Báo cáo tải trọng khung máy bay

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

TẢI TRỌNG VÀ ĐỘ BỀN KẾT CẤU
Chủ đề: TẢI TRỌNG KHUNG MÁY BAY
Nguyễn Trọng Bằng
Sinh viên thực hiện:

Thịnh Thị Hồng Ngọc
Nguyễn Đặng Nhất
Lê Doãn Vương

Giảng viên hướng dẫn:

TS. Vũ Đình Quý

HÀ NỘI, 06-2019
MỤC LỤC


1. Tải quán tính của máy bay

Tải tối đa mà các thành phần của máy bay phải chịu thường xảy ra khi máy bay tăng
tốc hoặc giảm tốc đột ngột ví dụ như hạ cánh, cất cánh, điều khiển trong q trình bay,
hoặc khi phải chịu gió mạnh. Vì vậy trước khi các thành phần được thiết kế, tải quán
tính trong q trình bay phải được tính tốn. Với mục đích trên, chúng ta giả thiết rằng
máy bay có thân cứng hoàn toàn và được đại diện bởi khối lượng m như hình 13.1. Ở
chương này chúng ta coi chuyển động của máy bay chỉ là chúc ngóc (pitching) mà
khơng có liệng(roll) hay lái hướng(yaw). Chúng ta cũng giả thiết trọng tâm có tọa độ
(x,y) ở hệ tọa độ x,y với gốc O tùy ý. Trọng tâm quay xung quanh trục đi qua gốc O,

vng góc với mặt phẳng xy với vận tốc góc là hằng số.
Gia tốc của 1 điểm bất kì, cách tâm O 1 khoảng r là w 2r hướng về tâm O. Suy ra, lực
quán tính tác dụng lên 1 phân tố δm là w 2rδm và có hướng ngược với gia tốc được biểu
diễn trên hình 13.1. Lưc qn tính này phân tích thành 2 thành phần theo trục x và y là

2


w2rδmcosƟ và w2rδmsinƟ hay theo tên gọi theo trục thì là w2xδm và w2yδm. Lực qn
tính khi đó:
Fx =
Fy = =w2
Trong đó ta chú ý rằng vận tốc góc w là hằng số và do đó có thể bỏ ra ngồi tích
phân. và là momen của khối lượng m quanh trục x,y vì vậy:
Fx =; Fy =

Nếu trọng tâm CG nằm trên trục x thì Fy=0. Tương tự nên CG nằm trên trục y thì
Fx = 0. Rõ rang nếu O trùng với CG thì Fx = Fy = 0
Giả sử rằng thân cứng chịu gia tốc góc α và vận tốc góc là hằng số w như trên hình
13.2. Thêm một lực quán tính αrδm tác dụng lên 1 phân tố δm hướng vng góc với r
và ở hướng ngược với gia tốc góc. Lực qn tính này có thành phần αrδmcosƟ và
αrδmsinƟ tức là αxδm và αyδm. Vì vậy lực quán tính Fx và Fy được cho bởi công
thức:
3


Fx = = α
Fy = = -α
Theo hướng như hình thì:
Fx = (13.3)

Fy = (13.4)
Nếu CG nằm trên trục x thì Fx = 0, nằm trên trục y thì Fy = 0
Momen xoắn quanh trục được sinh ra bởi lực qn tính tương ứng với gia tốc góc
trên phân tố δm được cho bởi:
δT0= δr2δm
Momen cho cả khối lượng m:
T0==α
Momen quán tính của khối lượng quanh trục quay là IO:
TO = α IO (13.5)
Phương trình 13.5 có thể được viết lại dưới dạng momen qn tính quanh trục
vng góc với xy đi qua CG :
IO = m() + ICG
Trong đó là khoảng cách giữa O và CG. Do đó
IO= m
Và

TO = m

(13.6)

Ví dụ 13.1: 1 máy bay có tổng khối lượng 45000N hạ cánh và được giữ lại bởi 1 cái
mỏ neo như hình 13.3. Nếu gia tốc (deceleration) sinh ra bởi dây là 3g, xác định lực
căng T của dây, tải ở 1 thanh giảm chấn của càng đáp và lực cắt, tải theo trục ở thân với
mặt cắt AA. Khối lượng của phần sau mặt cắt AA là 4500N. Tính tốn chiều dài qng
đường hạ cánh nếu vận tốc hạ cánh (touch-down speed) là 25m/s
4


Giải:
Máy bay chịu tác dụng của lực quán tính theo phương ngang ma, trong đó m là khối

lượng máy bay và a là gia tốc (deceleration). Vì vậy lực theo phương ngang là :
Tcos10 – ma = 0
Tcos10 Suy ra T = 137.1kN
Lực theo phương dọc : R-W-Tsin10 = 0


R= 45 + 131.1 sin10 = 68.8kN

Cho rằng có 2 càng đáp, tải tác động trên mỗi càng là (R/2)/cos20 = 36.6kN

N và S là tải dọc trục và tải cắt ở mặt cắt AA như hình 13.4. Tải qn tính tác dụng
ở trọng tâm CG của thân sau mặt cắt AA là m 1a, trong đó m1 là khối lượng thân sau mặt
cắt AA. Do đó
M1a = = 13.5 kN
Lực theo trục song song với trục của thân
N – T + m1acos10 – 4.5sin10 = 0


N – 137.1 + 13.5cos10 – 4.5sin10 = 0
N = 124.6 kN

Lực vng góc với trục của thân
S – m1asin10 – 4.5cos10 = 0
5


S – 13.5sin10 – 4.5cos10 = 0
S = 6.8kN
Chú ý rằng ngoài tải dọc trục và tải cắt ở mặt cắt AA cịn có momen uốn
Ta có :

v2 = v02 + 2as

Trong đó v 0 là vận tốc chạm đất. v là vận tốc cuối (=0) và s là quãng đường hạ
cánh. Vì vậy:
V02 = -2as
Suy ra s = 10.6m
Ví dụ 13.2: Một máy bay khối lượng 250kN 3 càng đáp (tricycle) hạ cánh ở vận tốc
thẳng đứng 3.7m/s. Lực tác động theo phương dọc và ngang ở càng chính lần lượt là
1200kN và 400kN. Ở thời điểm đó, càng mũi cách mặt đất 1m như hình 13.5. Nếu
momen quán tính quanh trọng tâm là 5.65x10 8 Ns2mm , xác định lực quán tính trên
máy bay, thời gian cần thiết để vận tốc thẳng đứng của nó =0 và vận tốc góc ở thời
điểm đó
Giải:
Lực qn tính tại CG theo phương ngang và dọc là ma x và may như hình 13.5, m là
khối lượng máy bay, ax ay là gia tốc theo phương ngang và dọc. Giải phương trình lực
theo phương ngang:
6


Max – 400 = 0
Suy ra Max = 400kN
Giải phương trình lực theo phương dọc :
May +250 -1200 = 0

Suy ra may = 950kN
Ay = 950/m = 950/(250/g) = 3.8g (i)
Momen quán tính quanh CG:
ICGα – 1200x1 – 400x2.5 = 0 (ii)
ICGα = 2200 mKN

Α= (iii)
Từ phương trình (i), máy bay có gia tốc giảm (deceleration) là 3.8g với vận tốc ban
đầu 3.7m/s. Vì vậy thời gian để vận tốc = 0 có thể tính theo phương trình:
V = v0 + ayt (iv)
Thay v=0, v0 = 3.7m/s => t = 0.099s
Tương tự như phương trình (iv), vân tốc góc của máy bay sau 0.099s là
W = w0 + αt
Với w0 = 0 và α = 3.9rad/s2 => w = 3.9 x 0.099. W = 0.39rad/s
7


2. Điều khiển chuyển động tải trọng đối xứng

Hình 12.1 Đường bao bay
Bây giờ chúng ta sẽ xem xét tính toán tải trọng máy bay tương ứng với các điều
kiện bay được xác định bởi đường bao bay. Trên thực tế, có vơ số điều kiện bay trong
phạm vi của đường bao bay, mặc dù, về mặt cấu trúc những điều kiện được thể hiện
bởi đường bao là nghiêm trọng nhất . Hơn nữa, người ta thường thấy rằng các góc A,
C, D1, D2, E và F (xem Hình 12.1) quan trọng hơn các điểm trên ranh giới giữa các góc,
do đó trong thực tế, chỉ có sáu điều kiện tương ứng với các điểm góc này cần được xem
xét cho mỗi đường bao bay.
Trong điều khiển đối xứng, chúng ta xem xét chuyển động của máy bay được bắt
đầu bằng chuyển động của các bề mặt điều khiển trong mặt phẳng đối xứng.Ví dụ về
8


các thao tác như vòng lặp, kéo thẳng và nhào lộn, các tính tốn liên quan đến việc xác
định lực nâng, lực cản và tải cánh đuôi ở tốc độ và độ cao chuyến bay nhất định. Ảnh
hưởng của nhiễu loạn khí quyển và gió giật được thảo luận trong Phần 13.4.

2.1.

Các chế độ bay

Mặc dù ở một cấp độ bay ổn định chúng ta không cần điều khiển, nhưng nó lại là
một điều kiện tốt để tìm hiểu một cách ngun sơ vì ở đó nó sinh ra những điểm tải
trọng tác động và cho chúng ta những hiểu biết về cân bằng dọc của máy bay. Tải trọng
tác dụng lên một chiếc máy bay trong chuyến bay ổn định được thể hiện trong hình
13.6, với ký hiệu sau:

L : là lực nâng tại tâm khí động của cánh.
D : là lực cản máy bay
Mo : là momen chúc góc của máy bay, nó ở vị trí thấp
 hơn đi ngang.
• P : là tải trọng tác động lên đi ngang tại tâm khí
 động học của đi, thường được lấy ở khoảng
 một phần ba của dây cung đi.
• W : là trọng lượng máy bay tại trọng tâm CG .
• T : là lực đẩy của động cơ, coi như chiều song song với chiều chuyển động.
•
•
•

Tải trọng ở trạng thái cân bằng tĩnh do máy bay đang trong điều kiện bay ổn đinh,
khơng có tương tác điều khiển thay đổi độ cao. Do đó, đối với trạng thái cân bằng dọc:
9


L+P–W=0

(13.7)

Đối với cân bằng đuôi ngang:
T–D=0

(13.8)

Và momen xoắn tại trọng tâm CG của máy bay trong mặt phẳng đối xứng:
La – Db – Tc – Mo – Pl = 0

(13.9)

Khi đưa ra được trọng lượng máy bay, tốc độ và độ cao nhất định thì phương trình
(13.7, 13.8, và 13.9) có thể đc giải ra với lực nâng, cản và tải đuôi chưa biết. Tuy nhiên
các tham số khác trong phương trình này, chẳng hạn như M 0 phụ thuộc vào góc đặt
cánh α, do đó cần lần lượt các hàm lực nâng của cánh, trong thực tế, một phương pháp
gần đúng liên tiếp được tìm thấy là cách thức giải pháp thuận tiện nhất tiện.
Như lấy gần đúng đầu tiên, chúng ta giả sử rằng tải trọng đuôi P là nhỏ so với lực
nâng của cánh, từ phương trình (13.7), L ≈ W. Từ lý thuyết khí động học với ký hiệu
thơng thường,
L = V2SCL
Vì thế,
V2SCL ≈ W

(13.10)

Phương trình (13.10) đưa ra hệ số gần đúng lực nâng C L và góc đặt cánh α ( từ CL-α
từ các đường cong CL − α được thiết lập bằng các thử nghiệm trong hầm gió). Theo
sau đó là lực cản D (biết V và α) và vì vậy chúng ta có được lực đẩy động cơ T cần
thiết từ phương trình (13.8). Ngồi ra, M0, a, b, c và l có thể được tính (một lần nữa, vì

V và α đã biết) và phương trình (13.9) đã giải quyết ra P. Lần lấy xấp xỉ thứ 2, giá trị
này được thay tế trong biểu thức (13.7) để có được giá trị chính xác hơn cho L và quy
trình lặp lại. Thông thường qua 3 lần lấy xấp xỉ là đủ để có được các giá trị coi là chính
xác.

10


Trong hầu hết các trường hợp, P, D và T đều nhỏ so với trọng lượng máy bay và
trọng lượng máy bay. Do đó, từ phương trình (13.7) L≈W và thay thế trong phương
trình (13.9) đưa ra, bỏ qua D và T
P≈W

(13.11)

Chúng ta nhìn phương trình (13.11) thấy rằng nếu a lớn, thì rất có thể sẽ dương. Nói
các khác, tải trọng đuôi hướng lên trên khi CG của máy bay ở xa. Khi mà a nhỏ hoặc
âm, a phía trước CG thì P sẽ có lẽ âm và hướng xuống.
2.2.

Trường hợp chung của một số điều khiển đối xứng

Khi kéo nhanh từ điều khiển tải hướng xuống dưới của đuôi, gây ra mũi máy bay
hướng lên trên. Tải trọng đi xuống đạt được bằng chuyển động lùi của cột điều khiển,
bằng cách ấy gây ra góc tới âm cho cánh tà đuôi, hoặc cho đuôi ngang sau khi thực
hiện chuyển động. Nếu thao tác được thực hiện nhanh chóng, thì tốc độ tiến về phía
trước của máy bay hầu như khơng đổi, vì vậy để có thể tăng lực nâng và lực cản thì chỉ
cần tăng góc đặt cánh. Khi lực nâng bây giờ lớn hơn mức cần thiết để cân bằng với
trọng lượng máy bay khiến cho máy bay xuất hiện gia tốc pháp tuyến hướng lên so với
đường bay của nó. Gia tốc pháp tuyến kết hợp với vận tốc bay là kết quả của đường

bay cong như trong hình 13.7. Khi lực cản được tạo nên bởi sự tăng của góc tới, tốc độ
tiến về phía trước của máy bay tụt xuống do lực đẩy không đổi trong q trình điều
khiển. Nó là bình thường, giống như việc chúng ta xem xét trong cuộc thảo luận về
11


đường bao bay, để mô tả các điều khiển của máy bay theo hệ số tải trọng động n. Với
chế độ bay bằng n=1, được biểu thị là 1g, mặc dù gia tốc bằng 0. Điều mà bao hàm
trong phương pháp mơ tả là các lực qn tính trên máy bay lúc bay bằng bằng 1 lần
khối lượng của nó. Dẫn đến quán tính theo phương dọc thực hiện nW. Chúng ta thay
thế điều kiện động học chuyển động có qn tính bằng các phương trình cân bằng cho
điều kiện tĩnh mà ở đó các tải trọng cân bằng với lực qn tính. Do đó, hình 13.7, n là
hệ số tải trọng, trong khi f là hệ số biểu diễn lực quán tính theo phương ngang. Ghi chú
rằng gia tốc pháp tuyến trong trường hợp cụ thể là (n-1)g.
Đối với cân bằng theo phưởng thẳng đứng, chúng ta có, tham khảo hình 13.7, trong
đó máy bay đang ở vị trí thấp nhất trong chuyển động cong theo v:
(13.12)
Đối với cân bằng theo phương ngang,
(13.13)
Và với cân bằng momen chúc góc của máy bay tại CG,
(13.14)
Công thức 13.14 không bao gồm ảnh hưởng của gia tốc chúc góc của máy bay, điều
này được cho rằng là không đáng kể ở tầng này
Một lần nữa, phương pháp xấp xỉ liên tiếp được tìm thấy là thuận tiện nhất cho giải
pháp của các phương trình (13.12, 13.13, và 13.14). Tuy nhiên, có một sự khác biệt so
với quy trình được mơ tả cho trường hợp chuyến bay ở mức độ ổn định. Lực đẩy động
cơ T khơng cịn liên quan trực tiếp đến lực cản D nữa, vì lực cản thay đổi trong q
trình điều khiển. Nói chung, lực đẩy được coi như là không đổi để giá trị phù hợp với
điều kiện trước khi thao tác bắt đầu.
Ví dụ 13.3: Các đường cong CD, α và CM, CG cho máy bay hạng nhẹ được hiển thị

trong Hình 13.8 (a). Trọng lượng máy bay là 8000N, diện tích cánh 14,5m 2 và dây cung
trung bình 1,35m. Xác định lực nâng, lực cản, tải đi và lực qn tính về phía trước
cho điều khiển chuyển động đối xứng với n = 4,5 và tốc độ 60 m/s. Giả sử áp dụng
12


điều kiện khi động cơ tắt và mật độ không khí là 1,223 kg/m 3. Hình 13.8(b) cho thấy
kích thước máy bay có liên quan.

Sử dụng phương pháp xấp xỉ đầu tiên, chúng ta bỏ qua tải đuôi P. Do đó, từ biểu
thức (13.12), vì T = 0 (động cơ tắt), chúng ta có:
(1)
Mặt khác:

Từ hình 13.8 (a), α = 13,75◦ và CM, CG = 0,075. Độ dài cánh tay địn ở đi đến
tâm CG từ 13.8(b), là:
(2)
Thay vào giá trị trên của α cho l = 4.123m. Trong phương trình (13.14) các thuật
ngữ tương đương với momen chúc góc của máy bay M CG về CG của nó. Phương trình
(13.14) do đó có thể được viết:
13


Hoặc
(3)
Trong đó c là dây cung trung bình. Thay thế P từ phương trình ( 3 ) vào phương
trình (13.2) chúng ta có:

Chia cả 2 vế cho
(4)

Bây giờ chúng ta có được một giá trị chính xác hơn cho CL từ biểu thức ( 4 )

Cho α = 13,3◦ và CM, CG = 0,073. Thay thế giá trị này của α vào biểu thức ( 2 ) đưa ra
xấp xỉ thứ hai cho l, cụ thể là l = 4.161m.
Phương trình ( 4 ) đưa ra xấp xỉ thứ ba cho C L: CL = 1.099 . Vì ba giá trị được tính
tốn của CL đều rất gần nhau, nên các xấp xỉ tiếp theo sẽ không cho các giá trị của CL
khác nhau nhiều so với các giá trị trên. Do đó, chúng ta sẽ lấy CL = 1.099 . Từ hình
13.8 (a), CD = 0,0875
Các giá trị của lực nâng, tải đi, lực kéo và lực qn tính phía trước theo sau:
•

Lực nâng :

•

Tải đi :

•

Lực cản :

•

Lực quán tính

3. Mối liên hệ giữa gia tốc pháp tuyến với các dạng điều khiển khác nhau

Trong Phần 13.2, đã xác định tải trọng máy bay tương ứng với hệ số tải trọng nhất
định n. Rõ ràng, cần phải liên hệ hệ số tải này với các loại chuyển động nhất định. Hai
14

trường hợp phát sinh: trường hợp thứ nhất, liên quan đến việc ổn định lấy lại thăng
bằng sau khi bổ nhào của máy bay và thứ hai, sự quay vòng đúng cách. Mặc dù khi
quay vịng tính điều khiển khơng đối xứng, nó làm tăng gia tốc pháp tuyến trong mặt
phẳng đối xứng và do đó được bao gồm.
3.1.

Ổn định khi bay bổ nhào

Chúng ta hãy giả sử rằng máy bay vừa lấy lại thăng bằng sau khi bổ nhào để nó mơ
tả một đường bay cong nhưng chưa ở điểm thấp nhất. Tải trọng tác dụng lên máy bay ở
giai đoạn này được thể hiện trong hình 13.9, trong đó R là bán kính cong của đường
bay. Trong trường hợp này, vectơ lực nâng phải cân bằng thành phần pháp tuyến (với
đường bay) của trọng lượng máy bay và cung cấp lực tạo ra gia tốc hướng tâm V2 / R
của máy bay về phía tâm cong của đường bay. Như vậy:

Hoặc, vì (xem phần 13.2):

Tại điểm thấp nhất sau khi máy bay lấy lại thăng bằng, , và:

15


Chúng ta thấy từ một trong hai phương trình (13.15) hoặc phương trình (13.16) rằng
bán kính của quỹ đạo bay càng nhỏ, việc lấy lại thăng bằng càng khó, giá trị của hệ số
tải trọng càng lớn. Nó hồn tồn có thể xảy ra, do đó , việc khó lấy lại thăng bằng sau
khi bổ nhào làm máy bay quá tải bằng cách chịu tải tác động từ bên ngoài lên vỏ máy
bay và thậm chí có thể vượt qua tải thử hoặc tải tới hạn. Trong thực tế, chuyển động
của bề mặt điều khiển có thể bị giới hạn bởi điểm tựa được liên kết trong mạch điều

khiển. Những điểm tựa này thường chỉ hoạt động trên một tốc độ nhất định, giúp máy
bay có khả năng cơ động ở tốc độ thấp hơn. Đối với các điều khiển vận hành bằng thủy
lực, “tải giả” được tích hợp vào hệ thống, nhờ đó phi cơng cảm nhận được lực khí động
tăng khi vận tốc máy bay tăng.
Ngồi ra, ở tốc độ thấp, việc lấy lại thăng bằng sau khi bổ nhào hay bay vọt lên
nghiêm trọng có thể khiến máy bay chịng chành. Bên cạnh đó các biện pháp phịng
ngừa an tồn thường được kết hợp dưới dạng các thiết bị cảnh báo thất tốc, do đó, đối
với máy bay tốc độ cao hiện đại, hiện tượng thất tốc có thể là thảm họa, đặc biệt là ở độ
cao thấp.
3.2.

Góc liệng giới hạn

Trong điều khiển máy bay có thể lượn khơng trượt với tốc độ khơng đổi. Nếu bán
kính của vịng quay là R và góc quay φ, thì các lực tác dụng lên máy bay là những lực
được thể hiện trong hình 13.10. Thành phần nằm ngang của vectơ lực nâng trong
trường hợp này cung cấp lực cần thiết để tạo ra gia tốc hướng tâm của máy bay về phía
tâm quay. Do đó:

16


Và cân bằng theo phương dọc:

Hoặc:

Từ phương trình (13.19), chúng ta thấy rằng hệ số tải trọng được xác định:

Chia phương trình (13.17) cho phương trình (13.18)

Kiểm tra phương trình (13.21) thấy rằng vịng quay càng hẹp thì góc quay càng lớn.
Hơn nữa, chúng ta thấy từ phương trình (13.20), việc tăng góc quay dẫn đến hệ số tải
tăng. Lý thuyết khí động học cho thấy đối với giá trị giới hạn của , thời gian tối thiểu
để quay 1 góc nhất định tại một giá trị nhất định của lực đẩy động cơ xảy ra khi hệ số
lực nâng là tối đa, với máy bay ở điểm thất tốc.
4. Tải Gió

Trong Phần 13.2, chúng ta đã xem xét tải trọng máy bay do các thao tác được quy
định theo chiều dọc mặt phẳng đối xứng. Các loại tải trọng khác trong chuyến bay là
do nhiễu động khơng khí. Sự chuyển động nhiễu loạn của khơng khí được gọi là gió
giật và tạo ra những thay đổi về tần suất cánh, do đó máy bay tăng, giảm đột ngột hoặc
giảm dần lực nâng từ đó tăng tốc bình thường. Điều này rất quan trọng đối với máy bay
lớn, tốc độ cao và có thể có thể gây ra tải trọng cao hơn so với các cuộc thử nghiệm.
Tại thời điểm hiện tại, có hai phương pháp được sử dụng trong phân tích gió. Một
phương pháp đã được trong sử dụng trong một vài năm, xác định phản ứng và tải của
máy bay do một hoặc gián đoạn của một mặt cắt xác định. Được định nghĩa là phân
phối vận tốc gió dọc một độ dài hữu hạn nhất định hoặc khoảng thời gian nhất định. Ví
dụ về các cấu hình này được hiển thị trong Hình 13.11.
17


u cầu về khả năng khơng khí sớm đã chỉ định một ứng dụng tức thời của vận tốc
gió, dẫn đến trong cơn gió mạnh sắc bén của Hình 13.11 (a). Tính tốn gia tốc bình
thường và phản ứng của máy bay được dựa trên các giả định rằng chuyến bay của máy
bay không bị xáo trộn trong khi máy bay đi từ vẫn có khơng khí vào khơng khí chuyển
động của cơn gió và trong thời gian cần thiết để tải trọng gió tích tụ; cái đó các lực khí
động học trên máy bay được xác định bởi tỷ lệ tức thời của cụ thể bề mặt nâng; và cuối
cùng là cấu trúc máy bay cứng nhắc. Giả định thứ hai ở đây liên quan lực khí động học
trên một bề mặt nâng đến tần suất tức thời của nó bỏ qua thực tế là trong một rối loạn
như một cơn gió có sự tăng trưởng dần dần của lưu thơng và do đó nâng lên một trạng

thái ổn định giá trị (hiệu ứng Wagner). Điều này, nói chung, dẫn đến sự đánh giá quá
cao về sự tăng tốc đi lên của một máy bay và do đó tải trọng gió.
Cơn gió mạnh của mũi nhọn đã được thay thế khi nhận ra rằng vận tốc gió được tạo
ra tối đa trong một khoảng thời gian. Yêu cầu đáng tin cậy đã được sửa đổi dựa trên giả
định rằng vận tốc gió tăng tuyến tính đến một giá trị tối đa trên một độ dốc gió xác
định khoảng cách H. Do đó, cơn gió mạnh được xếp loại trên đỉnh của Hình 13.11 (b).
Ở Vương quốc Anh H được lấy là 30,5 m. Vì liên quan đến máy bay, vận tốc gió tăng
lên tối đa trong một khoảng thời gian, khơng cịn có thể bỏ qua sự thay đổi đường bay
khi máy bay đi vào cơn gió. Vào thời điểm cơn gió đạt được giá trị tối đa, máy bay đã
phát triển một thành phần thẳng đứng của vận tốc và, ngồi ra, có thể là độ dốc, tùy
thuộc vào đặc điểm ổn định dọc của nó. Tác dụng của cái trước là làm giảm mức độ
18


nghiêm trọng của cơn gió, trong khi cái sau có thể làm tăng hoặc giảm tải liên quan. Để
đánh giá tải trọng gió tương ứng, nhà thiết kế có thể tính tốn chuyển động hồn tồn
của máy bay trong q trình xáo trộn và do đó có được tải trọng gió hoặc thay thế cơn
gió xốy được phân loại bằng một cơn gió xốy nhọn tương đương, tạo ra hiệu ứng
tương tự. Chúng ta sẽ tìm hiểu chi tiết sau.
Việc tính tốn phản ứng hồn tồn của máy bay với một cơn gió mạnh đã được phân
loại có thể được lấy từ phản ứng của nó đối với một cơn gió mạnh hoặc một bước đi
của gió sắc, bằng cách coi cái trước đó bao gồm một số lượng lớn các bước nhỏ các
câu trả lời cho mỗi trong số này. Q trình như vậy được gọi là tích chập hoặc tích hợp
Duhamel. Cách xử lý này là hợp lý đối với máy bay lớn hoặc khơng chính thống, trong
đó hiệu ứng aeroelastic (tính linh hoạt cấu trúc) đối với tải trọng gió có thể được đánh
giá cao hoặc khơng xác định. Do đó, các phương trình chuyển động được sửa đổi để
cho phép aeroelastic ngồi các hiệu ứng khí động học. Đối với các máy bay cỡ nhỏ và
trung bình có các tính năng khí động học chính thống, quy trình gió sắc nhọn tương
đương
Mặc dù “grade” hoặc “ramp” thường được sử dụng như cơ sở tính tốn cho tải

trọng gió nhưng cịn các hình dạng khác của của profile gió được sử dụng. Điển hình
trong số này là cơn gió xốy của hình 13.11 (c), trong đó vận tốc gió u được đưa ra bởi
u (t) = (U / 2) [l− cos (πt / T)]. Một lần nữa, phản ứng của máy bay được xác định bằng
cách áp dụng các phản ứng cho từng bước lớn.
Mặc dù “discrete” vẫn tìm thấy việc sử dụng rộng rãi trong tính tốn tải trọng gió,
các phương pháp thay thế dựa trên phân tích quang phổ cơng suất đang được nghiên
cứu. Ưu điểm của kỹ thuật quang phổ công suất nằm ở sự tự do khỏi các giả định tùy ý
về hình dạng và kích thước của cơn gió. Người ta cho rằng vận tốc gió là một biến
ngẫu nhiên có thể được xem xét để phân tích bao gồm một số lượng lớn các thành phần
hình sin có biên độ thay đổi theo tần số. Phổ công suất của hàm như vậy sau đó được
định nghĩa là phân bố năng lượng trên dải tần số. Điều này sau đó có thể liên quan đến
vận tốc gió. Việc thiết lập phân phối biên độ và tần số thích hợp cho một cấu hình gió
19


ngẫu nhiên cụ thể đòi hỏi một lượng lớn dữ liệu thử nghiệm. Việc thu thập dữ liệu đó
đã được đề cập trước đây trong Mục 12.2.
Các tính tốn về phản ứng hoàn toàn của một chiếc máy bay và các đánh giá chi tiết
về các phương pháp phân tích phổ và cường độ điện rời rạc rời rạc trên phạm vi của
cuốn sách này. Thơng tin thêm có thể được tìm thấy trong Refs. [1 Ném4] ở cuối
chương. Phân tích hiện tại của chúng tơi được giới hạn trong cách tiếp cận cơn giận dữ
rời rạc của YouTube, trong đó chúng tơi xem xét cơn gió mạnh về sắc nét và một cơn
gió mạnh có độ sắc nét tương đương.
4.1.

“Sharp-Edged” Gust

Các giả định đơn giản hóa được đưa ra trong việc xác định tải trọng gió do cơn gió
mạnh đã được thảo luận trong phần trước của phần này. Trong hình 13.12, máy bay
đang bay ở tốc độ V với góc đặt cánh

trong khơng khí tĩnh. Sau khi tiếp xúc cơn gió

với vận tốc đi lên u, tỷ lệ mắc tăng thêm một lượng

hoặc u, hoặc vì u thường nhỏ

so với V, u/V. Điều này đi kèm với việc tăng tốc độ máy bay từ V lên (V2 + u2) 1 2,
nhưng một lần nữa sự gia tăng này bị bỏ qua vì u nhỏ. Sự gia tăng của cánh nâng L sau
đó được đưa ra bởi:

20


Trong đó ∂CL/∂α là độ dốc đường cong cánh nâng. Bỏ qua sự thay đổi lực nâng trên
mặt phẳng đuôi là xấp xỉ đầu tiên, hệ số tải trọng n được tạo ra bởi sự thay đổi lực nâng
này là:

Trong đó W là trọng lượng máy bay. Biểu thức phương trình. (13,23) về tải trọng
cánh, w = W / S, chúng ta có

Sự gia tăng này trong hệ số tải gió được thêm vào giá trị chuyến bay ổn định n = 1.
Do đó, như một kết quả của cơn gió, tổng hệ số tải gió là

Tương tự như vậy, đối với downgust

Nếu điều kiện bay được biểu thị theo điều kiện mực nước biển tương đương, thì V
trở thành tốc độ khơng khí tương đương (EAS), VE, u trở thành uE và mật độ khơng
khí được thay thế bằng giá trị mực nước biển ρ0. Phương trình (13.25) và (13.26) được
viết:

Và:
21


Chúng ta quan sát từ các phương trình. (13.25) đến (13.28) rằng hệ số tải gió tỷ lệ
thuận với tốc độ máy bay nhưng tỷ lệ nghịch với tải trọng cánh. Theo sau, máy bay tốc
độ cao với tải trọng cánh thấp hoặc trung bình rất có thể bị ảnh hưởng bởi tải trọng gió.
Đóng góp cho gia tốc bình thường của sự thay đổi tải trọng đuôi được tạo ra bởi cơn
gió có thể tính tốn bằng các giả định tương tự như trước đây. Tuy nhiên, sự thay đổi
trong tỷ lệ mắc phải bằng với sự thay đổi về góc đặt cánh do ảnh hưởng downwash ở
đi. Như vậy, nếu P là mức tăng (hoặc giảm) trong tải trọng đi, do đó:

Trong đó

là diện tích của cánh đi và

là sự gia tăng của hệ số lực nâng

của cánh đi:

Trong đó ∂CL, T / ∂α là tốc độ thay đổi hệ số nâng của cánh đuôi với tỷ lệ cánh. Từ
lý thuyết khí động học:

Trong đó, ∂CL,T/∂αT là tốc độ thay đổi của

với tỷ lệ mắc ở đuôi và ∂ε/∂αlà tỷ

lệ thay đổi góc nghiêng với tần suất cánh. Thay thế cho
vào phương trình. (13.29), chúng ta có:

22

từ phương trình. (13.30)


Đối với sự gia tăng tích cực của lực nâng cánh và tải cánh đi:

hoặc, từ các phương trình. (13.27) và (13.31)

4.2.

The “Graded” Gust

Các cơn gió mạnh được phân loại của Hình 13.11 (b) có thể được chuyển đổi thành
một cơn gió mạnh có độ sắc nét tương đương bằng cách nhân lên vận tốc cực đại trong
cơn gió theo hệ số giảm gió, F. Phương trình (13,27) sau đó trở thành:

Sửa đổi tương tự được thực hiện trên các phương trình. (13.25), (13.26), (13.28) và
(13.32). Hệ số giảm gió cho phép một số tính chất động của máy bay, bao gồm lực
nâng khơng ổn định và đã được tính tốn có tính đến chuyển động bay lên (tức là,
chuyển động lên và xuống với tốc độ bằng không) của máy bay chỉ.
Gió giật ngang gây ra tải trọng bên trên đi hoặc cánh dọc. Độ lớn của chúng có
thể được tính theo cách giống hệt như ở trên, ngoại trừ các khu vực và giá trị của độ
dốc đường cong thang máy được gọi là đi dọc.
4.3.

Đường bao gió

Các yêu cầu về độ ổn định thường xác định rằng tải trọng gió phải được tính tốn ở

các kết hợp nhất định của gió giật và tốc độ bay. Các phương trình cho hệ số tải gió
trong phân tích trên cho thấy n tỷ lệ thuận với tốc độ máy bay cho một vận tốc gió nhất
định. Do đó, chúng ta có thể vẽ một đường bao gió tương tự như phong bì chuyến bay
23


của Hình 12.1, như trong Hình 13.13. Tốc độ gió giật ± U1, ± U2 và ± U3 lần lượt là
các cơn gió tốc độ cao, trung bình và thấp. Điểm cắt xảy ra tại các điểm mà các đường
tương ứng với mỗi vận tốc gió đáp ứng tốc độ máy bay cụ thể. Ví dụ, A và F biểu thị
tốc độ mà một cơn gió có vận tốc ± U1 sẽ cản trở cánh.
Như chúng ta đã lưu ý liên quan đến đường bao bay, bị ảnh hưởng bởi độ nén và do
đó độ cao do đó phải vẽ một loạt các đường bao gió cho các độ cao khác nhau. Một
biến bổ sung trong các phương trình cho hệ số tải gió là tải trọng cánh w. Hơn nữa,
đường bao gió nên được vẽ để thể hiện các điều kiện khác nhau của tải máy bay.
Các giá trị tiêu biểu của U1, U2 và U3 là 20m / s, 15,25m / s và 7,5m / s. Có thể
nhận thấy từ đường bao gió rằng hệ số tải gió tối đa xảy ra ở tốc độ bay VC. Nếu giá trị
này của n vượt quá giá trị của trường hợp phong bì chuyến bay tương ứng, đó là n1, thì
trường hợp gió sẽ là quan trọng nhất trong hành trình. Chúng ta hãy xem xét một máy
bay dân dụng, không áp lực mà n1 = 2,5, w = 2400N / m2 và ∂CL / ∂α = 5.0 / rad. Lấy
F = 0,715 chúng ta có, từ phương trình. (13.33)

cho

, trong đó

tốc độ bay được biểu thị dưới dạng EAS. Đối với

trường hợp cơn gió là rất quan trọng

Hoặc

24


Do đó, đối với máy bay dân dụng loại này có tốc độ bay vượt quá 108m / s, trường
hợp gió giật là quan trọng nhất. Trên thực tế, điều này sẽ áp dụng cho hầu hết các máy
bay dân dụng hiện đại.
Mặc dù, sự kết hợp tương tự của V và n trong các đường bao bay và gió sẽ tạo ra
cùng một lực nâng trên một máy bay, tải trọng cánh và cánh đuôi riêng lẻ sẽ khác nhau,
như được hiển thị trước đó (xem đạo hàm của phương trình (13.33)). Tình huống này
có thể quan trọng đối với các máy bay như Airbus, có một phi cơ đi lớn và
CGforward của trung tâm khí động học. Trong trường hợp phong bì chuyến bay, tải
trọng đi là hướng xuống, trong khi đó trong trường hợp gió giật là hướng lên; rõ ràng
sẽ có một sự khác biệt đáng kể trong tải trọng cánh.
Sự chuyển đổi của tải trọng cơ động và gió giật thành tải trọng uốn, cắt và xoắn trên
cánh, thân máy bay và máy bay đuôi đã được thảo luận trong Phần 11.1. Tải trọng phát
sinh thêm từ ứng dụng aileron, trong gầm máy bay trong khi hạ cánh, trên giá treo
động cơ và trong khi hạ cánh. Phân tích và thảo luận về những điều này có thể được
tìm thấy trong.

25