- k1 pp1 k
4.3.2.Một số giải pháp hạn chế ảnh hưởng của gió cạnh đến quá trình hạ cánh của máy bay
hạ cánh của máy bay
Gió cạnh có ảnh hưởng đến các ĐTKĐ của máy. Với góc trượt cạnh lớn thì sự ảnh hưởng của gió cạnh đến động lực học bay của máy bay là điều cần phải quan tâm. Ở mục 4.3.1 cho thấy khi có gió cạnh thì góc nghiêng quĩ đạo sẽ tăng lên, quảng đường bị rút ngắn và máy bay tiếp đất ngay ở giai đoạn cải bằng. Đây là tình thế ẩn chứa các nguy cơ mất an toàn.
Đối với máy bay huấn luyện L-39 thì gió cạnh có cường độ lớn là gió cạnh có vận tốc trên 10 [m/s]. Gió cạnh có cường độ lớn thường xuất hiện bất thường, khó dự báo chính xác. Một số nơi như sân bay Nha Trang, sân bay Tuy Hòa thường có gió cạnh. Tại những sân bay này nhiều ban bay sử dụng máy bay L-39 để huấn luyện đã bị hủy bỏ để đảm bảo an toàn trước ảnh hưởng của gió cạnh.
Trong trường hợp phải hạ cánh với gió cạnh có vận tốc lớn, có thể thực hiện một số phương pháp để hạn chế ảnh hưởng của gió cạnh đến quá trình hạ cánh của máy bay như sau:
1- Hạ cánh với góc trượt cạnh [65]:
Đây là dạng hạ cánh khi mà mũi máy bay có hướng lệch với đường băng một góc bằng phần góc không thể cân bằng với góc trượt cạnh khi lệch cánh lái hướng, hình 4.18.
Hạ cánh với góc trượt cạnh như vậy giảm được góc trượt cạnh và từ đó giảm được ảnh hưởng tiêu cực của nó đến các đặc trưng khí động của máy bay. Để triệt tiêu lực cạnh Z và thắng phần lực cản xuất hiện do gió cạnh gây ra cần tăng thêm lực đẩy của thiết bị động lực.
Để duy trì máy bay không bị nghiêng cánh cần lệch cánh lái liệng đi một góc đủ để cân bằng với mô men nghiêng cánh do gió cạnh tạo ra. Quá trình tiếp cận hạ cánh cần điều chỉnh hướng để duy trì vị trí máy bay với đường quĩ đạo hạ cánh và thực hiện theo phương pháp hạ cánh có trượt cạnh.
2- Thực hiện hạ cánh với vận tốc lớn hơn, trong miền hạ cánh an toàn: Thực hiện hạ cánh ở vận tốc lớn hơn có thể giảm được góc trượt cạnh β trong khoảng cho phép hạ cánh. Thí dụ: Đối với máy bay L-39, khi gió cạnh có vận tốc 12 m/s, nếu hạ cánh ở chế độ hạ cánh, vận tốc 50 m/s (180 km/h), thì góc trượt cạnh có giá trị β≈13,5o và việc hạ cánh rơi vào vùng hạ cánh nguy hiểm, hình 4.14. Nếu thực hiện hạ cánh với vận tốc 60 m/s (216 km/h), khi đó góc trượt cạnh β giảm từ 13,5o xuống giá trị 11.31o và đưa trạng thái hạ cánh vào vùng hạ cánh an toàn. Như vậy để giảm ảnh hưởng tiêu cực của gió cạnh có thể thực hiện hạ cánh ở chế độ có vận tốc hạ cánh lớn hơn (chẳng hạn hạ cánh ở chế độ càng thả, cánh tà ở vị trí 25o hay cánh tà ở vị trí thu).
3- Hạ cánh ở vị trí khác có gió cạnh nhỏ trong phạm vi cho phép. Có thể hạ cánh tại nơi khác có gió cạnh đảm bảo cho việc hạ cánh, hoặc thực hiện việc hạ cánh theo hướng ngược chiều gió cạnh thổi tới (do vận tốc gió ngược cho phép hạ cánh lớn hơn nhiều vận tốc lớn nhất gió xuôi cho
phép). Như vậy, nhìn từ góc độ tác động của gió cạnh nên tổ chức huấn luyện việc hạ cánh theo cả hai chiều của đường cất hạ cánh.
4- Trong các trường hợp có gió cạnh cần lựa chọn điểm cải bằng hạ cánh muộn hơn (gần đường băng hơn).
Kết luận chương 4
Lấy các kết quả đã được tính toán khi chưa có trượt cạnh trong chương 3 làm điểm xuất phát, trong chương 4 đã thực hiện khảo sát một số ĐTKĐ của máy bay L-39 khi hạ cánh có trượt cạnh.
Nội dung chương 4 đi sâu nghiên cứu ảnh hưởng của gió cạnh đến đặc tính lực nâng của máy bay, theo đó trong khoảng góc trượt cạnh có giá trị nhỏ thì ảnh hưởng của gió cạnh đến hệ số lực nâng là nhỏ và có dạng tuyến tính. Tuy nhiên khi góc trượt cạnh tăng lên thì ảnh hưởng của gió cạnh là rất đáng kể và có tính phi tuyến. Khi giảm vận tốc hạ cánh thì độ cong phi tuyến (mức độ ảnh hưởng) càng lớn và tính phi tuyến xảy ra cũng sớm hơn (ở góc trượt cạnh nhỏ).
Trong chương 4 đã xây dựng được các đồ thị đặc tính ở cấu hình cất, hạ cánh phụ thuộc vào góc trượt cạnh, đã xây dựng được các công thức hồi qui, các đồ thị biểu diễn mối liên hệ giữa góc lệch cánh lái hướng, cánh lái liệng với góc trượt cạnh khi điều khiển cân bằng các mô men hướng my(õ), mô men nghiêng cánh mx(õ) do gió cạnh gây ra đối với máy bay L-39. Trên cơ sở kết quả tính toán đã xác định được miền vận tốc hạ cánh an toàn khi có trượt cạnh và chỉ ra vùng hạ cánh tiềm ẩn nguy hiểm có thể đe dọa an toàn bay. Đây là những công thức và đồ thị mà trong TLKT máy bay L-39 chưa có.
Dưới góc độ khảo sát sự thay đổi giá trị hệ số lực nâng, chương 4 đã chỉ ra ảnh hưởng của trượt cạnh đến quá trình hạ cánh như rút ngắn quãng đường hạ cánh, tăng vận tốc và tăng góc nghiêng quĩ đạo khi tiếp đất v.v.
KẾT LUẬN
Quá trình nghiên cứu đã đề cập ảnh hưởng của gió cạnh đến các ĐTKĐ của máy bay như hệ số lực nâng, lực cản, mô men nghiêng cánh, mô men đổi hướng v.v. Tuy nhiên trong luận án mới chỉ tập trung nghiên cứu ảnh hưởng của gió cạnh đến khả năng tạo nâng của máy bay.
Kết quả nghiên cứu cho thấy với một vận tốc bay nhất định thì tồn tại một góc trượt cạnh tới hạn β* mà khi β > β* thì ảnh hưởng của gió cạnh đến khả năng tăng nâng là không thể bỏ qua. Khi vận tốc bay V giảm thì giá trị β* cũng giảm theo - có nghĩa là ảnh hưởng của trượt cạnh đến hệ số lực nâng bộc lộ càng sớm, ở những góc trượt cạnh nhỏ. Điều này dẫn đến một vấn đề là với một góc trượt cạnh nhất định trong phạm vi an toàn sẽ trở nên nguy hiểm nếu đột ngột thay đổi vận tốc bay về giá trị nhỏ hơn (điều này trong TLKT và sổ tay hướng dẫn sử dụng cho phi công L-39 chưa đề cập đến mà chỉ giới hạn vận tốc gió cạnh lớn nhất mà thôi).
Trong luận án đã nghiên cứu mở rộng cho đối tượng máy bay L-39 và đã thu được một số kết quả:
- Đã xây dựng được một số ĐTKĐ của máy bay L-39 ở cấu hình cất cánh, hạ cánh có trượt cạnh bằng phương pháp số.
- Đã xây dựng được mối liên hệ giữa góc δH, δL với góc trượt cạnh β. - Chỉ ra miền vận tốc hạ cánh có thể gây mất an toàn bay và xây dựng được miền vận tốc hạ cánh an toàn cho máy bay L-39 khi hạ cánh có gió cạnh.
Đây là những kết quả và kết luận thu được qua quá trình nghiên cứu, chúng chưa có và cũng chưa được đề cập trong các TLKT.
Một điểm khác biệt ở đây là các đặc tính, các đồ thị hoàn toàn được xác định dựa trên kết quả tính toán bằng phương pháp số, khác với các đồ thị trong TLKT là những đường hồi qui dựa trên một số kết quả bay thực tế.
Những đóng góp mới của luận án:
1- Phát triển tiếp mô hình không gian cho cánh nâng cơ sở bằng phương pháp xoáy rời rạc.
2- Khẳng định gió cạnh có ảnh hưởng đến các đặc tính khí động của máy bay. Đưa ra khái niệm góc trượt cạnh tới hạn và khuyến cáo là sẽ tiềm ẩn nguy hiểm khi góc trượt cạnh lớn hơn góc trượt cạnh tới hạn.
Khẳng định khi vận tốc bay giảm thì góc trượt cạnh tới hạn cũng giảm theo.
3- Bổ sung thêm các đặc tính khí động của máy bay khi có ảnh hưởng của gió cạnh bằng phương pháp số bên cạnh các số liệu bay thực nghiệm.
Các kết quả tính toán, các biện pháp đề xuất, một số kết luận rút ra, các phụ lục v.v. là những số liệu đủ tin cậy và có thể được sử dụng như tài liệu hướng dẫn, tham khảo. (adsbygoogle = window.adsbygoogle || []).push({});
4 - Về mặt phương pháp: Đề xuất phương pháp tiếp cận nghiên cứu và xác định độ tin cậy kết quả nghiên cứu bằng việc sử dụng hai phương pháp số
có bản chất rõ ràng, độc lập kết hợp với việc so sánh một số kết quả tính toán
thu được với các số liệu có trong TLKT để đánh giá một vấn đề về khí động
học của máy bay khi không có điều kiện áp dụng phương pháp thử nghiệm truyền thống.
Đây là những kết quả nghiên cứu ban đầu về ảnh hưởng của gió cạnh đến ĐTKĐ của máy bay ở vùng vận tốc nhỏ, cần tiếp tục nghiên cứu theo hướng:
- Nghiên cứu ảnh hưởng của gió cạnh đến các ĐTKĐ khác của máy bay. - Coi ảnh hưởng của gió cạnh là một tác nhân cần lưu ý trong quá trình nghiên cứu, thiết kế chế tạo và khi tổ chức khai thác sử dụng máy bay.
- Cần bổ sung tài liệu cho huấn luyện bay thực tế cũng như xây dựng các chương trình huấn luyện trong buồng tập lái có tính đến ảnh hưởng của gió cạnh v.v.
DANH MỤC CÁC CÔNG TRÌNH KHOA HỌC ĐÃ CÔNG BỐ 1- Nguyễn Đình Sơn, Ngô Trí Thăng, Phan Xuân Tăng, Đặng Văn Khoa, Văn
Minh Chính, (2006), “Khảo sát chuyển động nhiễu dọc của thủy phi cơ khi bay gần mặt phẳng giới hạn”, Tuyển tập công trình Hội nghị Khoa học Cơ
học Thủy khí Toàn quốc năm 2005, Hà Nội, tr. 489-497.
2- Lã Hải Dũng, Lê Đình Cương, Ngô Trí Thăng, Phan Xuân Tăng, Nguyễn Đình Sơn, (2007), “Nghiên cứu ảnh hưởng của các tham số tới chất lượng điều khiển khí cụ bay tự động trong mặt phẳng đứng”, Tạp chí Nghiên cứu Khoa học kỹ thuật và Công nghệ quân sự, (số 21, 12-2007), tr. 8-13. 3- Lã Hải Dũng, Nguyễn Đình Sơn, Lê Đình Cương, Ngô Trí Thăng, Phan
Xuân Tăng, (2008), “Nghiên cứu tác động của gió cạnh tới chuyển động của khí cụ bay tự động”, Tuyển tập công trình Hội nghị Khoa học Cơ học
Thủy khí Toàn quốc năm 2007, Hà Nội, tr. 125-133.
4- Nguyễn Đình Sơn, (2010), “Kiểm chứng các phương pháp xác định đặc tính khí động của thân tròn xoay”, Tạp chí Nghiên cứu Khoa học và Công
nghệ quân sự, (số 7, 6-2010), tr. 9-14.
5- Nguyễn Đình Sơn, (2012), “Khảo sát ảnh hưởng của gió cạnh đến đặc tính khí động của cánh khí cụ bay”, Tạp chí Nghiên cứu Khoa học và Công
nghệ quân sự, (số 18, 4-2012), tr. 29-35.
6- Nguyễn Đình Sơn, Võ Thiên Sơn, Hoàng Khắc Hoằng, (2013), "Về ảnh hưởng của tính nhớt dòng khí đến kết quả thử nghiệm trong ống thổi khí động ở vùng tốc độ nhỏ", Tạp chí Năng lượng nhiệt, Hội Khoa học Kỹ thuật Nhiệt Việt Nam (số 114, 11-2013), tr.4-6.
TÀI LIỆU THAM KHẢO
Tiếng Việt
[1]- Lê Tuấn Anh, Phan Thế Sơn, Nguyễn Quang Vịnh, Phạm Thiện Hân, (2011), "Xác định các thông số khí động của thiết bị bay trong môi trường Ansys.CFX", Tạp chí nghiên cứu KH&CN Quân sự - Đặc san
CH&ĐKTBB, tháng 11, trang 55-62.
[2]- Lương Tuấn Anh, (2010), “Thuật toán thể tích hữu hạn giải hệ phương trình sóng động lực hai chiều ngang”, Tuyển tập báo cáo Hội thảo khoa
học lần thứ 10-Viện KH KTTV & MT.
[3]- Nguyễn Đức Cương và nhóm nghiên cứu, (2003), Xây dựng Phòng thí
nghiệm ảo về khí cụ bay tự động, Đề tài nhánh của đề tài KC-01.07
thuộc chương trình cấp Nhà nước về nghiên cứu Khoa học và phát triển Công nghệ Thông tin và Truyền thông, Hà Nội.
[4]- Dương Ngọc Hải, (2008), Xây dựng và áp dụng công cụ mô hình hóa để mô phỏng và tính toán dòng khí ba chiều bao quanh khí cụ bay, Viện KH&CN Việt Nam, Hà Nội.
[5]- Nguyễn Hoàng Hải, Nguyễn Việt Anh, (2004), Lập trình Matlab và ứng
dụng, Nhà xuất bản KH&KT, Hà Nội. (adsbygoogle = window.adsbygoogle || []).push({});
[6]- Nguyễn Phúc Ninh, (1999), Giáo trình Khí động học máy bay, Học Viện PK-KQ, Hà Nội.
[7]- Ngô Thành Phong, Vũ Đỗ Huy Cường, (2008), áp dụng phương pháp
không lưới Galerkin cho bài toán uốn tấm, Sự phát triển khoa học và
công nghệ, Tập 11, số 06, Đại học quốc gia-tp.HCM.
[8]- Vũ Duy Quang, (2006), Thủy khí động lực ứng dụng, NXB Xây dựng, Hà Nội.
[9]- Quân chủng Phòng Không-Không Quân, (2007), Sổ tay phi công L-39, NXB Quân đội nhân dân, Hà Nội.
[10]- Quân chủng Phòng Không-Không Quân, (2001), Kết cấu và độ bền máy bay, Tập 1-Giáo trình, Học Viện Phòng không -Không quân, Hà Nội.
[11]- Phan Thế Sơn, Phạm Thiện Hân, (2011), “Đánh giá các mô hình dòng chảy rối trong khảo sát khí động học bay”, Tạp chí nghiên cứu KH&CN Quân sự-Đặc san CH&ĐKTBB, tháng 11, trang 180-185.
[12]- Phan Xuân Tăng, (2009), ”Nghiên cứu đặc tính khí động học của khí cụ bay khi có ảnh hưởng của mặt giới hạn”, Luận án tiến sĩ kỹ thuật, Hà Nội.
[13]- Đinh Bá Trụ, Hoàng Văn Lợi, (2007), Hướng dẫn sử dụng Ansys, phần 1,2. Học viện Kỹ thuật quân sự.
[14]- Thái Doãn Tường, (2007), ”Xây dựng mô hình tương tác khí động giữa hai khí cụ bay trong giai đoạn tách khỏi nhau”, Luận án tiến sĩ kỹ thuật, Hà Nội.
[15]- Jean Marie Brébec và đồng nghiệp, (2006), Cơ học chất lỏng, NXB Giáo dục, Hà Nội. Tiếng Nga [16]- Абрамович Г. Н. (1976), Прикладная газодинамика, Наука, Москва. [17]- Aero VODOCHODY, (1986), Техническая документация самолета Л-39, книга 1: Летные характеристики, Czech. [18]- Александров В.Л., (1951), Воздушные винты, Оборонгиз, Мосва. [19]- Антон Горбушин, (2011), "Опыт применения численных методов в экспериментальных исследованиях в ЦАГИ", Международный симпозиум, Tokyo. [20]- Аубакиров Т. О., Белоцерковский С. М., Желаников А. И., Ништ М. И.,(1997), Нелинейная теория крыла и его приложение, Алматы. [21]- Аубакиров Т. О., Желаников А. И., Иванов П. Е., Ништ М. И., (1999), Спутные следы и их воздействие на аппараты, Алматы. [22]- Афанасьева Н.Ю., (2010), Вычислительные иэкспериментальные методы научново эксперимента, МГТУ им. Баумана Н.Э., Москва.
[23]- Бедржицкий Е. Л., Дубов Б. С., Радциг А. Н. (1990), Теория и практика аэродинамического эксперимента, Изд. МАИ, Москва. [24]- И. Белоцерковский А. С., Качанов Б. О., Кулифеев Ю. Б., Морозов В. И. (1984), Создание и применение математических моделей самолетов. Наука, Москва. [25]- Белоцерковский С. М. , (1965), Тонкая несущая поверхность в дозвуковом потоке газа, наука, Москва. [26]- Белоцерковский С. М., Скрилач Б. К. , (1975), Аэродинамические производные летательного апарата и крыла при дозвуковых скоростях, Наука, Москва. [27]- Белоцерковский С. М., Ништ М. И., (1978), Отрывное и без- отрывное обтекание тонких крыльев идеальной жидкостию, Наука, Москва. [28]- Белоцерковский С. М., Ништ М. И. (1981), Линейные и нелинейные моделы аэродинамики летательного аппарата. Исследование авиационной теханики с помощью ЭВМ, Труды ВВИА им. проф. Н. Е. Жуковского, Москва. [29]- Белоцерковский С. М., Гиневский А. С. (1995), Моделирование турбулентных струй и следов на основе метода дискретных вихрей, Изд. “ физико- математическая литература”, Москва. [30]- В. П. Бехтир, В. М. Ржевский, В. Г. Ципенко, (1997), Практическая aэродинамика самолета Ту-154М, Допущено Департаментом воздушного транспорта в качестве учебника для высших учебных заведений, “Воздушный транспорт” , Москва. [31]- В.Н. Блохин, В.М. Прохоров, П.С. Кальясов, А.К. Якимов, А.В. Туманин, В.В. Шабаров, (2012), "Примение методов вычислительново эксперимента для определения аэродинамических характеристик экраноплана на крейсерском
режиме движения", Вестник Нижегородского университета им. Н.И. Лобачевского, № 3 (1), с. 147–154. [32]- Болсуновский А. Л., Глушков Н. Н., Щенникова О. Л. , (1986), Приближенный метод расчета максимальной подъемной силы крыловых профилей при малых скоростях. Труды ЦАГИ. [33]- Васильченко К. К., Леонов В. А., Пашковский И. М., Поплавский Б. К. ,( 1996), Летные испытания самолетов. Машиностроение, Москва. [34]- Вышинский В.В., Стасенко А.Л.,(1999), Струйно-вихревой след самолёта: проблемы экологии и безопасности полета, Математическое моделирование, РАН. - Т. 11, № 4. - С. 100 -116. [35]- Ганиев Ф. И., Nguyen Duc Cuong (1979), К решении на ЭВМ систем
линеарных алгебраических уравлений высокого порядка, Научно- методические материады, Москва. [36]- Гиргидов А.Д., (2011), Ο лобовом сопротивлеии движению цилин- дра, Инженерно-строительный журнал, Россия. [37]- Горлин С.М., Слезингер И.И. (1964), Аэромеханические измерения, методы и приборы. Наука, Мосва. [38]- Дашковский А. А., (1980), Расчет панельным методом обтекания крылового профиля потоком несжимаемой жидкости. Труды ЦАГИ. [39]- Дитман Б. С., Савчук В. Д., Якубов И. Р., (1987), Метод аналогий в аэродинамике летательных аппаратов, Машиностроение, Москва [40]- Доброленский Ю. П.(1969), Динамика полета в неспокойной амосфере, Машностроение, Москва. [41]- Закс Н.А., (1953), Основы экспериментальной аэродинамики, Оборонгиз, Мосва.
[42]- Захаров А. Г., (1980), Применение панельного метода к задаче обтекания тонкого крыла со сворачивающимся следом в стационарном потоке несжимаемой жидкости. Труды ЦАГИ. [43]- Кашафутдинов C.T., Лушин В.Н., (1994), АТЛАС Аэродинами- ческих характеристик крыловых профилей. www.vokb-lab.spb.ru. [44]- Калинин А. Й, (1973), Суммарные и распределенные аэроди- намические характеристики изолированных поверхностей при малых дозвуковых скоростях. Труды ЦАГИ. [45]- Колесников К.С.(1980), Динамикаракет, Машностроение, Москва. [46]- Колобков А. Н., Сорокин Ю. С., Софронов В. Д., (1993), Панельные методы в дозвуковой аэродинамике летательного аппарата. Изд-во МАИ, Москва. [47]- Лебедев А.А., Чернобровкин Л.С.,(1973), “Динамика полета беспилотнных летательных аппаратов”. Машиностроение, Москва. [48]- Мусолин Николай Валерьевич, (2001), Влияние атмосферных возмущений на динамику полета воздушного судна, диссертация кандидат технических наук, Москва. [49]- Остославский И. В., Стражева И. В.,(1957), Аэродинамика самолета. Государственное издательство оборонной промышленности, Москва. [50]- Остославский И. В., Стражева И. В.,(1965), Динамика полета. Устойчивость и управляемость летательных аппаратов, Машиност-роение, Москва. [51]- Островой, Александр Владимирович, (2003), Метод дискретных вихрей в задачах аэродинамики отрывного обтекания ортогональных роторов ветросиловых установок, Самара.
[52]- Павленко А.М., (2011), Изучение вихревой структуры отрывных течений и методов управления отрывом на моделях крылев при малых числах Pейнольдса, Автореферат диссертации на соискание учёной степени кандидата физико-математических наук, Новосибирск. [53]- Πаринов В.А., Дворак А.В., (1986), Метод дискретных вихрей с замкнутыми вихревыми рамками, Труды ВВИА им. проф. Н. Е.