Báo cáo tải trọng khung máy bay

Tải tối đa mà các thành phần của máy bay phải chịu thường xảy ra khi máy bay tăng tốc hoặc giảm tốc đột ngột ví dụ như hạ cánh, cất cánh, điều khiển trong quá trình bay, hoặc khi phải chịu gió mạnh. Vì vậy trước khi các thành phần được thiết kế, tải quán tính trong quá trình bay phải được tính toán. Với mục đích trên, chúng ta giả thiết rằng máy bay có thân cứng hoàn toàn và được đại diện bởi khối lượng m như hình 13.1. Ở chương này chúng ta coi chuyển động của máy bay chỉ là chúc ngóc (pitching) mà không có liệng(roll) hay lái hướng(yaw). Chúng ta cũng giả thiết trọng tâm có tọa độ (x,y) ở hệ tọa độ x,y với gốc O tùy ý. Trọng tâm quay xung quanh trục đi qua gốc O, vuông góc với mặt phẳng xy với vận tốc góc là hằng số.

TRƯỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA HÀ NỘI VIỆN CƠ KHÍ ĐỘNG LỰC ─────── * ─────── TẢI TRỌNG VÀ ĐỘ BỀN KẾT CẤU Chủ đề: TẢI TRỌNG KHUNG MÁY BAY Nguyễn Trọng Bằng Sinh viên thực hiện: Thịnh Thị Hồng Ngọc Nguyễn Đặng Nhất Lê Doãn Vương Giảng viên hướng dẫn: TS Vũ Đình Quý HÀ NỘI, 06-2019 MỤC LỤC Tải quán tính máy bay Tải tối đa mà thành phần máy bay phải chịu thường xảy máy bay tăng tốc giảm tốc đột ngột ví dụ hạ cánh, cất cánh, điều khiển q trình bay, phải chịu gió mạnh Vì trước thành phần thiết kế, tải qn tính q trình bay phải tính tốn Với mục đích trên, giả thiết máy bay có thân cứng hồn tồn đại diện khối lượng m hình 13.1 Ở chương coi chuyển động máy bay chúc ngóc (pitching) mà khơng có liệng(roll) hay lái hướng(yaw) Chúng ta giả thiết trọng tâm có tọa độ (x,y) hệ tọa độ x,y với gốc O tùy ý Trọng tâm quay xung quanh trục qua gốc O, vng góc với mặt phẳng xy với vận tốc góc số Gia tốc điểm bất kì, cách tâm O khoảng r w 2r hướng tâm O Suy ra, lực quán tính tác dụng lên phân tố δm w 2rδm có hướng ngược với gia tốc biểu diễn hình 13.1 Lưc qn tính phân tích thành thành phần theo trục x y w2rδmcosƟ w2rδmsinƟ hay theo tên gọi theo trục w2xδm w2yδm Lực qn tính đó: Fx = Fy = =w2 Trong ta ý vận tốc góc w số bỏ ngồi tích phân momen khối lượng m quanh trục x,y vậy: Fx =; Fy = Nếu trọng tâm CG nằm trục x Fy=0 Tương tự nên CG nằm trục y Fx = Rõ rang O trùng với CG Fx = Fy = Giả sử thân cứng chịu gia tốc góc α vận tốc góc số w hình 13.2 Thêm lực quán tính αrδm tác dụng lên phân tố δm hướng vng góc với r hướng ngược với gia tốc góc Lực qn tính có thành phần αrδmcosƟ αrδmsinƟ tức αxδm αyδm Vì lực qn tính Fx Fy cho công thức: Fx = = α Fy = = -α Theo hướng hình thì: Fx = (13.3) Fy = (13.4) Nếu CG nằm trục x Fx = 0, nằm trục y Fy = Momen xoắn quanh trục sinh lực qn tính tương ứng với gia tốc góc phân tố δm cho bởi: δT0= δr2δm Momen cho khối lượng m: T0==α Momen quán tính khối lượng quanh trục quay IO: TO = α IO (13.5) Phương trình 13.5 viết lại dạng momen qn tính quanh trục vng góc với xy qua CG : IO = m() + ICG Trong khoảng cách O CG Do IO= m Và TO = m (13.6) Ví dụ 13.1: máy bay có tổng khối lượng 45000N hạ cánh giữ lại mỏ neo hình 13.3 Nếu gia tốc (deceleration) sinh dây 3g, xác định lực căng T dây, tải giảm chấn đáp lực cắt, tải theo trục thân với mặt cắt AA Khối lượng phần sau mặt cắt AA 4500N Tính tốn chiều dài qng đường hạ cánh vận tốc hạ cánh (touch-down speed) 25m/s Giải: Máy bay chịu tác dụng lực quán tính theo phương ngang ma, m khối lượng máy bay a gia tốc (deceleration) Vì lực theo phương ngang : Tcos10 – ma = Tcos10 Suy T = 137.1kN Lực theo phương dọc : R-W-Tsin10 =  R= 45 + 131.1 sin10 = 68.8kN Cho có đáp, tải tác động (R/2)/cos20 = 36.6kN N S tải dọc trục tải cắt mặt cắt AA hình 13.4 Tải qn tính tác dụng trọng tâm CG thân sau mặt cắt AA m 1a, m1 khối lượng thân sau mặt cắt AA Do M1a = = 13.5 kN Lực theo trục song song với trục thân N – T + m1acos10 – 4.5sin10 =  N – 137.1 + 13.5cos10 – 4.5sin10 = N = 124.6 kN Lực vng góc với trục thân S – m1asin10 – 4.5cos10 = S – 13.5sin10 – 4.5cos10 = S = 6.8kN Chú ý tải dọc trục tải cắt mặt cắt AA cịn có momen uốn Ta có : v2 = v02 + 2as Trong v vận tốc chạm đất v vận tốc cuối (=0) s quãng đường hạ cánh Vì vậy: V02 = -2as Suy s = 10.6m Ví dụ 13.2: Một máy bay khối lượng 250kN đáp (tricycle) hạ cánh vận tốc thẳng đứng 3.7m/s Lực tác động theo phương dọc ngang 1200kN 400kN Ở thời điểm đó, mũi cách mặt đất 1m hình 13.5 Nếu momen qn tính quanh trọng tâm 5.65x10 Ns2mm , xác định lực quán tính máy bay, thời gian cần thiết để vận tốc thẳng đứng =0 vận tốc góc thời điểm Giải: Lực qn tính CG theo phương ngang dọc ma x may hình 13.5, m khối lượng máy bay, ax ay gia tốc theo phương ngang dọc Giải phương trình lực theo phương ngang: Max – 400 = Suy Max = 400kN Giải phương trình lực theo phương dọc : May +250 -1200 = Suy may = 950kN Ay = 950/m = 950/(250/g) = 3.8g (i) Momen quán tính quanh CG: ICGα – 1200x1 – 400x2.5 = (ii) ICGα = 2200 mKN Α= (iii) Từ phương trình (i), máy bay có gia tốc giảm (deceleration) 3.8g với vận tốc ban đầu 3.7m/s Vì thời gian để vận tốc = tính theo phương trình: V = v0 + ayt (iv) Thay v=0, v0 = 3.7m/s => t = 0.099s Tương tự phương trình (iv), vân tốc góc máy bay sau 0.099s W = w0 + αt Với w0 = α = 3.9rad/s2 => w = 3.9 x 0.099 W = 0.39rad/s Điều khiển chuyển động tải trọng đối xứng Hình 12.1 Đường bao bay Bây xem xét tính tốn tải trọng máy bay tương ứng với điều kiện bay xác định đường bao bay Trên thực tế, có vơ số điều kiện bay phạm vi đường bao bay, mặc dù, mặt cấu trúc điều kiện thể đường bao nghiêm trọng Hơn nữa, người ta thường thấy góc A, C, D1, D2, E F (xem Hình 12.1) quan trọng điểm ranh giới góc, thực tế, có sáu điều kiện tương ứng với điểm góc cần xem xét cho đường bao bay Trong điều khiển đối xứng, xem xét chuyển động máy bay bắt đầu chuyển động bề mặt điều khiển mặt phẳng đối xứng.Ví dụ thao tác vòng lặp, kéo thẳng nhào lộn, tính tốn liên quan đến việc xác định lực nâng, lực cản tải cánh đuôi tốc độ độ cao chuyến bay định Ảnh hưởng nhiễu loạn khí gió giật thảo luận Phần 13.4 2.1 Các chế độ bay Mặc dù cấp độ bay ổn định không cần điều khiển, lại điều kiện tốt để tìm hiểu cách ngun sơ sinh điểm tải trọng tác động cho hiểu biết cân dọc máy bay Tải trọng tác dụng lên máy bay chuyến bay ổn định thể hình 13.6, với ký hiệu sau: L : lực nâng tâm khí động cánh D : lực cản máy bay Mo : momen chúc góc máy bay, vị trí thấp  ngang • P : tải trọng tác động lên ngang tâm khí  động học đuôi, thường lấy khoảng  phần ba dây cung • W : trọng lượng máy bay trọng tâm CG • T : lực đẩy động cơ, coi chiều song song với chiều chuyển động • • • Tải trọng trạng thái cân tĩnh máy bay điều kiện bay ổn đinh, khơng có tương tác điều khiển thay đổi độ cao Do đó, trạng thái cân dọc: L+P–W=0 (13.7) Đối với cân đuôi ngang: T–D=0 (13.8) Và momen xoắn trọng tâm CG máy bay mặt phẳng đối xứng: La – Db – Tc – Mo – Pl = (13.9) Khi đưa trọng lượng máy bay, tốc độ độ cao định phương trình (13.7, 13.8, 13.9) đc giải với lực nâng, cản tải đuôi chưa biết Tuy nhiên tham số khác phương trình này, chẳng hạn M phụ thuộc vào góc đặt cánh α, cần hàm lực nâng cánh, thực tế, phương pháp gần liên tiếp tìm thấy cách thức giải pháp thuận tiện tiện Như lấy gần đầu tiên, giả sử tải trọng đuôi P nhỏ so với lực nâng cánh, từ phương trình (13.7), L ≈ W Từ lý thuyết khí động học với ký hiệu thơng thường, L = V2SCL Vì thế, V2SCL ≈ W (13.10) Phương trình (13.10) đưa hệ số gần lực nâng C L góc đặt cánh α ( từ CL-α từ đường cong CL − α thiết lập thử nghiệm hầm gió) Theo sau lực cản D (biết V α) có lực đẩy động T cần thiết từ phương trình (13.8) Ngồi ra, M0, a, b, c l tính (một lần nữa, V α biết) phương trình (13.9) giải P Lần lấy xấp xỉ thứ 2, giá trị thay tế biểu thức (13.7) để có giá trị xác cho L quy trình lặp lại Thơng thường qua lần lấy xấp xỉ đủ để có giá trị coi xác 10 Trong hầu hết trường hợp, P, D T nhỏ so với trọng lượng máy bay trọng lượng máy bay Do đó, từ phương trình (13.7) L≈W thay phương trình (13.9) đưa ra, bỏ qua D T P≈W (13.11) Chúng ta nhìn phương trình (13.11) thấy a lớn, dương Nói khác, tải trọng đuôi hướng lên CG máy bay xa Khi mà a nhỏ âm, a phía trước CG P có lẽ âm hướng xuống 2.2 Trường hợp chung số điều khiển đối xứng Khi kéo nhanh từ điều khiển tải hướng xuống đuôi, gây mũi máy bay hướng lên Tải trọng xuống đạt chuyển động lùi cột điều khiển, cách gây góc tới âm cho cánh tà đi, cho đuôi ngang sau thực chuyển động Nếu thao tác thực nhanh chóng, tốc độ tiến phía trước máy bay khơng đổi, để tăng lực nâng lực cản cần tăng góc đặt cánh Khi lực nâng lớn mức cần thiết để cân với trọng lượng máy bay khiến cho máy bay xuất gia tốc pháp tuyến hướng lên so với đường bay Gia tốc pháp tuyến kết hợp với vận tốc bay kết đường bay cong hình 13.7 Khi lực cản tạo nên tăng góc tới, tốc độ tiến phía trước máy bay tụt xuống lực đẩy khơng đổi q trình điều khiển Nó bình thường, giống việc xem xét thảo luận 11 đường bao bay, để mô tả điều khiển máy bay theo hệ số tải trọng động n Với chế độ bay n=1, biểu thị 1g, gia tốc Điều mà bao hàm phương pháp mô tả lực quán tính máy bay lúc bay bằng lần khối lượng Dẫn đến quán tính theo phương dọc thực nW Chúng ta thay điều kiện động học chuyển động có qn tính phương trình cân cho điều kiện tĩnh mà tải trọng cân với lực qn tính Do đó, hình 13.7, n hệ số tải trọng, f hệ số biểu diễn lực quán tính theo phương ngang Ghi gia tốc pháp tuyến trường hợp cụ thể (n-1)g Đối với cân theo phưởng thẳng đứng, có, tham khảo hình 13.7, máy bay vị trí thấp chuyển động cong theo v: (13.12) Đối với cân theo phương ngang, (13.13) Và với cân momen chúc góc máy bay CG, (13.14) Công thức 13.14 không bao gồm ảnh hưởng gia tốc chúc góc máy bay, điều cho không đáng kể tầng Một lần nữa, phương pháp xấp xỉ liên tiếp tìm thấy thuận tiện cho giải pháp phương trình (13.12, 13.13, 13.14) Tuy nhiên, có khác biệt so với quy trình mơ tả cho trường hợp chuyến bay mức độ ổn định Lực đẩy động T không liên quan trực tiếp đến lực cản D nữa, lực cản thay đổi trình điều khiển Nói chung, lực đẩy coi khơng đổi để giá trị phù hợp với điều kiện trước thao tác bắt đầu Ví dụ 13.3: Các đường cong CD, α CM, CG cho máy bay hạng nhẹ hiển thị Hình 13.8 (a) Trọng lượng máy bay 8000N, diện tích cánh 14,5m dây cung trung bình 1,35m Xác định lực nâng, lực cản, tải lực qn tính phía trước cho điều khiển chuyển động đối xứng với n = 4,5 tốc độ 60 m/s Giả sử áp dụng 12 điều kiện động tắt mật độ không khí 1,223 kg/m Hình 13.8(b) cho thấy kích thước máy bay có liên quan Sử dụng phương pháp xấp xỉ đầu tiên, bỏ qua tải đuôi P Do đó, từ biểu thức (13.12), T = (động tắt), có: (1) Mặt khác: Từ hình 13.8 (a), α = 13,75◦ CM, CG = 0,075 Độ dài cánh tay địn đến tâm CG từ 13.8(b), là: (2) Thay vào giá trị α cho l = 4.123m Trong phương trình (13.14) thuật ngữ tương đương với momen chúc góc máy bay M CG CG Phương trình (13.14) viết: 13 Hoặc (3) Trong c dây cung trung bình Thay P từ phương trình ( ) vào phương trình (13.2) có: Chia vế cho (4) Bây có giá trị xác cho CL từ biểu thức ( ) Cho α = 13,3◦ CM, CG = 0,073 Thay giá trị α vào biểu thức ( ) đưa xấp xỉ thứ hai cho l, cụ thể l = 4.161m Phương trình ( ) đưa xấp xỉ thứ ba cho C L: CL = 1.099 Vì ba giá trị tính tốn CL gần nhau, nên xấp xỉ không cho giá trị CL khác nhiều so với giá trị Do đó, lấy CL = 1.099 Từ hình 13.8 (a), CD = 0,0875 Các giá trị lực nâng, tải đuôi, lực kéo lực qn tính phía trước theo sau: • Lực nâng : • Tải đuôi : • Lực cản : • Lực quán tính Mối liên hệ gia tốc pháp tuyến với dạng điều khiển khác Trong Phần 13.2, xác định tải trọng máy bay tương ứng với hệ số tải trọng định n Rõ ràng, cần phải liên hệ hệ số tải với loại chuyển động định Hai 14 trường hợp phát sinh: trường hợp thứ nhất, liên quan đến việc ổn định lấy lại thăng sau bổ nhào máy bay thứ hai, quay vòng cách Mặc dù quay vịng tính điều khiển khơng đối xứng, làm tăng gia tốc pháp tuyến mặt phẳng đối xứng bao gồm 3.1 Ổn định bay bổ nhào Chúng ta giả sử máy bay vừa lấy lại thăng sau bổ nhào để mơ tả đường bay cong chưa điểm thấp Tải trọng tác dụng lên máy bay giai đoạn thể hình 13.9, R bán kính cong đường bay Trong trường hợp này, vectơ lực nâng phải cân thành phần pháp tuyến (với đường bay) trọng lượng máy bay cung cấp lực tạo gia tốc hướng tâm V2 / R máy bay phía tâm cong đường bay Như vậy: Hoặc, (xem phần 13.2): Tại điểm thấp sau máy bay lấy lại thăng bằng, , và: 15 Chúng ta thấy từ hai phương trình (13.15) phương trình (13.16) bán kính quỹ đạo bay nhỏ, việc lấy lại thăng khó, giá trị hệ số tải trọng lớn Nó hồn tồn xảy ra, , việc khó lấy lại thăng sau bổ nhào làm máy bay tải cách chịu tải tác động từ bên lên vỏ máy bay chí vượt qua tải thử tải tới hạn Trong thực tế, chuyển động bề mặt điều khiển bị giới hạn điểm tựa liên kết mạch điều khiển Những điểm tựa thường hoạt động tốc độ định, giúp máy bay có khả động tốc độ thấp Đối với điều khiển vận hành thủy lực, “tải giả” tích hợp vào hệ thống, nhờ phi cơng cảm nhận lực khí động tăng vận tốc máy bay tăng Ngoài ra, tốc độ thấp, việc lấy lại thăng sau bổ nhào hay bay vọt lên nghiêm trọng khiến máy bay chịng chành Bên cạnh biện pháp phịng ngừa an tồn thường kết hợp dạng thiết bị cảnh báo thất tốc, đó, máy bay tốc độ cao đại, tượng thất tốc thảm họa, đặc biệt độ cao thấp 3.2 Góc liệng giới hạn Trong điều khiển máy bay lượn khơng trượt với tốc độ khơng đổi Nếu bán kính vịng quay R góc quay φ, lực tác dụng lên máy bay lực thể hình 13.10 Thành phần nằm ngang vectơ lực nâng trường hợp cung cấp lực cần thiết để tạo gia tốc hướng tâm máy bay phía tâm quay Do đó: 16 Và cân theo phương dọc: Hoặc: Từ phương trình (13.19), thấy hệ số tải trọng xác định: Chia phương trình (13.17) cho phương trình (13.18) Kiểm tra phương trình (13.21) thấy vịng quay hẹp góc quay lớn Hơn nữa, thấy từ phương trình (13.20), việc tăng góc quay dẫn đến hệ số tải tăng Lý thuyết khí động học cho thấy giá trị giới hạn , thời gian tối thiểu để quay góc định giá trị định lực đẩy động xảy hệ số lực nâng tối đa, với máy bay điểm thất tốc Tải Gió Trong Phần 13.2, xem xét tải trọng máy bay thao tác quy định theo chiều dọc mặt phẳng đối xứng Các loại tải trọng khác chuyến bay nhiễu động khơng khí Sự chuyển động nhiễu loạn khơng khí gọi gió giật tạo thay đổi tần suất cánh, máy bay tăng, giảm đột ngột giảm dần lực nâng từ tăng tốc bình thường Điều quan trọng máy bay lớn, tốc độ cao có thể gây tải trọng cao so với thử nghiệm Tại thời điểm tại, có hai phương pháp sử dụng phân tích gió Một phương pháp sử dụng vài năm, xác định phản ứng tải máy bay gián đoạn mặt cắt xác định Được định nghĩa phân phối vận tốc gió dọc độ dài hữu hạn định khoảng thời gian định Ví dụ cấu hình hiển thị Hình 13.11 17 Yêu cầu khả khơng khí sớm định ứng dụng tức thời vận tốc gió, dẫn đến gió mạnh sắc bén Hình 13.11 (a) Tính tốn gia tốc bình thường phản ứng máy bay dựa giả định chuyến bay máy bay không bị xáo trộn máy bay từ có khơng khí vào khơng khí chuyển động gió thời gian cần thiết để tải trọng gió tích tụ; lực khí động học máy bay xác định tỷ lệ tức thời cụ thể bề mặt nâng; cuối cấu trúc máy bay cứng nhắc Giả định thứ hai liên quan lực khí động học bề mặt nâng đến tần suất tức thời bỏ qua thực tế rối loạn gió có tăng trưởng lưu thơng nâng lên trạng thái ổn định giá trị (hiệu ứng Wagner) Điều này, nói chung, dẫn đến đánh giá cao tăng tốc lên máy bay tải trọng gió Cơn gió mạnh mũi nhọn thay nhận vận tốc gió tạo tối đa khoảng thời gian Yêu cầu đáng tin cậy sửa đổi dựa giả định vận tốc gió tăng tuyến tính đến giá trị tối đa độ dốc gió xác định khoảng cách H Do đó, gió mạnh xếp loại đỉnh Hình 13.11 (b) Ở Vương quốc Anh H lấy 30,5 m Vì liên quan đến máy bay, vận tốc gió tăng lên tối đa khoảng thời gian, khơng cịn bỏ qua thay đổi đường bay máy bay vào gió Vào thời điểm gió đạt giá trị tối đa, máy bay phát triển thành phần thẳng đứng vận tốc và, ngồi ra, độ dốc, tùy thuộc vào đặc điểm ổn định dọc Tác dụng trước làm giảm mức độ 18 nghiêm trọng gió, sau làm tăng giảm tải liên quan Để đánh giá tải trọng gió tương ứng, nhà thiết kế tính tốn chuyển động hồn tồn máy bay q trình xáo trộn có tải trọng gió thay gió xốy phân loại gió xốy nhọn tương đương, tạo hiệu ứng tương tự Chúng ta tìm hiểu chi tiết sau Việc tính tốn phản ứng hồn tồn máy bay với gió mạnh phân loại lấy từ phản ứng gió mạnh bước gió sắc, cách coi trước bao gồm số lượng lớn bước nhỏ câu trả lời cho số Quá trình gọi tích chập tích hợp Duhamel Cách xử lý hợp lý máy bay lớn khơng thống, hiệu ứng aeroelastic (tính linh hoạt cấu trúc) tải trọng gió đánh giá cao khơng xác định Do đó, phương trình chuyển động sửa đổi phép aeroelastic ngồi hiệu ứng khí động học Đối với máy bay cỡ nhỏ trung bình có tính khí động học thống, quy trình gió sắc nhọn tương đương Mặc dù “grade” “ramp” thường sử dụng sở tính tốn cho tải trọng gió cịn hình dạng khác của profile gió sử dụng Điển hình số gió xốy hình 13.11 (c), vận tốc gió u đưa u (t) = (U / 2) [l− cos (πt / T)] Một lần nữa, phản ứng máy bay xác định cách áp dụng phản ứng cho bước lớn Mặc dù “discrete” tìm thấy việc sử dụng rộng rãi tính tốn tải trọng gió, phương pháp thay dựa phân tích quang phổ công suất nghiên cứu Ưu điểm kỹ thuật quang phổ công suất nằm tự khỏi giả định tùy ý hình dạng kích thước gió Người ta cho vận tốc gió biến ngẫu nhiên xem xét để phân tích bao gồm số lượng lớn thành phần hình sin có biên độ thay đổi theo tần số Phổ công suất hàm sau định nghĩa phân bố lượng dải tần số Điều sau liên quan đến vận tốc gió Việc thiết lập phân phối biên độ tần số thích hợp cho cấu hình gió 19 ngẫu nhiên cụ thể địi hỏi lượng lớn liệu thử nghiệm Việc thu thập liệu đề cập trước Mục 12.2 Các tính tốn phản ứng hồn toàn máy bay đánh giá chi tiết phương pháp phân tích phổ cường độ điện rời rạc rời rạc phạm vi sách Thơng tin thêm tìm thấy Refs [1 Ném4] cuối chương Phân tích chúng tơi giới hạn cách tiếp cận giận rời rạc YouTube, chúng tơi xem xét gió mạnh sắc nét gió mạnh có độ sắc nét tương đương 4.1 “Sharp-Edged” Gust Các giả định đơn giản hóa đưa việc xác định tải trọng gió gió mạnh thảo luận phần trước phần Trong hình 13.12, máy bay bay tốc độ V với góc đặt cánh khơng khí tĩnh Sau tiếp xúc gió với vận tốc lên u, tỷ lệ mắc tăng thêm lượng u, u thường nhỏ so với V, u/V Điều kèm với việc tăng tốc độ máy bay từ V lên (V2 + u2) 2, lần gia tăng bị bỏ qua u nhỏ Sự gia tăng cánh nâng L sau đưa bởi: 20 Trong ∂CL/∂α độ dốc đường cong cánh nâng Bỏ qua thay đổi lực nâng mặt phẳng đuôi xấp xỉ đầu tiên, hệ số tải trọng n tạo thay đổi lực nâng là: Trong W trọng lượng máy bay Biểu thức phương trình (13,23) tải trọng cánh, w = W / S, có Sự gia tăng hệ số tải gió thêm vào giá trị chuyến bay ổn định n = Do đó, kết gió, tổng hệ số tải gió Tương tự vậy, downgust Nếu điều kiện bay biểu thị theo điều kiện mực nước biển tương đương, V trở thành tốc độ khơng khí tương đương (EAS), VE, u trở thành uE mật độ khơng khí thay giá trị mực nước biển ρ0 Phương trình (13.25) (13.26) viết: Và: 21 Chúng ta quan sát từ phương trình (13.25) đến (13.28) hệ số tải gió tỷ lệ thuận với tốc độ máy bay tỷ lệ nghịch với tải trọng cánh Theo sau, máy bay tốc độ cao với tải trọng cánh thấp trung bình bị ảnh hưởng tải trọng gió Đóng góp cho gia tốc bình thường thay đổi tải trọng đuôi tạo gió tính tốn giả định tương tự trước Tuy nhiên, thay đổi tỷ lệ mắc phải với thay đổi góc đặt cánh ảnh hưởng downwash đuôi Như vậy, P mức tăng (hoặc giảm) tải trọng đi, đó: Trong diện tích cánh gia tăng hệ số lực nâng cánh đi: Trong ∂CL, T / ∂α tốc độ thay đổi hệ số nâng cánh đuôi với tỷ lệ cánh Từ lý thuyết khí động học: Trong đó, ∂CL,T/∂αT tốc độ thay đổi với tỷ lệ mắc đuôi ∂ε/∂αlà tỷ lệ thay đổi góc nghiêng với tần suất cánh Thay cho vào phương trình (13.29), có: 22 từ phương trình (13.30) Đối với gia tăng tích nâng cánh tải cánh đi: hoặc, từ phương trình (13.27) (13.31) 4.2 The “Graded” Gust Các gió mạnh phân loại Hình 13.11 (b) chuyển đổi thành gió mạnh có độ sắc nét tương đương cách nhân lên vận tốc cực đại gió theo hệ số giảm gió, F Phương trình (13,27) sau trở thành: Sửa đổi tương tự thực phương trình (13.25), (13.26), (13.28) (13.32) Hệ số giảm gió cho phép số tính chất động máy bay, bao gồm lực nâng không ổn định tính tốn có tính đến chuyển động bay lên (tức là, chuyển động lên xuống với tốc độ không) máy bay Gió giật ngang gây tải trọng bên cánh dọc Độ lớn chúng tính theo cách giống hệt trên, ngoại trừ khu vực giá trị độ dốc đường cong thang máy gọi đuôi dọc 4.3 Đường bao gió Các yêu cầu độ ổn định thường xác định tải trọng gió phải tính tốn kết hợp định gió giật tốc độ bay Các phương trình cho hệ số tải gió phân tích cho thấy n tỷ lệ thuận với tốc độ máy bay cho vận tốc gió định Do đó, vẽ đường bao gió tương tự phong bì chuyến bay 23 Hình 12.1, Hình 13.13 Tốc độ gió giật ± U1, ± U2 ± U3 gió tốc độ cao, trung bình thấp Điểm cắt xảy điểm mà đường tương ứng với vận tốc gió đáp ứng tốc độ máy bay cụ thể Ví dụ, A F biểu thị tốc độ mà gió có vận tốc ± U1 cản trở cánh Như lưu ý liên quan đến đường bao bay, bị ảnh hưởng độ nén độ cao phải vẽ loạt đường bao gió cho độ cao khác Một biến bổ sung phương trình cho hệ số tải gió tải trọng cánh w Hơn nữa, đường bao gió nên vẽ để thể điều kiện khác tải máy bay Các giá trị tiêu biểu U1, U2 U3 20m / s, 15,25m / s 7,5m / s Có thể nhận thấy từ đường bao gió hệ số tải gió tối đa xảy tốc độ bay VC Nếu giá trị n vượt giá trị trường hợp phong bì chuyến bay tương ứng, n1, trường hợp gió quan trọng hành trình Chúng ta xem xét máy bay dân dụng, không áp lực mà n1 = 2,5, w = 2400N / m2 ∂CL / ∂α = 5.0 / rad Lấy F = 0,715 có, từ phương trình (13.33) cho , tốc độ bay biểu thị dạng EAS Đối với trường hợp gió quan trọng Hoặc 24 Do đó, máy bay dân dụng loại có tốc độ bay vượt 108m / s, trường hợp gió giật quan trọng Trên thực tế, điều áp dụng cho hầu hết máy bay dân dụng đại Mặc dù, kết hợp tương tự V n đường bao bay gió tạo lực nâng máy bay, tải trọng cánh cánh đuôi riêng lẻ khác nhau, hiển thị trước (xem đạo hàm phương trình (13.33)) Tình quan trọng máy bay Airbus, có phi lớn CGforward trung tâm khí động học Trong trường hợp phong bì chuyến bay, tải trọng hướng xuống, trong trường hợp gió giật hướng lên; rõ ràng có khác biệt đáng kể tải trọng cánh Sự chuyển đổi tải trọng động gió giật thành tải trọng uốn, cắt xoắn cánh, thân máy bay máy bay đuôi thảo luận Phần 11.1 Tải trọng phát sinh thêm từ ứng dụng aileron, gầm máy bay hạ cánh, giá treo động hạ cánh Phân tích thảo luận điều tìm thấy 25 ... kể tải trọng cánh Sự chuyển đổi tải trọng động gió giật thành tải trọng uốn, cắt xoắn cánh, thân máy bay máy bay đuôi thảo luận Phần 11.1 Tải trọng phát sinh thêm từ ứng dụng aileron, gầm máy bay. .. phản ứng máy bay dựa giả định chuyến bay máy bay không bị xáo trộn máy bay từ có khơng khí vào khơng khí chuyển động gió thời gian cần thiết để tải trọng gió tích tụ; lực khí động học máy bay xác... (13.25) đến (13.28) hệ số tải gió tỷ lệ thuận với tốc độ máy bay tỷ lệ nghịch với tải trọng cánh Theo sau, máy bay tốc độ cao với tải trọng cánh thấp trung bình bị ảnh hưởng tải trọng gió Đóng góp cho