TÌM HIỂU CÁC BỀ MẶT ĐIỀU KHIỂN TRÊN MÁY BAY Khí động lực học

Các bề mặt điều khiển (hay còn gọi là các cánh điều khiển) cho phép phi công có thể điều khiển trạng thái của máy bay, lái máy bay theo ý muốn của mình. Nói đến các bề mặt điều khiển người ta nghĩ ngay đến các bề mặt điều khiển dùng cho máy bay cánh cố định. Máy bay có thể sử dụng các bề mặt điều khiển khác nhau, vị trí đặt của chúng khác nhau nhưng nguyên tắc điều khiển cơ bản vẫn được bảo toàn. Ví dụ như các bề mặt điều khiển ở máy bay hành khách, máy bay chiến đấu, máy bay cánh quạt tương tự nhau ở Hình 1, Hình 2 và Hình 3. Nguyên tắc điều khiển máy bay cánh quay (như trực thăng) hoàn toàn khác với nguyên tắc điều khiển máy bay cánh cố định

Giới thiệu

Các bề mặt điều khiển, hay cánh điều khiển, là yếu tố quan trọng giúp phi công điều khiển trạng thái và hướng bay của máy bay theo ý muốn Mặc dù các bề mặt điều khiển trên máy bay cánh cố định như máy bay hành khách, máy bay chiến đấu và máy bay cánh quạt có vị trí và hình dạng khác nhau, nguyên tắc điều khiển cơ bản vẫn được giữ nguyên Tuy nhiên, nguyên tắc điều khiển của máy bay cánh quay, chẳng hạn như trực thăng, hoàn toàn khác biệt so với máy bay cánh cố định.

Hình 1: Vị trí các bề mặt điều khiển của máy bay Airbus A380

Hình 2: Vị trí các bề mặt điều khiển trên một dạng máy bay chiến đấu

Hình 3: Vị trí các bề mặt điều khiển trên máy bay T-28B

Bề mặt điều khiển ở máy bay cánh cố định gồm 3 phần:

 Bề mặt điều khiển chính (Main control surfaces);

 Bề mặt điều khiển phụ (Secondary control surfaces);

 Bề mặt điều khiển tinh chỉnh (Control trimming surfaces).

Ngoài ra, còn có các bề mặt hỗ trợ ổn định khi bay như cánh tay đòn cân bằng (Horn balance), cánh nhỏ ở đầu mút cánh (Wingtip) và cánh tạo xoáy trên cánh chính (Wing vortex generator).

Trong bài này còn trình bày thêm một số khái niệm liên quan về lực nâng trên cánh, hệ trục tọa độ của máy bay.

Một số khái niệm liên quan

Lực nâng trên cánh

Để tạo lực nâng trên cánh, cần đảm bảo rằng không khí di chuyển trên bề mặt cánh nhanh hơn so với bề mặt dưới, từ đó tạo ra sự chênh lệch áp suất Điều này có thể đạt được bằng cách sử dụng cánh cong, tăng góc tấn, hoặc kết hợp cả hai phương pháp.

Khi xét biên dạng cánh cong, không khí di chuyển nhanh hơn trên bề mặt trên của cánh, dẫn đến áp suất thấp hơn so với bề mặt dưới Sự chênh lệch áp suất này tạo ra lực nâng cho cánh máy bay Tăng độ cong, mở rộng diện tích cánh hoặc tăng góc tấn sẽ làm tăng lực nâng, nhưng cũng đồng thời gia tăng lực cản.

Hình 4: Hai loại biên dạng cánh cơ bản: Cánh cong và cánh đối xứng

Đối với cánh đối xứng, độ cong của hai mặt cánh là như nhau, dẫn đến lực nâng chỉ xuất hiện khi có sự thay đổi ở góc tấn Khi góc tấn tăng, lực nâng cũng tăng theo, tuy nhiên cần lưu ý rằng góc tấn phải nhỏ hơn góc tấn tới hạn để tránh hiện tượng thất tốc (stall), điều này có thể làm mất lực nâng và gia tăng lực cản.

Chương 2: Một số khái niệm liên quan

Hình 6: Hiện tượng thất tốc trên cánh khi góc tấn lớn

Ngoài ra, khi vận tốc không khí đến cánh tăng cũng làm tăng lực nâng trên cánh

Khi góc tấn tăng, phân bố áp suất trên cánh cũng thay đổi, dẫn đến sự gia tăng chênh lệch áp suất giữa mặt trên và mặt dưới cánh, từ đó làm tăng lực nâng tác động lên cánh.

Hình 7: Phân bố áp suất trên một biên dạng cánh tjai các góc tấn khác nhau

Cánh tà (Flap) được sử dụng để điều chỉnh độ cong của cánh, từ đó thay đổi lực nâng nhằm phục vụ cho các thao tác bay như cất cánh và hạ cánh Khi góc gập của cánh tà thay đổi từ 0 đến 15, đường dòng không khí qua cánh cũng thay đổi Đồ thị hệ số lực nâng theo góc tấn cho thấy rằng việc tăng hoặc giảm góc gập của cánh tà sẽ làm tăng hoặc giảm hệ số lực nâng và lực cản tại cùng một góc tấn Đồng thời, góc tấn tới hạn xảy ra hiện tượng thất tốc (Stall) cũng sẽ thay đổi tương ứng Càng tăng góc gập cánh tà, sự biến đổi của hệ số lực nâng và lực cản càng lớn.

Cánh tà được ứng dụng để tạo ra lực khí động, giúp điều khiển máy bay Tùy thuộc vào công dụng cụ thể, cánh tà sẽ có những tên gọi khác nhau và trở thành các bề mặt điều khiển quan trọng trong ngành hàng không.

Hình 8: Minh họa đồ thị hệ số lực nâng với góc tấn (a); Đường dòng qua cánh trong trường hợp cánh tà lệch 0 và 15.

Hệ trục tọa độ và trọng tâm của máy bay

Hệ trục tọa độ của máy bay bao gồm ba trục vuông góc với nhau: trục đứng (Vertical axis), trục ngang (Lateral axis) và trục dọc thân (Longitudinal axis) Các trục này đóng vai trò quan trọng trong việc xác định vị trí và chuyển động của máy bay trong không gian.

Các trục này có thể được xác định như sau:

Giả sử máy bay được treo bằng một sợi cáp tại một điểm cân bằng, sao cho mặt phẳng cánh của máy bay nằm ngang, thì lúc này sợi cáp sẽ đóng vai trò như trục đứng của máy bay.

Trục ngang của máy bay là một đường thẳng đi qua trục đứng và song song với đường thẳng nối hai đầu mút cánh (Wingtip).

Một đường thẳng song song với đường thẳng nối từ đầu mũi đến đuôi của máy bay, đi qua trục đứng, được gọi là trục dọc của máy bay.

Nếu 3 trục này cắt nhau tại điểm móc của cáp treo thì điểm móc đó là trọng tâm

(Center of gravity) của máy bay

Ngoài ra người ta còn chọn chiều của các trục phù hợp với phi công Cụ thể:

 Trục dọc thân hướng về phía trước (hướng nhìn của phi công);

 Trục ngang hướng về phía tay phải của phi công;

 Trục đứng hướng xuống dưới (theo quy tắc tam diện thuận)

Hình 9: Ba trục tọa độ và trọng tâm của máy bay

Bề mặt điều khiển chính (Main control surfaces)

Cánh liệng (Ailerons)

3.1.1 Khái niệm và hoạt động

Các cánh liệng được lắp đặt ở đuôi cánh chính, gần đầu mút cánh, hoạt động đối lập với nhau: khi một cánh gập lên, cánh còn lại gập xuống Sự thay đổi này tạo ra sự chênh lệch lực nâng, làm cho máy bay có thể xoay quanh trục dọc thân (Rolling) Khi máy bay bay ổn định, nếu người điều khiển đẩy cần sang trái, cánh liệng bên trái sẽ gập lên trong khi cánh bên phải gập xuống, tạo ra lực nâng khác nhau và khiến máy bay quay sang trái.

Chương 4: Bề mặt điều khiển phụ làm máy bay xoay quanh trục dọc thân về phía trái (Hình 12) Ngược lại khi đẩy cần điều khiển qua phải (Hình 13).

Hình 12: Mô tả trường hợp đẩy cần điều khiển sang trái

Hình 13: Máy bay lăn sang phải khi đẩy cần điều khiển sang phải

Khi đạt đến góc liệng cần thiết, việc trả cần điều khiển về vị trí trung tâm sẽ giúp máy bay không xoay quanh trục nữa và duy trì trạng thái bay nghiêng Để máy bay bay trở lại trạng thái ngang, cần đẩy cần điều khiển sang phải cho đến khi góc liệng trở về 0, sau đó trả cần về vị trí trung tâm.

3.1.2 Hạn chế và cách khắc phục

Cánh liệng chủ yếu giúp máy bay xoay quanh trục dọc thân Khi cánh liệng gập xuống hoặc lên để điều chỉnh lực nâng, nó cũng tạo ra lực cản lớn hoặc nhỏ lên cánh máy bay Sự chênh lệch này dẫn đến hiện tượng dạt máy bay (Adverse yaw), khiến máy bay xoay quanh trục đứng ngược với hướng liệng.

Khi cần điều khiển được đẩy sang trái, máy bay sẽ quay quanh trục dọc thân về hướng trái, trong khi lực cản tác động làm máy bay cũng quay quanh trục đứng theo hướng phải (Hình 14).

Chương 4: Bề mặt điều khiển phụ

Hình 14: Ảnh hưởng của lực cản khi điều khiển cánh liệng

Hạn chế này sẽ tăng lên đối với máy bay có sải cánh dài (máy bay lượn) hoặc đang bay với vận tốc thấp

Trong điều khiển máy bay, các phi công thường kết hợp các bề mặt điều khiển để tránh tình trạng lệch hướng Một phương pháp phổ biến là sử dụng cánh lái hướng để điều chỉnh hướng bay: khi máy bay dạt về một phía, phi công sẽ gập cánh lái hướng về phía ngược lại Cơ chế này sẽ được giải thích chi tiết hơn ở Mục 3.3.

Hình 15: Điều khiển kết hợp giữa cánh liệng và cánh lái hướng để tránh dạt máy bay

Trong thiết kế máy bay có thể dùng cơ cấu cánh liệng vi sai, cơ cấu cánh liệng dạng Frise…để giảm bớt điểm hạn chế này

Cánh liệng vi sai (Hình 16) là cánh liệng có 2 góc gập khác nhau: góc gập lên lớn hơn góc gập xuống, nhằm làm cân bằng lực cản giữa 2 cánh.

Hình 16: Cánh liệng vi sai

Cánh liệng dạng Frise có thiết kế đặc biệt với mép trước nhô ra phía trước trục bản lề, giúp giảm hiện tượng dạt máy bay Khi cánh liệng gập lên, mép trước hạ xuống dưới bề mặt cánh, tạo ra lực cản ký sinh (Parasite drag) và làm tăng tổng lực cản Điều này giúp hạn chế chênh lệch lực cản giữa hai cánh, từ đó cải thiện tính ổn định của máy bay trong quá trình bay.

Hình 17: Cơ chế hoạt động của cánh liệng dạng Frise

Chương 4: Bề mặt điều khiển phụ 3.1.3 Công thức tính toán ảnh hưởng của sư thay đổi Cánh liệng

Hình 18: Sơ đồ lực khí cánh liệng thay đổi

 C l : hệ số mô men quay

Thành phần C l δ A đại diện cho hệ số mô men liệng của cánh, phản ánh sự thay đổi của cánh liệng và đóng vai trò quan trọng trong việc điều khiển cường độ liệng của cánh lái liệng.

Trong đó C L α w đã được hiệu chỉnh cho dòng 3D và thành phần 2 được thêm vào để tính toán cho trường hợp 2 cái lái liệng.

C: dây cung biên dạng cánh.

 λ : tỉ số thon của cánh

Lực cản cảm ứng khi liệng (The aircraft rolling drag)

 C D R : hệ số lực cản khi chuyển động liệng

 S tot : diện tích tổng bề mặt các cánh (cánh, đuôi ngang, đuôi đứng)

 V R : Tốc độ máy của máy bay khi chuyển động liệng

Cánh lái độ cao (Elevators)

Cánh lái độ cao là bộ phận có khả năng xoay quanh một khớp bản lề đặt phía sau cánh ổn định ngang của máy bay Chúng hoạt động đồng bộ, gập lên xuống cùng nhau để điều chỉnh độ cao của máy bay.

Khi phi công điều khiển cần lái về phía sau, cánh lái độ cao gập lên, tạo ra lực khí động đẩy đuôi máy bay xuống và làm cho mũi máy bay ngóc lên Điều này dẫn đến việc cánh chính tăng góc tấn, từ đó tăng lực nâng và giúp máy bay tăng độ cao Khi đạt được góc ngóc lên cần thiết, phi công trả cần điều khiển về vị trí trung tâm, cho phép máy bay tiếp tục leo dốc Khi đạt độ cao mong muốn, phi công đẩy cần điều khiển về phía trước để giảm góc ngóc lên về 0, giúp máy bay bay bằng trở lại Ngược lại, nếu phi công đẩy cần điều khiển về phía trước, máy bay sẽ hạ độ cao.

Cánh lái độ cao có vai trò quan trọng trong việc điều khiển sự trúc ngóc (Pitching) của máy bay, cho phép máy bay xoay quanh trục ngang của nó Khi cánh lái gập xuống, máy bay sẽ trúc xuống, và khi cánh lái gập lên, máy bay sẽ ngóc lên.

Hình 19: Máy bay ngóc lên khi cánh lái độ cao gập lên

Máy bay có cánh lái độ cao đặt phía trước cánh chính sử dụng nguyên tắc điều khiển tương tự, như mô tả trong Hình 20 Khi cánh lái độ cao gập xuống, lực nâng ở phía trước tăng lên, làm cho mũi máy bay nâng lên; ngược lại, khi cánh lái độ cao gập lên, mũi máy bay sẽ hạ xuống.

Một số máy bay, đặc biệt là máy bay chiến đấu, sử dụng toàn bộ cánh ngang phía sau đuôi hoặc trước mũi để làm cánh lái độ cao, được gọi là đuôi ngang điều khiển (Stabilator) Cánh lái này không chỉ giúp giữ thăng bằng ngang mà còn đảm nhận chức năng điều khiển độ cao của máy bay.

Hình 22: Ví dụ đuôi ngang điều khiển ở máy bay chiến đấu 3.2.1 Công thức tính toán ảnh hưởng của sự thay đổi cánh lái độ cao

Hình 23: Hình ảnh profil khi thay đổi góc

Hình 24: Lực và mô – men trong quá trình cất cánh

Hầu hết các đuôi ngang có xu hướng sử dụng cánh có profil đối xứng.

C L α h : là độ dốc của đường cong lực nâng đuôi

 α: góc tấn của máy bay

 i h : góc lắp của cánh đuôi (là góc nhọn tạo bởi dây cung biên dạng cánh và trục dọc máy bay)

Góc lệch vào ra (ε) là góc giữa hướng dòng khí khi vào và ra khỏi biên dạng cánh, và nó phụ thuộc vào độ vồng của cánh.

 τ e : tỉ lệ của dây cung biên dạng cánh lái độ cao với dây cung biên dạng cánh đuôi.

Cánh lái hướng (Rudder)

3.3.1 Khái niệm và hoạt động

Cánh lái hướng là bộ phận có khả năng xoay quanh một khớp bản lề nằm sau cánh đuôi ổn định dọc của máy bay, giúp điều khiển máy bay xoay quanh trục đứng.

Yawing là hiện tượng máy bay quay sang phải hoặc trái, thường được điều khiển bằng bàn đạp thay vì cần điều khiển Cánh lái hướng đóng vai trò quan trọng trong việc chống lại hiện tượng dạt máy bay khi thực hiện các thao tác liệng.

Hình 25: Mô tả sự chuyển hướng sang phải/trái do điều khiển cánh hướng

Khi phi công nhấn bàn đạp bên trái, cánh lái hướng sang trái, làm thay đổi luồng không khí qua cánh đứng, tạo lực nâng đẩy đuôi máy bay sang phải và khiến máy bay xoay quanh trục đứng, chuyển hướng sang trái Khi đạt được góc rẽ mong muốn, phi công sẽ trả cần điều khiển về vị trí trung tâm Tương tự, khi nhấn bàn đạp bên phải, máy bay sẽ rẽ sang phải.

Hình 26: Máy bay chuyển hướng sang trái khi đạp bàn đạp bên trái

Chương 4: Bề mặt điều khiển phụ 3.3.2 Hạn chế và cách khắc phục

Khi máy bay chuyển hướng sang trái, cánh chính bên phải sẽ có vận tốc không khí lớn hơn cánh chính bên trái, dẫn đến lực nâng bên phải lớn hơn bên trái, khiến máy bay liệng sang trái Ngược lại, khi máy bay chuyển hướng sang phải, hiện tượng tương tự xảy ra Để hạn chế tình trạng liệng, phi công cần kết hợp các bề mặt điều khiển khác nhau khi sử dụng cánh lái hướng.

3.3.3 Công thức tính toán ảnh hưởng của sư thay đổi Cánh lái hướng (Rudder)

Hình 27: Điều khiển hướng và độ lệch của cánh lái lướng

Hình 28: Cánh lái hướng mũi tên và chữ nhật

C L V : hệ số lực nâng đuôi đứng

Theo khí động học của máy bay:

R δ R là hệ số mô-men quay liên quan đến sự thay đổi của cánh lái hướng Tỉ lệ áp suất động tại đuôi đứng được ký hiệu là η V (q V /q ∞), trong khi τ e là tỉ lệ dây cung biên dạng của cánh lái hướng so với dây cung biên dạng của đuôi đứng.

C L αV : biểu thị độ dốc lực nâng đuôi theo phương dọc

V´ V : hệ số thể tích đuôi đứng

3.3.3.1 Trường hợp đẩy không đối xứng

Hình 29:Mô – men cân bằng của động cơ song song khi động cơ phải không hoạt động Điều khiển hướng và tinh chỉnh

Giả sử máy bay đối xứng qua trục xz ( C n 0=0), không có góc trượt β=0, δ A =0 δ R = T L y T

Chương 4: Bề mặt điều khiển phụ 3.3.3.2 Trường hợp có gió ngược khi hạ cánh

Hình 30: Lực và góc trong trường hợp gió ngược chiều β=tan −1 ( V U W 1 )

 β: góc trượt là góc giữa hướng bay với gió tương đối

 U 1 : vận tốc máy bay về phía trước

Tốc độ của máy bay:

Từ hình trên, để máy bay hạ cánh đúng hướng ta có các pt cân bằng:

Hình 31: Trọng tâm máy bay

Ngoài các bề mặt điều khiển chính, máy bay còn được trang bị thêm các bề mặt điều khiển phụ để nâng cao khả năng cơ động, cải thiện khả năng điều khiển và tối ưu hóa hiệu suất cánh Một số bề mặt điều khiển phụ quan trọng bao gồm:

 Cánh trợ liệng hay cánh cản (Spoilers);

 Cánh tà trước hay còn gọi là cánh đệm trước (Slats);

 Phanh khí động hay tấm cản khí động (Air brakes).

Cánh trợ liệng hay cánh cản (Spoilers)

Cơ cấu này có tác dụng chính là giảm nhanh lực nâng bằng cách gián đoạn dòng không khí trên bề mặt khí động của máy bay, đồng thời tăng lực cản, giúp máy bay hạ độ cao nhanh mà không tăng tốc độ bay quá mức Các bề mặt điều khiển này đóng vai trò quan trọng trong việc tăng tính cơ động của máy bay, đặc biệt là máy bay chiến đấu, và được đặt dọc theo chiều dài 2 cánh chính.

Hình 32: Cánh trợ liệng (cánh cản) trên máy bay

Tùy vào mục đích sử dụng mà có bề mặt điều khiển này có tên gọi khác nhau:

Cánh cản (Hình 33) được sử dụng đồng thời ở cả hai cánh chính nhằm tăng cường lực cản và giảm thiểu thất thoát lực nâng, giúp kiểm soát tốc độ trong quá trình hạ cánh và nâng cao hiệu quả phanh.

Cánh trợ liệng được sử dụng khi máy bay bay ở vận tốc cao để hỗ trợ quá trình liệng Chúng giúp giảm lực nâng ở một cánh, tạo ra mômen cần thiết để máy bay liệng sang phía cánh đó, từ đó làm cho việc liệng máy bay trở nên dễ dàng hơn.

Hình 33: Cánh cản - Bề mặt điều khiển giúp sinh lực cản, giảm lực nâng

Hình 34: Cánh trợ liệng – Hỗ trợ liệng máy bay khi bay ở vận tốc cao

Cánh tà sau (Flaps)

Cánh tà sau là bề mặt điều khiển quan trọng, giúp tăng hệ số lực nâng cho máy bay Chúng được lắp đặt ở mép sau của cánh chính, gần với thân máy bay Khi cánh tà sau được gập xuống, nó làm tăng độ cong của cánh, từ đó tăng lực nâng và giảm tốc độ bay.

Chương 4: Bề mặt điều khiển phụ thất tốc (Stall speed), đồng thời cũng làm tăng lực cản cảm ứng (Induced drag) [7] Vì thế, cánh tà sau được sử dụng khi máy bay đang bay ở vận tốc thấp, góc tấn lớn (lúc cất cánh, hạ cánh…) (Hình 35).

Hình 35: Máy bay đang hạ cánh, dùng cánh tà sau

Có 4 loại cánh tà sau thông thường:

 Cánh tà sau phẳng (Plain flap)

 Cánh tà sau rời (Split flap)

 Cánh tà sau có khe thổi khí (Slotted flap)

 Cánh tà sau thả trượt (Fowler flap)

Hình 36: Các loại cánh tà sau thông thường 4.2.1 Cánh tà sau phẳng (Plain flap)

Cánh tà sau phẳng là loại cánh đơn giản nhất trong bốn loại cánh, giúp tăng độ cong và hệ số lực nâng tại cùng một góc tấn Loại cánh này không chỉ cải thiện hiệu suất nâng mà còn làm tăng lực đẩy, góp phần nâng cao hiệu quả bay.

Chương 4: Bề mặt điều khiển phụ cản và di chuyển tâm áp suất (Center of pressure) đến đuôi cánh làm cho mũi máy bay trúc xuống.

4.2.2 Cánh tà sau rời (Split flap)

Cánh tà sau rời được gập xuống từ bề mặt dưới của cánh chính, giúp tăng lực nâng cho cánh Tuy nhiên, lực cản do cánh tà sau rời tạo ra lớn hơn nhiều so với cánh tà sau phẳng do xuất hiện không khí nhiễu động Điều này cũng khiến máy bay có xu hướng chúc xuống.

4.2.3 Cánh tà sau có khe thổi khí (Slotted flap)

Cánh tà sau có khe thổi khí lớp biên là loại cánh tà phổ biến nhất, được sử dụng cho nhiều loại máy bay từ nhỏ đến lớn Bản lề của cánh tà này nằm ở phía dưới bề mặt của nó, khi gập xuống tạo ra khe hở (Slot) cho dòng không khí năng lượng cao từ bề mặt dưới trào lên bề mặt trên, cung cấp thêm năng lượng cho dòng khí trên, giúp đẩy điểm tách rời về phía sau và trì hoãn sự tách dòng Điều này làm tăng góc tấn tới hạn và tạo ra hệ số lực nâng lớn hơn so với các loại cánh tà khác Các máy bay lớn hơn thường sử dụng cánh tà sau với 2 hoặc 3 khe thổi khí để đạt được hệ số lực nâng tối đa, mặc dù lực cản cũng sẽ tăng lên.

Hình 37: Dòng khí đi qua khe thổi khí 4.2.4 Cánh tà sau thả trượt (Fowler flap )

Cánh tà sau thả trượt là một loại cánh tà sau được trang bị khe thổi khí, cho phép không chỉ điều chỉnh độ cong mà còn thay đổi diện tích cánh Thay vì gập xuống quanh một bản lề, cánh tà này được thiết kế để thả ra phía sau và trượt trên một rãnh trượt nằm ở mép sau của cánh chính.

Hình 38: Cánh tà sau thả trượt ở máy bay

Hình 39: Cánh tà sau thả trượt ở vị trí mở

Cánh tà trước (Slats)

Cánh tà trước, hay còn gọi là cánh đệm trước, là một bề mặt điều khiển quan trọng được lắp đặt ở mép trước của cánh chính, giúp tạo ra hệ số lực nâng lớn Trong điều kiện bay bình thường, cánh tà trước không cần thiết, nhưng khi máy bay bay ở góc tấn lớn như trong quá trình cất cánh và hạ cánh, nó giúp uốn dòng không khí, đẩy lùi điểm tách rời lớp biên, từ đó tăng góc tấn tới hạn Điều này cho phép máy bay bay với vận tốc thấp hơn và góc tấn lớn hơn bình thường Mặc dù cánh tà trước không trực tiếp ảnh hưởng đến hệ số lực nâng, nhưng nó làm tăng lực nâng và rút ngắn quãng đường cất cánh và hạ cánh Cấu trúc của cánh tà trước cũng phức tạp hơn so với cánh tà sau.

Hình 40: Một loại cánh tà trước

Hình 41: Mô tả ảnh hưởng của cánh tà trước với dòng không khí qua cánh

Có 4 loại cánh tà trước:

 Cánh tà trước cố định (Fixed slat) tạo khe khí cố định (Fixed slot);

 Cánh tà trước di động (Movable slat) tạo khe khí di động (Movable slot);

 Cánh tà mép trước (Leading edge flap);

 Cánh tà trước vòng bít (Leading edge cuff).

Chương 4: Bề mặt điều khiển phụ 4.3.1 Cánh tà trước cố định (Fixed slat)

Cánh tà trước cố định, như minh họa trong Hình 42, được gắn chắc chắn vào cánh và có tác dụng hướng dòng không khí lên bề mặt trên của cánh Điều này giúp làm chậm hiện tượng tách rời lớp biên ở góc tấn lớn Mặc dù cánh tà này không làm tăng độ cong của cánh, nhưng nó tạo điều kiện để lực nâng đạt giá trị tối đa, cho phép cánh hoạt động hiệu quả hơn ở góc tấn cực tới hạn lớn hơn.

Hình 42: Mô tả cánh tà trước cố định ở máy bay 4.3.2 Cánh tà trước di động (Movable slat)

Cánh tà di động là một phần quan trọng ở mép trước cánh chính, có khả năng di chuyển trên các rãnh trượt Khi góc tấn nhỏ, cánh tà này ngăn không cho không khí từ mặt dưới cánh tràn lên mặt trên Khi góc tấn lớn hơn, cánh tà được đẩy ra phía trước, cho phép không khí từ mặt dưới chảy lên mặt trên, giúp đẩy điểm tách rời lớp biên về phía sau và tăng góc tấn giới hạn Cơ cấu đóng mở của cánh tà di động đóng vai trò quan trọng trong việc cải thiện hiệu suất bay.

Hình 43: Mô tả hình dạng, vị trí khi mở của cánh tà trước di động

Chương 4: Bề mặt điều khiển phụ 4.3.3 Cánh tà mép trước (Leading edge flap)

Cánh tà mép trước là một bộ phận quan trọng nằm ở mép trước của cánh chính, gần gốc cánh, có khả năng thả ra để tăng độ cong của cánh và có thể xếp lại vào bên trong Khi máy bay cất cánh và hạ cánh, cánh tà trước được thả ra để tăng cường lực nâng và lực cản, đặc biệt trong các điều kiện vận tốc tương đối nhỏ Các góc mở của cánh tà mép trước được điều chỉnh tùy thuộc vào yêu cầu về lực nâng và lực cản.

Hình 44: Cơ cấu xếp – thả của cánh tà mép trước

Hình 45: Hình ảnh thực tế của cánh tà mép trước 4.3.4 Cánh tà trước vòng bít (Leading edge cuff)

Cánh tà trước vòng bít không chỉ tăng hệ số lực nâng mà còn cải thiện độ cong của cánh Được gắn vào một số đoạn cánh nhô ra và trút xuống dưới, cánh tà giúp đón dòng không khí lên bề mặt trên của cánh, cho phép máy bay hoạt động hiệu quả ở góc tấn lớn và giảm tốc độ thất tốc.

Hình 46: Mô tả cấu tạo cánh tà trước vòng bít 4.3.5 Cánh nhỏ tạo xoáy (Vortex Generators)

Cánh tạo xoáy (vortex-generators) là các bộ phận nhỏ được gắn trên cánh máy bay hoặc bề mặt ổn định (stabilizers), có chức năng điều chỉnh dòng chảy không khí xung quanh, nhằm cải thiện hiệu suất khí động học và ổn định của phương tiện bay.

Chương 4: Bề mặt điều khiển phụ bề mặt từ đó ảnh hưởng đến lớp biên Chúng tăng hiêu năng và sự điều khiển của máy bay đặc biệt là ở tốc độ thấp, khi lấy độ cao(climb) và khi góc tấn lớn

Trong quá trình bay, dòng khí xung quanh cánh máy bay có vận tốc khác nhau, với các phân tử trên bề mặt cánh có vận tốc bằng 0 và tăng dần đến vận tốc của máy bay ở lớp biên Lớp biên, nơi mà độ nhớt và ma sát tạo ra vận tốc ngang, có thể trải qua hai chế độ chảy: chảy tầng và chảy rối Chảy tầng là trạng thái có trật tự, không có chuyển động vuông góc và các phân tử khí di chuyển theo lớp, trong khi chảy rối có sự dao động và chuyển động vuông góc, tạo ra sự hỗn loạn Gần mép vào của cánh, lớp biên mỏng và ở chế độ chảy tầng, nhưng khi tiến gần mép ra, độ dày của lớp biên tăng lên và chuyển sang chế độ chảy rối tại một vùng quá độ Vùng này vẫn giữ lại một lớp chảy tầng mỏng do hiệu ứng nhớt, gây ra hiện tượng tách dòng.

Chương 4: Bề mặt điều khiển phụ khi đó sẽ xảy ra thất tốc Để tránh tách dòng, trì hoãn sự hình thành, giảm thiểu sự cường độ rối chúng ta nên tăng tốc, cung cấp năng lượng cho lớp có dòng chảy tốc độ thấp

Vortex Generators là một phương pháp hiệu quả, với mỗi lá cánh nhỏ tạo ra xoáy giúp cung cấp năng lượng cho lớp biên của cánh Điều này dẫn đến việc tăng góc tấn tới hạn và giảm tốc độ thất tốc.

Vortex generator tạo ra ảnh hưởng tích cực đến lớp biên xung quanh airfoil, giúp kháng lại sự tách dòng Nhờ đó, máy bay có thể bay ở tốc độ thấp với góc tấn lớn hơn Tương tự, vortex generators trên stabilizers cũng cải thiện hiệu quả điều khiển ở tốc độ thấp.

Vị trí đặt Vortex Generators rất quan trọng và cần được xác định ở vùng quá độ, tùy thuộc vào điều kiện dòng chảy và góc tấn Nếu chúng quá gần mép vào, sẽ gây ra lực cản lớn khi bay, trong khi nếu quá xa, hiệu quả bay ở góc tấn lớn và tốc độ thấp sẽ giảm Việc xác định vị trí tối ưu có thể thực hiện thông qua mô phỏng, thí nghiệm hoặc trong quá trình bay thử nghiệm.

Phanh khí động (Air brakes)

Phanh khí động, hay còn gọi là tấm cản khí động, là thiết bị được sử dụng để tăng lực cản và giảm vận tốc máy bay Thiết bị này có thể là bề mặt làm chệch hướng dòng không khí ra khỏi máy bay hoặc túi dù tạo ra lực kéo ngược lại, giúp kiểm soát tốc độ bay hiệu quả.

Hình 50: Phanh khí động trong máy bay chiến đấu

Bề mặt điều khiển tinh chỉnh

Các bề mặt điều khiển tỉnh chỉnh, hay còn gọi là tấm bù khí động, giúp phi công điều chỉnh và cân bằng lực nâng cũng như lực cản từ cánh và các bề mặt điều khiển khác.

Tấm bù khí động là các bề mặt điều khiển nhỏ được đặt ở mép sau của các bề mặt điều khiển lớn hơn như cánh liệng, cánh lái độ cao và cánh lái hướng Chúng xoay ngược chiều với bề mặt điều khiển chính, tạo ra lực khí động giúp giảm lực điều khiển, từ đó làm cho việc điều khiển trở nên dễ dàng hơn và duy trì trạng thái bay mong muốn.

Hình 51: Vị trí các tấm bù khí động trên các bề mặt điều khiển chính

Hình 52: Mô tả hoạt động của cánh tinh chỉnh ở cánh lái độ cao

Định dạng
Số trang	41
Dung lượng	6,66 MB