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 Quang Nguyên 1813285 Học kỳ: HK221 Giảng viên: PGS.TS Ngô Khánh Hiếu Ngày nộp: 14/11/2022 GIỚI THIỆU CHUNG 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 Dây cung root cr 1.703 m2 m ct 1.575 m cw 1.675 m Góc quét 1/4 Λc 1.48 độ Diheral Γw độ -2 độ Trọng lượng cất cánh Chiều dài Thân Độ sâu lớn thân Dây cung mũi Cánh cánh (NACA 652- Dây cung cánh 415) trung bình w Twist Đuôi ngang (NACA 0012) Tỉ số taper λw 0.9248 Aspect ratio ARw 5.738 Sải cánh bt 3.048 m Diện tích cánh St 2.267 Dây cung root cr-t 0.762 m2 m ct-t 0.762 m ct 0.762 m Aspect ratio ARt 4.0983 Sải cánh bυ 1.121 m Diện tích cánh Sυ 1.078 Dây cung root cr m2 m Dây cung mũi cánh Dây cung cánh trung bình υ Dây cung mũi Đi đứng (NACA cánh Dây cung cánh trung bình 0010) ct υ cυ 0.4547 m 0.727 m 21.8 độ Góc quét 1/4 Λc Tỉ số taper λυ 0.4548 ARυ 1.188 Tỉ lệ bình diện cánh w Thơng số bầu khí Ký hiệu Giá trị Đơn vị Độ cao h 2500 m Nhiệt độ T 271.9 K Áp suất P 7.468 ×104 Pa Khối lượng riêng ρ 0.9568 kg / m3 Độ nhớt động học μ 1.7099 ×10−5 kg / ms Độ nhớt động lực học υ 1.787 ×10−5 m2/ s Gia tốc trọng trường g 9.806 m / s2 Xét máy bay bay vận tốc V cruise=200 km / h=55.55 m / s, hệ số lực nâng bay bằng: C Lcruise 2L ×1090 × 9.80 = ρ Sw V = 0.9568 ×14.86 ×(55.55)2 =0.4 87 ỔN ĐỊNH TĨNH VÀ ĐIỀU KHIỂN 2.1 Ổn định điều khiển 2.1.1 Ảnh hưởng cánh Biên dạng cánh NACA 652-415: Số Reynold: ℜ= V cw υ = 200 × 1.675 3.6 =5.2 ×106 1.787 ×10−5 cl vs alpha f(x) = 0.113620100.84314841 x + 0.345887245139877 R² = 0.9997029805.1697378 0.4 0.2 cl -6 -4 -2 -0.20 alpha cl=0.1136 α +0.3459 180 (1/ rad )=6.5088 (1/ rad ) clα =0.1136 (1/ deg)=0.1136 × π −0.3459 =−3.04 ( deg) α L= 0.1136 α stall=17 (deg ) CLαw = Hệ số lực nâng: 6.5088 clα = =4.782(1/ rad ) clα 1+ π ARw 1+π 6.5088 × 5.738 ∣ C L w =C Lαw ×∣α 180 L (rad )∣=4.782× −3.04 × π ∣=0.2537 (1/ rad ) Hệ số moment biên dạng cánh tâm khí động: Cmacw =−0 0798 Ảnh hướng downwash gây cánh lên ngang: dα dε 2× 2C Lαw = 4.782 = π ARw =0.5 π × 5.738 ε = 2C L w = × 0.25 37 =0.02 81 ( rad ) π ARw 2.1.2 Ảnh hưởng đuôi ngang Biên dạng cánh NACA 0012: Số Reynold: π ×5.738 0 × ℜ= υ V cw = 3.6 =2.3 ×106 1.787 ×10−5 Cl vs alpha_t 1.2 f(x) = 0.1111196635258199 x + 0.00487715909685688 R² = 0.998749585485408 0.8 0.6 0.4 0.2 Cl -6 -4 -2 -0.2 -0.4 -0.6 -0.8 10 12 alpha_t cl =0.1111 α + 0.0049 t clα t =0.1111 (1/ deg)=0.1111× CLα t = 180 π (1/ rad )=6.3598 (1/ rad ) 6.3598 clα t = =4.257 (1/ rad ) clαt 6.3598 1+ π AR 1+π × 4.0983 t St lt V H= Sw cw 2.267 × 4.1148 = 14.86 ×1.675 =0.37 2.1.3 Ổn định phương dọc với CG≡ ACw (trường hợp khơng xét ảnh hưởng thân) Góc bay bằng: α cruise = CL C−CL0 w 0.489−0.2537 180 782 Lαw × π =2.8 deg = cruise Giả thiết: - Góc đặt ngang it =−2 deg - Góc đặt cánh iw=1 deg Hệ số moment ảnh hưởng cánh chính: C mo =C mac w w ( +C x CG w − x AC w mac w ) =−0.0798 =C C L0 w =C mαw Hệ số moment ảnh hưởng đuôi: Lαw ( c x CG w c − x AC w ) =0 (1/ rad ) C mot =η V H C Lαt ( ε +i w −it ) π =0.0 832 ⇒ Cmot =1 ×0.37 × 4.257 × ( 0.0281+ 1−(−2) × 180 dε =−1 ×0.37 × 4.257 ×(1−0.5)=−0.788 (1/ rad ) ( ) Hệ số moment tổng: C mαt=−ηV d H C Lαt 1− C m 0=Cmow +C m f +Cmot =−0.0798+0+ 0.0832=0.00344> (thỏa) α w Cmα =Cm +Cmαf +Cmαt=0+ 0+(−0.788 ) =−0.788 (1/ rad )∈0(thỏa) Vậy máy bay thỏa ổn định tĩnh dọc 2.2 Điều khiển dọc 2.2.1 Ảnh hưởng elevator Xác định Ta có diện tích bình diện elevator Se = 0.78 m2 Nội suy đồ thi Các hệ số đạo hàm theo góc elevator: Nội suy từ đồ thị ta kn = 0.0018 • kRI hệ số hiệu chỉnh phụ thuộc vào hệ số Reynold thân Ta có: Nội suy từ đồ thị có kRI = 1.62 Vậy 2.3.2 Ảnh hưởng đuôi đứng ( C n β =V υ ηυ C Lα 1+ υ Tỉ số thể tích đứng : υ dσ d ) 1.078 × 45 Sυ lυ = 14.86 × =0 036 V υ= Sw bw Hệ số ảnh hưởng đuôi sidewash: ( ηυ 1+ Sυ Sw =0.724+3.06 × ) dβ 1+cos Λ dσ + c 0.4 z w dmax +0.009 AR w w ( ⇒ η υ 1+ 1.078 14 86 0.4 × 1.0287 =0.724+ 3.06× + + 0.009× 5.738 ) dβ 1.185 1+cos (21.8) dσ ( dσ ⇒ η υ 1+ d =1.239 Biên dạng cánh NACA 0010 ) Hệ số Reynold: ℜ= V cυ υ = 200 ×0.727 3.6 1.787 × 10−5 =2 2×106 cl vs alpha (NACA 0010) -6 1.2 f(x) = 0.1111297726107086 x − 0.000309677419354837 R² = 0.998411224731196 0.8 0.6 0.4 0.2 cl -0.2 -4 -2 -0.40 -0.6 -0.8 10 12 alpha clυ =0.1111 α−0.0003 180 clαυ =0.1111(1 /deg )=0.1111 × π (1/ rad )=6.3598(1/ rad ) CLαυ clαυ = 6.3598 =2.352(1/ rad ) = clαυ 1+π AR 1+π 6.3598 × 1.188 υ Vậy C n β =V υ ηυ C ( Máy bay có tính ổn định hướng) υ 2.4 Aileron control Lα υ 1+ dσ dβ Sa Sw = =0.036 × 2.352×1.239=0 105>0 1.003 14.68 =0.068 Nội suy từ đồ thị, ta có τ a=0.15 Ta có: cr =2.461; ct =1.6 ; λw=0.6501 ; A Rw=5.738 ; Y 1=32.16675 Nội suy đồ thị ta có K = - 0.18 2C L w a y2 w y αw ∫c dy= C = l τa S b y 2× 4.782 ×0.15 14.86 ×8 4.5 ∫ 2.167 (2.461−0.1914 y ) dy=0.0513 CÁC PHƯƠNG TRÌNH CHUYỂN ĐỘNG *Tính tốn drag polar C =C D 1 + C2 =0.027+ C2=0.027+ 0.065C2 L D L π ARw e π ×5.738 × 0.85 L Với C L =0.487 ⇒ C D=0.04 3.1 cruis e Các hệ số đạo hàm theo phương dọc trục 3.1.1 Hệ số đạo hàm theo phương x ứng với thay đổi vận tốc tới C X =− ( C D +2 C D ) +C T u u u Mà C D =0 , CT ≈−C D nên u u C X ≈−2 C D −CD =−3 C D =−3 × 0.04 2=−0.126∈ u 0 Δu >0=¿ ΔX ∈ 0=¿ ΔT ∈ ΔD Δu ∈0=¿ ΔX > 0=¿ ΔT > ΔD Thiếu lực đẩy gia tăng thành phần vận tốc thành phần lực cản Dư lực đẩy giảm tốc 3.1.2 Hệ số đạo hàm theo phương x thay đổi góc C =C Xα CL 2C L− L πe 0 ARw α =0 2194− × 0.2194 π× 0.85 4.7 82 × =0.082>0 5.738 Xu hướng nose up > dư lực đẩy giúp tăng tốc lại Thiếu lực đẩy Δα >0=¿ ΔX > 0=¿ ΔT > ΔD Δα ∈0=¿ ΔX ∈ 0=¿ ΔT ∈ ΔD 3.1.3 Hệ số đạo hàm theo phương z ứng với thay đổi vận tốc tới C Z =− u ( M +2 ) C L ≈−2 CL =−2× 0.487=−0 974∈ 0 1−M∈2 Δu >0=¿ ΔZ ∈0=¿ ΔW Dư lực nâng tăng tốc ΔL ∈0=¿ ΔZ >0=¿ > lực nâng giảm tốc 3.1.4 HệΔusố đạo hàm theoΔW phương z thay đổiGiảm góc C Z =−( C L +C D )=−(5.107+ 0.042)=−5.149∈0 Dư lực nâng gia tăng góc tới Δα >0=¿ ΔZ ∈ 0=¿ ΔL> Giảm lực nâng giảm góc tới Δα ∈0=¿ ΔZ > 0=¿ ΔL∈ α α 3.1.5 Hệ số đạo hàm theo phương z ứng với thay đổi biến thiên góc tới theo thời gian a˙ ( C Z =−2 ηC L V H d =−2 ×1 ×4.257 × 0.37 ×0.5=−1.57 5∈0 d Δ α˙ ∈0=¿ ΔZ > 0=¿ ΔW > Thiếu lực nâng => Nose down ΔL t α˙ α ) Δα ̇; > 0=¿ ΔZ ∈0=¿ ΔW ∈ ΔL Dư lực nâng ảnh hưởng tượng "downwash" => Nose up 3.1.6 Hệ số đạo hàm theo phương z ứng với thay đổi vận tốc chúc q C Z =− 2η CL q α t V H =−2 ×1× 4.257 × 0.37=−3.15∈0 nose up => dư lực nâng Δq >0=¿ ΔZ ∈ 0=¿ ΔW ∈ ΔL Δq ∈0=¿ ΔZ > 0=¿ ΔW > ΔL nose down => thiếu lực nâng 3.1.7 Hệ số đạo hàm theo phương z ứng với thay đổi góc elevator C Z =−CL =−0.344∈ δe δe elevator down làm tăng lực nâng máy bay Δδe> 0=¿ ΔL>0 Δδe∈ 0=¿ ΔL∈0 elevator up làm giảm lực nâng máy bay 3.1.8 Hệ số đạo hàm pitching moment ứng với thay đổi vận tốc tới Cmu = ∂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 hàm pitching moment thay đổi góc C = mα Lα w ( xCG AC w c − x c ) + w mα f −η H ( C Lα t 1− dε dα ) ( ) dε ⇒ C m =−η V H C L 1− d =−1× 4.257 × 0.37 ×(1−0.5 )=−0.788∈ Sự gia tăng góc tới làm moment nhào có xu hướng nose Δα >0=¿ ΔM ∈ down => Điều kiện ổn định tĩnh Δα ∈0=¿ ΔM > Giảm góc tới làm moment nhào có xu hướng nose up t α α 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 ηC L V H × α˙ αt t ( dε cw dα =−2 ×1 × 4.257× 0.37 × ) ⇒ Cm =¿ 4.1148 1.675 ×0.5=−3.869 α α˙ ∈0=¿ ΔM pitching moment ứng 3.1.11.Hệ sốΔđạo hàm với thay vận tốc chúc Moment nhào có đổi xu hướng nose up q C =−2 η C V > Δ α˙ >0=¿ ΔM m q lt t H Lα cw 4.1148 =−2× 1× 4.257 ×0.37 × =−7.739∈0 Moment nhào có xu hướng nose down 1.675 nose up δe >0=¿ Δq ∈0=¿ Δm>0 δe ∈0=¿ Δq >0=¿ Δm∈0 nose down 3.1.12.Hệ số đạo hàm pitching moment ứng với thay đổi góc elevator C m =−η C L V H τ e=−1× 4.257 × 0.37 × 0.53=−0.835∈0 δe αt nose down Δδe> 0=¿ Δm∈ Δδe∈ 0=¿ Δm> nose up  TỔNG KẾT: u α α˙ q δe X-force derivatives Z-force derivatives Pitching moment derivatives C X =−0.126 C X =0.082 C Z =−0.974 C Z =−5.149 C Z =−1.575 C Z =−3.15 C Z =−0.344 Cmu=0 C m =−0.788 C m =−3.869 C m =−7.739 C m =−0.835 u α 0 u α α˙ q δ e 3.2 Hệ số đạo hàm ổn định theo phương ngang α α˙ q δ e 3.2.1 Hệ số đạo hàm lực theo phương ngang theo góc lệch hướng β: Sv dσ 1.078 C y =−ηv S C Lαv 1+ d =−2.352×14.86 ×1.239=−0.211∈0 N nhiễu lực dẹt theo hướng left side, máy bay ổn định Δβ > 0=¿ ΔY ∈0 bị chệch hướng N nhiễu >0 > lực dẹt theo hướng right side, máy bay ổn định Δβ ∈ 0=¿ ΔY >0 bị chệch hướng ( β ) 3.2.2 Hệ số đạo hàm lực theo phương ngang theo rolling rate p: C y =C p L AR +cos Λ AR +4 cos Λ tan Λ =0 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 hàm lực theol υphương ngang theo yawing rate r: C y =−2 r ( ) (C b y β tail Với (C ) yβ tail =− C Sv η Lαv =−2 × ×(−0.171)= 0.169 ( rad ) >0 4.45 −1 ) =−2.352 ×1× 1.078 =−0.171(rad−1) 14.86 v Sw 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 ∈0 Δr ∈0=¿ ΔY >0 3.2.4 Hệ số đạo hàm lực theo ngang theo góc rudder δr: Sv phương1.078 C = τ C = × 0.51× 2.352=0.087>0 yδr Sw r Δ δ r >0=¿ ΔY > Δ δ r ∈0=¿ ΔY ∈ Lα v 14.86 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) 3.2.5 Hệ số đạo hàm yawing moment theo góc quay β: ( ) dσ C nβ=C nβwf +η v V v C Lαv 1+ d =−0 05+0.105=0.05453>0 Δβ > 0=¿ ΔN >0 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 ∈0 3.2.6 Hệ số đạo hàm yawing moment −C theo rolling rate p: C np L = = −0.487 =−0.06∈0 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 >0=¿ ΔN ∈ Δp ∈0=¿ ΔN > 3.2.7 Hệ số đạo hàm yawing moment theo yawing rate r: C nr =−2 η v V v Δr >0=¿ ΔN ∈ ( ) lv 45 bw C Lαv =−2 ×1× 0.036 × ×2.352=−0 084∈ Δr ∈0=¿ ΔN > ( ) vận tốc góc định hướng dương  moment định hướng âm vận tốc góc định hướng âm  moment định hướng dương 3.2.8 Hệ số đạo hàm yawing moment theo góc aileron δa: Cnδa=2 K CLo Clδa =2×−0.13× 487 ×0.05132=−0.00650 Δ δ a>0=¿ Δ n∈0 3.2.9 Hệ số đạo hàm yawing moment theo góc rudder δr: Cnδr =−ηv V v τr CLαv=−1× 0.0359× 0.51× 2.352=−0.0430=¿ Δn∈ Δ δ r ∈0=¿ Δn> 3.2.10.Hệ số đạo hàm lực theo phương ngang theo góc quay β: C lβ = Với ΔC lβ =0 Clβ ( ) −3 Γ Γ + Δ C lβ =(−0.00023) ×6+ 0=−1.38× 10 ∈0 Và ARw=5.738 , λw=0.9248 Clβ ⇒ Γ =−0.00023( per deg2) 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 ∈0 Δβ ∈ 0=¿ ΔL >0 3.2.11.Hệ số đạo hàm rolling moment theo rolling rate p: lp C = Δp >0=¿ ΔL∈ −C Lα 1+3 λ −5.107 1+ 3× 0.9248 12 1+ λ = 12 × 1+0.9248 =−0 8345∈0 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 moment xoay dương theo phương X Δp ∈0=¿ ΔL> 3.2.12.Hệ số đạoC hàm lrolling moment theo yawing rate r: z C = L −2 lr v w b b Δr >0=¿ ΔL>0 = C yβtail 0.487 −2 × 4.45 × 1.0287 × (− 0.171)=0.141>0 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∈0 3.2.13.Hệ số đạo hàm rolling moment theo góc aileron δa: 2C L τ a y c dy=0.0513> C = αw ∫ l w a S b w y y Δδa>0=¿ ΔL> 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∈0=¿ ΔL∈ 3.2.14.Hệ rolling moment theo góc rudder δr: Sv số z v đạo hàm1.078 0.6552 C = τ = × × 0.51× 4.782=0.01288>0 C rlδ Lα r w Sw bw Δδ r >0=¿ Δl >0 14.86 Thay đổi góc rudder theo hướng dương  lăn qua phải (Oy) Thay đổi góc rudder theo hướng âm  lăn qua trái (Oy) Δδ r ∈0=¿ Δl ∈0  TỔNG KẾT: Y-force derivatives Rolling moment derivatives − C l =−1.38× 10 β C y =−0.211 C n =0.05453 p C y =0 C n =−0.06 C l =−0.8345 r δα C y =0.169 C n =−0.084 C n =−0 00 65 C l =0.141 C l =0.0513 C n =−0.043 C l =0.01288 δr 3.3 Yawing moment derivatives β β p p r p r C y =0.087 r δa δr β δa δr δr Moment quán tính Bán kính hồi chuyển dạng vô thứ nguyên Piper Cherokee: Rx=0.248 , Ry=0.338 , Rz=0.393 Moment quán tính là: I xx= ( )g( W ) ( )( ) R x × bw 2400 0.248 × 30 2= 2=1032.27 slugft 2 32.174 ⇒ Ix =1399.57 kgm2 x I yy = ( g)( W ) ( Ry ×d 2400 = 32.174 )( ) 0.338 × 23.29 =1155.63 slugft ⇒ Iy =1566.82 kgm2 y I zz = ( g)( W ) ( Rz× e 2400 = 32.174 )( ⇒ I zz =2772.45 kgm2 Với thông số theo hệ tương ứng: ) 0.393 × 26.645 =2044.86 slugft W =2400lb g= 32.174 ft / s2 bw=30 ft d= 23.29 ft bw+ d e= =26.645 ft 3.4 Các hệ số ổn định điều khiển theo phương dọc Trong đó: Q= ρ V cruise= × 2 0.9568× 3.6 200 =1476.54 N / ( ) u0 =Vcruise=200 km / h=55.55m / s m=1090 kg  TỔNG KẾT: X-force derivatives− u w α w˙ α˙ q δe 3.5 Xu=−0.03 ( s ) Z-force derivatives Zu =−0 184 ( s−1 ) Zw=−1.7176 ( s− ) Z α =−97.101 ( m / 2s ) Xw=¿0.03457 X α =¿ Z w=8.6 × 10−3 ˙ 0 0 Z α˙ =0.477¿ Zq=0.956 ¿ Z δ =−6.92 ( m /2 s ) Pitching moment derivatives Mu=0 Mw=−0.333¿ ( s− 2) Mα=18.484 M w˙=−0.025 ( m−1) M α˙=−1.368 ( m−1 ) M q =−2.737 ( s−1 ) M δ =−19.586 ( s− ) e e Các hệ số ổn định theo phương ngang  TỔNG KẾT: Y-force derivatives β Y β=− 4.247 ( m /2s ) p Y p=0 ¿ r Y r =0 276 ¿ Y δ =0 ( m / s2 ) δα a Yawing moment derivatives N β=3.88 ( s−2 ) Rolling moment derivatives Lβ=−0.195 ( s−2 ) N p=−0 686 ( s1− ) L p=−9.538 ( s−1 ) N r =−0.96 ( s−1 ) Lr =1.612 ( s−1 ) N δ =−0.209 ( s−2 ) Lδ =7.238 ( s−2 ) a a δr Y δ =1.752 ( m / s2 ) r N δ =−3.063 ( s−2 ) r Lδ =1.817 ( s−2 ) r 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 nhỏ 0) ... 0.338 × 23 .29 =1155.63 slugft ⇒ Iy =1566. 82 kgm2 y I zz = ( g)( W ) ( Rz× e 24 00 = 32. 174 )( ⇒ I zz =27 72. 45 kgm2 Với thông số theo hệ tương ứng: ) 0.393 × 26 .645 =20 44.86 slugft W =24 00lb g= 32. 174... Cherokee: Rx=0 .24 8 , Ry=0.338 , Rz=0.393 Moment quán tính là: I xx= ( )g( W ) ( )( ) R x × bw 24 00 0 .24 8 × 30 2= 2= 10 32. 27 slugft 2 32. 174 ⇒ Ix =1399.57 kgm2 x I yy = ( g)( W ) ( Ry ×d 24 00 = 32. 174 )(... dα dε 2? ? 2C Lαw = 4.7 82 = π ARw =0.5 π × 5.738 ε = 2C L w = × 0 .25 37 =0. 02 81 ( rad ) π ARw 2. 1 .2 Ảnh hưởng đuôi ngang Biên dạng cánh NACA 00 12: Số Reynold: π ×5.738 0 × ℜ= υ V cw = 3.6 =2. 3 ×106