BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO BỘ QUỐC PHÒNG
VIỆN KHOA HỌC VÀ CÔNG NGHỆ QUÂN SỰ

NGUYỄN ĐÌNH SƠN

NGHIÊN CỨU ẢNH HƯỞNG CỦA GIÓ CẠNH
TỚI ĐẶC TÍNH KHÍ ĐỘNG CỦA MÁY BAY
TRONG QUÁ TRÌNH HẠ CÁNH
Chuyên ngành: Kỹ thuật cơ khí động lực
Mã số: 62 52 01 16
TÓM TẮT LUẬN ÁN TIẾN SĨ KỸ THUẬT

HÀ NỘI - 2014

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

Một số hình ảnh gió cạnh làm nghiêng và lệch hướng máy bay
Theo thống kê có đến khoảng 85% sự cố và tai nạn bay xảy ra liên quan đến
gió cạnh khi hạ cánh [65]. Ở Việt Nam chưa quan tâm nhiều đến ảnh hưởng của gió
cạnh đến hoạt động bay, chưa xem gió cạnh như là một trong những nguyên nhân
chính gây ra uy hiếp an toàn bay và tai nạn bay. Vì thế nghiên cứu ảnh hưởng của
gió cạnh tới đặc tính khí động của máy bay trong quá trình hạ cánh là rất cần thiết.
Mục đích nghiên cứu:
Mục đích của việc nghiên cứu là xem xét mức độ ảnh hưởng của gió cạnh tới
các đặc tính khí động của máy bay trong quá trình hạ cánh để có biện pháp khắc
phục, hạn chế.
Đối tượng và phạm vi nghiên cứu
Đối tượng nghiên cứu là máy bay ở vùng vận tốc nhỏ, đối tượng cụ thể là máy
bay huấn luyện L-39. Giới hạn nghiên cứu: Khảo sát ảnh hưởng của gió cạnh đến
một số đặc tính khí động của máy bay khi hạ cánh ở vùng vận tốc nhỏ.
Phương pháp nghiên cứu
Thực hiện đồng thời hai phương pháp số kết hợp so sánh một số kết quả tính
toán với các số liệu có trong tài liệu kỹ thuật (TLKT) của đối tượng nghiên cứu.
Kết cấu của luận án
Luận án bao gồm mở đầu, 4 chương, kết luận (gồm 100 trang, 9 bảng, 48 hình
vẽ-đồ thị), tài liệu tham khảo và các phụ lục.
Chương 1: Tổng quan về ảnh hưởng của gió cạnh tới đặc tính khí động
của máy bay. Các phương pháp nghiên cứu. Đặc điểm dòng khí chảy bao máy
bay khi có gió cạnh; tình hình nghiên cứu ở trên thế giới và ở trong nước; các
phương pháp nghiên cứu; các khó khăn và giải pháp giải quyết đề tài luận án.

2

đủ tin cậy và có thể được sử dụng như tài liệu hướng dẫn, tham khảo.
4 - Về mặt phương pháp: Đề xuất phương pháp tiếp cận nghiên cứu và xác
định độ tin cậy kết quả nghiên cứu bằng việc sử dụng hai phương pháp số có bản
chất rõ ràng, độc lập kết hợp với việc so sánh một số kết quả tính toán thu được với
các số liệu có trong TLKT để đánh giá một vấn đề về khí động học của máy bay khi
không có điều kiện áp dụng phương pháp thử nghiệm truyền thống.

3

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

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

5

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


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

7

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

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

8

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

1
1k
km
B.2a.
m m




  




, (2.5)
Trong đó:
1pp
s
B


- tích vô hướng của véc tơ đơn vị dòng không nhiễu động và
véc tơ pháp tuyến với mặt nâng cơ sở tại các điểm kiểm tra. M: số mặt nâng cơ sở.
Đặc tính khí động của máy bay có phối trí khí động gồm M tấm phẳng được
xác định trên cơ sở tổng hợp lực và mô men của các mặt nâng cơ sở. Các hệ số khí
động chủ yếu của máy bay và vị trí tâm áp của nó được xác định theo các công thức:

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


  
. (2.8)

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

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

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

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

Hình 2.10 là kết quả chia lưới miền tính toán đối với mô hình máy bay L-39
cho trường hợp bay bằng (càng, cánh tà ở vị trí thu). Hình 2.9. Xây dựng mô hình máy
bay L-39 bằng Ansys
Hình 2.10. Chia lưới miền tính toán
bao quanh máy bay L-39 bằng Ansys

11

2.2.2.3. Thiết lập thuộc tính dòng chảy và giải
Dòng chảy trong miền tính toán mặc định chọn là dừng, liên tục có áp suất
1[at] với mô hình chảy rối k-ɛ và có các mặt biên: Tường, Vào, Ra và Xung quanh.
“Tường” được áp đặt bề mặt nhẵn, không chảy thấu, không trao đổi nhiệt.
Dòng khí cửa “Vào” được áp dụng cho dòng dưới âm, chảy thẳng góc, cường độ rối
nhớt trung bình (5%), nhiệt độ không khí 25
o
C. Dòng cửa “Ra” là dòng chảy dưới
âm có áp suất tĩnh trung bình là 101325 [Pa]. “Xung quanh” mặt định là mở, có
cường độ xoáy nhớt trung bình (5%), nhiệt độ có giá trị trung bình 25
o
C.
Số bước lặp tính toán và sai số tính toán chọn giá trị mặc định (100 và 10
-4
).
2.2.2.4. Xử lý kết quả tính toán và đánh giá
Sau khi chương trình giải đã kết thúc tiến hành xây dựng các công thức, các
bảng biểu, hình ảnh, đồ thị v.v. để xuất ra và đánh giá kết quả tính toán đã thu được.
2.3. Kết quả khảo sát đặc tính lực nâng của máy bay L-39 bằng phương pháp

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

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

12


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

13

3.1. Xây dựng mô hình không gian bài toán chảy bao cánh nâng cơ sở có tính
đến trượt cạnh bằng phương pháp xoáy rời rạc
Xét một cánh nâng

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

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

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

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

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

nâng cơ sở có trượt cạnh

14

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

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

Hình 3.10. Trường vận tốc dòng chảy bao máy bay L-39 xác định
bằng phương pháp XRR khi α=10
o
, β=0
oHình 3.11. Trường vận tốc dòng chảy bao máy bay L-39 xác định
bằng phần mềm Ansys khi góc tấn α=10
o
, β=0

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

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

Hình 4.2. Trường áp suất dòng chảy bao máy bay L-39 với cấu hình
càng thả, cánh tà 44
o
khi α=10
o
, β=15
o
.


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

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

Hình 4.4. Đồ thị hệ số lực cản C
x

theo góc trượt cạnh


Hình 4.5. Đồ thị hệ số lực nâng C
y

theo góc trượt cạnh


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

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

Hình 4.6. Đồ thị hệ số lực cạnh C
z

theo góc trượt cạnh


Hình 4.7. Đồ thị hệ số mô men m
x

theo góc trượt cạnh


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


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

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

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

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

Hình 4.10. Sự thay đổi vị trí tiêu điểm
khí động xF và zF theo trục 0x và 0z
khi góc trượt cạnh

thay đổi 20

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
















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

o

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

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

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

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

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



(4.28),  sinV
dt
dh
(4.30),

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

băng vì thời gian không còn
đủ để có thể xử lý kịp thời
trước khi máy bay tiếp đất.
4.3.2. Một số giải pháp hạn chế ảnh hưởng của gió cạnh đến quá trình hạ cánh
của máy bay
Khi hạ cánh với gió cạnh có vận tốc lớn có thể thực hiện một số phương pháp
để hạn chế ảnh hưởng của gió cạnh đến quĩ đạo hạ cánh của máy bay L-39 như sau:
1- Hạ cánh với góc trượt cạnh bằng phần góc không thể cân bằng [64]:
2- Thực hiện hạ cánh với vận tốc lớn hơn, trong miền hạ cánh an toàn.
3- Hạ cánh ở vị trí khác có gió cạnh nhỏ trong phạm vi cho phép.
4- Khi có gió cạnh cần lựa chọn điểm cải bằng hạ cánh muộn hơn.
Kết luận chương 4
Trong chương 4 đã xây dựng được các đồ thị đặc tính ở cấu hình cất, hạ cánh
phụ thuộc vào góc trượt cạnh; đã xây dựng được các công thức hồi qui mối liên hệ
giữa góc lệch cánh lái hướng, cánh lái liệng với góc trượt cạnh khi điều khiển. Trên
cơ sở kết quả tính toán đã xác định được miền vận tốc hạ cánh an toàn khi có trượt
cạnh. Đây là những công thức và đồ thị mà trong TLKT máy bay L-39 chưa có.
Hình 4.17. Quĩ đạo hạ cánh của máy bay L-
39 khi có
trượt cạnh ở giai đoạn cải bằng (h=3m, s=383,3m) Hình 4.16. Quĩ đạo hạ cánh của L-39 khi có trượt
cạnh ở giai đoạn bay xuống (h=20,6m, s=345m)