DAI HOC QUOC GIA TP HO CHi MINH TRUONG DAI HOC BACH KHOA
KHOA KY THUAT GIAO THONG
- OOK 6 -
BAI TAP VE NHA
Mơn học: Cơ học bay 2 (201704)
Chủ đề: Phân tích hệ số đạo hàm ốn định của máy bay
Danh sách thành viên:
Nguyễn Thị Anh Thy 1710325
Trần Hải Đăng 1710068
Nguyễn Hữu Duy Quang 1710256
Giảng viên: PGS TS Ngơ Khánh Hiếu
Ngày nop: 11/10/2021
Trang 2BÀI LÀM
Asumary of the mass, geometric, and aerodynamic characteristics of the STOL transport “de Havilland Canada, DHC-5 Buffalo” airplane are given in the following:
S„=945 f”: b, =96 ft Cy mean =10.1 ft} ARY =9.75 Crạ =5.24/rad: Cy =0.77: zy /lp =0.316 0 P=P,: U, =215 fs; x, /c=04; W=40000 Ibs; 1, =79 ft wy =9.4 ft Cup = 9-93 S,=151.58”: b,=32đ; Cy mem =7 ft AR, =44; 1,=50.1f; Cy, =3.5/rad; S,=81.5 f° S, =39 ft: Sq,,=280 ft: S,=92 7, S,=60f; e=0.75 1, =215000 slug.ft’; S,=81.5 f Because of the low-speed flight condition, the terms related to the Mach number can be ignore, estimate: ™ ( 4#=0.3048m `
1 The longitudinal stability coefficients 4% = 0.0254
2 The longitudinal stability derivatives 1 slug = 14.5939 kg
3 The lateral stability coefficients 7 Ib = 0.4536 kg
4 The lateral stability derivatives a 1 slug ft? = 1.3558 kg.m? / Trong đĩ: " : Diện tích cánh chính b *®: Độ rộng cánh Lục mem : Day cung canh trung binh cua canh chinh ị i ( TÀI ` 2 ^ z : Chiêu đài của thân máy bay
Wr Ba rong than may bay
2 : Diện tích đuơi sau
5 : Bề rộng đuơi sau:
Cr neem Dây cung cánh trung bình đuơi sau
Trang 3The stability derivatives of the STOL De Havilland Canada:
1 With respect to a change in forward speed:
Với các lực theo phương X, như đã tìm được ở trên: ‹ Xụ = (Cpu +Cp )+€ „ a.=0 ,_., ,Cr,s-Cn Xét và giả sử - Ứ ° thì: Cy 2=—3Cpy, =-3 ô0.087 =-0.17) Ll ~~ OS,, 170ĐS,| x 945 Xu — Xu SY! _ 0171» _ „1 /08.1x 945 0.0532 (| Ss} _ Hạ Mm 215 40000
Hệ số “* biểu hiện sự biến thiên của thành phần lực theo phương X (gồm cĩ lực đây của động cơ và lực cản, khi chiều theo chiều dương của trục X thì Fx = lực đây — lực
cản) đối với biên thiên của thành phần vận tốc theo phương X
Bình thường khi khơng cĩ nhiễu thì 2 lực này cân bằng với nhau À* = Ù máy bay bay
ồn định Giả sử khi máy bay gặp một tác động nhiễu giảm vận tốc 3" =U
r,C «x Í] BR > „ a : Ws ` = ~
Hệ số ` sẽ phản ánh tính ơn định của may bay boi khi 4" <4 thi 4 * 4 Nghia
là lực đây > lực cản, do đĩ cĩ độ dư lực giúp kéo máy bay tăng tốc lên để vượt qua
nhiễu trở lại trạng thái bay cân bằng Ổn định
Với các lực theo phương Z„ như đã tìm được ở trên: MƠ ` - — |, —2C; hi-mMe J Giả sử máy bay đang bay với vận tốc thấp do đĩ bỏ qua ảnh hưởng của số Mach, nén: Cợy x=3Cr¿ ==23x0.77= =1 (1 / rad) QS, | 1 708.1% 948 Z, = Cy, —— = -1 Mx —»x — ~ Mạ Mm 214 40000 £-0,2992 (1/5)
Hệ số - “' biểu hiện sự biến thién thanh phan luc theo phuong Z (gém cé luc nang va
trọng lực, khi chiều theo chiề ng cua truc,Z thi F2 = trọng lực — lực nâng) đối với
tát ong aki tê biên thận tháng phan VẬN tốc theo phương x " 8)
Bình thường khi khơng cĩ nhiễu thi 2 luc nay can bang voi nhau 44 =" , may bay bay
ồn định Giả sử máy bay gặp phải một nhiễu động bất kì nào đĩ làm giảm vận tốc
Aw U
Hé sé ©” ~” phan Anh tính ổn định của máy bay bởi khi 0 #0 thì ÀZ >0, Nghĩa là
lực nâng < trọng lực, máy bay sẽ bị giám cao độ, khi đĩ máy bay sẽ cĩ một phần dư thế
năng Phần năng lượng nảy sẽ giúp máy bay cĩ thê tăng lại vận tốc, trở lại cao độ cũ
sau khi hết nhiễu
V6i pitching moment, như đã tìm được ở trên:
Trang 4| QSVvể
M =¢ —=— ws =O(1) ms)
, CC Daan Jf " + ` x he ope wk An
Hệ sơ ”' thê hiện sự biên thiên của thành phân pitching moment d61 v6i su bién thiên của thành phần vận tốc theo phương X
Đối với máy bay bay ở vận tốc thấp thì Đụ TẾ Chứng tỏ là nễu máy bay gặp bắt kì tác
động nhiễu nào đĩ làm tăng hoặc giảm vận tốc bay thì thành phân pitching moment của
máy bay quanh trọng tâm cũng khơng thay đội.,
Dieu nay ung va nỗ phản án dung tinh’ chất ơn định của máy bay Vì trọng tâm máy
bay cũng năm trên trục X, và khi cĩ một thành phân lực tác động dọc theo trục nảy thi cũng khơng thê làm thay đổi moment duoc
With respect to a change in angle of attack:
Với các lực theo phương X, như đã tìm được ở trên: ( ( EC DCL ee _, TA mcAR a di | ( í !1——( —— Ly | dts | Airplane lift curve slope: S | Tuy | Ss =t ! “ = — | ig ba | GAR, | is] 4 ro <4 AC, <8 ¿25 sua gÌ 2x 3.24 | La Q15 | cx ũ 75 } > € Lụ * $.0091 (1/ rad) _ 20.77 x 5.6091 Cy, = 0.77 — ——————_ 5 0.34 _ [1 / rad) Nên: xx0./5Sx9.75 : OS, _ $708.1« 945 = cee ` Xu =Êx, ——=0.394/x——————> lh.4ã8ï [Ušsˆ =5.0352 m¿s” “= mm 40000
Hệ số biểu hiện sự biến thiên của thành phan luc theo phuong X (gồm cĩ lực day la lực cản, khi chiêu lên chiêu dương của trục X thì Fx = lực đây — lực cản) đối với sự biến thiên của thành phân gĩc tới của máy bay
Máy bay khi ở trạng thái ơn định thì các lực nảy cân bằng *\ = Ứ, Giả sử khi máy bay
chịu một nhiễu động bất kì làm cho gĩc tới thay đổi một lượng À# *Ủ làm cho máy bay cĩ xu hướng ngĩc đầu lên
Hé sé © ”” thể hiện sự đặc trưng ổn định của máy bay vì khi À>0 thị ÂV >0,
tức lả lực đây > lực cản Khi đĩ, máy bay sẽ cĩ một độ dư lực giúp kéo máy bay tăng tốc lên, nhờ vậy mà sẽ giảm được gĩc tới, giúp máy bay trở lại trạng thái ơn định
Với các lực theo phương Z„ như đã tìm được ở trên:
Trang 5- OS,, _ 1768 1x 945
B= € 7 ——— = —§ 666! x — —— =
m 40000 236.6807 ft/s- =—72.1403 m/s
Hé sé “““ biểu hiện sự biến thiên của thành phân lực theo phương Z (gồm cĩ lực nâng và trọng lực, khi chiếu theo chiều đương của trục Z thì Fz = trọng lực — lực nâng) đối
với sự biễn thiên của thành phần gĩc tới của máy bay
Máy bay khi ở trạng thái Ổn định thì các lực này cân bằng, máy bay giữ nguyên cao độ
bay Giả sử khi máy bay chịu một nhiễu động bất kì làm cho gĩc tới thay đổi một lượng
\u> 0 tức là khi đĩ máy bay cĩ xu hướng ngĩc đầu lên
Hệ số Cai =Ủ thể hiện sự đặc trưng ồn định của máy bay vì khi À# > Ù thì 3“ *Ù_ tức
là lực nâng > trọng lực Khi đĩ, máy bay sẽ cĩ 2 phản ứng:
Do dư lực nâng, nên thân máy bay cĩ xu hướng nâng lên làm tăng cao độ bay Tuy nhiên xu hướng nảy sẽ diễn ra chậm
Dư lực nâng trên đuơi sau kết hợp với cánh tay địn sẽ tạo ra một moment ngay tức thì tác động làm đìm đầu máy bay xuống
Voi pitching moment, nhu da tìm được ở trên: Co = Cine {SB a MT." ———— |*'(Cỳ„ —r'|VHÊ?:,, LÍ =— ¬¬.¬- My Low | = z lì 1YH*I L | dư | Cy, =5.24(0.4- 0.25) + 0.93 - 0.7952 x 3.5(1-0.3421) =Cựụ =-0.II51 (I rad ) CS, _, 170R,1x945x]101 % ? ¬ XI =( i 2 he — —(Ì 1151x105 x245xI10 1 —() *807 (1 a ! SE 091742044
Hệ số : thể hiện sự biến thiên của thành phần pitching moment d6i véi su bién thiên của thành phần gĩc tới của máy bay
Giả sử khi máy bay chịu một nhiễu động bất kì làm cho gĩc tới thay đổi một lượng
1# > tie 1a khi dé may bay co xu huéng ngéc dau lên
r Cc <0 , ở , ° 2 > , a z>O0 `
Hệ sơ sẽ phản ánh tính đặc trưng ơn định của máy bay bởi khi 1> thì
AM <Ú Khi đĩ, pitching moment của máy bay sẽ giảm tác động làm đìm đầu của máy
bay xuống giúp cân bằng máy bay Ổn định
Trang 6=> Cy, =-2x 3,5 «0.7952 x 0.3421 =-1,9043 (1) rad)
= 7 =-—|.8084 /# 'š=-0,S00S mỹ
- Hệ số “z“ biển hiện sự biến thiên của thành phần lực theo phương Z (gồm cĩ trọng
lực và lực nâng, khi chiếu lên chiều đương của trục Z thì F; = trọng lực — lực nâng) đối với tác động nhiễu của gĩc tới đến cánh đuơi ngang phía sau Tác động nảy là do hiện tượng “downwash”
\a>u
- - Giả sử khi gĩc tới cánh chính cĩ một nhiễu làm cho máy bay cĩ xu hướng
ngĩc lên, thĩ tương tự như vậy, do hiện tượng “downwash”, sau một thời gian thì cũng sẽ tạo ra một nhiễu À*#Z ” ở cánh đuơi ngang phía sau (cĩ tính “trễ” và độ nhiễu cĩ
thé ít hơn)
^ &£ C,„.<U Â L+A_ ¿7U Ả ` ,AZ<0 4,
- Héso “ thé hién tinh 6n dinh vi khi 3“ *" thi AZ <0 Khi đĩ, trong luc < lực nang > cĩ độ dư lực nâng trên cánh đuơi ngang phía sau Độ dư lực này kết hợp với canh tay don sé tao ra moment lam dim dau may bay xuống giúp ơn định máy bay - Thanh phan pitching moment: I, de Ca =—2nCpy, oa t Ultt St) | > Cy, = —2% 3.5% 0.7952 x ——x 0,342 10.1 © Cin =-9.4459 (1/ rad ) ¢ QS,¢ _ 101 1768.1«945«10.1 - =M¿; =C„ ——~* ~-~9.4459» đc cán x=0.5412 (1/šÌ | “ug TL 2x 315 đ917420.44 A A i oA A Kk A x vA Ae ye r A ®X
- Hệ sơ biêu hiện sự biên thiên thành phân pItching momert đơi với tác động nhiêu
của gĩc tới đến cánh đuơi ngang phía sau Tác động nảy cũng là do hiện tượng “downwash’’
- Gia stt khi géc téi cdnh chinh cé mét nhiéu 4% *" lam cho may bay cé xu huéng
S20/0001001/80111- 1020/2094 945118.101w1/0-fg0)129971)8093:0)1A011-3A1.2.i07101210%
thé ít hơn)
CC, <0 Ta kg: ` Tra | ` «( da - Hệ sơ ” thể hiện tính ổn định vì khi *#>Ú thị 31 “Ù, Khi đĩ, pitching
moment của máy bay sẽ giảm tác động làm dim dau cia máy bay xuống giúp cân bằng máy bay ổn định
4 With respect to a change in pitching rate, q:
Trang 7C OS, - - 10.1 178.1% 945 Zo= Ce —— = —§.5664> =—1.6046 m/s 1 “J 24, m —' - 2x 2|§ ~ 40000 rc 2 " wk " 5 x À , `
- Hệ sơ “' biêu hiện sự biên thiên thành phần lực theo phương Z (gơm cĩ trọng lực và lực nâng, khi chiếu lên chiều dương của trục Z thì F; = trọng lực — lực nâng) đối với sự biến thiên của thành phân vận tốc nhào (pitching rate)
” z ^ z ^ Ä ` ~ A A ` if = () ` z
- _ Giả sử máy bay chịu một tác động nhiêu làm tăng vận tơc nhào \4 , lam cho may bay cĩ,xu hướng xoay quanh Oy làm ngĩc đầu lên 4
- Hệ số Tả thê hiện sự đặc trưng ơn định của máy bay vì khi *# ”” thị 3Z<Ú , tức
là lực nâng > trọng lực Khi đĩ, máy bay sẽ cĩ 2 phản ứng:
- Do dư lực nâng, nên thân máy bay cĩ xu hướng nâng lên làm tăng cao độ bay Tuy nhiên xu hướng nảy sẽ diễn ra chậm
- _ Dư lực nâng trên đuơi sau kết hợp với cánh tay địn sẽ tạo ra một pitching moment ngay tức thì tác động làm đìm đầu máy bay xuống Thành phần pitching moment: Cm =T THẾU, Vi —=-—2x3.5x 0.7952; ——=—27 6115 (1/ rad) =i o- | ' C it) j 5 t âS, x 101 1 768.1% 945 = 10.) XI = ( ip : — “Zở# (i! is v = v = ] SI “3 {1 S ) 1 'q 3m, I, 2x215 09) 7420.44 „CC " oA " Kk tA ` A : : 2 r As ao
- Hệ sơ biêu hiện sự biên thiên thành phân pitching moment của máy bay đơi với sự biến thiên của thành phân vận tốc nhào (pitching rate)
tà ca r na at ^ Đ nk ` @ >zÍ]Ï 1a ,
- _ Giả sử máy bay chịu một tác động nhiêu tăng vận tơc nhào 4 , lam cho may bay cĩ xu hướng xoay quanh Oy làm ngĩc đầu máy bay lên
, C, <0 Rea x Ậ › , sar: AG > U aps A
- Héso thể hiện sự đặc trưng ồn định của máy bay vì khi thì XI = U,
Khi đĩ, pitching moment của máy bay sẽ giảm tác động làm dìm đầu của máy bay
xuống giúp cân bằng máy bay ổn định trở lại
5 With respect to a change in clevator angle, ' ny
Trang 80.8 0.6 - | | | tT 0.4 - 0.2 - ] i 0.0 ya 00 01 02 03 04 05 06 07 =Cz =————x3.5x 0.7 x—0.3928 (1¿ rad) < Q45 S TOS 1x GAS - 1 ¬ =F = Uy: Qs = —() fe >16.41 f\/s=- m/Đ â we om 40000
n KE» pik pen -Á " ` À _ a: ke ps
- Hệsơ “- biêu hiện sự biên thiên thành phân lực theo phương Z ở đuơi ngang đơi với
sự thay đơi gĩc của bánh lái độ cao elevator Ở trạng thái tham chiếu, biến thiên thành
phần lực này băng khơng
"9 ,_Ad& <0 ` r z A z A ~ 9 ^ ^
- Giảsử lam cho canh elevator ngĩc lên, khi đĩ lực nâng sẽ giảm Tạo ra một độ dư lực theo phương trọng lực, kết hợp với cánh tay địn sẽ tạo ra pitching moment làm ngĩc đầu máy bay lên
¬ k AMA ax Gs -À ho QUA , c1 4 GY SV
- Dođĩ,hệsơ “- thê hiện đặc tính điêu khiên trên máy bay Khihệ sơ “ trong
khi `? *” nên ^Z>, Khi đĩ sẽ tạo ra một độ dư lực theo phương trọng lực kết hợp
với cánh tay địn sẽ tạo ra moment làm ngĩc đầu máy bay lên Xu hướng này phản ánh
đúng tính chất hoạt dong cua elevator Thanh phan pitching moment: ; dc; , , Cmị, = ~!ỊYH T—= OV Cha? - da Cy = 0.7982 x3.5x0.7 oC) =—1.9483 (1/ rad ) iS, € i768 1x 94510.) - 5 =>M, =C, GPE pongysg aOR IO onan fy | s E I, 091742044
- Hệ số “=- biểu hiện sự biến thiên thành phần pitching moment đối với sự thay đổi gĩc
của bánh lái độ cao elevator Ở trạng thái tham chiếu, biến thiên thành phan luc nay
băng khơng
Trang 96 With respect to a change in sideslip angle, 1,
bay cĩ xu hướng quay quanh trục OY ngĩc đầu đầu lên Xu hướng này phản ánh đúng tính chất hoạt động của elevator * Thành phần theo phương Y: Q3 Cụ =—N ‹3.Sx (0.8007 = —0.372§ (1 rad | hà 945 : CS, < | 7ậ.lx 945 X ` _ ) ¥p = Cy, ——= 0.2728 x —— — = — 11.3952 ft s* = -3.4733 m/s” lÏ mm 40000 , C % 3 v7 ` Z, ` Ae - Hệ sơ 'Ì' biểu hiện sự biên thiên thành phân lực theo phương Y đổi với sự thay đơi của gĩc trượt
^ “KO, TT Afp>O., , ready
Giả sử khi cĩ một nhiêu nào đĩ làm cho SẺ tức máy bay đang trượt sang trái thì
, Co <0 ¬ ‹
tương ứng dohệ sơ 'Í nén A} <0) nghĩa là sẽ cĩ một thành phân luc (quan tinh)
theo phương Y hướng sang trái chống lại chuyển động trượt sang phải, giúp máy bay 2 7 C Đ 2 R ^ „ ơn định chứ khơng trượt đi luơn Do đĩ, hệ sơ -Ï' thê hiện đặc tính ơn định trên máy bay Thành phần Yawing moment: ac GC a2 = 01228 í B ÂN / N= "FA =1.3707 (m/s?) A A C, tA "A tk "A 2 ` A 2 y y Ae
Hệ sơ - biêu hiện sự biên thiên của thành phân yawing moment của máy bay doi với sự thay đổi gĩc trượt
ở eR TA ~ rs ASSO , , , À ^
Khi cĩ nhiêu làm tăng gĩc sideslip M , máy bay cĩ xu hướng xoay đâu sang bên trái Khi đĩ thành phần yawing moment sẽ tạo ra một moment định hướng dương Aw>U giúp đưa đầu máy bay quay sang phải, trở về vị trí cân băng Do đĩ, hệ số
thể hiện đặc tính ồn định trên máy bay
Trang 10Ape (tăng lên) tức máy bay đang trượt
sang trái, tạo ra moment xoay dương Khi đĩ thành phần rolling moment của máy bay AL «
- Gia su khi c6 mot nhiéu nao đĩ lam cho
sẽ tạo ra một moment xoăn âm - Ú để khử moment xoay do chuyển động yaw,
` ` , &, De ae kgs
giúp đưa máy bay về trạng thái cân băng Do đĩ, hệ sơ sth: hén đặc tinh ơn định trên máy bay
7 HHA SES ARS SHAR roling rate, p:
- Và
Ge = —————- (|
Ƒ =“F/#/ =((m¿s)
- Hệ số = biểu hiện sự biến thiên của thành phần lực theo phương Y của máy bay đối với sự thay đổi của thành phần vận tốc gĩc xoay (rolling rate) Tuy nhiên, khi vận tốc
gĩc xoay thay đổi, máy bay chỉ đang xoay quanh trục X vả ảnh hưởng của việc quay trục X khơng làm ảnh hưởng đáng kể đến thảnh phân lực theo phương Y tác động lên
máy bay do mức độ chống lại yaw lớn hơn so với chồng lại roll Nên khi đã roll, thì rất
khĩ yaw đo đĩ lực theo phương Y khơng thay đơi đáng kê Thành phần Yawing moment: - oC | 5 Cq =——————=-0.09625 | 2 pb,, ⁄ | © ⁄ 2 2Ha j ON S2200%0300)0220236 N, =— /L, =—0.393 (/s) mm: nk Cy A “A wk VÀ À ke
- Hés6 biêu hiện sự biên thiên của thành phân yawing moment cua may báy đơi
với sự thay đổi của thành phân vận tốc gĩc xoay (rolling rate)
- _ Hệ số này thê hiện tính ơn định của máy bay Khi Pe) sẽ làm máy bay quay quanh X về phía phải, tương ứng lúc đĩ AN = 0) nghĩa là cĩ yawing moment về phía trái Vậy
la roll phai thi co yaw moment day sang trai? Diéu nay cĩ vẻ mâu thuẫn do ta định nghĩa roll và yaw là 2 chuyên động đi chung với nhau Tuy nhién mic d6 6n dinh roll
và yaw là hồn tồn khác nhau, cụ thể là xu hướng chống lại chuyển động yaw lớn
hơn xu hướng chống lại chuyên động roll Nghĩa là khi yaw thì roll rất dễ xảy ra đồng
thời, nhưng khi roll thì yaw khĩ cĩ thê xảy ra đồng thời do mức độ ồn định yaw tốt
hơn Lí do là máy bay đang bay với vận tốc tương đối cao so với địng khí [l địng khí
2A ~ * A nh z 7 ^ A ^ v LH tA z
Bế) BuA) dấu vàng ti Hày phải Số khĩ hơi nhiều SỐ với Khi hồ QUAY Quảnh true song
Trang 11Thanh phan Rolling moment: _ í { _ Cc, Lr = fyb 7 3 — -0.779 i | p ag | i, P _ŒL ¬ | Xx =-—3,1751 (/s) ( ip Ẩ C [ A x » Ẩ
- Hệsơ “ biêu hiện sự biên thiên của thành phân rolling moment của máy báy đơi với sự thay đổi của thành phần vận tốc gĩc xoay (rolling rate)
- _ Hệ số này thể hiện tính ơn định của máy bay Khi cĩ nhiễu làm tăng vận tốc xoay của máy bay “ped , hay tao ra moment duong theo phương X của máy bay Khi đĩ, thành
phân rolling moment sẽ tạo ra một moment âm AL < Ú để khử moment xoay này, đưa máy bay về trạng thái cân bằng
8 With respect to a change in yawing rate, r:
Thanh phần theo phương Y: ộC a i ;/ — i = —=— /m = -1.009; (ms) CT | nk Gy sk pen wk ¬ ` À „ , ke
- Hésod ' biêu hiện sự biên thiên của thành phân lực theo phương Y của máy bay đơi với sự thay đối của thành phần vận tốc gĩc (yawing rate)
- _ Hệ số này thể hiện tính ồn định của máy bay Khi máy bay chịu một nhiễu động nào đĩ làm xuất hiện một thành phân vận tốc gĩc định hướng duong “” *" , lam cho may
À ^ ns -a,_7,€, <0 1, ay 4x wk
bay cĩ xu hướng quay đầu qua bên phải Khi đĩ với ` thi 4) <9 | Tie 1a sé xuat
hiện một thành phan lực âm theo phương Y kéo đầu máy bay quay trở về trạng thái
Thali i8 ÿift0) tơn dt ơn định của may bay ot Cy = ( rh ` = -(1Đ$6 ( Pou Ul N, = ah = -0.7565 (/s)
- Hệ số ˆ* biểu hiện sự biến thiên của thành phần yawing moment của máy báy đỗi với
sự thay đổi của thành phần vận tốc gĩc (yawing rate)
- _ Hệ số này thể hiện tính ồn định của máy bay Khi máy bay chịu một nhiễu động nào đĩ làm xuất hiện một thành phân vận tốc gĩc định hướng dương `* *" , làm cho máy
` Cy, <0 /< x
Trang 12ơn định thì sẽ sinh ra một yawIng moment vê hướng bên trái giup ham lại chuyện này,
chong lại tác động của nhiễu, làm máy bay cân băng ơn định
Thanh phan Rolling moment: CC) + af rh, 7 ' | ⁄2u | 9 là : =D) TLS 3L LL<* hs = 0.4608 (/s) Or rOC, 1 `" 4 `" 2 ` x 2 , , ke ye
- Héso ' biêu hiện sự biên thiên của thành phân rolling moment của máy báy đơi với sự thay đổi của thành phần vận tốc gĩc (yawing rate)
- _ Hệ số này thể hiện tính ồn định của máy bay Khi máy bay chịu một nhiễu động nào đĩ làm xuất hiện một thành phân vận tốc gĩc định hướng dương `" ” Ù, làm cho máy
bay cĩ xu hướng quay đầu qua bên phải
-_ Khi đĩ với “ ”” thì Â# >Ú, Tực là khi máy bay cĩ xu hướng quay đầu qua bên phải thì đồng thời máy bay cũng sẽ nghiêng một phần qua bên phải, phản ánh đúng xu hướng chuyền động của máy bay
9 With respect to a change in aileron angle, th; Thành phần theo phương Y: QC vy =_—Ì =Ụ Cy Oa CO, = - oY co | YXy = =— /m=0 (ms) ĩ OO, ciÊa : \ - Hésd '“- biêu hiện sự biên thiên của thành phân lực theo phương Y của máy bay đơi
was tba Gama abe sOzy (aileron angle) O trang thai tham chiéu, biến thiên thành
- Sw thay d6i gĩc của aileron khơng cĩ ảnh hưởng đến thành phần lực theo phương Y tác động lên máy bay Vì khả năng kháng yaw cua máy bay tốt hơn so với khả năng
Trang 13- Hệ số ty biểu hiện sự biến thiên của thành phần yawing moment của máy báy đỗi
với sự thay đổi của thành gĩc xoay (aileron angle) Ở trạng thái tham chiếu, biến thiên thành phần lực nảy bằng khơng
- _ Hệ số nảy thể hiện khả năng điều khiển của máy bay Khi máy bay cĩ thành phần gĩc
xoay oa >0 Jam cho máy bay xoay qua bên phải thì sẽ xuất hiện một thanh phan
yawing moment am AN <0 sang bén trai, nghia la may bay roll sang phai nhung sé
khơng yaw sang phải phản ánh đúng đặc tính điều khiến của máy bay
Thành phan Rolling moment: ° BA sẽ se, Ệ: | — 5 ake i () | if “ OO, OL ¬ L; =——jl, =3.1043 (¡is ) | lở, A A C, oA "A «Kk "A 2 ` A 2 r r Ae
- Hés6 ˆ*+ biêu hiện sự biên thiên của thành phân rolling moment của máy báy đơi Mfitthw dai fie tàph#@nxoay (aileron angle) Ở trạng thái tham chiếu, biến thiên - _ Hệ số nảy thể hiện khả năng điều khiển của máy bay Khi máy bay cĩ thành phần gĩc xoay 2# 2 Ú sẽ tạo ra một thành phan rolling moment AE > khiến máy bay roll sang bên phải phản ánh đúng đặc tính điều khiến của aileron
10 With respectf to a change in rudder angle, ch, Thành phần theo phương Y: | lạ GV Cy =a I OY ï 4103 #12 Ye = ịn = 3.2497 (m/s”)} = ().2556 Co,
- Hés6 :* biêu hiện sự biên thiên của thành phân lực theo phương Y của máy báy đơi
với sự thay đổi của thảnh gĩc rudder Ở trạng thái tham chiếu, biến thiên thành phần
lực này bằng khơng
- _ Hệ số nảy thể hiện khả năng điều khiển của máy bay Khi máy bay cĩ thành phần gĩc
xoay 0” >Ú_ sẽ tạo ra một thành phần lực theo phương Y (Ê >) khiến máy bay yaw sang bên phải phản ánh đúng đặc tính điều khiển của rudder