BÁO cáo cơ học BAY 2

  ĐẠI HỌC QUỐC GIA TP HỒ CHÍ MINH TRƯỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA KHOA KỸ THUẬT GIAO THÔNG -   -  BÁO CÁO CƠ HỌC BAY Danh sách thành viên: Phạm Vũ Ngọc Huyền 1810955 Lưu Nguyễn Kim Ngân 1811097 Trần Bùi Minh Ngọc 1810364  Nguyễn Trần Trần Quang Nguyên Học kỳ: HK221 1813285 Giảng viên: PGS.TS Ngô Khánh Hiếu  Ngày nộp: nộp: 14/11/ 14/11/2022 2022   GIỚI GIỚI THIỆ THIỆU U CHUN CHUNG G   Thơng số cấu hình máy bay Ký hiệu Giá trị Đơn vị mtow 1090 kg lfs 6.874 m dmax 1.185 m Sải cánh bw m Diện tích cánh Sw 14.86 m2 Diện tích flap Sf  1.384 m2 Diện tích aileron Sa 1.003 m2 Dây cung root cr  1.703 m ct 1.575 m cw 1.675 m Λc 1.48 độ độ -2 độ Trọng lượng cất cánh Chiều dài Thân Độ sâu lớn thân Dây cung mũi Cánh (NACA 652415) cánh Dây cung cánh trung bình   Góc qt 1/4 Diheral   w Γ w Twist Tỉ số taper  Đuôi ngang (NACA 0012) λw 0.9248 Aspect ratio ARw  5.738 Sải cánh bt 3.048 m Diện tích cánh St 2.267 m2 Dây cung root cr-t 0.762 m ct-t 0.762 m ct 0.762 m ARt   4.0983 Dây cung mũi cánh Dây cung cánh trung bình Aspect ratio     Sải cánh   Diện tích cánh   Dây cung root Dây cung mũi bυ 1.121 m Sυ 1.078 m2 cr m c t  0.4547 m cυ 0.727 m 21.8 độ υ υ Đuôi đứng cánh (NACA Dây cung cánh 0010) trung bình Góc qt 1/4   Tỉ số taper    Λc Tỉ lệ bình diện cánh w λυ 0.4548  ARυ 1.188 Thơng số bầu khí Ký hiệu Giá trị Đơn vị Độ cao h 2500 m  Nhiệt độ T 271.9 K  Áp suất P   Khối lượng riêng   ρ Độ nhớt động học   μ   υ   Độ nhớt động lực học   Gia tốc trọng trường Pa 7.468 × 10 0.9568 g   −5 kg / ms 1.7099 × 10 −5 1.787 × 10 9.806 kg / m m /s   m/s Xét máy bay bay vận tốc V cruise =200 km / h =55.55 m / s, hệ số lực nâng bay bằng: C  L = cruise   2 L =  ρ S w V    × 1090 × 9.806 ( 0.9568 × 14.86 × 55.55 ) =0.4 87   ỔN ĐỊNH ĐỊNH T TĨNH ĨNH VÀ ĐI ĐIỀU ỀU K KHI HIỂN ỂN 2.1 Ổn định định điều hiển ển 2.1.1 1.1 Ảnh hư hưởng ởng của cánh cánh chí nh Biên dạng cánh NACA 652-415: Số Reynold: 200 × 1.675 V c w 3.6 =5.2 × 106 ℜ=   = − υ 1.787 × 10 cl vs alpha 0.8 f(x) = 0.113620104314841 f(x) x + 0.345887245139877 R² = 0.999702985197378 0.6           l        c 0.4 0.2 -6 -4 -2 -0.2 alpha c l= 0.1136 α + 0.3459 c lα =0.1136 ( / deg ) =0.1136 × α 0 L = −0.3459 0.1136  180 π    ( / rad )=6.5088 ( / rad ) =−3.04 ( deg ) α stall=17 ( deg )   C  Lαw =   clα    c lα  1+ π AR w =   6.5088 +   6.5088 = 4.782 ( / rad ) π × 5.738 Hệ số lực nâng: | C  L w =C  Lαw ×|α 0 L ( rad )|= 4.782 × −3.04 ×   π  180 |= ( / rad ) 0.2537 Hệ số moment biên dạng cánh tâm khí động: C macw=−0.0798 Ảnh hướng downwash gây cánh lên ngang: dε C  Lαw × 4.782 = =0.5 = dα  π AR w π × 5.738 ε 0= C  L w π ARw = × 0.2537 π × 5.738 =0.0281 ( rad ) 2.1.2 1.2 Ảnh hư hưởng ởng của đuôi đuôi ng ngang  ang  Biên dạng cánh NACA 0012: Số Reynold: 200 × 0.762 V c w 3.6 =2.3 × 10 ℜ=   = − υ 1.787 × 10   Cl vs alpha_t 1.2 f(x) = 0.111119663525899 x + 0.00487715909685688 R² = 0.998749585485408 0.8 0.6 0.4         l         C 0.2 -6 -4 -2 10 12 -0.2 -0.4 -0.6 -0.8 alpha_t c l = 0.1111 α + 0.0049 t   180 rad )=6.3598 ( / rad ) π    ( / c lα t =0.1111 ( / deg ) =0.1111 × C  Lα t =   c lα t    c lα t  1+ π ARt  V  H =   =   S t  l t  Sw cw 6.3598 + = 4.257 ( / rad )   6.3598 π × 4.0983 2.267 × 4.1148 = 14.86 × 1.675 =0.37 2.1.3 1.3 Ổn đị định nh phươn phươngg dọc dọc với CG≡ AC w (trường hợp khơng xét ảnh hưởng thân) Góc bay bằng: C  L −C  L w 0.489 cruise α cruise = C  Lαw  Lαw − 0.2537 × π   = 782 82 =  180 2.8 deg Giả thiết: - Góc đặ đặt đu nnggang it =−2 deg - Góc đặt cánh iw =1 deg Hệ số moment ảnh hưởng cánh chính: C mow= C macw + C  L w ( ( C mαw =C  Lαw Hệ số moment ảnh hưởng đuôi:  x CG  x AC  cw − cw ) )  x CG  x AC  cw − cw =C macw =− 0.0798 =0 ( / rad )   C mot =η V  H C  Lαt  ( ε + i w − it  ) ⇒ C mot =1 × 0.37 × 4.257 × ( 0.0281+ 1−(−2 ) ) × ( C mαt =− η V  H  C  Lαt  1−   π  ) dε =−1 × 0.37 × 4.257 × ( 1− 0.5 )=−0.788 ( / rad ) dα  Hệ số moment tổng: C m 0= C mow + C m f  + C mot =−0.0798 + + 0.0832=0.00344 > 0 (thỏa) C mα = C m + C mαf  + C mαt =0 + + (− 0.788 )=−0.788 ( / rad ) < 0(thỏa) αw Vậy máy bay thỏa ổn định tĩnh dọc 2.2 Điều khiển d dọọc 2.2.1 2.1 Ảnh hư hưởng ởng của eleva elevator  tor  Xác định =0.0832 180 Ta có diện tích bình diện elevator Se = 0.78 m2  Nội suy đồ thi được Các hệ số đạo hàm theo góc elevator:   2.2.2 2.2 Gó Gócc tr trim im eelev levat ator  or  Hệ số lực nâng tổng cánh đi: Góc trim elevator: Elevator 2.3 down Điều khiển h hư ướng 2.3.1 2.3 Ảnh hưởng hưởng cánh thân thân Trong đó:  k n là hệ số ảnh hưởng, phụ thuộc vào dạng hình học máy bay Với xm = 2.861m; lf  =6.874m  =6.874m ; Sfs diện tích hình chiếu đứng thân 5.857m h1 = 0.8517m; h2 = 0.4592m; h= 1.2273m; w f  =  = 1.2934m (maximum body width)    Nội suy từ từ đồ thị ta k n = 0.0018  k RRII là hệ số hiệu chỉnh phụ thuộc vào hệ số Reynold thân Ta có:    Nội suy từ từ đồ thị có k RRII = 1.62 Vậy 2.3.2 2.3 Ảnh hưởng hưởng củ củaa đuôi đuôi đứng C n β =V υ ηυ C  Lα  υ υ ( ) + dσ  dβ Tỉ số thể tích đứng : V υ = Sυ l υ S w bw = 1.078 × 45 45 14.86 × =0.036 Hệ số ảnh hưởng đuôi sidewash: Sυ ηυ 1+ dσ  ηυ ( ) ( +  )= dσ  dβ + + cos Λ c w dβ ⇒ Sw =0.724 + 3.06 × 0.4 z w + 0.009 AR w d max 1.078 0.724 + 3.06 × ⇒ 14.86 ηυ + cos ( 21.8 ) ( +  )= dσ  dβ + 0.4 × 1.0287 1.185 1.239 Biên dạng cánh NACA 0010 Hệ số Reynold: 200 × 0.727 Vc 3.6 2 10 × =  υ = ℜ= −5 υ 1.787 × 10 + 0.009 × 5.738   cl vs alpha (NACA (NACA 0010) 001 0) 1.2 f(x) = 0.111129772607086 x − 0.000309677419354837 R² = 0.998411224731196 0.8 0.6 0.4           l        c -6 -4 0.2 -2 -0.2 10 -0.4 -0.6 -0.8 alpha c lυ =0.1111 α − 0.0003 c lαυ =0.1111 ( / deg )=0.1111 ×   c lαυ C  =  Lαυ +  180 π    ( / rad )= 6.3598 ( / rad )   6.3598   clαυ =   6.3598 =2.352 ( / rad ) 1+ π × 1.188 π ARυ Vậy C n β =V υ ηυ C  Lα  υ Máy 2.4 υ ( ) + dσ  = 0.036 × 2.352 × 1.239 =0 105 105 > dβ bay có tính ổn định hướng Aileron co control Sa 1.003 S w = 14.68 = 0.068 12    Nội suy từ đồ thị, thị, ta có τ a=0.15 Ta có: c r =2.461 ; ct = 1.6 ; λ w =0.6501 ; A R w =5.738 ; Y 1=32.16675  Nội suy đồ thị ta có K = - 0.18 C l = δ a C  L α w τ a  y Sw bw ∫c  y  y dy = × 4.782 × 0.15 14.86 × 4.5   ∫ ( 2.461−0.1914  y ) dy = 0.0513 2.167   CÁC PHƯƠN PHƯƠNG G TRÌ TRÌNH NH CHUYỂ CHUYỂN N ĐỘNG ĐỘNG *Tính toán drag polar  C  D =C  D + Với C  L 3.1     π ARw e  C  L =0.027 + π × 5.738 × 0.85 C  L =0.027 + 0.065 C  L =0.487 ⇒ C  D=0 0.04 04 cruise Các Các h hệệ số số đạo đạo hà hàm m the theoo p phư hươn ơngg d dọc ọc trục trục 3.1.1 Hệ số đạo đạo hàm ttheo heo phương phương x ứn ứngg với thay đổi vận tốc tới C  X  =− ( C  D + C  D ) + C T  u u u Mà C  D =0 , C T  ≈ −C  D  nên u u C  X  ≈−2 C  D −C  D =−3 C  D =−3 × 0.042 0.042 =− 0.126 < u 0 Thiếu lực đẩy gia tăng thành phần vận tốc thành phần lực cản Dư lực đẩy giảm tốc  Δu > =¿ ΔX < 0=¿ ΔT  0=¿ ΔT > ΔD 3.1.2 3.1 Hệ số đạo đạo hàm theo theo phương phương x tthay hay đổi đổi góc tấn C  X  =C  L − α  C  L C  L α  πe  ARw =0 21 2194 94 − × 0.2194 π × 0.85 ×  4.782 5.738 =0.082 >   Xu hướng nose up > dư lực đẩy giúp tăng tốc lại Thiếu lực đẩy  Δα > =¿ ΔX > 0=¿  ΔT > ΔD  Δα < =¿ ΔX < 0=¿  ΔT  =¿ ΔZ < =¿ ΔW  =¿ ΔW > ΔL Giảm lực nâng giảm tốc u 0 3.1.4 3.1 Hệ số đạo đạo hàm theo theo phương phương z tthay hay đổi đổi góc tấn C Z  =−( C  L + C  D α  α  )=−( 5.107 + 0.042 )=−5.149 =¿ ΔZ < 0=¿ ΔL >  Δα < =¿ ΔZ > 0=¿ ΔL < 3.1.5 3.1 Hệ số đạo hàm theo theo phươn phươngg z ứng với thay đổi đổi biến thi thiên ên góc tới theo theo thời gian a˙ (  )  dε =−2 × × 4.257 × 0.37 × 0.5 =−1.57 1.57 < dα   Δ  ˙α α  < = ¿ ΔZ > 0= ¿ ΔW > ΔL Thiếu lực nâng => Nose down C Z ˙ =−2 η C  L V  H  α  α t  Dư lực nâng ảnh hưởng tượng "downwash" => Nose up  Δα̇ > 0=¿  ΔZ < =¿ ΔW  dư lực nâng nose down => thiếu lực nâng  Δq > =¿ ΔZ < 0=¿ ΔW  0=¿ ΔW > ΔL 3.1.7 Hệ số đạo đạo hàm ttheo heo phương phương z ứng với thay đổi đổi góc elevator  elevator  C Z  =−C  L δ e  Δδe > 0= ¿ ΔL>  Δδe < 0= ¿ ΔL< =−0.344 < δ e elevator down tăng nâng máy up làmlàm giảm lựclực nâng máy baybay 3.1.8 Hệ số đạo hàm hàm pit pitching ching moment ứ ứng ng với thay thay đổi vvận ận tốc tới  C mu= ∂ C m   × M 0 ≈ ∂ M  Sự thay đổi vận tốc theo phương X không ảnh hưởng moment nhào quanh điểm trọng tâm (moment góc chúc) 3.1.9 Hệ số đạo đạo hàm củ củaa pitchi pitching ng moment thay đổi góc C m =C  L α  α w (  x CG  x AC  cw − cw ) + C m −η V  H  C  L α f  α t  ( − ) dε dα    ⇒ C m =−η V  H C  L α  α t  ( − ) dε =−1 × 4.257 × 0.37 × ( 1−0.5 )=−0.788 < dα  Sự gia tăng góc tới làm moment nhào có xu hướng nose down => Điều kiện ổn định tĩnh Giảm góc tới làm moment nhào có xu hướng nose up  Δα > =¿ ΔM <  Δα < =¿ ΔM > 3.1.10.Hệ số đạo hàm pitching moment ứng với thay đổi biến thiên góc tới  theo thời gian a˙ l C m =−2 η C  L V  H × α  ˙ α t t  t  cw (  )  dε dα  =−2 × × 4.257 × 0.37 × ⇒  Δ  ˙α α  < =¿ ΔM >  Δ  ˙α α  > =¿ ΔM <  4.1148 1.675 × 0.5 =−3.869 C m ˙ =¿ α  Moment nhào có xu hướng nose up Moment nhào có xu hướng nose down 3.1.11.Hệ số đạo hàm pitching moment ứng với thay đổi vận tốc chúc q C m =−2 η C  L V  H  l t  =− × × 4.257 × 0.37 × cw δe > = ¿ Δq < = ¿ Δm > δe < = ¿ Δq > = ¿ Δm < q α t t    4.1148 1.675 =−7.739 < nose up nose down 3.1.12.Hệ số đạo hàm pitching moment ứng với thay đổi góc elevator  C m δ e =−η C  L α t  V  H  τ e=− × 4.257 × 0.37 × 0.53=− 0.835 < nose down nose up  Δδe > 0= ¿ Δm<  Δδe < 0= ¿ Δm>   TỔNG KẾT: X-force derivatives u α  α  ˙ q δ e 3.2     Z-force derivatives C  X  =− 0.126 C  X  =0.082   C Z  =−0.974     C Z  =−5.149 C Z ˙ =−1.575     C m =−0.788 C m ˙ =−3.869     C Z  =−3.15 C Z  =−0.344     C m =−7.739 C m =−0.835 u α  0 Pitching moment derivatives   u α  α  q δ e Hệ số đạo đạo hàm hàm ổn đị định nh theo theo phươ phương ng ngan ngangg C mu=0 α  α  q δ e   3.2.1 Hệ số đạo đạo hàm llực ực theo phương ng ngang ang theo góc lệch hướng β: C  y =− ηv  β Sv   C  S  Lαv (  ) + dσ   1.078 × 1.239 =−0.211 < =−2.352 × dβ 14.86  N nhiễu lực dẹt theo hướng left side, khi máy bay ổn định bị chệch hướng  N nhiễu >0 > lực dẹt theo hướng right side, side, máy bay ổn định định  Δβ > 0=¿ ΔY  <  Δβ < 0=¿ ΔY  > bị chệch hướng 3.2.2 Hệ số đạo đạo hàm llực ực theo phương ng ngang ang theo rolling rrate ate p: C  y =C  L  p  AR + cos Λ   tan  Λ =0  AR +4 cos  Λ Sự thay đổi vận tốc góc xoay khơng ảnh hưởng lực tác động lên phương Y máy bay  có tạo yaw sai lệch  yaw bị trễ 3.2.3 Hệ số đạo đạo hàm llực ực theo phương ng ngang ang theo yawing rate te r: C  y =−2 r ( )( lυ b C  y  β )tail=−2 ×  4.45 × (−0.171 )= 0.169 ( rad −1 ) >0 Với Sv 1.078 ( C  y ) tail=−C  Lαv η v S w =−2.352 × × 14.86 =−0.171 (rad  β −1 ) vận tốc góc định hướng dương > yaw rate xoay phải quanh OZ vận tốc góc định hướng âm > yaw rate xoay trái quanh OZ  Δr > 0= ¿ ΔY <  Δr < 0= ¿ ΔY > 3.2.4 Hệ số đạo đạo hàm llực ực theo phương ng ngang ang theo góc rudder δr δr:: C  yδr = Sv Sw τ r C  Lαv= 1.078 14.86 × 0.51 × 2.352= 0.087 >0 Thay đổi góc rudder theo hướng dươngĐẩy máy bay sang phải (Oy) Thay đổi góc rudder theo hướng âm  Đẩy máy bay sang trái (Oy)  Δ δ r > =¿ ΔY >  Δ δ r < =¿ ΔY < 3.2.5 3.2 Hệ số đạo đạo hàm yawing yawing moment moment theo theo góc góc quay β: C  =C  nβ nβwf  + η V  C  v v  Lαv + dσ  dβ ( ) =−0.05 + 0.105 =0.05453 >   vận tốc góc sideslip dương tạo moment định hướng dương (đưa máy bay hướng bay ban đầu) => thỏa ổn định tĩnh hướng vận tốc góc sideslip âm tạo moment định hướng âm (đưa máy bay hướng bay ban đầu) => thỏa ổn định tĩnh hướng  Δβ > 0=¿ ΔN >  Δβ < 0=¿ ΔN < 3.2.6 3.2 Hệ số đạo hàm hàm yawing yawing moment momen rollin rollingg rate p: −C t Ltheo −0.487 C np= = =− 0.06 < vận tốc góc xoay thay đổi theo hướng dương tạo moment định hướng âm vận tốc góc xoay thay đổi theo hướng âm tạo moment định hướng dương  Δp > = ¿ ΔN <  Δp < = ¿ ΔN > 3.2.7 3.2 Hệ số đạo hàm hàm yawing yawing moment moment theo yawing yawing rate rate r: C nr=−2 η v V v ( )   lv bw C  Lαv =−2 × × 0.036 × (  ) 4.45 × 2.352 =−0.084 < vận tốc góc định hướng dương  moment định  Δr > 0= ¿ ΔN < hướng vận tốc góc định hướng âm âm  moment định hướng dương  Δr < 0= ¿ ΔN > 3.2.8 3.2 Hệ số đạo hàm hàm yawing yawing moment moment theo góc góc aileron aileron δa: C nδa=2 K C  Lo C lδa =2 ×− 0.13 × 487 × 0.05132 =−0.0065  Δ δ a > =¿ Δ n < 3.2.9 3.2 Hệ số đạo h hàm àm yawing yawing moment moment theo góc góc rudder rudder δr: C nnδr Lαv =− × 0.0359 × 0.51 × 2.352=−0.043 =¿ Δ n <  Δ δ r < =¿ Δ n > 3.2.10 Hệ số đạo hàm lực theo phương ngang theo góc quay β: (  ) C lβ = Với  Δ C lβ =0 C lβ  Γ  −3  Γ   Γ + Δ C lβ=(−0.00023 ) × + 0=− 1.38 × 10 <   Và  ARw=5.738 , λ w=0.9248 ⇒ C lβ   =− 0.00023 ( per deg )  Γ  vận tốc góc sideslip dương tạo moment xoay âm theo X (đưa máy bay hướng bay ban đầu) => thỏa ổn định tĩnh xoay vận tốc góc sideslip âm tạo moment xoay dương theo X (đưa máy bay hướng bay ban đầu) => thỏa ổn định tĩnh xoay  Δβ > 0=¿ ΔL <  Δβ < 0=¿ ΔL > 3.2.11.Hệ số đạo hàm rolling moment theo rolling rate p: C lp= −C  Lα  + 3 λ −5.107  1 + × 0.9248 =−0 8345 8345 < ×  = + 0.9248 12 12 + λ vận tốc góc xoay thay đổi theo hướng dương tạo moment xoay âm theo phương X vận tốc góc xoay thay đổi theo hướng âm tạo  Δp > =¿ ΔL <  Δp < =¿ ΔL > moment xoay dương theo phương X 3.2.12 Hệ số đạo hàm rolling moment theo yawing rate r: C lr = C  L −2 l v  z w 0.487   C  yβtail= −2 × 4.45 ×  1.0287 × (− 0.171 )=0.141 >0 b b 9 vận tốc góc định hướng dương > moment xoay dương theo phương X vận tốc góc định hướng âm > moment xoay âm theo phương X  Δr > 0= ¿ ΔL >  Δr < 0= ¿ ΔL < 3.2.13 Hệ số đạo hàm rolling moment theo góc aileron δa: C l = C  L α w τ a  y δ a Sw bw ∫c  y  y dy =0.0513 >   góc aileron thay đổi theo hướng dương tạo moment xoay dương theo phương X góc aileron thay đổi theo hướng âm tạo moment xoay âm theo phương X  Δδa > =¿ ΔL>  Δδa < =¿ ΔL< 3.2.14 Hệ số đạo hàm rolling moment theo góc rudder δr: S v  z v  0.6552 1.078 C l = S w b w τ r C  Lαw = 14.86 ×  Δδ r > =¿ Δ l >  Δδ r < =¿ Δ l <   TỔNG KẾT: Y-force derivatives    β C n = 0.05453   δ r   C  y =0.087   −3 C l =− 1.38 × 10  β C l =−0.8345    p C n =−0.084 C n =−0.0065   C n =−0.043   r C l = 0.141 C l =0.0513 r   δ a δ r Rolling moment derivatives    β  p r   C  y =0.169   δ α    r 3.3 0.01288 = C n =−0.06    p 4.782 × Yawing moment derivatives  β   C  y =−0.211  p   C  y =0 0.51 × >0 Thay đổi góc rudder theo hướng dương  lăn qua phải (Oy) Thay đổi góc rudder theo hướng âm  lăn qua trái (Oy) δ r δ r δ a C l =0.01288 δ r Moment qn tính Bán kính hồi chuyển dạng vơ thứ ngun Piper Cherokee:  R x =0.248 , R  y =0.338 , R z=0.393 Moment quán tính là:  I  xx= W   R x × bw g = (  )(   ) ( = )( =(  ) (   ) =( )( 32.174  I  xx W   R y × d g 0.338 × 23.29 32.174  I  yy=1566.82 kg m (  )(   ) (   2400 32.174  ))(( Với thông số theo hệ tương ứng: 1155.63 slugft    )=  I  zz  zz =2772.45 kg m ⇒ 2 0.393 × 26.645 2 =1032.27 slugft    2400 ⇒ W   R z × e  I  zz= = g 2  )   )= 1399.57 kg m ⇒  I  yy 0.248 × 30   2400 2 2044.86 slugft    W =2400 lb g= 32.174 ft / s b w =30 ft  d = 23.29 ft  = e 3.4 b w+ d = 26.645 ft  Các Các hệ số ổn đ địn ịnh h điều điều khiển ển the theoo p phư hươn ơngg dọc dọc Trong đó: 200 (  ) Q =  ρ V cruise = × 0.9568 × 2 3.6 =1476.54  N / m   u0 =V cruise =200 km / h= 55.55 m / s m =1090 kg   TỔNG KẾT: X-force derivatives u w α  w˙ α  ˙ q X u =−0.03 ( s )   X w =¿0.03457 Z u =−0.184 ( s −1       Pitching moment derivatives Z-force derivatives ) Z w=−1.7176 ( s ) Z α =−97.101 ( m / s ) −1   X α =¿   0   M u=0   −1     M w =− 0.333 ¿ M α =18.484 ( s −2  M w˙ =− 0.025 ( m ) − M α α˙  =−1.368 ( m ) M q=− 2.737 ( s ) −3 −1   Z w˙ =8.6 × 10 Z α ˙ =0.477 =0.477¿     Z q=0.956 ¿   −1 −2 δ e 3.5 .5     6.92 92 ( m / s Z δδ   =−6 e ) )   M δ  =−19.586 ( s e ) Cá Cácc h hệệ số số ổn ổn đị định nh the theoo p phư hươn ơngg n nga gang ng TỔNG KẾT: Y-force der derivatives ivatives Yawing moment Rolling moment   derivatives  β   Y  β=− 4.247 ( m / s )  p   Y  p= ¿   −1   Y δ  =0 ( m / s2 ) δ α    δ    Y  ) N  p=− 686( s ) N r =−0.96 ( s ) − N δ  =−0.209 ( s ) −2   a a δ r 1.752 52 =1.7 −2  ( m / s )   L p=− 9.538 ( s −1 Lr =1.612 ( s −1     Lδ  =7.238 ( s   N  =−3.063 ( s δ r   L ) ) ) −2 a −2 r L β=−0.195 ( s   −1   276 ¿ r   Y r =0 276 N  β=3.88 ( s derivatives ) −2 ) δ r =1.817 (s ) Ma trận đặc trưng cho chuyển động dọc: Trị riêng A: Short period: Long period:  Cả mode thoả ổn định với dao động tắt dần (trị riêng nghiệm phức với  phần thực thực nhỏ 0) 0) ... 0.393 × 26 .645 2 =10 32. 27 slugft    24 00 ⇒ W   R z × e  I  zz= = g 2  )   )= 1399.57 kg m ⇒  I  yy 0 .24 8 × 30   24 00 2 2044.86 slugft    W  =24 00 lb g= 32. 174 ft / s b w =30 ft  d = 23 .29 ft  = e... 32. 174  I  xx W   R y × d g 0.338 × 23 .29 32. 174  I  yy=1566. 82 kg m (  )(   ) (   24 00 32. 174  ))(( Với thông số theo hệ tương ứng: 1155.63 slugft    )=  I  zz  zz =27 72. 45 kg m ⇒ 2 0.393 × 26 .645... 0(thỏa) αw Vậy máy bay thỏa ổn định tĩnh dọc 2. 2 Điều khiển d dọọc 2. 2.1 2. 1 Ảnh hư hưởng ởng của eleva elevator  tor  Xác định =0.08 32 180 Ta có diện tích bình diện elevator Se = 0.78 m2  Nội suy đồ