TÓM TẮT LUẬN VĂNMục đích của nghiên cứu là tìm hiểu về khí động lực học và khí đàn hồi củacánh 2D hình chữ nhật và có biên dạng là NACA 0015.Việc tính toán và kiểm tralại lý thuyết được
GIỚI THIỆU ĐỀ TÀI
Giới thiệu chung
Khi nghiên cứu về động lực học bay, ta thường coi máy bay như chất điểm và máy bay như vật thể cứng tuyệt đối, có thể chuyển động theo các trục và quay quanh các trục.
Thực tế máy bay không phải là vật cứng tuyệt đối, dưới tác dụng của ngoại lực các thành phần kết cấu biến dạng (uốn và xoắn cánh – Hình1) làm thay đổi đặc tính khí động cũng như hạn chế khả năng chịu tải của kết cấu khi tốc độ bay tăng, khi có xung va chạm khi hạ cánhhoặc khi gặp các dòng nhiễu động trong quá trình bay Có thể nói độ cứng của máy bay là nguyên nhân quyết định đến việc xuất hiện hoặc loại trừ các hiện tượng đàn hồi khí động.
Các hiện tượng đàn hồ i khí động xuất hiện ngay từ khi có khí cụ bay nặng hơn không khí, songở thời kỳ đó, người ta ít hiểu biết về bản chất và chưa có điều kiện nghiên cứu về nó Vì vậy đã có nhiều tổn thất và tai nạn do các hiện tượng đàn hồi khí động gây nên. Đầu năm 1930, xảy ra tai nạn do hiện tượng xoắn phá huỷ cánh máy bay một tầng của giáo sư Samuel Langleye (Mỹ) Sau đó, với máy bay hai tầng cánh, anh em nhà Wright đã thử nghiệm bay thành công nhiều lần Khi đó người ta cho rằng máy bay hai tầng cánh bền hơn nên ở Mỹ đến cuối chiến tranh thế giới thứ nhất người ta đã sản xuất chủyếu loại máy bay hai tầng cánh.
Do yêu cầu về tốc độ máy bay lớn, trọng lượng kết cấu nhỏ nên người ta đã lại phải nghiên cứu để sản xuất máy bay một tầng cánh Ở Đức, thời gian đó người ta sử dụng máy bay tiêm kích Fokker D8 – là loại máy bay một tầng cánh đặt trên thân, nó đạt tốc độ nhanh hơn, nhẹ hơn các loại máy bay thời kìđó Song cũng do độ cứng chống xoắn nhỏ nên đã xảy ra nhiều hiện tượng cánh bị phá huỷ khi bay đối với loại máy bay này.
Máy bay hai tầng cánh,ở tốc độ nhỏthì hệ thống chịu mômen xoắn ở cánh rất lớn, đủ khả năng chống lại biến dạng, song do độ cứng của thân đuôi nhỏ nên ở đây lại xảy ra nhiều hiện tượng khí động đàn hồi khác Ví dụ như máy bay chiến đấu Handley – page 0/400 của Anh trong thời kì chiến tranh thế giới thứ nhất Máy bay có hai đuôi đứng và đuôi ngang rất nhạy với hiện tượng “rung lắc” tự kích (flutter), đã nhiều lần xảy ra rung động mạnh dẫn đến phá huỷ kết cấu khi bay Nguyên nhân chính dẫn đến các tai nạn ở máy bay này là do kết cấu nối hai phần bánh lái lên xuống không đủ cứng (nối qua hệ thống dây) và cũng do các bánh lái lên xuống không được cân bằng tuyệt đối Cũng với nguyên nhân tương tự đã xảy ra rất nhiều tai nạn với các loại máy bay khác của Anh; ví dụ như ở máy bay DH9 Vào những năm 30 của thế kỷ trước, do cần tăng tốc độ bay, người ta sử dụng máy bay một tầng cánh, nhiều tai nạn do các hiện tượng đàn hồi khí động lại xuất hiện Lúc này vấn đề đàn hồi khí động bắt đầu được các nhà khoa học trên thế giới chú ý đến.
Nhà toán học Xô Viết Traplưgin đã nghiên cứu hiện tượng chảy không ổn định qua cánh máy bay, trên cơ sở đó viện sĩ Ken-đus đã bắt đầu nghiên cứu bản chất của hiện tượng “rung lắc” tự kích (flutter) Năm 1933, Ken-đus cùng vớiGrosman ở trung tâm nghiên cứu thuỷ khí Xagi đã đưa ra các phương pháp có hiệu quả để chống lại những ảnh hưởng nguy hại của các hiện tượng đàn hồi khí động này.
Tốc độ bay càng tăng thì càng xuất hiện nhiều dạng “rung lắc” tự kích (flutter) khác nhau và vấn đề đàn hồi khí động ngày càng được các nhà thiết kế và sản xuất máy bay quan tâm.
Khi trọng lượng máy bay tăng, sải cánh tăng và tốc độ hạ cánh tăng sẽ xuất hiện nhu cầu nghiên cứu ảnh hưởng của các xung va chạm khi hạ cánh cũng như ảnh hưởng của biến dạng đàn hồi khi máy bay bay qua dòng nhiễu động.
Trong thời gian trước chiến tranh thế giới thứ hai, do các tấm điều khiển trợ lực trên máy bay có độ cứng quá nhỏhoặc không được cân bằng nên đã xuất hiện nhiều dạng “rung lắc” tự kích (flutter) khác nhau, gây nhiễu và tai nạn cho các máy bay tiêm kích Khi tốc độ bay đạt gần tới tốc độ âm thanh thì lại xuất hiện nhiều loại “rung lắc” cưỡng bức (buffeting) ở đuôi máy bay cũng như hi ện tượng “rung lắc” tựkích (flutter) trên máy bay.
Mục tiêu đề tài
Hiện tượng khí đàn hồi đóng vai trò rất quan trọng không chỉtrong quá trình thiết kế máy bay mà còn trong quá trình thiết kế nhà cao tầng và cầu đường Nó xảy ra khi có sự tương tác không mong muốn giữa lực khí động, lực đàn hồi và lực quán tính từ đó sinh ra sự dao động mất ổn định và dẫn tới quá trình phá hủy kết cấu Ảnh hưởng hiện tượng khí đàn hồi lên mô hình thí nghiệm phụ thuộc vào phân bốlực, áp suất tác động lên mô hình hay nói cách khácảnh hưởng góc tấn và vận tốc dòng qua mô hình.
Các máy bay ngày nay đều trải qua các quá trình phân tích, nghiên cứu khí động đàn hồi rất phức tạp để đảm bảo máy bay sẽ không bị ảnh hưởng bởi các hiện tượng khí động đàn hồi trong giới hạn bay theo thiết kế Những kết quả phân tích này thường được kiểm chứng bởi các thử nghiệm với các mô hình trong ống khí động đàn hồi (wind tunnel) Sau đó các thử nghiệm bay sẽ được kiểm chứng độ ổn định của máy bay lần cuối trước khi đưa vào khai thác.
Chính vì các yếu tố quan trọng trên mà mục đích của nghiên cứu là đo dao động của mô hình cánh hình chữ nhật trong hầm gió nhằm phân tích các yếu tố ảnh hưởng đến dao động kết cấu cánh như góc tấn và vận tốc dòng.
Đối tượng nghiên cứu
Ra đời vào cuối thế kỷ 19, hầm gió là một công cụ được sử dụng trong nghiên cứu khí động học để nghiên cứu ảnh hưởng của lưu chất di chuyển các đối tượng được đặt trong hầm gió Nó là một thiết bị mô phỏng môi trường bay Hầm gió cấu trúc hìnhống hoặc đường dẫn và có thể tạo ra gió bởi một cánh quạt khổng lồ Gió tạo ra được thổi vào các đối tượng như máy bay, động cơ, cánh máy bay, rocket hoặc các mô hình bay Các đối tượng này sẽ được đặt vào khu vực thử nghiệm của hầm gió và kết nối với các máy đo đạt, thu nhậnảnh hưởng của luồng không khí xung quanh vật thể và các lực khí động học tác động lên chúng Thông thường hầm gió có các nhiệm vụchính sau:
- Xác định lực và môment trực tiếp trên mô hình cần đo;
- Xác định áp suất phân bốtrên bềmặt vật thể;
- Xác định đường dòng bao quanh vật thể.
Với sốliệu thu được, các kỹ sư sẽ xác định trạng thái của máy bay hoặc các thành phần máy bay trong quá trình cất cánh, bay trên không, giảm độ cao và hạ cánh Ngoài ra, hầm gió còn giúp xác định hiệu năng và loại trừ các lỗi kỹ thuật trên một thiết kế mới của máy bay dân dụng hay quân sự nhằm giảm thiểu rủi ro cho phi công và giá thành của máy bay Từ các cuộc thí nghiệm về điều kiện bay,những vật liệu mới, hình dáng mới và kết cấu động cơ máy bay sẽ được định đoạt trước khi được đưa vào thiết kế đểsản xuất một chiếc máy bay hoàn chỉnh.
Phân loại theo cấu tạo hầm gió
Hầm gió được phân loại dựa trên các mục đích sửdụng và vận tốc gió trong hầm khác nhau Hầm gió được phân thành các loại:
Hầm gió dạng hở là đơn giản để xây dựng Trong trường hợp này, gió được đẩy ra ngoài sau khi lưu thông qua các phần của hầm gió Loại hầm gió hở thuận lợi bởi tính ổn định trước biến động nhiệt độ và các rối loạn trong dòng chảy, với điều kiện là kích thước của phòng thí nghiệm lớn hơn nhiều so với hầm gió.
Hầm gió kín là hầm gió tạo thành một vòng khép kín mà trongđó dòng khí xả trực tiếp được đưa trở lại đầu vào của đường hầm Những hầm gió loại này thường lớn và khó khăn trong việc xây dựng Nó phải được thiết kế rất cẩn thận để tối đa hóa tính thống nhất trong dòng trở lại Loại hầm này được trang bị quạt hướng trục ởphần trước khu vực thửnghiệm. a) h ầ m gió h ở b) h ầ m gió kín
Hình 2 Mô hình h ầ m gió h ở và h ầ m gió kín [1]
1.4.3 Phân loại theo tốc độgió trong hầm gió
Tùy thuộc vào mục đích nghiên cứu mà tốc độ gió trong hầm gió được điều chỉnh là dưới âm hay trên âm (hình 3).
Hình 3 Thi ế t k ế h ầ m gió t ạ i ch ế độ dòng lưu chất dướ i âm và ngang âm [1]
B ả ng 1 Phân lo ạ i ch ế độ chuy ển độ ng c ủ a dòng l ưu chấ t theo s ố Mach
SốMach Chế độchuyển động dòng lưu chất
M< 0.8 Dòng chuyển động dưới âm thanh0.8 < M < 1.2 Dòng chuyển động ngang âm thanh1.2 >5 Dòng chuyển động siêu thanh
Khái niệm về số Mach được sử dụng để phân loại các chế độ chuyển động dònglưu chất theo bảng 1ở trên.
Một trong những mục đích chính của luận văn là tìm hiểu các yếu tố như: vận tốc và góc tấnảnh hưởng đến dao động của mô hình cánh như thếnào?nên đối tượng của nghiên cứu là mô hình chữ nhật có biên dạng là NACA 0015 Do chức năng của các hầm gió khác nhau, kích thước vùng thí nghiệm cũng khác nhau nên mô hình cánhđược đặt trong hầm gió có kích thước khác nhau và cụthể là:
- Với mô hình cánh thử nghiệm trong hầm gió khí động Mô hình cánh có chiều dài là 0.4 m và chiều dài dây cung cánh là 0.14 m được đặt trong vùng thí nghiệm của hầm gió có kích thước là 0.4 m (cao) x 0.5 m (rộng) x 1m (dài) nhằm đo đạc và xác định đặc điểm khí động lực học của cánh:
Lực nâng, lực cản và moment ngóc chúc…Đểtừ đó xây dựng đồthịso sánh các hệ sốlực nâng, lực cản tại các góc tới khác nhau với các vận tốc gió khác nhau.
- Với mô hình cánh thử nghiệm trong hầm gió để đo độ dao độngMô hình cánh có chiều dài là 1.4 m và chiều dài dây cung cánh là 0.5 m được đặt trong vùng thí nghiệm của hầm gió có kích thước là 1.5 m (cao) x 1.5m(rộng) x 2m (dài) nhằm phân tích các yếu tố ảnh hưởng đến hiện tượng dao động cũng như tiến hành đo đạc tần số dao động của mô hình cánh.
CƠ SỞ LÝ THUYẾT
Lý thuyết khí động lực học
2.1.1 Lý thuy ế t cánh 2D Gi ản đồ h ệ s ố l ự c nâng theo góc t ớ i (Hình 4)
Hình 4 Bi ểu đồ th ể hi ệ n h ệ s ố l ự c nâng và h ệ s ố l ự c c ả n theo góc t ấn α [2]
Hình 4 thể hiện hệ sốCl có dạng tăng tuyến tính theo góc tới và sẽ giảm khi đạt hệ số lực nâng cực đại Cl,maxứng với góc tới α tương ứng Khi Cl tăng tuyến tính đến giá trịCl,max sẽ gây ra hiện tượng mất lực nâng (stall) Trong khi đó, hệ số moment ngóc chúc tại vị trí c/4 sẽlà hằng sốvà thay đổi đột ngột khi góc tới α.
Một sốkết quảcủa lý thuyết cánh 2D: a)Cánh đối xứng
- Lift slope (độ dốc đường lực nâng) = dCl/dα = 2π;
- Tâm áp suất (center of pressure) và tâm khí động lực học (aerodynamic center) đều nằmởvịtrí c/4 (quarter-chord);
- C m,c/4 = C m,ac = 0. b)Cánh không đối xứng
- Tâm áp suất thay đổi theo Cl. c) Cánh có flap
Hình 5 thể hiện xu hướng biến đổi của hệ số lực nâng Cl Khi góc flap tăng (lệch xuống) thì hệ sốlực nâng sẽ tăng Sự thay đổi này có thểgiải thích do sự ảnh hưởng của sự gia tăng độcong cánh (camber line).
Hình 5 Bi ểu đồ th ể hi ệ n s ự thay đổ i h ệ s ố l ực nâng khi thay đổ i góc flap [2]
Tại vận tốc dòng dưới âm, lực cản trên cánh 3D gồm có các thành phần lực cản sau: Lực cản ma sát Df ,lực cản áp suất Dpvà lực cản cảm ứng Di.
Tổng lực cản tác dụng lên mô hình cánh: p p f i f i
C D,p là hệsốlực cản hình dạng;
CD,ilà hệsốlực cản cảmứng:
AR là tỉlệ bình diện cánh (Aspect Ratio); Độdốc đường lực nâng: L,α L,α
Trong đó: C L,α =2πlàđộdốc đường lực nâng cánh 2 chiều.
Hình 6 Sơ đồ phân tích l ự c trên cánh 3D v ớ i thành ph ầ n l ự c c ả n c ả m ứ ng D i [3]
Trong hình trên có 3 loại góc, chi tiết:
- α là góc hợp bởi vận tốc tới và đường chord cánh.
- αi là góc tới cảm ứng.
- αeff là góc tới thực sự: α =α-α eff i Với: K D được ước lượng từhình 7.
KL được ước lượng từ hình 8.
Hình 7 H ệ s ố K D xác đị nh l ự c c ả n c ả m ứ ng cho cánh hình thang, không có độ xo ắ n theo lý thuy ết đườ ng l ự c nâng c ủ a Prantle [4]
Hình 8 H ệ s ố K L xác định độ d ốc đườ ng l ự c nâng cho cánh hình thang, không có độ xo ắ n theo lý thuy ết đườ ng l ự c nâng c ủ a Prantle [4]
Các công thức sử dụng
Moment tại vị trí c/4 được tính theo công thức sau:
Mc/4= (Fore lift –Aft lift) x 0.06(m)
Xác định tâm áp suất:
Tâm áp suất (Center of Pressure): Là vị trí mà có moment ngóc chúc bằng không.
Công thức tổng quát tính vịtrí tâm áp suất: cp m,x
Với CNđược tính theo các công thức sau:
C = C cosα + C sinα C = C cosα - C sinα N = L.cosα + D.sinα
- C N là hệ sốlực theo phương ngang;
- CAlà hệ sốlực theo phương đứng;
- N là lực theo phương ngang;
- A là lực theo phương đứng.
Lý thuyết khí đàn hồi
2.2.1 Các hi ện tượng khí động đàn hồ i t ĩnh
Các hiện tượng khí động đàn hồi tĩnh là các hiện tượng khí động đàn hồi có sự tham gia của lực khí động, lực đàn hồi (không có sựtham gia của lực quán tính).Đặc trưng chung của các hiện tượng này là biến dạng một chiều Trong nhóm các hiện tượng khí động đàn hồi tĩnh, có các hiện tượng đặc trưng sau:
Thay đổi phân bổlực nâng do biến dạng
Do biến dạng kết cấu làm thay đổi giá trị và sự phân bố lực này Giá trị này khác với giá trịtính toán với kết cấu cứng tuyệt đối.
Do cánh không đủ độcứng nên trước tác dụng của lực khí động kết cấu bịbiến dạng, biến dạng kết cấu làm tăng góc tấn cánh Do lực khí động phụ thuộc góc tấn nên khi góc tấn tăng làm tăng thêm lực khí động Cứ như vậy đến một tốc độbay nào đó gọi là tốc độ tới hạn của hiện tượng thì độ bền, độ cứng của kết cấu không còn khả năng chống lại hiện tượng xoắn cánh nữa; lúc đó kết cấu bị phá hủy (có thể nói góc xoắn lớn đến vô cùng).
Giảm hiệu quả điều khiển
Do biến dạng của phần kết cấu treo các cánh lái (phần kết cấu treo cánh không đủ độ cứng), nên khi lệch cánh lái, lực khí động xuất hiện làm biến dạng kết cấu, sự biến dạng này làm giảm hiệu quảlàm việc của cánh lái. Đảo chiều tác dụng của cánh lái (Reverse)
Do kết cấu vùng treo của cánh lái không đủ cứng nên khi lệch cánh lái, cánh biến dạng, làm giảm lực điều khiển của các cánh lái, tốc độ bay càng tăng biến dạng kết cấu càng lớn, hiệu quả điều khiển của các cánh lái càng giảm (đặc biệt là cánh liệng) Đến một tốc độ nào đó gọi là tốc độtới hạn của hiện tượng đảo chiều tác dụng của cánh lái, hiệu quả làm việc của cánh lái sẽ bằng không, nếu tốc độ bay vượt qua tốc độtới hạn đó, tác dụng điều khiển của các cánh lái sẽ ngược lại.
2.2.2 Các hi ện tượng khí động đàn hồi độ ng
Các hiện tượng khí động đàn hồi động là các hiện tượng khí động đàn hồi có sự tham gia đồng thời của ba lực, lực khí động, lực đàn hồi và lực quán tính.Đặc trưng chung của các hiện tượng này là dao động Trong nhóm các hiện tượng khí động đàn hồi động, có các hiện tượng đặc trưng sau:
+ Hiện tượng flutter (hiệntượng rung, lắc kết cấu uốn xoắn cánh) Bản chất của hiện tượng này là dao động điều hòa tự kích thích của một thành phần kết cấu nào đó khi có sự tham gia đồng thời của ba lực (lực đàn hồi, lực khí động và lực quán tính) Trong dao động kết cấu xuất hiện lực cản dao động và lực kích thích dao động của kết cấu, tốc độ bay càng tăng thì lực kích thích duy trì dao động càng lớn, đến một tốc độ nào đó gọi là tốc độtới hạn, dao động kết cấu có biên độ không đổi Nếu tốc độbay lớn hơn tốc độtới hạn đó, kết cấu bịphá hủy.
Có các loại flutter sau:
Flutter uốn - xoắn cánh hoặc đuôi (chưa có sựtham gia của cánh lái);
Flutter uốn (cánh, đuôi) cùng với sự tham gia của các cánh lái (Dạng flutter này chỉxảy ra khi các cánh lái không được cân bằng tuyệt đối).
Là hiện tượng rung lắc một thành phần kết cấu nào đó (thường là đuôi máy bay) Bản chất của hiện tượng này là dao động cưỡng bức kết cấu, do xoáy của dòng khí bị đứt dòng khi chảy qua các thành phần kết cấuởphần trước tác dụng khi tần số của các xoáy (đóng vai trò tần sốcủa lực kích thích) trùng với tần số dao động riêng của phần kết cấu nào đó của máy bay sẽsinh ra cộng hưởng và do vậy mà kết cấu bị phá hủy.
* Hiện tượng phảnứng động lực
Hiện tượng xuất hiện khi có tác dụng đồng thời của ba lực lên kết cấu và khi bay qua dòng nhiễu động (thường tác động xung hay theo chu kỳ) hoặc do xung va chạm khi máy bay tiếp đất hạcánh Do tác dụng như vậy mà có thểxuất hiện quá tải quá lớn gây phá hủy kết cấu.
2.2.3 Mô hình hóa c ấ u trúc và t ải khí độ ng
Hình 9 Mô hình cánh kh ảo sát trước dao độ ng
Hình 10 Mô hình cánh kh ảo sát khi dao độ ng
Kết cấu đuợc mô hình hóa thông qua “Tiết diện mô hình” Tiết diện mô hình là mặt cắt của cánh khi bịcắt bằng mặt phẳng song song với trục đối xứng của máy bay Dựa vào tiết diện mô hình ta có thể phần nào nghiên cứu các hiện tượng khí động đàn hồi thông qua các phương trìnhđơn giản. Áp dụng định luật 2 Newton và định lý moment đối với mô hình như hình 9 và hình 10, ta có hệ phương trình động lực sau:
- m là khối lượng mô hình cánh khảo sát;
- k là độ cứng lò xo (trong trường hợp này 4 lò xo có độ cứng như nhau);
- l1là khoảng cánh từ A đến khối tâm M;
- l2là khoảng cách từ B đến khối tâm M;
- J0là moment quán tính của hệ;
- là tần số dao động.
Hệ phương trình trênđược viết thành:
Với t = 2 (t 0 ). Tần số dao động của hệlà:
1 2 ω >ω >0 a) Tính tần sốcủa ngoại lực (lực nâng)
Ta có lực nâng cánh cho bởi công thức: F(t)= c.ρ.V A.sin1 2
- ρ là mật độvật chất đangxét;
- V là vận tốc đặc trưng của dòng chảy;
- A là diện tích tiết diện vuông góc với vận tốc V.
Hình 11 Mô ph ỏ ng di ệ n tích A
Ta sẽ khảo sát hiện tượng Vortex Shedding xảy ra với mô hình cánh khiđặt trong hầm gió Hiện tượng Vortex Shedding là hiện tượng chất lưu như nước hoặc không khí chảy qua một vật cản với vận tốc nhất định và tùy thuộc kích thước và hình dạng vật cản sẽtách ra thành hai dòng chảy xen kẽ nhau.
Hình 12 Dòng ch ả y qua m ộ t hình tr ụ
Tần số vortex shedding phụ thuộc vào số Strouhal thông qua phương trình sau:
- d là độ dài đặc trưng của vật Với d trong thực tếbằng 4cm;
- V là vận tốc đặc trưng của dòng chảy Vận tốc tối đa của hầm gió là 15m/s.
Ta biết: Số Strouhal là một số không thứ nguyên, phụ thuộc vào hình dạng vật thể và phụthuộc vào giá trịcủa sốReynolds.
Trong đó: Số Reynolds là một giá trị không thứ nguyên biểu thị độ lớn tương đối giữa ảnh hưởng gây bởi lực quán tính và lực ma sát trong (tính nhớt) lên dòng chảy. e
- ρ là khối lượng riêng không khí;
- V là vận tốc đặc trưng của dòng chảy;
- d làđường kính của hình trụ;- μ là độ nhớt động học của môi trường không khí.
Hình 13 Bi ểu đồ s ố Strouhal theo s ố Reynolds đố i v ớ i hình tr ụ dài
Hình 14 Đây là nhữ ng giá tr ị c ủ a s ố Roshko trên m ộ t bi ểu đồ s ố Strouhal và s ố Reynolds
Trong đó số Roshko là một số không thứ nguyên mô tả cơ chế dòng chảy dao động.
Với những giá trị khác nhau của sốReynolds, dòng chảy qua vật cũng khác nhau.
Ta có d= 4cm, air= 1.293 kg/m 3 , V= 10m/s, air= 1.74x10 -5 Pa.s
Với những sốReynolds lớn hơn 1000, số Strouhal xấp xỉbằng 0,21.
Suy ra tần sốVortex shedding f= 52.5
Ta chọn độ cứng k sao cho tần sốVortex shedding f = 2 b)Ảnh hưởng của góc tấn đến lực nâng cánh
Theo kết quả lý thuyết đã nêu trong mục 2.1.1, một cánh máy bay đối xứng sẽ không tạo ra lực nângở góc tấn bằng 0 Khi góc tấn tăng, không khí bị lệch qua một bên lớn hơn dẫn đến chênh lệch áp suất giữa hai mặt của cánh, nên lực nâng cánh tăng Ta sẽ quan sát được ở cùng tần số dao động như cũ nhưng cánh máy bay sẽ dao động mạnh hơn do có sựchênh lệch giữa lực cản và lực nâng.