Đồ án Lý thuyết điều khiển và hệ thống điều khiển cánh lái liệng máy bay A320

ng của nó Trục dọc OX là trục xuyên suốt dọc thân và hướng về phía mũi máy bay. Trục OY là trục thẳng đứng vuông góc với trục OX và nằm trong mặt phẳng đối xứng của máy bay. Trục OZ nằm trong mặt phẳng vuông góc với OX và OY. Các momen làm cho máy bay quay xung quanh trục OX gọi là momen lực vòng. Các momen làm cho máy bay quay xung quanh trục OY là momen hướng. Các momen làm cho máy bay quay xung quanh trục OZ là momen lắc dọc. 2.1.2. Sự bền vững. Các trạnh thái cân bằng có thể là trạng thái cân bằng bền vững hoặc là trạng thái cân bằng không bền vững. Cân bằng bền vững là cân bằng tự trở về trạng thái cân bằng ban đầu mà không cần sự tác động của phi công sau khi ngừng các lực tác động lên nó. Cân bằng không bền vững là cân bằng mà bm không tự trở về trạng thái cân bằng ban đầu. Thực tế tất cả các máy bay đều cân bằng bền vững,nếu máy bay bền vững ở chế độ bay bằng thì nó bền vững ở chế độ bay khác. 2.2. Sự điều khiển máy bay. 2.2.1. Định nghĩa. Sự điều khiển của máy bay được hiểu là khả năng bay theo ý muốn của phi công thông qua các phương tiện điều khiển như vô lăng, cần lái, bàn đạp, tự động lái. Để điều khiển máy bay được dễ dàng thì các thiết bị lái phải được thiết kế sao cho người lái cảm nhận được tác động của hành động điều khiển. Nếu như máy bay quá nhạy cảm thì sự điều khiển máy bay sẽ trở nên khó khăn. 2.2.2. Cân bằng ngang, bền vững điều khiển. 2.2.2.1 Cân bằng ngang. Để đạt được trạng thái cân bằng ngang của máy bay thì tổng momen các lực trên trục X về phía phải bằng tổng momen các lực trên trục X về phía trái.Để đạt được sự cân bằng này máy bay được thiết kế sao cho nó cân xứng so với mặt phẳng OXZ. Máy bay được cân bằng không những vè trọng lượng mà còn được cân bằng về tính khí động của nó. Tính chất khí động xác định bằng sự tương ứng hình dạng, trọng lương, kích thước. 2.2.2.2 Bền vững. Sự cân bằng ngang bị phá vỡ khi có sự dịch chuyển của cánh lái liệng khi có dòng khí thổi ở một bên cánh. Sự ảnh hưởng lớn nhất đối với cân bằng ngang thường phát sinh do hai lực đẩy của hai động cơ không đều nhau. 2.2.2.3 Điều khiển. Để khắc phục sự mất cân bằng ngang trên máy bay. ở hai đầu cánh có hai cánh lái liệng, cánh lái liệng trái và phải được dịch chuyển đồng thời cùng góc độ nhưng theo hai hướng khác nhau. Sự ổn định ngang của máy bay là khả năng tự triệt tiêu những phát sinh làm cho máy bay nghiêng sau những tác động bên ngoài. 2.3. Hệ thống điều khiển. 2.3.1. Giới thiệu chung về nguyên lý điều khiển. Mô hình cơ học của máy bay được thể hiện dưới dạng một vật bay có điều khiển với sáu bậc tự do, sáu bậc tự do này được xác định bởi các lực và momen đặc trưng cho sự tác động cơ, cánh tà, cánh liệng, cánh lái độ cao. Sự chuyển động của máy bay được thể hiện bởi sự di chuyển của nó trong không gian và theo thời gian so với vật chuẩn gọi là hệ toạ độ. Vị trí của máy bay so với hệ toạ độ này với các tham số động lực học. Để thực hiện được quá trình điều khiển trước tiên phải xác định được các lực và momen tác động lên máy bay. Hay nói cách khác là xác định được các tín hiệu đầu vào của hệ thống điều khiển. Dựa vào các quy luật bảo toàn động lượng ta có thể xác định được các lực và momen này. và Trong đó + Động lượng của cơ hệ + Vector tổng các momen động lượng Nếu máy bay được coi là vật cứng hoàn toàn thì từ hai công thức trên ta có: và Các hệ toạ độ sử dụng: Trong thực tế có rất nhiều hệ toạ độ sử dụng trong nhiều mục đích khác nhau. ở đây ta dùng hệ toạ độ nga với một số loại sau. Hệ toạ độ mặt đất trực chuẩn (hình a): Được xác định như sau: Các trục OXg và OZg nằm trên mặt đất, hướng tuỳ theo nhiệm vụ, còn trục OYg vuông góc với mặt đất theo hướng trực chuẩn. Hệ toạ độ gắn với máy bay còn gọi là hệ toạ độ gắn liền (hình b). Đây là hệ toạ độ hay được sử dụng nhất, hệ toạ độ này có gốc O dặt ở trọng tâm máy bay và có: Trục OX hướng theo dây cung cánh (dây cung khí động trung bình ) Từ đuôi lên mũi máy bay và nằm trên mặt phẳng đối xứng của nó. Trục OZ vuông góc với mặt phẳng đối xứng, hướng sang bên phải. Trục OY hướng vuông góc lên trên ( nằm trong mặt phẳng đối xứng). Ngoài hai hệ cơ bản trên ta còn dùng các hệ sau:Hệ toạ độ vận tốc OXaYaZa. Hệ này có gốc toạ độ ở trọng tâm máy bay, trục OXa trùng với vector vận tốc máy bay (vector vận tốc của gốc toạ độ o của hệ gắn liền so với môi trường không khí xung quanh không bị nhiễu loạn bởi máy bay ). Trục của lực nâng OYa nằm trong mặt phẳng đối xứng vuông góc nên trên. Trục ngang OZa hướng sang phải. Hệ toạ độ quỹ đạo OXkYkZk. Gốc toạ độ đặt tại trọng tâm máy bay, trục OXk trùng với vector w (vận tốc góc của gốc O của hệ gắn liền so với hệ tọa độ mặt đất trực chuẩn ). Còn các trục OYk hướng lên trên các trục của hệ toạ độ OXYZ ta sẽ nhận được các hệ phương trình vi phân xác định chuyển động của máy bay từ phương trình động lượng như sau: (1) (2) (3) (4) (5) (6) Trong đó wx, wy, wz là vận tốc góc của máy bay quay xung quanh các trục OX, OY, OZ và được xác định: wx = g + ysinq wy = ycosqcosg + qsing wz = qcosg - ycosqsing Với g, y, q là các góc liệng, đổi hướng và trúc ngóc của máy bay. Như vậy bằng cách thay thế các giá trị vận tốc góc wx, wy, wz, như là các hàm của các góc g, y, q ta có thể biến đổi hệ phương trình vi phân mới với các biến là vector không tốc V, các góc g, y, q. Vế phải của phương trình này sẽ là các lực, momen tác động vào máy bay chiếu trên ba trục. 2.3.2.Nguyên lý chung và phân loại. 2.3.2.1. Nguyên lý chung. a. Định nghĩa. Do đặc điểm hoạt động của tong hệ thống điều khiển ta có các định nghĩa sau: Điều khiển không tự động là đối tượng điều khiển được tác động trực tiếp của con người để đạt được mục đích của người điều khiển. Điều khiển tự động là quá trình không cần sự tham gia trực tiếp của con người mà vẫn đạt được mục đích. Điều khiển bán tự động là quá trình điều khiển mà con người thông qua một phương tiện khác để tác động vào đối tượng điều khiển nhằm đạt được mục đích của mình. Trong kỹ thuật hàng không đối tượng điều khiển là máy bay. b. Các thiết bị tự động trong kỹ thuật hàng không. Tự động điều khiển động cơ: Tự động thay đổi số vòng quay. Tự động điều khiển hỗn hợp khí và nhiên liệu. Tự động điều chỉnh áp lực và nhiệt độ khí của động cơ. Tự động điều chỉnh nổ máy động cơ - Tự động điều chỉnh điện thế, tần số dòng điện. - Tự động điều chỉnh áp suất không khí. - Tự động cung cấp lượng oxy khi cần. - Tự động chống đóng băng. - Tự động lái. Chế tạo các thiết bị tự động để giảm bớt khó khăn cho người lái, tăng độ an toàn cho các chuyến bay. c. Sơ đồ nguyên lý của hệ thống điều khiển. Trong quá trình phát triển của Khoa Học Kỹ thuật các loại máy bay ngày càng được trang bị các thiết bị hiện đại hơn, nhất là hệ thống điều khiển. Nhưng dù có cải tiến đến đâu và hệ thống có hiện đại như thế nào thì sơ đồ khối của hệ thống vẫn được mô tả như sau: Trong đó: + x(t) là tín hiệu đầu vào, đối với máy bay tín hiệu này là tín hiệu cơ (từ bảng điều khiển hoặc cần gạt ), tín hiệu điện (từ máy tính ). + y(t) là tín hiệu ra, tín hiệu này có thể là góc quay của bánh lái hay máy bay …. Quan hệ giưa y(t) và x(t) thông qua một hàm truyền w(p). y(t) = w(p).x(t) + Bộ khuyếch đại: làm nhiệm vụ khuyếch đại tín hiệu điều khiển đầu vào để có một tín hiệu đủ lớn để hệ thống làm việc. + Mục đích điều khiển với máy bay là điều khiển góc bánh lái. Trong quá trình điều khiển do có nhân tố bân ngoài tác động vào và sai số của các khâu thành phần nên tín hiệu đầu ra thực tế không phải là y(t) mà là y1(t) dẫn tới tồn tại sai số quá trình điều khiển là Dy(t). Dy(t) = y(t) – y1(t). Sai số này được đưa qua bộ biến đổi Dx(t) sau đó đưa qua mạch phản hồi để hiệu chỉnh lại tín hiệu đầu vào làm cho quá trình ổn định cuả hệ thống nhanh hơn và thời gian quá độ ngắn nhất. 2.3.2.2. Phân loại. Mặc dù có cùng sơ đồ khối như do khác tín hiệu đầu vào và phần tử chấp hành nên ta phân loại ra các hệ thống điều khiển sau: a. Hệ thống điều khiển bằng cơ khí. Đây là hệ thống mà các thế hệ máy bay cũ thường dùng, ở hệ thống này các tín hiệu đầu vào là tín hiệu cơ được đưa vào thông qua cơ cấu bàn đạp, tín hiệu được truyền đi qua hệ thống dây cáp hoặc thanh truyền sau đó đưa đến bộ khuyếch đại cơ khí sau đó tác động đến bánh lái. Trong hệ thống này mọi hoạt động của hệ thống do phi công điều khiển. Sơ đồ khối hệ thống điều khiển bằng cơ khí: * Ưu điểm: + Cấu tạo và thành phần đơn giản nên vận hành dễ dàng. + Hệ thống an toàn tương đối cao. * Nhược điểm: + Hệ thống điều khiển cồng kềnh có khối lượng lớn. + Thời gian trong quá trình điều khiển dài. + Hệ thống thanh truyền và dây cáp bố trí dọc thân máy bay nên không thuận tiện cho việc bảo dưỡng và sửa chữa trong quá trình khai thác. +Lực tác động vào đối tượng là nhỏ nên chỉ thích hợp cho máy bay vừa và nhỏ. b. Hệ thống điều khiển cơ điện. Tín hiệu cơ của tín hiệu đầu vào chuyển thành tín hiệu điện, tín hiệu điện này được khuyếch đại và đưa tới động cơ điện. Momen quay của động cơ điện quay cơ cấu cơ khí biến chuyển động quay của động cơ thành chuyển động của cánh lái để điều khiển máy bay. Các phần tử chính của hệ thống: + động cơ điện. + Nguồn điện. + Cơ cấu chuyển động. * Ưu điểm: + Hệ thống tương đối gọn nhẹ. + Lực tác động vào cánh lái lớn tuỳ thuộc vào loại động cơ điện được dùng. * Nhược điểm: + Có mặt các phần tử điện làm cho cơ cấu phức tạp hơn. + Độ chính xác trong quá trình điều khiển phụ thuộc rất nhiều vào kinh nghiệm điều khiển của phi công. c. Hệ thống điều khiển bằng thuỷ cơ. Trong hệ thống này tín hiệu vào là tín hiệu cơ sau đó được khuyếch đại tín hiệu để điều khiển van phân phối cho áp lực dầu vào hệ thống tạo lực xylanh – piston điều khiển cánh lái. Đây là hệ thống hở do đó quá trình còn phụ thuộc nhiều vào phi công. Nhưng lực tác động vào cánh lái lớn. Còn nếu hệ thống kín thì piston làm cánh lái quay, tín hiệu quay của cánh lái được quan sát bằng sensor hành trình và biến đổi thành tín hiệu cơ và được đưa vào để hiệu chỉnh đầu vào làm cho thời gian quá độ của hệ thống là ngắn nhất. * Ưu điểm: + Có thể dùng cho những loại có trọng lượng lớn. + Sai số điều khiển nhỏ vì điều khiển có phản hồi để hiệu chỉnh vào. * Nhược điểm: + Kết cấu hệ thống tương đối phức tạp. + Các phần tử đòi hỏi độ chính xác cao. d. Hệ thống điều khiển bằng cơ thuỷ điện. Đây là hệ thống đang được dùng rộng rãi trong các ngành công nghiệp đặc biệt là trong hàng không. Trong các hệ thống này tín hiệu vào là tín hiệu cơ ( dưới dạng góc quay) sau đó đưa qua bộ biến đổi thành tín hiệu điện, rồi đến bộ khuyếch đại trước khi điều khiển van phân phối để đưa lưu lượng đến xylanh – piston. Trong hệ thống này tín hiệu hành trình là tín hiệu điện và được đưa về để điều chỉnh tín hiệu đầu vào để tăng tính ổn định cho hệ thống. Các phần tử của hệ thống: + Bộ biến đổi tín hiệu cơ thành tin hiệu điện. + Bộ khuyếch đại tín hiệu điện. + Van servo. + Bơm nguồn. + xylanh – piston. + Các sensor. Sơ đồ của hệ thống: * Ưu điểm: + Cho toạ độ chính xác cao, có thể dùng cho tất cả các loại máy bay lơn. + Các phần tử có độ an toàn cao. * Nhược điểm: + Trong hệ thống có nhiều phần tử phức tạp. + hệ thống cần được kiểm tra thường xuyên… e. Hệ thống điều khiển theo chương trình ( máy tính kết hợp với thuỷ lực ). Ngày nay với sự phát triển rất nhanh của Khoa Học Kỹ thuật nhất là sự phát triển của tin học, nó được ứng dụng rộng rãi vào các ngành trong mọi lĩnh vực trong đó có ngành hàng không. Trên các loạ máy bay hiện đại ngày nay hầu hết sử dụng máy tính đẻ điều khiển quá trình bay bằng các chương trình điều khiển thông qua PLC để gửi tới cơ cấu chấp hành. Sơ đồ hệ thống: Trong đó: + FMGC: Bộ phận hướng dẫn của máy bay. + 1 Cần điều khiển. + 2 Van phân phối. + 3 Xylanh – piston. + 4 15 - Van Servo. Nguyên lý hoạt động: Đối với hệ thống này tín hiệu vào từ bộ phận dẫn đường máy bay hoặc tín hiệu điều khiển của phi công. Dưới dạng tín hiệu điện, nó được đưa đến máy tính, máy tính làm nhiệm vụ phân tích tín hiệu điều khiển và đưa ra tín hiệu điện điều khiển van servo làm cho động cơ thuỷ lực hoạt động tác động vào bánh lái. Tín hiệu phản hồi là hành trình của piston – xylanh được biến đổi thành tín hiệu điện rồi đưa vào máy tính, dựa vào đó máy tính sử lý và đưa ra tín hiệu hợp lý để điều khiển van servo. * Ưu điểm: + Hệ thống làm việc với độ chính xác cao và thời gian điều khiển là tối ưu vì máy tính xử lý tín hiệu điều khiển. + Do máy tính đảm nhiệm mọi việc sử lý thông tin và đưa thông tin ra do đó các phần tử của hệ thống dễ dàng được kiểm tra khi bảo dưỡng và sửa chữa. * Nhược điểm: + Hệ thống phải được thiết kế có độ chính xác cao về cơ khí thuỷ lực và tin học. + Công nghệ chế tạo đòi hỏi kỹ thuật cao, phải có sự kết hợp của nhiều ngành. Sơ đồ khối của hệ thống thuỷ lực được biểu diễn: 2.3.3. Hệ Thống điều khiển của máy bay A320. Việc điều khiển thực hiện nhờ các mặt phẳng điều khiển. Điều khiển góc nghiêng cánh ( Góc liệng), và góc chúc ngóc là loạ điều khiển bằng điện, sử dụng hai máy tính số ELAC ( Elevaton Aileron Computer ) và SEC ( Spoiler Elevater Computer ). Mỗi máy tính đều có khả năng điều khiển máy bay theo hai trục ox và oy. Việc điều khiển góc đổi hướng và thăng bằng ngang do hệ thống thuỷ – cơ - điện đảm nhiệm, do đó vẫn có thể điều khiển máy bay khi mất hoàn toàn nguồn điện. Trong điều kiện bình thường, một số chức năng của điều khiển bánh lái hướng như cân bằng khí động, giảm lắc ngang do máy tính tăng độ ổn định bay FAC (Flight augmentation computer) đảm nhiệm. 2.3.3.1. Các mặt phẳng điều khiển (đã giới thiệu trong chương 1) a. Cánh lái liệng. b. Cánh lái hướng. c. Cánh lái độ cao. d. Thăng bằng ngang có cân bằng khí động. e. Tấm cản lưng hay tấm giảm lực nâng cánh. 2.3.3.2. Các qui luật điều khiển. Các qui luật điều khiển máy bay được sử dụng trong tong giai đoạn trong chuyến bay, chúng được cài đặt trong phần mềm máy tính. Các qui luật điều khiển khác nhau và các phương thức bảo vệ liên quan dùng trong điều khiển A320 gồm có: + Qui luật điều khiển thông thường góc chúc ngóc (bay dài, hạ cánh, điều khiển THS, bảo vệ góc tấn). + Điều khiển chuyển động sang bên (giảm dao động lắc ngang, hệ số tải trọng, góc trượt cánh). + Điều khiển nghiêng cánh (hạn chế tốc độ nghiêng, bảo vệ góc nghiêng, lượn vòng phối hợp nghiêng cánh). + Điều khiển đổi hướng (chống dao động đổi hướng, lượn vòng kết hợp kênh đổi hướng). 2.4. Cơ cấu chấp hành thủy lực. Với hệ thống điều khiển bay bằng dây “ Flight by Wire” thì việc điều khiển cánh lái hướng được thực hiện thông qua việc sử dụng các tín hiệu tác động đến vào bộ điều khiển servo thủy lực mà thành phần chính của nó là van servo. Hình 4: Cấu tạo Valve servo thuỷ lực Cấu tạo và Nguyên Lý hoạt động của van servo a. Cấu tao: Van servo (hình 4) bao gồm các thành phần sau: một van phân phối điều khiển bằng thủy lực (1), một cảm biến vị trí chuyển đổi tín hiệu dịch chuyển của con trượt van phân phối thành tín hiệu điện, một vòi phun-bản chắn (2) tạo nên tín hiệu thủy lực để điều khiển vị trí con trượt, một cơ cấu chấp hành điện từ: Cuộn dây, nam châm điện (3) tạo nên dịch chuyển của đầu vòi phun, tín hiệu đưa vào cơ cấu chấp hành điện từ là tổ hợp của 3 tín hiệu điện. Một tín hiệu lấy từ cảm biến vị trí của cần điều khiển điện, tỷ lệ với dịch chuyển của cần điều khiển. Một tín hiệu lấy từ cảm biến vị trí gắn con trượt của van phân phối, tỉ lệ với dịch chuyển của con trượt. Một tín hiệu lấy từ cảm biến vị trí gắn với cần piston của cơ cấu chấp hành, tỷ lệ với dịch chuyển của cần piston. b. Nguyên lý hoạt động. Khi cần điều khiển ở vị trí trung lập, tín hiệu lấy từ cảm biến vị trí gắn với nó có giá trị bằng không. Đầu vòi phun ở vị trí trung tâm nên chất lỏng công tác được phân phối đều về hai khoang chỉ huy của con trượt, kết quả là áp suất trong hai khoang đó bằng nhau, con trượt ở vị trí cân bằng, do đó đầu từ nguồn P không qua được các cửa 1 và 2. Đồng thời tín hiệu điện từ cảm biến vị trí gắn với con trượt cũng có giá trị bằng không nên con trượt tiếp tục ở vị trí trung gian. Khi cần điểu khiển dịch chuyển, tín hiệu điện từ lấy cảm biến vị trí gắn với nó có giá trị khác không, đầu vòi phun dịch chuyển, ví dụ dịch chuyển sang phải khi đó áp suất dầu ở khoang bên phải sẽ cao hơn áp suất dầu ở khoang bên trái, dẫn đến làm dịch chuyển con trượt sang trái, kết quả là dầu từ nguồn cửa P đi vào của 2 đi tới khoang nào đó của xy lanh và dầu từ khoang kia của xy lanh sẽ qua của 1 về thùng chứa cửa P. Khi con trượt dịch chuyển, cảm biến vị trí gắn với nó sẽ sinh ra tín hiệu điện khác không, tỉ lệ với dịch chuyển con trượt, tín hiệu này được đưa tới công đại số với tín hiệu lấy từ cảm biến vị trí cần lái, khi hai tín hiệu này bằng nhau( ứng với một vị trí nào đó của con trượt thì đầu vòi phun sẽ dịch chuyển sang trái trở lại vị trí trung gian, áp suất ở hai khoang chỉ huy sẽ bằng nhau, con trượt có xu hướng dừng lại). Tuy nhiên do quán tính, nó sẽ tiếp tục di chuyển, lúc đó tín hiệu do cảm biến vị trí gắn với nó sẽ lớn hơn tín hiệu điểu khiển do cảm biến cần lái gây ra, đầu vòi phun sẽ tiếp tục dịch chuyển sang trái lệch khỏi vị trí trung gian, áp suất dầu ở khoang bên trái lớn hơn khoang bên phải, con trượt dịch chuyển sang phải. Quá trình cứ tiếp tục diễn ra như vậy cho tới khi con trượt nằm cân bằng ở vị trí nào đó( nhưng không phải vị trí trung gian ). Độ dịch chuyển của con trượt so với vi trí trung gian sẽ tỉ lệ với cường độ dòng điện. Ta lấy từ cảm biến vị trí gắn với cần điều khiển. 2.5. Hoạt động của hệ thống điều khiển cánh liệng: Tính điều khiển ngang máy bay là khả năng máy bay quay quanh trục dọc của nó với vận tốc góc xác định khi nghiêng cần lái. Điều khiển ngang máy bay do phi công thực hiện nhờ cần lái bằng cách ép sang phải hoặc sang trái, độ nghiêng lớn nhất của cần lái về mỗi bên là 141±10 mm tương ứng với góc nghiêng lớn nhất của cánh liệng là 20±1° khi bật trợ lực và 20-2° khi không bật trợ lực. - Khi ép cần lái sang trái, tín hiệu điều khiển thông qua hệ thống các thanh truyền tay lắc làm nghiêng cánh liệng bên trái lên trên,còn cánh liệng bên phải xuống dưới. Do đó ở cánh trái suất hiện số gia lực nâng khí động hướng xuống dưới,còn ở cánh phải thì hướng lên trên. Hai lực này tạo ra mô men làm cho máy bay quay quanh trục dọc sang trái theo tín hiệu điều khiển. Khi đưa cần lái từ vị trí nghiêng về vị trí trung lập mô men quay giảm, khi cánh liệng ở vị trí trung lập mô men quay bằng 0. Máy bay sẽ quay với góc nghiêng đã có. - Tính điều khiển ngang máy bay được đặc trưng bởi: + Góc nghiêng cánh liệng. + Trị số nghiêng cần lái. + ứng lực trên cần lái. Phi công điều khiển ngang máy bay chủ yếu dựa theo ứng lực chứ không theo trị số nghiêng cần lái. Do vậy ở hệ thống có cơ cấu giả tải kiểu lò xo sẽ tạo ra lực khí động giả cho người lái cảm nhận trong quá trình điều khiển ngang máy bay. Điều khiển nghiêng cánh của máy bay được thực hiện bởi cánh lái liệng ở đầu cánh và được trợ giúp bởi bốn tấm cản lưng. Các cánh lái liệng được điều khiển bằng tay từ cần điều khiển bên hoặc tự động bởi hệ thống tự động lái. Mỗi cánh lái liệng được truyền động bởi hai bộ điều khiển Servo (hìnhH2.6) nhận tín hiệu từ hai máy tính cánh lái độ cao và cánh lái liệng(ELAC), sử dụng các hệ thống thuỷ lực khác nhau. Các Servo khác với các hệ thống thuỷ lực khác là thường có cảm biến vị trí cho phép có thể dừng xy lanh ở bất kì toạ độ nào. Trong chế độ bình thường, chức năng nghiêng cánh của cánh lái liệng do ELAC1 và điều khiển Servo liên quan đảm nhận, còn ELAC2 thì ở chế độ dự phòng, trong khi Servo của nó làm việc trong chế độ giảm chấn. Chức năng giảm lực tải của các cánh lái liệng được bởi cả hai ELAC và các Servo. Khi xảy ra sự cố, các cánh lái liệng được tự động chuyển sang điều khiển bởi ELAC2, điều khiển Servo hợp bộ của nó chuyển sang chế độ hoạt động,các Servo khác lại làm việc ở chế độ giảm chấn. Nếu có sự cố liên tiếp xảy ra khiến các Servo của một cánh lái liệng không điều khiển được thì chúng tự động chuyển sang chế độ giảm chấn. Chế độ này cũng tự hoạt động trong trường hợp mất áp suất trong hệ thống thuỷ lực. Chương 3: Kết cấu và đặc điểm chịu tải của cánh lái liệng 3.1. Giới thiệu về cánh máy bay A320. Cánh là bộ phận cơ bản để tạo ra lực nâng của máy bay. Cánh của máy bay A320 là cánh mũi tên được lắp phía dưới thân với góc vểnh là 5,11o. Góc lắp của canh là 3,66o. Trên cánh chính của máy bay được lắp các cánh lái để điều khiển máy bay. Ngoài ra trên máy bay còn được lắp các thùng dầu, một thùng dầu trung tâm được đặt dưới bụng của máy bay, hai thùng dầu bên trong và hai thùng dầu bên ngoài nằm trên cánh đối xứng nhau qua thùng dầu trung tâm. Hai thùng dầu phía ngoài cánh có tác dụng tăng áp. Lượng dầu được bố trí ở các thùng như sau: Thùng ngoài chứa 2 x 880 (lít). Thùng trong chứa 2 x 6924 (lít). Thùng trung tâm chứa 8250 (lít). Như vậy tổng cộng lương dầu lớn nhất có thể chứa trên máy bay là : 23858 (lít) tương đương 18728 kg. Một số thông số chính của cánh máy bay. - Diện tích cánh : 122,40 m2. - Sải cánh: 34,10 m. - Gốc cánh: 15,15 % - Vị trí gấp của cánh: 11,75 % - Tại mép cánh: 10,84 % Cánh lái liệng: được lắp ở mép sau phía ngoài của cánh, mỗi bên cánh chính có một cánh lái liệng, diện tích : 1,37m2. Tấm cản lưng: có 5 tấm ở mỗi bên cánh chính và được đánh số thứ tự từ 1 đến 5 từ trong ra ngoài. Tấm số 1 có diện tích : 1,88 m2 Tấm số 2 có diện tích : 1,77 m2 Tấm số 3 có diện tích : 1,11 m2 Tấm số 4 có diện tích : 1,02 m2 Tấm số 5 có diện tích : 1,02 m2. Tổng diện tích tấm cản lưng 2*6,8 m2. Cánh tà trước : mỗi bên cánh chính có 5 cánh tà được lắp ở mép trước của cánh và được đánh số thứ tự từ 1 đến 5. Tấm số 1 có diện tích : 1,58 m2 Tấm số 2 có diện tích : 1,41 m2 Tấm số 3 có diện tích : 1,49 m2 Tấm số 4 có diện tích : 1,12 m2 Tấm số 5 có diện tích : 1,02 m2 Cánh tà sau : lắp ở phía sau của hai cánh chính phía gần thân, mỗi bên gồm 2 cánh tà trong và ngoài. Diện tích cánh tà trong : 4,65 m2 Diện tích cánh tà ngoài : 5,89 m2. Mép cánh trước ( mỗi bên cánh ) có 5 cánh tà trước nhằm tăng lực nâng khi cất hạ cánh. Mép cánh sau có 2 cánh tà và 2 cánh liệng cùng 5 tấm cản lưng số 2,3,4,5 có khả năng kết hợp với cánh liệng để tăng hiệu quả liệng của máy bay. Tấm cản lưng dùng để phanh máy bay khi máy bay di chuyển trên mặt đất. Riêng tấm cản lưng số 2,3,4 còn có thể dùng làm giảm tốc độ khi máy bay đang bay trên không. ở đầu mút cánh có thiết kế tấm chắn để hạn chế hiện tượng chảy tràn đầu cánh gây ảnh hưởng đến khí động lực học khi máy bay bay. Ngoài ra ở mép sau của cánh có bố trí các chổi phóng tĩnh điện, các van nạp dầu. 3.2. Cánh lái liệng 3.2.1. Công dụng Cánh liệng được lắp ở mép sau phía ngoài của cánh, mỗi bên cánh chính có một cánh lái liệng, diện tích : 1,37m2. Cánh liệng là cơ quan điều khiển máy bay chuyển động quay quanh trục Ox1 của nó. Cánh lái liệng được điều khiển từ buồng lái thông qua cần lái và các cơ cấu truyền động. Để điều khiển máy bay quay quanh trục Ox1, ngoài cánh liệng thì người ta kết hợp điều khiển các cơ cấu sau: - Cánh tà liệng: Là cánh lái có chức năng của cánh tà và cánh liệng. Tuỳ theo từng chế độ mà nó hoạt động theo chức năng của từng loại cánh. Khi cất hạ cánh thì nó làm chức năng của cánh tà, khi bay nó làm chức năng của cánh liệng. Khi điều khiển thì nó đóng vai trò là cánh tà bằng cách thu ra thả vào ở cả hai cánh. Khi làm việc như cánh liệng chúng sẽ được điều khiển chuyển động ngược chiều nhau. - Cánh liệng kết hợp với cánh lái lên xuống: Là cánh lái làm nhiệm vụ của cả cánh liệng và cánh lái lên xuống. Khi lắc cần lái chúng sẽ chuyển động ngược chiều và làm việc như cánh liệng, khi kéo đẩy cần lái chúng sẽ nghiêng về một phía với giá trị bằng nhau. - Lái liệng bằng lực đẩy: Dùng lực đẩy để điều khiển máy bay quay quanh trục Ox1, phương pháp này chỉ áp dụng khi máy bay ở độ cao cực lớn. 3.2.2. Các tham số chính của cánh liệng a. Kích thước hình học. Các kích thước hình học của cánh lái liệng được thể hiện trên hình sau: S- diện tích cánh. bcl- dây cung cánh liệng. Các kích thước chính của cánh lái liệng lcl- sải cánh liệng. Lcl- khoảng cách từ tâm khí động của cánh liệng đến trục dọc của cánh máy bay. b- dây cung tại điểm treo cánh liệng. b. Các tham số chính. - Diện tích cánh liệng S, được xác định theo công thức: Giá trị này đối với máy bay A320 là: 0,48 lần diện tích cánh chính. - Dây cung cánh liệng: với máy bay thông thường thì bcl = (0,2 - 0,25)b, đối với cánh máy bay A320 thì bcl = 0,245b. - Sải cánh liệng: lcl = (0,15 - 0,2)l. - Hệ số mômen tĩnh của cánh liệng: Thông số này được xác định bằng: 0,035 - 0,07. - Góc nghiêng lớn nhất của cánh liệng: Trong đó giá trị âm khi cánh liệng nghiêng lên và nhận giá trị dương khi cánh liệng nghiêng xuống 3.2.3. Kết cấu cánh lái liệng: Cánh lái liệng được gắn trên mép sau của cánh chính, nối với thanh dầm ngoài (outer rear spar) giữa sườn cánh 22 (RIB22) và sườn cánh 27 (RIB27). Bộ điều khiển cơ khí cánh lái liệng được điều khiển điện tử (electrrcally controlled) và sử dụng năng lượng thủy lực để di chuyển các mặt điều khiển. Cánh lái liệng có cấu tr