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

Ngoài ra còn một số bề mặt hỗ trợ ổn định trong khi bay khác như cánh tay đòn cân bằng Horn balance, cánh nhỏ ở đầu mút cánh Wingtip, cánh tạo xoáy trên cánh chính Wing vortex generator…

ĐẠI HỌC QUỐC GIA THÀNH PHỐ HỒ CHÍ MINH

Cơ học bay 1 CÁC BỀ MẶT ĐIỀU KHIỂN BAY (Flight Control Surfaces)

Họ và tên : Lương Hữu Trọng

MSSV : G1103841

Lớp : GT11HK

CƠ HỌC BAY 1

Giảng viên : PGS TS Nguyễn Thiện Tống Ngày nộp : 10/02/2014

Mục lục

Danh sách hình ảnh 3

Danh sách bảng biểu 4

1 Giới thiệu 5

2 Một số khái niệm liên quan 7

2.1 Lực nâng trên cánh [3] 7

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

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

3.1 Cánh liệng (Ailerons) 11

3.1.1 Khái niệm và hoạt động 11

3.1.2 Hạn chế và cách khắc phục 12

3.2 Cánh lái độ cao (Elevators) 14

3.3 Cánh lái hướng (Rudder) 16

3.3.1 Khái niệm và hoạt động 16

3.3.2 Hạn chế và cách khắc phục 17

4 Bề mặt điều khiển phụ 18

4.1 Cánh trợ liệng hay cánh cản (Spoilers) 18

4.2 Cánh tà sau (Flaps) [9] 19

4.2.1 Cánh tà sau phẳng (Plain flap) 21

4.2.2 Cánh tà sau rời (Split flap) 21

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

4.2.4 Cánh tà sau thả trượt (Fowler flap) 21

4.3 Cánh tà trước (Slats) [9] 22

4.3.1 Cánh tà trước cố định (Fixed slat) 23

4.3.2 Cánh tà trước di động (Movable slat) 23

4.3.3 Cánh tà mép trước (Leading edge flap) 24

4.3.4 Cánh tà trước vòng bít (Leading edge cuff) 25

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

5 Bề mặt điều khiển tinh chỉnh [12] 27

6 Kết luận 28

Phụ lục 29

Phụ lục A Nguyên tắc điều khiển máy bay cánh quay 29

Phụ lục B Cánh tay đòn cân bằng (Horn balance) [13] 30

Phụ lục C Cánh nhỏ ở đầu mút cánh (Winglet) [15] 31

Phụ lục D Các lá cánh tạo xoáy (Vortex generator) [16] 32

Phụ lục E Cách bố trí bề mặt điều khiển trên các cánh đuôi 33

Phụ lục F Các bề mặt điều khiển đa năng 34

Tài liệu tham khảo 36

Danh sách hình ảnh

Hình 1-1 Vị trí các bề mặt điều khiển của máy bay Airbus A380 [1] 5

Hình 1-2 Vị trí các bề mặt điều khiển trên một dạng máy bay chiến đấu 5

Hình 1-3 Vị trí các bề mặt điều khiển trên máy bay T-28B [2] 6

Hình 2-1 Hai loại biên dạng cánh cơ bản: cánh cong (a) và cánh đối xứng (b) 7

Hình 2-2 Đường dòng không khí di chuyển qua biên dạng cánh [4] 7

Hình 2-3 Hiện tượng thất tốc trên cánh khi góc tấn lớn 7

Hình 2-4 Phân bố áp suất trên một biên dạng cánh tại các góc tấn khác nhau [4] 8

Hình 2-5 Minh họa đồ thị hệ số lực nâng với góc tấn (a); Đường dòng qua cánh trong trường hợp cánh tà lệch (b) và lệch (c) [5] 8

Hình 2-6 Ba trục tọa độ và trọng tâm của máy bay [6] 9

Hình 3-1 Vị trí thường thấy của các bề mặt điều khiển chính cơ bản [8] 10

Hình 3-2 Mô tả trường hợp đẩy cần điều khiển sang trái [6] 11

Hình 3-3 Máy bay lăn sang phải khi đẩy cần điều khiển sang phải [8] 11

Hình 3-4 Ảnh hưởng của lực cản khi điều khiển cánh liệng [9] 12

Hình 3-5 Điều khiển kết hợp giữa cánh liệng và cánh lái hướng để tránh dạt máy bay [9] 12

Hình 3-6 Cánh liệng vi sai [9] 13

Hình 3-7 Cơ chế hoạt động của cánh liệng dạng Frise [9] 13

Hình 3-8 Máy bay ngóc lên khi cánh lái độ cao gập lên [9] 14

Hình 3-9 Mô tả sự trúc ngóc của máy bay do điều khiển cánh lái độ cao [6] 14

Hình 3-10 Ví dụ trường hợp cánh lái độ cao đặt phía trước [2] 15

Hình 3-11 Ví dụ đuôi ngang điều khiển ở máy bay chiến đấu [2] 15

Hình 3-12 Mô tả sự chuyển hướng sang phải/trái do điều khiển cánh hướng [6] 16

Hình 3-13 Máy bay chuyển hướng sang trái khi đạp bàn đạp bên trái [9] 16

Hình 4-1 Cánh trợ liệng (cánh cản) trên máy bay 18

Hình 4-2 Cánh cản - Bề mặt điều khiển giúp sinh lực cản, giảm lực nâng [2] 19

Hình 4-3 Cánh trợ liệng – Hỗ trợ liệng máy bay khi bay ở vận tốc cao [2] 19

Hình 4-4 Máy bay đang hạ cánh, dùng cánh tà sau 20

Hình 4-5 Các loại cánh tà sau thông thường [9] 20

Hình 4-6 Cánh tà sau thả trượt ở máy bay 21

Hình 4-7 Cánh tà sau thả trượt ở vị trí mở [2] 22

Hình 4-8 Một loại cánh tà trước 22

Hình 4-9 Mô tả ảnh hưởng của cánh tà trước với dòng không khí qua cánh [10] 22

Hình 4-10 Mô tả cánh tà trước cố định ở máy bay [2] 23

Hình 4-11 Mô tả hình dạng, vị trí khi mở của cánh tà trước di động 23

Hình 4-12 Cơ cấu thay đổi vị trí của cánh tà trước di động 24

Hình 4-13 Cơ cấu xếp – thả của cánh tà mép trước 24

Hình 4-14 Hình ảnh thực tế của cánh tà mép trước ở Boeing 737 25

Hình 4-15 Mô tả cấu tạo cánh tà trước vòng bít [9] 25

Hình 4-16 Phanh khí động trong máy bay chiến đấu 26

Hình 4-17 Một loại cơ cấu phanh khí động của máy bay [11] 26

Hình 5-1 Vị trí các tấm bù khí động trên các bề mặt điều khiển chính 27

Hình 5-2 Mô tả hoạt động của cánh tinh chỉnh ở cánh lái độ cao [9] 27

Hình 0-1 Điều khiển máy bay trực thăng [9] 29

Hình 0-2 Cánh tay đòn cân bằng [13] 30

Hình 0-3 Dòng xoáy hình thành ở phía sau máy bay [2] 31

Hình 0-4 Cánh nhỏ ở đầu mút cánh máy bay 31

Hình 0-5 Cánh tạo xoáy trên về mặt cánh [16] 32

Hình 0-6 Mô tả ảnh hưởng của cánh tạo xoáy lên lớp biên 32

Hình 0-7 Một số dạng bố trí cánh lái độ cao và cánh lái hướng ở phía đuôi máy bay [2] 33

Hình 0-8 Máy bay hành khách phản lực siêu thanh Concorde [17] 34

Hình 0-9 Máy bay Beechcraft Bonanza V35 có cánh đuôi dạng chữ V [9] 34

Hình 0-10 Điều khiển cánh lái độ cao của máy bay có cánh đuôi dạng chữ V để thực hiện các thao tác bay [2] 35

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

CÁC BỀ MẶT ĐIỀU KHIỂN BAY

(Flight control surfaces) Trong bài này, “máy bay” được hiểu theo nghĩa “máy bay cánh cố định”

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

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

Hình 1-2 Vị trí các bề mặt điều khiển trên một dạng máy bay chiến đấu

(Nguồn: www.emeraldinsight.com)

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

Bề mặt điều khiển ở máy bay cánh cố định gồm 3 phần:

- Bề mặt điều khiển chính (Main control surfaces);

- Bề mặt điều khiển phụ (Secondary control surfaces);

- Bề mặt điều khiển tinh chỉnh (Control trimming surfaces)

Ngoài ra còn một số bề mặt hỗ trợ ổn định trong khi bay khác như cánh tay đòn cân bằng (Horn balance), cánh nhỏ ở đầu mút cánh (Wingtip), cánh tạo xoáy trên cánh chính (Wing vortex generator)…(Xem Phụ lục B, Phụ lục C, Phụ lục D)

Trong bài này còn trình bày thêm một số khái niệm liên quan về lực nâng trên cánh, hệ trục tọa độ của máy bay

2 Một số khái niệm liên quan

Trong mục này sẽ đưa ra một số khái niệm đơn giản về cách hình thành lực nâng trên cánh và

hệ trục tọa độ của máy bay

2.1 Lực nâng trên cánh [3]

Điều kiện cơ bản để tạo lực nâng trên cánh là không khí di chuyển ở bề mặt trên cánh phải nhanh hơn bề mặt dưới của cánh, tạo sự chênh lệch áp suất giữa 2 bề mặt Để làm được điều này có thể sử dụng cánh cong, tăng góc tấn hay kết hợp cả cánh cong và thay đổi góc tấn Xét biên dạng cánh cong (Hình 2-1a), không khí đi qua bề mặt trên của cánh sẽ di chuyển nhanh hơn, tạo phân bố áp suất thấp hơn bề mặt dưới của cánh Sự chênh lệch áp suất giữa mặt trên và mặt dưới sẽ tạo ra lực nâng cánh (hay máy bay) Khi tăng độ cong của cánh, mở rộng diện tích cánh hay tăng góc tấn sẽ làm tăng lực nâng, đồng thời cũng tăng lực cản

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

Hình 2-2 Đường dòng không khí di chuyển qua biên dạng cánh [4]

Đối với cánh đối xứng (Hình 2-1b), độ cong ở hai mặt cánh như nhau nên lực nâng chỉ xuất hiện khi thay đổi góc tấn của cánh Góc tấn tăng thì lực nâng tăng, nhưng góc tấn phải nhỏ hơn góc tấn tới hạn để tránh hiện tượng thất tốc (Stall) (Hình 2-3) làm mất lực nâng và tăng lực cản

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

Ngoài ra, khi vận tốc không khí đến cánh tăng cũng làm tăng lực nâng trên cánh

Trên Hình 2-4, khi góc tấn tăng thì phân bố áp suất trên cánh thay đổi, sự tăng chênh lệch áp suất giữa mặt trên và mặt dưới tăng dẫn đến tăng lực nâng đặt lên cánh

Hình 2-4 Phân bố áp suất trên một biên dạng cánh tại các góc tấn khác nhau [4]

Cánh tà (Flap) thường được dùng để thay đổi độ cong của cánh, làm thay đổi lực nâng của cánh nhằm một số mục đích nhất định (thực hiện các thao tác bay, cất cánh, hạ cánh…) Hình 2-5b và Hình 2-5c mô tả đường dòng không khí khi đi qua cố thể cánh khi góc gập của cánh

tà là và Đồ thị hệ số lực nâng theo góc tấn (Hình 2-5a) cho thấy: khi tăng (hay giảm) góc gập của cánh tà sẽ làm tăng (hay giảm) hệ số lực nâng, hệ số lực cản ở cùng góc tấn, đồng thời góc tấn tới hạn xảy ra hiện tượng thất tốc (Stall) cũng sẽ tăng (hay giảm) Góc gập cánh tà càng lớn thì sự thay đổi của hệ số lực nâng (lực cản) càng nhiều

Từ đó, cánh tà được ứng dụng để sinh ra các lực khí động ứng dụng vào điều khiển máy bay Cánh tà lúc này trở thành các bề mặt điều khiển, tùy vào công dụng cụ thể mà cánh tà sẽ có những tên gọi khác nhau

Hình 2-5 Minh họa đồ thị hệ số lực nâng với góc tấn (a); Đường dòng qua cánh

trong trường hợp cánh tà lệch (b) và lệch (c) [5]

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

Hệ trục tọa độ của máy bay (hay hệ trục tọa độ gắn với máy bay) gồm 3 trục thành phần vuông góc nhau đôi một (Hình 2-6): Trục đứng (Vertical axis), Trục ngang (Lateral axis) và Trục dọc thân (Longitudinal axis)

Các trục này có thể được xác định như sau:

- Giả sử máy bay được móc vào một sợi cáp treo tại một điểm trên máy bay sao cho máy bay thăng bằng (mặt phẳng cánh nằm ngang), lúc này cáp treo được xem như

là trục đứng của máy bay;

- Một đường thẳng đi qua trục đứng và song song với đường thẳng nối hai đầu mút cánh (Wingtip) với nhau, đường thẳng này gọi là trục ngang của máy bay;

- Một đường thẳng khác cũng đi qua trục đứng nhưng song song với đường thẳng nối từ đầu mũi (Nose) đến đuôi (Tail) của máy bay, đường thẳng này gọi là trục dọc của máy bay

Nếu 3 trục này cắt nhau tại điểm móc của cáp treo thì điểm móc đó là trọng tâm (Center of gravity) của máy bay

Ngoài ra người ta còn chọn chiều của các trục phù hợp với phi công Cụ thể:

- Trục dọc thân hướng về phía trước (hướng nhìn của phi công);

- Trục ngang hướng về phía tay phải của phi công;

- Trục đứng hướng xuống dưới (theo quy tắc tam diện thuận)

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

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

Các bề mặt điều khiển chính của máy bay cánh cố định được gắn liền vào khung của máy bay bằng khớp bản lề Nó có thể xoay quanh trục của bản lề làm chệch hướng dòng không khí qua nó Sự chuyển hướng của dòng không khí tạo ra một lực làm mất cân bằng lực ban đầu, làm máy bay xoay quanh trục của nó

Có 3 bề mặt điều khiển chính cơ bản:

- Cánh liệng (Aileron)

- Cánh lái độ cao (Elevator)

- Cánh lái hướng (Rudder)

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

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

Bảng 3-1 Tổng hợp cơ bản về các bề mặt điều khiển chính

Bề mặt điều khiển Tác động lên máy bay Trục xoay của máy bay

Cánh liệng Liệng sang trái/phải

3.1 Cánh liệng (Ailerons)

3.1.1 Khái niệm và hoạt động

Các cánh liệng được đặt ở đuôi cánh chính, gần đầu mút cánh Chúng hoạt động ngược chiều nhau, một cánh gập lên thì cánh còn lại gập xuống Khi một cánh liệng gập xuống sẽ làm tăng lực nâng tác dụng lên cánh; ngược lại, khi cánh liệng gập lên sẽ làm giảm lực nâng Sự chênh lệch lực nâng này làm cho máy bay xoay quanh trục dọc thân (Rolling)

Khi máy bay đang bay bằng, đẩy cần điều khiển qua trái (hay xoay bánh lái theo chiều kim đồng hồ) thì cánh liệng bên trái gập lên, cánh liệng bên phải gập xuống làm máy bay xoay quanh trục dọc thân về phía trái (Hình 3-2) Ngược lại khi đẩy cần điều khiển qua phải (Hình 3-3)

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

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

Khi đạt đến góc liệng (Bank angle) cần thiết, trả cần điều khiển về vị trí trung tâm thì máy bay sẽ không xoay quanh trục nữa và giữ trạng trái bay nghiên Muốn máy bay bay bằng như

cũ thì đẩy cần điều khiển sang phải đến khi góc liệng bằng 0 thì trả về vị trí trung tâm

3.1.2 Hạn chế và cách khắc phục

Cánh liệng chủ yếu làm cho máy bay xoay quanh trục dọc thân Nhưng khi cánh liệng gập xuống (hay lên) để làm tăng (hay giảm) lực nâng thì đồng thời cũng tạo ra lực cản lớn (hay nhỏ) lên cánh máy bay Sự chênh lệch lực cản này làm cho máy bay có xu hướng xoay quanh trục đứng, hướng ngược với hướng liệng Đây gọi là hiện tượng dạt máy bay (Adverse yaw)

do sử dụng cánh liệng

Ví dụ: Khi đẩy cần điều khiển về phía trái, máy bay xoay quanh trục dọc thân về phía trái, đồng

thời do bị ảnh hưởng bởi lực cản sinh ra nên xoay quanh trục đứng về phía phải (Hình 3-4)

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

Hạn chế này sẽ tăng lên đối với máy bay có sải cánh dài (máy bay lượn) hoặc đang bay với vận tốc thấp [9]

Trong điều khiển, để tránh việc này các phi công thường kết hợp các bề mặt điều khiển với nhau Một trong các cách là kết hợp sử dụng cánh lái hướng để điều chỉnh máy bay đi đúng hướng (Hình 3-5): máy bay dạt về phía nào thì gập cánh lái hướng về phía ngược lại, đến Mục 3.3 sẽ nói rõ hơn cơ chế này

Hình 3-5 Điều khiển kết hợp giữa cánh liệng và cánh lái hướng để tránh dạt máy bay [9]

Trong thiết kế máy bay có thể dùng cơ cấu cánh liệng vi sai, cơ cấu cánh liệng dạng Frise…để giảm bớt điểm hạn chế này

Cánh liệng vi sai (Hình 3-6) là cánh liệng có 2 góc gập khác nhau: góc gập lên lớn hơn góc gập xuống, nhằm làm cân bằng lực cản giữa 2 cánh [9]

Hình 3-6 Cánh liệng vi sai [9]

Cánh liệng dạng Frise (Hình 3-7) là cánh liệng có phần mép trước nhô ra phía trước trục bản

lề Khi cánh liệng gập lên, mép trước hạ xuống dưới bề mặt của cánh và tạo ra lực cản ký sinh (Parasite drag), tăng lực cản cho cánh Từ đó làm hạn chế chênh lệch lực cản giữa 2 cánh dẫn đến hạn chế hiện tượng dạt máy bay do cánh liệng gây ra [9]

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

3.2 Cánh lái độ cao (Elevators)

Cánh lái độ cao là phần có thể có thể xoay quanh một khớp bản lề nằm phía sau cánh ổn định ngang của máy bay Các cánh lái độ cao gập lên xuống cùng nhau

Khi phi công đẩy cần điều khiển về phía sau, cánh lái độ cao gập lên tạo lực khí động đẩy phần đuôi máy bay xuống làm cho máy bay ngóc mũi lên Đồng thời, khi máy bay ngóc mũi lên, cánh chính tăng góc tấn dẫn đến tăng lực nâng trên cánh làm máy bay tăng độ cao Khi đạt đến góc trúc ngóc lên cần thiết, trả cần điều khiển về vị trí trung tâm, máy bay vẫn tiếp tục leo dốc; khi đạt độ cao nhất định thì đẩy cần điều khiển về phía trước đến khi góc ngóc lên bằng 0 để máy bay bay bằng trở lại (Hình 3-8) Ngược lại, phi công đẩy cần điều khiển về phía trước để máy bay hạ độ cao

Như vậy cánh lái độ cao điều khiển sự trúc ngóc (Pitching), làm máy bay xoay quanh trục ngang của nó Cánh lái gập xuống (hay lên) thì máy bay trúc xuống (hay ngóc lên) (Hình 3-9)

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

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

Đối với một số loại máy bay có cánh lái độ cao đặt phía trước cánh chính (Hình 3-10) thì nguyên tắc điều khiển tương tự Khi cánh lái độ cao gập xuống làm tăng lực nâng ở phía trước, đẩy mũi máy bay đi lên; ngược lại khi cánh lái độ cao gập lên

Hình 3-10 Ví dụ trường hợp cánh lái độ cao đặt phía trước [2]

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

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

3.3 Cánh lái hướng (Rudder)

3.3.1 Khái niệm và hoạt động

Cánh lái hướng là phần có thể xoay quanh một khớp bản lề nằm phía sau cánh đuôi ổn định dọc (cánh đứng) của máy bay Điều khiển máy bay xoay quanh trục đứng (Yawing), rẻ sang phải hoặc trái (Hình 3-12) Nó thường được điều khiển bởi bàn đạp chứ không phải cần điều khiển Cánh lái hướng còn được dùng để chống lại hiện tượng dạt máy bay trong điều khiển cánh liệng

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

Khi phi công đạp bàn đạp bên trái (Hình 3-13), cánh lái hướng gập về phía trái làm thay đổi luồng không khí qua cánh đứng, tạo lực nâng đẩy phần đuôi máy bay sang phải, máy bay xoay quanh trục đứng và chuyển hướng về bên trái Khi đạt góc rẻ cần thiết thì trả cần điều khiển về vị trí trung tâm Ngược lại, phi công đạp bàn đạp bên phải để máy bay rẻ sang phải

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

3.3.2 Hạn chế và cách khắc phục

Khi máy bay sử dụng cánh lái hướng để chuyển hướng chuyển động sang trái thì bên cánh chính phải sẽ có vận tốc không khí tới lớn hơn bên cánh chính trái, làm lực nâng sinh ra bên cánh chính phải lớn hơn cánh trái Điều này dẫn đến việc máy bay sẽ liệng về phía trái Ngược lại khi máy bay chuyển hướng chuyển động sang phải

Cũng như hạn chế của cánh liệng, phi công dùng kết hợp các bề mặt điều khiển để tránh máy bay liệng khi sử dụng cánh lái hướng