Phân tích chuyển động, ổn định và điều khiển của máy bay

i đứng tới ổn định hướng. Để sinh ra ổn định hướng yêu cầu ở số Mach lớn một đuôi đứng có diện tích rất lớn có thể rất cần thiết. Cánh ở sườn cũng có thể được thêm vào như một phần phụ để gia tăng ổn định hướng. 2.1.3 Ổn định cạnh Chúng ta đã biết rằng chuyển động chúc ngóc là chuyển động quanh trục ngang của máy bay và chuyển động hướng là chuyển động quanh trục thẳng đứng của nó. Chuyển động xung quanh trục dọc là chuyển động ngang hay chuyển động nghiêng. Xu hướng để đưa máy bay về tư thế ban đầu từ chuyển động như thế được gọi là ổn định cạnh. Ổn định cạnh của một máy bay bao gồm sự xem xét mômen quanh trục dọc do sự trượt cạnh. Một sự trượt cạnh có xu hướng sinh ra đồng thời cả chuyển động nghiêng và chuyển động hướng. Nếu một máy bay có mômen nghiêng thích hợp một sự trượt cạnh sẽ làm cho máy bay trở về tư thế bay đồng mức. Bề mặt chính để tạo ra ổn định cạnh của máy bay là cánh. Tác dụng của góc nhị diện hình học của một cánh góp phần rất lớn vào ổn định cạnh. Như chỉ ra trên hình vẽ một cánh với góc vểnh làm gia tăng lực nâng. Sự thay đổi trong lực nâng ảnh hưởng đến mômen nghiêng có xu hướng làm cánh uốn lên. Khi cánh có góc mũi tên tác dụng của góc vểnh làm gia tăng một cách nhanh chóng với một sự thay đổi hệ số lực nâng của cánh. Góc mũi tên cánh là góc giữa một đường vuông góc với đường tâm của thân và cung ¼ của mỗi tiết diện cánh. Góc mũi tên kết hợp với góc vểnh làm cho tác dụng của góc vểnh thêm gia tăng. Như chỉ ra trên hình vẽ cánh mũi tên trong một chuyển động trượt cạnh có cánh hoạt động trong trường gió với một sự giảm hiệu quả trong góc mũi tên, trong khi cánh không nằm trong trường gió thì đang hoạt động với một sự gia tăng trong góc mũi tên. Hình * Tác dụng của góc mũi tên cánh lên ổn định ngang Hình * Sự ảnh hưởng của góc vểnh tới ổn định ngang Cánh ở trong gió làm tăng lực nâng hơn, và cánh ở ngoài trường gió thì làm gia tăng ít hơn. Điều này làm cho máy bay có xu hướng phục hồi một tư thế bay đồng mức. Một lượng góc vểnh cần thiết để tạo ra các chất lượng bay thỏa mãn sẽ biến đổi lớn với loại và mục đích của máy bay. Nhìn chung thì góc vểnh hiệu quả được giữ ở một góc nhỏ bởi vì rằng sự lăn tròn ở góc vểnh lớn sẽ gây ra nhiều vấn đề. Tác dụng quá mức của góc vểnh có thể dẫn tới hiện tượng vừa lăn ngiêng vừa chuyển động xoắn ốc (Dutch roll), rất là khó khăn trong việc kết hợp với cánh lái hướng để cơ động nghiêng, hay đưa ra yêu cầu quá đáng cho công suất điều khiển cạnh trong suốt quá trình cất cánh và hạ cánh có gió ngang. 2.2 Ổn định động Trong khi ổn định tĩnh đề cập tới xu hướng của một vật thể dịch chuyển trở về vị trí cân bằng thì ổn định động lại đề cập tới kết quả chuyển động theo thời gian. Nếu một vật bị làm lệch ra khỏi vị trí cân bằng diễn biến thời gian của chuyển động định nghĩa ổn định động của vật đó. Nói chung, một vật chỉ ra sự ổn định động tích cực nếu biên độ của chuyển động giảm theo thời gian. Nếu biên độ của chuyển động tăng theo thời gian thì vật đó không ổn định động. Bất cứ máy bay nào cũng phải chỉ ra các mức độ yêu cầu về ổn định tĩnh và ổn định động. Nếu một máy bay được thiết kế là ổn định tĩnh và một tốc độ mất ổn định nhanh, máy bay như thế sẽ rất khó để bay, nếu không muốn nói là không thể. Thông thường, ổn định động tích cực được yêu cầu trong một thiết kế máy bay để bảo vệ các dao động tiếp tục không mong muốn của máy bay. 2.3 Điều khiển Điều khiển là hành động được thực hiện để làm cho máy bay theo đuổi bất cứ đường bay mong muốn nào. Khi một máy bay được gọi là có thể điều khiển được, có nghĩa là máy bay đáp ứng dễ dàng và nhanh chóng tới chuyển động của điều khiển. Các bề mặt điều khiển khác nhau được sử dụng để điều khiển máy bay xung quanh ba trục của nó. Sự dịch chuyển của các mặt điều khiển trên một máy bay thay đổi dòng khí trên bề mặt máy bay. Điều này ngược lại, tạo ra sự thay đổi trong sự cân bằng lực tác dụng nhằm giữ cho chuyến bay là thẳng và đồng nhất. 2.3.1 Các bề mặt điều khiển bay Các bề mặt điều khiển bay là các cánh được gắn bản lề hay có thể chuyển động được thiết kế nhằm thay đổi cư xử của máy bay trong suốt quá trình bay. Các bề mặt này có thể được chia làm ba nhóm, thường được nói đến là nhóm chính, nhóm thứ cấp và nhóm trợ giúp. 2.3.1.1 Nhóm chính Nhóm chính bao gồm cánh lái liệng (aileron), cánh lái độ cao (elevator), và cánh lái hướng (rudder). Các bề mặt này được sử dụng cho việc làm chuyển động máy bay quanh ba trục của nó. Hình * Các mặt điều khiển chính của máy bay Cánh lái liệng và cánh lái độ cao thường được vận hành từ buồng lái bởi một cần điều khiển trên máy bay động cơ đơn và bởi một tổ hợp bánh xe và đòn gánh trên máy bay nhiều động cơ. Cánh lái hướng được vận hành bởi bàn đạp chân trên tất cả các loại máy bay. 2.3.1.2 Nhóm thứ cấp Nhóm thứ cấp bao gồm các tấm bình ổn và tấm đàn hồi. Các tấm bình ổn là các cánh nhỏ được gắn vào sau mép vào của các bề mặt điều khiển chính. Mục đích của tấm bình ổn là cho phép phi công làm bình ổn bất kỳ điều kiện mất cân bằng nào có thể tồn tại trong quá trình bay mà không tạo ra bất kỳ áp suất nào trên các bộ phận điều khiển chính. Mỗi tấm bình ổn được gắn bản lề tới bề mặt điều khiển chính của nó, nhưng được vận hành một cách độc lập. Hình * Các tấm bình ổn Các tấm đàn hồi cũng tương tự về hình dạng với các tấm bình ổn nhưng có mục đích hoàn toàn khác. Các tấm đàn hồi được sử dụng nhằm giúp phi công trong việc dịch chuyển các bề mặt điều khiển chính. 2.3.1.3 Nhóm trợ giúp Nhóm trợ giúp bao gồm các bề mặt điều khiển bay là cánh tà cánh, tấm giảm tốc, phanh tốc độ, slat, cánh tà và khe hở mép vào. Nhóm trợ giúp có thể chia thành 2 nhóm con. Các nhóm con này thì có nhóm có mục đích chính là gia tăng lực nâng và có nhóm thì làm giảm lực nâng. Trong nhóm thứ nhất là cánh tà, cả mép ra, mép vào và các khe hở. Các thiết bị làm giảm lực nâng là phanh và tấm giảm tốc. Cánh tà làm gia tăng diện tích cánh vì thế làm gia tăng lực nâng khi cất cánh và giảm vận tốc trong quá trình hạ cánh. Những cánh này có thể thu vào và xếp thẳng vào biên dạng cánh. Những cánh khác đơn giản là một phần của lớp vỏ ở bên dưới được mở rộng vào trong dòng khí vì thế làm máy bay bay chậm lại. Các cánh tà ở mép vào là các cánh được mở rộng từ và thu vào trong mép vào của cánh chính. Một số sự lắp ráp tạo ra một khe hở (một khoảng trống ở giữa cánh được mở rộng và mép vào). Cánh tà (cũng được gọi là slat đối với một số nhà sản xuất) và khe hở tạo lực nâng bổ sung ở tốc độ thấp của quá trình cất và hạ cánh. Các cài đặt khác có các khe hở thường trực được xây dựng trong mép vào của cánh. Ở tốc độ bay bằng, các cánh tà ở mép ra và mép vào (slat) được thu vào trong cánh một cánh thích hợp. Các thiết bị làm giảm lực nâng là phanh tốc độ (các tấm giảm tốc - spoilers). Trong một số sự cài đặt, có hai loại tấm giảm tốc. Tấm giảm tốc đất chỉ được mở rộng chỉ sau khi máy bay ở trên mặt đất vì thế bổ sung cho hoạt động phanh. Tấm giảm tốc bay trợ giúp trong điều khiển cạnh bằng việc mở rộng bất cứ khi nào cánh lái liệng trên cánh đó xoay lên. Khi hoạt động như một cái phanh tốc độ, các tấm giảm tốc trên cả hai cánh đều được bật lên - tấm ở bên cánh có cánh lái liệng xoay lên thì được mở lên nhiều hơn các tấm ở cánh có cánh lái liệng xoay xuống. Điều này làm cho việc vận hành phanh tốc độ và điều khiển được thực hiện một cách đồng bộ. Slat là các mặt điều khiển có thể dịch chuyển được liên kết với mép vào của các cánh. Khi slat đóng lại nó trở thành mép vào của cánh. Khi ở vị trí mở (mở rộng về phía trước), một khe hở được tạo ra giữa slat và mép vào của cánh. Ở tốc độ thấp máy bay điều này làm gia tăng lực nâng và cải thiện các đặc tính điều khiển, cho phép máy bay được điều khiển ở các tốc độ dưới tốc độ hạ cánh bình thường. 2.3.2 Điều khiển quanh trục dọc Chuyển động của máy bay quanh trục dọc được gọi là lăn tròn và rẽ ngoặt. Các cánh lái liệng được sử dụng để điều khiển chuyển động này. Hình * Hoạt động của cánh lái liệng Các cánh lái liệng tạo thành một phần của cánh và được đặt ở trong mép ra của cánh hướng về các đầu mút cánh. Các cánh lái liệng là các mặt điều khiển của một bề mặt cánh cố định. Cánh lái liệng ở vị trí trung lập khi thẳng hàng với mép ra của cánh. Các cánh lái liệng phản ứng với áp suất cạnh tác dụng vào cần điều khiển. Áp suất tác dụng nhằm điều khiển cần lái hướng về phía bên phải làm cánh lái liệng bên phải xoay lên và làm cánh lái bên trái hạ xuống, làm cho máy bay rẽ sang phải. Các cánh lái liệng được liên kết cùng nhau bằng các dây cáp điều khiển sao cho khi một cánh lái hạ xuống cái còn lại nâng lên. Chức năng của cánh hạ thấp là làm gia tăng lực nâng bằng việc gia tăng độ uốn cánh. Trong lúc đó cánh lái hạ xuống cũng làm tăng lực cản bổ sung bởi vì nó ở khu vực có áp suất cao ở phía dưới cánh. Cánh lái liệng vểnh lên trên phía đối diện của cánh làm giảm lực cản tác dụng lên phần cuối của cánh. Lực nâng gia tăng trên cánh mà có cánh lái liệng hạ xuống sẽ làm nâng cánh chính lên. Điều này làm cho máy bay lăn tròn xung quanh trục dọc của nó như trên hình vẽ. Hình * Hệ thống điều khiển cánh lái liệng Do sự tác dụng của lực nâng gia tăng trên cánh với cánh lái liệng đã được hạ xuống, lực cản cũng được gia tăng. Lực cản này cố gắng để đẩy mũi theo hướng của cánh cao hơn. Bởi vì các cánh lái được sử dụng với cánh lái hướng khi rẽ máy bay, lực cản gia tăng cố gắng làm cho máy bay rẽ theo hướng ngược với mong muốn. Nhằm tránh tác dụng không mong muốn máy bay thường được thiết kế với sự di chuyển khác nhau của các cánh lái liệng. Sự di chuyển khác nhau của các cánh lái liệng như hình vẽ làm cho sự dịch chuyển đi lên của cánh lái liệng là nhiều hơn so với sự dịch chuyển đi xuống đối với một chuyển động cho trước của cần điều khiển hay bánh xe trong buồng lái. Hình * Bộ điều khiển vi phân các cánh lái liệng Các tấm giảm tốc hay các phanh tốc độ được lắp ráp tương thích với bề mặt phía trên của cánh. Chúng thường chuyển động lên phía trên bằng các cơ cấu chấp hành thủy lực phản ứng lại chuyển động điều khiển của cần lái trong buồng lái. Mục đích của các tấm giảm tốc là làm xáo trộn dòng trơn của không khí ngang qua đỉnh của cánh vì thế tạo ra một sự gia tăng lực cản và giảm lực nâng trên cánh đó. Tấm giảm tốc trên cạnh kia vẫn còn giữ một vị trí thẳng. Khi các tấm giảm tốc được sử dụng như là phanh tốc độ chúng chuyển động xuống dưới một cách đồng bộ. Một cái đòn bẩy riêng biệt nhằm vận hành các tấm giảm tốc như là phanh tốc độ. Trong khi chúng ta có xu hướng nghĩ rằng một tấm giảm tốc như là một thiết bị được điều khiển, phức tạp, chúng ta sẽ giữ một quan điểm rằng một số không thể điều khiển được. Một số tấm giảm tốc hoạt động tự động chỉ khi góc tấn là lớn. Sự lắp ráp này giữ cho chúng nằm ngoài dòng ngang ở chế độ bay bằng và bay ở tốc độ cao. Một tấm giảm tốc cố định có thể là một mũi nêm nhỏ gắn vào mép vào của cánh như hình. Hình * Các tấm giảm tốc cố định Loại tấm giảm tốc này làm cho bộ phận phía trong của cánh rơi vào trạng thái mất ổn định trước phần cánh ở phía ngoài mút, phần cánh ở phía ngoài results in aileron control right up to the occurrence of complete wing stall. Sử dụng sự chính xác cao trong sự định vị của các tấm giảm tốc ở mép vào của cánh khi lắp đặt lại chúng sau khi chúng được tháo rời để bảo dưỡng. Việc định vị không thích hợp có thể gây ra tác dụng ngược lại. Luôn luôn làm theo sự hướng dẫn của các nhà sản xuất đối với việc định vị và phương pháp lắp ghép. 2.3.3 Điều khiển xung quanh trục thẳng đứng Quay mũi của máy bay làm cho máy bay quay xung quanh trục thẳng đứng của nó. Việc xoay máy bay quanh trục thẳng đứng được gọi là Yawing. Chuyển động này được điều khiển vởi cánh lái hướng như minh họa trên hình vẽ. Hình * Hoạt động của cánh lái hướng Cánh lái hướng là một bề mặt điều khiển có thể dịch chuyển được được nối với mép ra của bộ ổn định dọc. Để rẽ máy bay sang phải, cánh lái hướng được dịch chuyển sang phải. Cánh lái hướng nhô ra dòng không khí chảy bao quanh máy bay sinh ra một lực tác dụng lên nó. Đây là lực cần thiết tạo ra mômen quay đối với trọng tâm làm cho máy bay rẽ sang phải. Nếu cánh lái hướng được dịch chuyển sang trái nó sẽ sinh ra một chuyển động quay ngược chiều kim đồng hồ và máy bay sẽ rẽ sang trái. Cánh lái hướng cũng được dùng để điều khiển rẽ nghiêng trong khi bay. Chức năng chính của cánh lái hướng là đổi hướng máy bay. Sự thay đổi hướng bay này được duy trì bởi áp suất cạnh của dòng khí chuyển động qua các bề mặt thẳng đứng. Khi máy bay bắt đầu trượt áp suất cánh lái hướng được áp dụng để giữ cho máy bay hướng theo hướng mong muốn. Trượt hay trượt cạnh liên quan đến chuyển động bất kỳ của máy bay sang bên sườn hoặc hướng xuống dưới theo hướng đi vào trong của sự đổi hướng. Trượt cạnh liên quan tới dịch chuyển lên trên và ra phía ngoài từ tâm của sự đổi hướng. 2.3.4 Điều khiển quanh trục ngang Khi mũi của máy bay được nâng lên hay hạ xuống, nó bi xoay xung quanh trục ngang. Các cánh lái độ cao là các bề mặt có thể điều khiển và dịch chuyển để tạo ra chuyển động này (như hình). Chúng được gắn bản lề với mép ra của bộ ổn định ngang. Hình * Hoạt động của cánh lái độ cao Các cánh lái độ cao được sử dụng làm cho máy bay bay lên hay bổ nhào xuống và cũng đạt được lực nâng từ các cánh để giữ máy bay bay ở chế độ đồng mức ở bất cứ tốc độ bay nào. Các cánh lái độ cao có thể chuyển động đi lên hoặc xuống. Nếu cánh lái quay lên nó làm giảm lực nâng lên đuôi làm đuôi bị hạ xuống và nâng mũi lên. Nếu cánh lái quay xuống nó làm gia tăng lực nâng tác dụng lên đuôi và làm cho đuôi nâng lên, mũi hạ xuống. Làm hạ thấp mũi máy bay làm tăng tốc độ tiến về phía trước của máy bay và nâng cao mũi thì làm giảm tốc độ bay. Một số máy bay sử dụng một mặt nằm ngang có thể dịch chuyển được gọi là một bộ ổn định (xem hình vẽ). Bộ ổn định nhằm cùng một mục đích như bộ ổn định ngang và cánh lái độ cao kết hợp. Khi cần điều khiển từ buồng lái chuyển động bộ ổn định được dịch chuyển để làm nâng cao hoặc hạ thấp mép vào của cánh, vì thế làm thay đổi góc tấn và lực nâng tác dụng lên bề mặt đuôi. Hình * Bộ ổn định ngang có thể chuyển động được Các bộ phận được lắp để làm máy bay ổn định được thiết kế bao gồm bộ ổn định thẳng đứng và ngang. Các bộ ổn định được điều chỉnh tại một góc như hình vẽ. Sự sắp xếp này được gọi là đuôi hình cánh bướm hay hình chữ V. Hình * Đuôi hình cánh bướm hay hình chữ V Các mặt điều khiển được gắn bản lề với các bộ ổn định ở mép ra của cánh. Phần ổn định của sự sắp xếp này được gọi là bộ ổn định, và phần điều khiển được gọi là bánh lái hay là cánh lái hướng. Các cánh lái hướng này có thể vận hành có thể đồng thời lên hoặc xuống cùng một thời điểm. Khi được sử dụng theo cách này kết quả thu được tương tự như với bất cứ loại cánh lái độ cao nào. Hoạt động này được điều khiển bởi cần lái hay thanh điều khiển. Các cánh lái hướng có thể được làm để dịch chuyển mỗi cái ngược chiều nhau bằng việc đẩy bàn đạp cánh lái hướng sang trái hoặc sang phải. Nếu bàn đạp cánh lái hướng bên phải bị đẩy thì cánh lái hướng bên phải chuyển động xuống dưới và cánh lái hướng bên trái chuyển động lên trên. Điều này làm sinh ra mômen đẩy mũi máy bay hướng sang phải. Hình * Cánh lái hướng A có chức năng như một cánh lái độ cao, B thì như một cánh lái hướng 2.4 Tấm lái phụ Thậm chí một máy bay có sự ổn định vốn có thì nó cũng không luôn luôn có xu hướng bay thẳng và đồng mức. Khối lượng tải trọng và sự phối trí ảnh hưởng tới tính ổn định. Vận tốc biến thiên cũng ảnh hưởng tới đặc tính bay của nó Nếu nhiên liệu trên một thùng ở cánh được sử dụng trước nhiên liệu ở thùng của cánh kia, máy bay sẽ có xu hướng lăn tròn theo hướng của thùng đầy hơn. Tất cả các biến đổi này yêu cầu sự sử dụng áp suất không đổi lên sự điều khiển để hiệu chỉnh. Trong khi bay leo lên hoặc bay lượn điều cần thiết là tác dụng áp suất lên bộ phận điều khiển nhằm giữ cho máy bay ở tư thế mong muốn. Để bù đắp các lực có xu hướng làm mất cân bằng máy bay trong khi bay, cánh lái liệng, cánh lái độ cao và cánh lái hướng được cung cấp với các bộ phận điều khiển trợ giúp được biết như là tabs. Chúng là các bề mặt điều khiển nhỏ được gắn bản lề với mép ra của các mặt điều khiển chính. Tabs có thể dịch chuyển lên hoặc xuống bằng một cái tay quay hay được di chuyển bằng điện từ buồng lái. Tabs này có thể được sử dụng để cân bằng các lực trên các bộ phận điều khiển sao cho máy bay bay thẳng và đồng mức hay có thể được đặt sao cho máy bay duy trì hoặc một tư thế bay leo hoặc bay lượn. Hình * Các loại tab điều khiển bay 2.4.1 Các tấm lái phụ bình ổn Trim tabs làm bình ổn máy bay trong khi bay. Để bình ổn có nghĩa là hiệu chỉnh bất kỳ xu hướng nào của máy bay mà làm cho nó chuyển động tới một tư thế bay không mong muốn. Trim tabs điều khiển sự cân bằng của máy bay sao cho nó giữ đường bay thẳng và đồng mức mà không có áp suất tác dụng lên cần, bánh lái điều khiển hay bàn đạp cánh lái hướng. Hình *A minh họa một trim tab. Chú ý rằng tab có một sự liên kết có thể thay đổi được được điều chỉnh từ buồng lái. Chuyển động của tab theo một hướng gây ra một sự lệch của mặt điều khiển theo hướng ngược lại. Hầu hết các trim tab đều được lắp đặt trên máy bay được vận hành bằng cơ khí từ buồng lái thông qua một hệ thống dây cáp riêng biệt. Tuy nhiên, một số máy bay có trim tab được vận hành bằng một cơ cấu chấp hành hoạt động bằng điện. Trim tab được điều khiển hoặc từ buồng lái hoặc được hiệu chỉnh trên mặt đất trước khi cất cánh. Trim tab được lắp đặt trên cánh lái độ cao, cánh lái hướng và cánh lái liệng. 2.4.2 Các tấm lái phụ trợ động Các servo tab tương tự trong vận hành và có hình dạng giống với trim tab như đã đề cập ở trên. Servo tab thỉnh thoảng còn gọi là flight tab được sử dụng chủ yếu trên các mặt điều khiển lớn chính. Chúng giúp đỡ trong việc làm dịch chuyển bề mặt điều khiển và giữ cho nó ở một vị trí mong muốn. Chỉ có servo tab mới chuyển động phản ứng lại chuyển động điều khiển từ buồng lái. (Cái servo tab horn quay tự do xung quanh trục bản lề của mặt điều khiển chính). Lực mà dòng khí tác dụng lên servo tab làm chuyển động mặt điều khiển chính. Với việc sử dụng một servo tab thì ta chỉ cần một lực nhỏ cũng có thể làm mặt điều khiển chính hoạt động. 2.4.3 Các tấm lái phụ cân bằng Một blance tab được chỉ ra trên hình *C. Bộ phận liên kết được thiết kế theo cách mà khi mặt điều khiển chính chuyển động, thì tab chuyển động theo hướng ngược lại. Vì thế, các lực khí động tác dụng lên tab giúp phần làm chuyển động bề mặt điều khiển chính. 2.4.4 Spring tabs Spring tab cũng có hình dạng tương tự như trim tab, nhưng có mục đích hoàn toàn khác. Chúng được sử dụng với cùng mục đích với các cơ cấu chấp hành thủy lực, có nghĩa là nhằm làm cho mặt điều khiển chính chuyển động. Có rất nhiều sự lắp đặt lò xo được dùng trong liên kết các spring tab. Trên một số máy bay, một spring tab được gắn bản lề với mép ra của mỗi cánh lái liệng và được hoạt động bằng một cần kéo - đẩy lò xo có tải trọng cũng được liên kết với bộ phận liên kết điều khiển cánh lái liệng. Bộ phận liên kết này được nối theo cách tương tự sao cho chuyển động của cánh lái liệng theo một hướng làm cho spring tab bị lệch theo hướng ngược lại. Điều này tạo ra trạng thái cân bằng vì thế làm giảm lực yêu cầu để điều khiển cánh lái liệng. Độ lệch của spring tab tỷ lệ thuận với tải trọng khí động áp đặt lên cánh lái liệng; vì thế khi tải trọng khí động là lớn tab có chức năng như là một sự trợ giúp trong việc làm chuyển động mặt điều khiển chính. Để làm giảm lực yêu cầu trong việc vận hành các mặt điều khiển chungs thường được cân bằng tĩnh và khí động. Cân bằng khí động thường đạt được bằng cách mở rộng một phần mặt điều khiển về phía trước của trục bản lề. Hình * Ba dạng cân bằng khí động Điều này tận dụng dòng khí quanh máy bay để giúp cho việc làm chuyển động các mặt. Phương pháp biến thiên để đạt được sự cân bằng khí động như chỉ ra trên hình. Cân bằng tĩnh được hoàn thành bằng cách thêm khối lượng cho phần phía trước của trục bản lề cho tới khi khối lượng của phần trước bằng với phần sau của nó. Khi sữa chữa mặt điều khiển thì một điều hết sức lưu ý là không được làm mật cân bằng tĩnh. Một bề mặt mất cân bằng có xu hướng rung động khi có dòng khí chuyển động qua nó. CHƯƠNG 3 LÝ THUYẾT VỀ TÍNH TOÁN ỔN ĐỊNH 3.1 Sự ổn định tĩnh của máy bay Tổng hệ số momen các lực khí động tác dụng lên máy bay bằng (3-1) Các hệ số momen Cmw, Cmt, Cmf được tính từ trên Nên ta có (3-2) Trong đó (3-3) (3-4) Xét hai máy bay với đường thẳng quan hệ giữa hệ số momen khối tâm và góc tấn α của cánh Hình * Đồ thị biểu diễn sự phụ thuộc của mômen chúc ngóc vào góc tấn Giả thiết hai máy bay bay ở chế độ bình ổn , tổng lực và momen bằng không, do đó Cmcg =0. Chế độ bình ổn ứng với điểm B. Giả thiết máy bay bị một cơn gío giật làm tăng góc tấn α đến điểm C. Khi đó máy bay 1 sẽ có momen âm có khuynh hướng quay máy bay về vị trí cân bằng ban đầu làm giảm góc tấn. Với máy bay 2, momen tác dụng lên máy bay dương và có khuynh hướng làm tăng góc tấn và máy bay càng lệch xa khỏi vị trí cân bằng ban đầu Vậy điều kiện để máy bay ổn định tĩnh là (3-5) Xét máy bay 3, máy bay 3 thỏa mãn điều kiện này nhưng chỉ có máy bay 1 thoả mãn điều kiện ổn định với hệ số Cmo > 0, do đó đường thẳng Cmcg phải cắt trục α ở phía dương Vậy Cmo > 0 (3-6) Ta có (3-7) Vì > 0 nên ta suy ra được (3-8) Khi bỏ qua ảnh hưởng của đưôi và thân máy bay thì (3-9) Do đó điều kiện ổn định dọc tĩnh của máy bay trong trường hợp này là xcg < xac, tức là tâm khí động phải nằm sau trọng tâm của máy bay. Vậy (3-10) 3.2 SỰ ỔN ĐỊNH ĐỘNG CỦA MÁY BAY 3.2.1 Các phương trình chuyển động cơ bản Xem máy bay là một vật rắn tuyệt đối thì phương trình chuyển động của máy bay bao gồm phương trình chuyển động của khối tâm C, và phương trình biến thiên mômen động lượng: (3-11) (3-12) Trong đó: là tổng vectơ ngoại lực tác dụng lên máy bay. là tổng vectơ mômen ngoại lực đối với C. VC là vận tốc khối tâm C. M là khối lượng máy bay. H là vectơ mômen động của máy bay đối với C. Trục dọc Trục ngang Trục thẳng đứng Vận tốc góc p q R Các thành phần vận tốc u v W Các thành phần lực khí động X Y Z Các thành phần mômen khí động L M N Mômen quán tính đối với trục Ix Iy Iz Mômen quán tính ly tâm Iyz Ixz Ixy 3.2.2 Tổng kết các phương trình động học và động lực học 3.2.2.1 Các phương trình lực (3-13) (3-14) (3-15) 3.2.2.2 Các phương trình mômen (3-16) (3-17) (3-18) 3.2.2.3 Vận tốc góc theo góc và vận tốc góc Euler (3-19) (3-20) (3-21) Hệ 3 phương trình trên ta có thể viết lại theo quan hệ giữa vận tốc góc Euler với vận tốc theo góc Euler và vận tốc góc của máy bay: (3-22) (3-23) (3-20) 3.2.2.4 Vận tốc của máy bay trong hệ tọa độ cố định theo góc Euler và các thành phần vận tốc Ký hiệu: C – cos, S – sin. (3-21) 3.2.3 Phương trình chuyển động dọc và ngang của vật thể rắn theo phương pháp tuyến tính hóa nhiễu động nhỏ Từ các phương trình vi phân trên ta thấy việc giải quyết hệ phương trình chuyển động của máy bay là khá phức tạp. Để nghiên cứu sự ổn định động của máy bay từ các phương trình chuyển động phi tuyến trên chúng ta có thể tuyến tính hóa với giả thiết máy bay chỉ lệch khỏi chuyển động bình ổn một đại lượng bé. Trong nhiều trường hợp thì lý thuyết tuyến tính cho ta các kết quả đủ chính xác cho các yêu cầu kỹ thuật. Các ẩn số trong hệ phương trình là các thành phần vận tốc dài, vận tốc góc trong hệ trục gắn liền với máy bay là giả thiết có dạng: (3-22) Các thành phần lực và mômen tác dụng lên máy bay trong hệ trục cũng giả thiết có dạng: (3-23) Tương tự như vậy ta có các đại lượng điều khiển: (3-24) Các góc Euler: (3-25) Để dễ dàng cho việc giải ta giả thiết rằng lực của động cơ là không đổi, điều kiện bay là đối xứng ta sẽ có: (3-26) 3.2.3.1 Hệ các phương trình chuyển động Như vậy từ phương trình lực và mômen của máy bay ta có: - Phương trình chuyển động dọc trục (3-27) (3-28) (3-29) - Phương trình chuyển động ngang (3-30) (3-31) (3-32) 3.2.3.2 Tính toán hệ số đạo hàm khí động Để giải được 6 phương trình trên ta cần tính các hệ số đạo hàm khí động Các đạo hàm này gọi là các đạo hàm ổn định, thay đổi theo số Mach. - Đạo hàm do sự thay đổi của vận tốc dọc u Lực nâng , lực cản , lực đẩy của động cơ và momen chúc ngóc Myb =M sẽ thay đổi khi thay đổi vận tốc u Vì X=T-D ta có (3-33) hay (3-34) được gọi là đạo hàm cnả vận tốc Từ đó (3-35) (Chỉ số 0 ứng với trạng thái bay bình ổn) Từ đó ta có (3-36) Với CDu, và CTu là sự thay đổi của hệ số cản và hệ số lực đẩy theo vận tốc Đối với máy bay cánh quạt thì CTu giả thiết gần bằng CDo Sự thay đổi của thành phần lực Z theo vận tốc u (3-37) Dưới dạng hệ số (3-38) hay (3-39) - Đạo hàm do vận tốc góc q quanh yb (3-40) Do nên ta có (3-41) (hình) Do Nên (3-42) với (3-43) (3-44) (3-45) Sự thay đổi momen chúc ngóc M do thay đổi lực nâng ở đuôi (3-46) - Đạo hàm do sự thay đổi tốc độ của góc tấn α Các hệ số phát sinh là do dòng chảy xuống ở đuôi xảy ra chậm hơn sự thay đổi góc tấn ở cánh