai
lệch hệ số lực nâng thu được khi tính toán bằng phương pháp XRR nhỏ hơn 11,5%
và bằng phần mềm Ansys nhỏ hơn 4,5% khi so với các hệ số lực nâng xác định từ
TLKT.
Kết luận chương 3
Dựa trên sơ đồ và nguyên tắc ghép nối không gian đã được xây dựng bổ sung,
trong chương 3 ta đã xây dựng được mô hình toán cho máy bay L39 với cấu hình
cất, hạ cánh bằng phương pháp XRR và bằng Ansys cho các trường hợp chưa có
trượt cạnh. Kết quả khảo sát đặc tính lực nâng đối với máy bay L-39 với cấu hình
cất, hạ cánh cho thấy sai lệch tính toán của cả hai phương pháp XRR và Ansys là
nhỏ khi so sánh với các số liệu từ TLKT. Điều này tiếp tục khẳng định việc sử dụng
hai phương pháp XRR và Ansys cho kết quả đáng tin cậy. Các kết quả tính toán
trong chương này khi chưa có trượt cạnh (β=0) là các điểm xuất phát để khảo sát cho
các trường hợp có góc trượt cạnh β≠0. Việc nghiên cứu ảnh hưởng của gió cạnh đến
các đặc tính khí động của máy bay L-39 ở chương tiếp theo ta lấy các điểm xuất
phát làm gốc và chỉ sử dụng phần mềm Ansys để khảo sát.
0 5 10 15 20 25
0
0.5
1
1.5
2
Do thi he so Cy=f(alfa), cang tha, canh ta 25, 44 do
alfa
Cy
a
b
Cau hinh cat, ha canh

a- Cang tha, canh ta 25 do
b- Cang tha, canh ta 44 do

Hình 3.12. Đồ thị hệ số C
y
=f(α) khi hạ cánh
với vị trí cánh tà 25
o
và 44
o


17

Chương 4: NGHIÊN CỨU ẢNH HƯỞNG CỦA GIÓ CẠNH ĐẾN ĐẶC TÍNH
KHÍ ĐỘNG CỦA MÁY BAY TRONG QUÁ TRÌNH HẠ CÁNH
Trong chương này sử dụng phần mềm đã được xây dựng để nghiên cứu ảnh
hưởng của gió cạnh đến các đặc tính khí động (chủ yếu là hệ số lực nâng C
y
) của
máy bay L-39 trong quá trình hạ cánh ở vùng vận tốc V=155 ÷ 252 km/h.
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
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
Thực hiện khảo sát cho trường hợp
máy bay hạ cánh với vận tốc V=180 km/h;
góc tấn α=10

o
; góc trượt cạnh β=(0
o
÷35
o
).
Trên hình 4.1 là kết quả chia lưới miền tính toán dòng chảy bao mô hình máy
bay L-39 với cấu hình càng thả, cánh tà 44
o
(gồm 1.380.775 nút, có 7.713.954 phần
tử). Với mức độ chia lưới này kết quả tính toán là hội tụ và thời gian tính toán cho
một lần khảo sát kéo dài khoảng 10h50 phút. Hình 4.2 và 4.3 là kết quả khảo sát
trường áp suất và trường vận tốc bao quanh mô hình máy bay trong trường hợp góc
tấn α=10
o
, góc trượt cạnh β=15
o
với cấu hình hạ cánh (càng thả, cánh tà 44
o
).

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
.

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
.

Hình 4.1. Chia lưới miền tính toán
dòng chảy bao máy bay L-39 khi
α=10
o
, β=15
o
.

18

Gió cạnh sẽ làm thay đổi các đặc tính khí động của máy bay. Trên hình 4.4 và
4.5 là đồ thị của hệ số lực cản C
x
và lực nâng C
y
phụ thuộc vào góc trượt cạnh β.
0 10 20 30 40
0
0.2
0.4
0.6

0.8
Do thi he so Cx theo beta, Ansys
beta
Cx

0 10 20 30 40
-0.5
0
0.5
1
1.5
Do thi he so Cy theo beta, Ansys
beta
Cy

Hình 4.4. Đồ thị hệ số lực cản C
x

theo góc trượt cạnh


Hình 4.5. Đồ thị hệ số lực nâng C
y

theo góc trượt cạnh


Từ hình 4.4, 4.5 cho thấy khi góc trượt cạnh β tăng thì càng làm tăng hệ số lực
cản C
x

và làm giảm hệ số C
y
. Điều này hoàn toàn phù hợp với bản chất vật lý của
dòng chảy bao phi đối xứng.
Trên hình 4.6 và 4.7 mô tả sự xuất hiện lực cạnh Z và mô men nghiêng cánh
M
x
khi có gió cạnh. Hệ số lực C
z
và mô men m
x
mang dấu âm thể hiện máy bay sẽ bị
dạt và bị nghiêng sang bên trái so với quĩ đạo bay.
0 10 20 30 40
-0.4
-0.3
-0.2
-0.1
0
0.1
Do thi he so Cz theo beta, Ansys
beta
Cz

0 10 20 30 40
-0.4
-0.3
-0.2
-0.1
0

0.1
Do thi he so mx theo beta, Ansys
beta
mx

Hình 4.6. Đồ thị hệ số lực cạnh C
z

theo góc trượt cạnh


Hình 4.7. Đồ thị hệ số mô men m
x

theo góc trượt cạnh


Khi góc β>0 xuất hiện mô men hướng M
y()
<0 làm máy bay quay mũi sang
phải. Hệ số mô men hướng m
y
do gió cạnh tạo nên tăng khá nhanh, có dạng tuyến
tính trong khoảng β=(0
o
15
o
), tuy nhiên hệ số mô men hướng m
y
của máy bay ít

thay đổi khi góc trượt cạnh tiếp tục tăng và khi β>20
o
thì hệ số mô men có chiều
hướng giảm, nguyên nhân là do có sự tách dòng xảy ra ở đuôi đứng ở những góc
trượt cạnh lớn, hình 4.8.

19

0 10 20 30 40
-1
-0.8
-0.6
-0.4
-0.2
0
0.2
Do thi he so my theo beta, Ansys
beta
my

0 10 20 30 40
-1
-0.8
-0.6
-0.4
-0.2
0
Do thi he so mz theo beta, Ansys
beta
mz

Hình 4.8. Đồ thị hệ số mô men
hướng m
y
theo góc trượt cạnh


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

Ngược lại, trong khoảng góc
β=(0
o
20
o
), mức độ di chuyển vị trí
tiêu điểm khí động lùi về phía sau
không đáng kể nên hệ số mô men
chúc ngóc m
z
ít thay đổi và hệ số
m
z
có chiều hướng tăng khi góc
trượt cạnh β>20
o
, hình 4.9.

Hình 4.10 cho thấy khi góc
trượt cạnh β càng lớn thì sự dịch
chuyển vị trí tiêu điểm khí động
theo trục 0z càng nhiều. Ví dụ ở
góc β=15
o
tiêu điểm khí động zF của máy bay L-39 dịch chuyển theo trục 0z một giá
tr
ị zF=0,136 → khoảng 0,3 m.

Từ những kết quả tính toán ở trên cho thấy gió cạnh có ảnh hưởng đến các đặc
tính khí động của máy bay huấn luyện L-39, gió cạnh càng lớn (góc trượt cạnh càng
lớn) thì ảnh hưởng của nó đến các hệ số khí động càng nhiều.
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
Khi có trượt cạnh cần lệch cánh lái hướng và lái liệng các góc δ
H
và δ
L
để cân
bằng với mô men hướng M
y(β)
và mô men nghiêng cánh M
x(β)
do trượt cạnh gây ra.
Sử dụng phần mềm Ansys để khảo sát, sử dụng Matlab để thành lập các công

thức hồi qui, chúng ta có thể xác định góc lệch 
H
, 
L
theo góc trượt cạnh β như sau:
0 5 10 15 20 25 30 35 40
-0.1
0
0.1
0.2
0.3
0.4
Do thi toa do tieu diem khi dong xF, zF theo beta, Ansys
beta
xF, zF
xF
zF

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


20

)8.4(
)2n(,3004.0).(sign.2097,1.1069.0).(sign
),3n(,0636,0).(sign.9835,1.0718,0).(sign.0101,0

2
H
23
H

















)9.4(
)2n(,0488.0).(sign.6038,0.022.0).(sign
),3n(,005,0).(sign.6747,0.0102,0).(sign.0005,0
2
L
23
L


















trong đó đơn vị tính của 
H
,  là [
o
], n là bậc của đa thức hồi qui lựa chọn.
Các công thức hồi qui (4.8), (4.9) được xây dựng từ các số liệu tính toán đối
với máy bay huấn luyện L-39, cho phép nhanh chóng xác định được các góc lệch
cánh lái hướng, lái liệng cần thiết ứng với
góc trượt cạnh β. Dựa vào các số liệu trong
TLKT [17] có thể xây dựng được các bảng
tính sẵn để tham khảo. Các công thức này
cũng có thể làm cơ sở để xây dựng các
chương trình, bài bay cho huấn luyện thực
tế, cho buồng tập lái TL-39 có tính đến yếu
tố gió cạnh.

Hình 4.11 cho thấy rõ góc lệch cánh
hướng 
H
và góc lệch lái liệng 
L
phụ thuộc
phi tuyến vào góc trượt cạnh β khi cân bằng
mô men M
y(β)
và M
x(β)
tương ứng.
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
4.2.1. Nghiên cứu ảnh hưởng của gió cạnh phụ thuộc vào vận tốc hạ cánh
Kết quả khảo sát ảnh hưởng của gió cạnh đến các đặc tính khí động của máy
bay L-39 khi hạ cánh với cánh tà ở vị trí 25
o
và 44
o
(tương ứng với vận tốc hạ cánh
216 km/h và 180 km/h) được thể hiện trong bảng 02.3 và 02.4, phụ lục 02. Từ các
kết quả này ta xác định được sự thay đổi hệ số lực nâng khi có trượt cạnh và khi
không có trượt cạnh trong các trường hợp hạ cánh ở trên, bảng 02.5, phụ lục 02.
Hình 4.13 là đồ thị đạo hàm hệ số lực nâng )(fC
y


ở các vận tốc hạ cánh.
Ở vận tốc hạ cánh V=216 km/h tính phi tuyến xuất hiện ở góc trượt cạnh β=15

o

trong khi ở vận tốc hạ cánh V=180 km/h thì tính phi tuyến đã được bộc lộ ở giá trị
góc trượt cạnh β =5
o
.
-20 -15 -10 -5 0 5 10 15 20
-30
-20
-10
0
10
20
30
Do thi giua goc LH, LL voi beta khi my, mx can bang
Goc truot canh
Goc LH, LL
LL
LH

Hình 4.11. Sự biến thiên góc

H
và

L
theo góc trượt cạnh β khi cân
bằng mô men M
y(β)
và M

x(β)
.

21

Kết quả nghiên cứu chỉ ra rằng
khi vận tốc hạ cánh càng nhỏ thì ảnh
hưởng của gió cạnh càng sớm. Điều này
cho thấy nếu hạ cánh với cường độ gió
cạnh cho phép cũng trở nên nguy hiểm
khi vận tốc hạ cánh bị sụt giảm. Đây là
một điều cần lưu ý vì chưa có tài liệu
nào đề cập tới. Đây là một điều cần lưu
ý vì chưa có tài liệu nào đề cập tới.
4.2.2. Xây dựng miền vận tốc an toàn cho L-39 khi hạ cánh có trượt cạnh
Kết quả nghiên cứu máy bay khi hạ cánh có trượt cạnh cho thấy ở mỗi vận tốc
hạ cánh đều có thể chỉ ra một giá trị góc trượt cạnh giới hạn β*, theo đó:
- khi góc trượt cạnh β<β* → ảnh hưởng trượt cạnh tới hệ số Cy là nhỏ
- khi β>β* → ảnh hưởng trượt cạnh làm giảm hệ số C
y
bộc lộ mạnh lên.
Máy bay L-39 khi hạ cánh (càng thả, cánh tà 44
0
), vận tốc hạ cánh
V=180km/h, góc α=10
0
thì góc trượt cạnh β
*
ở giới hạn nguy hiểm sẽ là:
β

*
=atan(10/50) ≈ 11.31
o
. Ở góc tấn α=10
o
, khi β=0
o
thì Cy=1,424; khi β=β
*
=11.31
o

giá trị hệ số lực nâng
C
y
=1.3983, tỷ lệ sụt giảm là
∆C
y
* ≈ 1,8%. Đây là giá trị sụt
giảm hệ số lực nâng tới hạn
(nguy hiểm). Với mỗi vận tốc
hạ cánh có thể xác định được
góc tới hạn β*. Trong khoảng
vận tốc hạ cánh V=(155÷252)
km/h ta có thể chỉ ra vùng hạ
cánh tiềm ẩn sự nguy hiểm
HBCFG và xây dựng được
vùng hạ cánh an toàn ABCDE
đối với máy bay L-39, hình 4.14.
0 5 10 15 20 25 30 35

-0.1
-0.08
-0.06
-0.04
-0.02
0
0.02
Do thi dao ham Cy theo goc truot canh o cac toc do
beta
Dao ham Cy
10
(180), Cy
10
(216)
V=180 [km/h]
V=216 [km/h]

Hình 4.13. Đồ thị

y
C
theo góc trư
ợt
cạnh β ở các vận tốc hạ cánh
100 120 140 160 180 200 220 240 260
280
0
2
4
6

8
10
12
14
16
18
20
22
Do thi mien toc do ha canh an toan khi co truot canh
V[km/h]
goc truot canh [o]
G
E
B
H
C
F
D
A
Vung ha canh an
toan (ABCDE)
Vung ha canh tiem an
nguy hiem (HBCFG)
V=252 km/h; Beta=18,18
V=212 km/h; Beta=15,13
V=180 km/h; Beta=11,31
V=155 km/h; Beta=6,01
Hình 4.14. Xác định vùng hạ cánh an toàn
khi có trượt cạnh đối với máy bay L-39

22

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
4.3.1. Khảo sát ảnh hưởng của gió cạnh đến quĩ đạo hạ cánh của máy bay
Quá trình hạ cánh gồm các giai đoạn hạ cánh chính: bay xuống (đoạn AB), cải
bằng (BC), bay bằng (CD) và chạy hãm đà (DE) [49], hình 4.15.

Hình 4.15. Các giai đoạn hạ cánh
Để đơn giản từ hệ phương trình tổng quát mô tả chuyển động của máy bay,
gồm 15 phương trình (4.11÷4.25) với 15 ẩn số, ta áp dụng cho trường hợp hạ cánh
với các giả thiết: bỏ qua hiệu ứng gần bề mặt đường băng; sự biến đổi khí hậu; sự
thay đổi khối lượng máy bay; coi các chuyển động quay quanh tâm khối là không
đáng kể v.v. và khi có gió cạnh chỉ xét trên phương diện ảnh hưởng đến khả năng
tạo nâng C
y
của máy bay và chỉ xem xét quĩ đạo diễn ra trong mặt phẳng x0y.
Như vậy các phương trình chuyển động dùng để khảo sát quĩ đạo tiếp cận và
hạ cánh của máy bay có thể mô tả lại bằng các phương trình sau:
g)sin
G
X
G
coscosP
(
dt
dV





(4.28),  sinV
dt
dh
(4.30),

)cos
G
Y
G
sinP
(
V
g
dt
d




(4.29),  cosV
dt
ds
(4.31).
trong đó V[m/s]: vận tốc hạ cánh; θ[
o
]: góc nghiêng quĩ đạo; h[m]: độ cao máy
bay; s[m]: quảng đường quĩ đạo khảo sát; G[N]: trọng lượng của máy bay; X[N]: lực
cản khí động; Y[N]: lực nâng khí động; g[m/s
2

]: gia tốc trọng trường.
Trên hình 4.16, 4.17 đường a là quĩ đạo hạ cánh của máy bay L-39 khi chưa
có trượt cạnh được khảo sát từ độ cao h
A
=25[m], điểm bắt đầu cải bằng h
B
=6[m] và
điểm ra bằng (bắt đầu bay bằng) h
C
=1[m]. Đường b là quĩ đạo hạ cánh có trượt cạnh.
Khi có trượt cạnh ở độ cao h=20,6 m, quảng đường máy bay hạ cánh chỉ dài khoảng
345 m so với 649 m khi không có trượt cạnh, đường b hình 4.16.

23

Trên hình 4.17 là đồ
thị quĩ đạo hạ cánh có trượt
cạnh trong giai đoạn cải bằng
(ở độ cao h=3m). Nhìn đồ thị
ta thấy góc nghiêng quĩ đạo
khá lớn khi tiếp đất.
Qua kết quả khảo sát ở
trên cho thấy ảnh hưởng của
gió cạnh đến quá trình hạ
cánh của máy bay không thể
bỏ qua. Nếu không có xử lý
của phi công thì vấn đề hạ
cánh có thể trở nên nguy
hiểm, đặc biệt là ở những
thời điểm gần bề mặt đường

băng vì thời gian không còn
đủ để có thể xử lý kịp thời
trước khi máy bay tiếp đất.
4.3.2. Một số giải pháp hạn chế ảnh hưởng của gió cạnh đến quá trình hạ cánh
của máy bay
Khi hạ cánh với gió cạnh có vận tốc lớn có thể thực hiện một số phương pháp
để hạn chế ảnh hưởng của gió cạnh đến quĩ đạo hạ cánh của máy bay L-39 như sau:
1- Hạ cánh với góc trượt cạnh bằng phần góc không thể cân bằng [64]:
2- Thực hiện hạ cánh với vận tốc lớn hơn, trong miền hạ cánh an toàn.
3- Hạ cánh ở vị trí khác có gió cạnh nhỏ trong phạm vi cho phép.
4- Khi có gió cạnh cần lựa chọn điểm cải bằng hạ cánh muộn hơn.
Kết luận chương 4
Trong chương 4 đã xây dựng được các đồ thị đặc tính ở cấu hình cất, hạ cánh
phụ thuộc vào góc trượt cạnh; đã xây dựng được các công thức hồi qui mối liên hệ
giữa góc lệch cánh lái hướng, cánh lái liệng với góc trượt cạnh khi điều khiển. Trên
cơ sở kết quả tính toán đã xác định được miền vận tốc hạ cánh an toàn khi có trượt
cạnh. Đây là những công thức và đồ thị mà trong TLKT máy bay L-39 chưa có.
Hình 4.17. Quĩ đạo hạ cánh của máy bay L-
39 khi có
trượt cạnh ở giai đoạn cải bằng (h=3m, s=383,3m)


Hình 4.16. Quĩ đạo hạ cánh của L-39 khi có trượt
cạnh ở giai đoạn bay xuống (h=20,6m, s=345m)