Header Page of 89 BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO BỘ QUỐC PHÒNG VIỆN KHOA HỌC VÀ CÔNG NGHỆ QUÂN SỰ NGUYỄN ĐÌNH SƠN NGHIÊN CỨU ẢNH HƯỞNG CỦA GIÓ CẠNH TỚI ĐẶC TÍNH KHÍ ĐỘNG CỦA MÁY BAY TRONG QUÁ TRÌNH HẠ CÁNH LUẬN ÁN TIẾN SĨ KỸ THUẬT Hà Nội - 2014 Footer Page of 89 Header Page of 89 BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO BỘ QUỐC PHÒNG VIỆN KHOA HỌC VÀ CÔNG NGHỆ QUÂN SỰ NGUYỄN ĐÌNH SƠN NGHIÊN CỨU ẢNH HƯỞNG CỦA GIÓ CẠNH TỚI ĐẶC TÍNH KHÍ ĐỘNG CỦA MÁY BAY TRONG QUÁ TRÌNH HẠ CÁNH Chuyên ngành: Kỹ thuật khí động lực Mã số: 62 52 01 16 LUẬN ÁN TIẾN SĨ KỸ THUẬT NGƯỜI HƯỚNG DẪN KHOA HỌC: PGS TS Phạm Vũ Uy GS TSKH Nguyễn Đức Cương Hà Nội - 2014 Footer Page of 89 Header Page of 89 i LỜI CAM ĐOAN Tôi xin cam đoan công trình nghiên cứu riêng Các kết nghiên cứu số liệu sử dụng luận án trung thực, chưa công bố công trình khác NGHIÊN CỨU SINH Nguyễn Đình Sơn Footer Page of 89 Header Page of 89 ii LỜI CẢM ƠN Tôi xin trân trọng cảm ơn hai Thầy giáo: - PGS TS Phạm Vũ Uy - GS TSKH Nguyễn Đức Cương tận tình hướng dẫn, động viên tạo điều kiện tốt để hoàn thành luận án Tôi xin trân trọng cảm ơn Viện Khoa học Công nghệ Quân sự; Viện Tên lửa; Học viện Phòng không-Không quân; Viện Kỹ thuật Quân PK-KQ; Học viện Kỹ thuật Quân sự; Phòng ĐCTBPL-Viện Tên lửa; Trung tâm DASIĐH Bách khoa Hà Nội Phòng MBĐC-Viện Kỹ thuật Quân PK-KQ tạo điều kiện giúp đỡ trình thực luận án Tôi xin chân thành cảm ơn đến thầy giáo Trong Viện Tên lửa, đồng chí quan quản lý Viện Tên lửa, Phòng Đào tạo Ban sau đại học-Viện KH & CN Quân cho lời khuyên quý báu, điều kiện thực học phần luận án tốt Tôi xin chân thành cảm ơn gia đình, người bạn đồng nghiệp nhiệt tình giúp đỡ suốt trình thực luận án Nghiên cứu sinh Footer Page of 89 Header Page of 89 iii MỤC LỤC Lời cam đoan i Mục lục iii Danh mục ký hiệu, chữ viết tắt vi Danh mục bảng xiv Danh mục hình vẽ, đồ thị xv MỞ ĐẦU CHƯƠNG Tổng quan ảnh hưởng gió cạnh đến đặc tính khí động máy bay, phương pháp nghiên cứu 1.1 Một số đặc điểm dòng khí chảy bao vùng vận tốc nhỏ có ảnh hưởng gió cạnh 1.2 Tình hình nghiên cứu ảnh hưởng gió cạnh tới đặc tính khí động máy bay vùng vận tốc nhỏ 1.2.1 Tình hình nghiên cứu nước 1.2.2 Tình hình nghiên cứu nước 13 1.3 Tổng quan phương pháp xác định đặc tính khí động máy bay 14 1.3.1 Xác định đặc tính khí động máy bay phương pháp giải tích 15 1.3.2 Phương pháp nghiên cứu thử nghiệm 15 1.3.3 Xác định đặc tính khí động máy bay phương pháp số 17 1.4 Các nội dung đề tài cần nghiên cứu phương pháp thực 21 1.4.1 Các nội dung đề tài cần nghiên cứu 21 1.4.2 Lựa chọn phương pháp thực đề tài nghiên cứu 22 Kết luận chương 28 CHƯƠNG Mô hình toán xác định đặc tính khí động máy bay Footer Page of 89 29 Header Page of 89 iv 2.1 Mô hình toán xác định đặc tính khí động máy bay phương pháp xoáy rời rạc, phi tuyến dòng chảy bao dừng 2.1.1 Mô hình tính toán theo sơ đồ cánh phẳng đơn 29 29 2.1.2 Mô hình toán xây dựng phương pháp xoáy rời rạc cho máy bay có cấu hình không gian phức tạp 31 2.1.3 Áp dụng mô hình toán xác định số đặc tính khí động máy bay L-39 phương pháp xoáy rời rạc 36 2.2 Phương pháp xác định đặc tính khí động máy bay Ansys 38 2.2.1 Phương pháp giải số ứng dụng Ansys 38 2.2.2 Phương pháp giải toán xác định số đặc tính khí động máy bay Ansys 40 2.3 Kết khảo sát đặc tính lực nâng máy bay L-39 phương pháp xoáy rời rạc Ansys Một số nhận xét, đánh giá 45 Kết luận chương 49 CHƯƠNG Xây dựng mô hình toán xác định đặc tính khí động máy bay với cấu hình cất, hạ cánh 50 3.1 Xây dựng mô hình không gian toán chảy bao cánh nâng sở có tính đến trượt cạnh phương pháp xoáy rời rạc 50 3.2 Xây dựng mô hình toán xác định đặc tính khí động máy bay với cấu hình cất, hạ cánh phương pháp xoáy rời rạc 64 3.2.1 Nguyên tắc ghép nối không đồng phẳng 64 3.2.2 Xây dựng mô hình cánh tà vị trí thả 66 3.2.3 Xây dựng mô hình vị trí thả 67 3.3 Khảo sát đặc tính lực nâng Cy máy bay L-39 hạ cánh với cấu hình cất, hạ cánh phương pháp xoáy rời rạc Ansys Kết luận chương Footer Page of 89 69 72 Header Page of 89 v CHƯƠNG Nghiên cứu ảnh hưởng gió cạnh đến đặc tính khí động máy bay trình hạ cánh 73 4.1 Khảo sát ảnh hưởng gió cạnh đến số đặc tính khí động máy bay L-39 hạ cánh Xây dựng mối liên hệ cân góc điều khiển với góc trượt cạnh 73 4.1.1 Khảo sát ảnh hưởng gió cạnh đến số đặc tính khí động máy bay L-39 hạ cánh 73 4.1.2 Xây dựng mối liên hệ cân góc điều khiển cánh lái hướng δH cánh lái liệng δL với góc trượt cạnh β hạ cánh 78 4.2 Nghiên cứu ảnh hưởng gió cạnh phụ thuộc vào vận tốc hạ cánh Xây dựng miền vận tốc an toàn cho máy bay L-39 hạ cánh có trượt cạnh 83 4.2.1 Nghiên cứu ảnh hưởng gió cạnh phụ thuộc vào vận tốc hạ cánh 83 4.2.2 Xây dựng miền vận tốc an toàn cho máy bay L-39 hạ cánh có trượt cạnh 85 4.3 Khảo sát ảnh hưởng gió cạnh đến quĩ đạo hạ cánh máy bay Một số giải pháp hạn chế ảnh hưởng gió cạnh 87 4.3.1 Khảo sát ảnh hưởng gió cạnh đến quĩ đạo hạ cánh máy bay 87 4.3.2 Một số giải pháp hạn chế ảnh hưởng gió cạnh đến trình hạ cánh máy bay 96 Kết luận chương 98 KẾT LUẬN 99 Danh mục công trình khoa học công bố 101 Tài liệu tham khảo 102 Phụ lục 112 Footer Page of 89 Header Page of 89 vi DANH MỤC CÁC KÝ HIỆU, CHỮ VIẾT TẮT a Vận tốc âm [m/s]; [Ae] Ma trận phần tử; aij Các giá trị ma trận hệ số; a kk1pp1 Các hệ số phương trình đảm bảo không chảy thấu; ax , ay Gia tốc tiếp đất theo chiều ngang chiều thẳng đứng máy bay hạ cánh [m/s2]; b Dây cung trung bình cánh; bi Điều kiện ban đầu thay đổi có tính đến yếu tố điều chỉnh nút i; BT Chỉ số trường hợp bay thử nghiệm máy bay; bk Dây cung cánh mặt cắt k [m]; b (pp)1 Dây cung trung bình tứ giác khảo sát; bm Dây cung mút cánh [m]; bo Dây cung gốc cánh [m]; b pp1m Chiều dài không thứ nguyên phần tử mặt nâng m máy bay (theo trục 0x); 1 Bpp s Tích vô hướng véc tơ đơn vị dòng không nhiễu động véc tơ pháp tuyến với mặt nâng sở điểm kiểm tra; Cx Hệ số lực cản; Cy Hệ số lực nâng; Cz Hệ số lực cạnh; Cz , mx , my Đạo hàm hệ số lực cạnh, mô men nghiêng cánh mô men hướng theo góc trượt cạnh [1/rad]; C z H , m xH , m yH Đạo hàm hệ số lực cạnh, mô men nghiêng cánh mô men hướng theo góc nghiêng cánh lái hướng [1/rad]; C Footer Page of 89 Hệ số tức thời hệ số trung bình biến  ; Header Page of 89 1 C pp  vii Tích vô hướng véc tơ đơn vị dòng không nhiễu động với véc tơ pháp tuyến mặt nâng điểm kiểm tra; F Ngoại lực tác động lên đơn vị khối lượng [N]; Fs Lực ma sát [N]; g Gia tốc trọng trường [m/s2]; G Trọng lượng máy bay [kg]; h Độ cao máy bay quĩ đạo hạ cánh [m]; i Chỉ số nút thứ i; ix, iy, iz bán kính mô men quán tính; Jx, Jy, Jz Mô men quán tính khối lượng; ( i , j, k ) Véc tơ đơn vị hệ trục tọa độ 0xyz; k Chỉ số mặt cắt dọc cánh; k-ε, k-Ω Mô hình chảy rối k-ε, k-Ω; L Sải cánh [m]; LMB Sải cánh máy bay thực [m]; LTN Sải cánh mô hình phòng thí nghiệm [m]; L-39 Ký hiệu máy bay huấn luyện hai buồng lái; Lth Chiều dài thân máy bay [m]; lo Độ dài dây xoáy [m]; l 0kk1 Độ dài dây xoáy ngang [m]; l0kk1 Độ dài dây xoáy dọc [m]; l (pp)1 Sải trung bình tứ giác khảo sát [m]; cos(l, x)kk 1 Cosin hướng đoạn xoáy ngang theo trục 0x; cos(l, x ) k1k Cosin hướng đoạn xoáy dọc theo trục 0x; M Số Mach; m Tứ giác nâng sở thứ m; Footer Page of 89 Header Page 10 of 89 viii Mx Mô men nghiêng cánh [Nm]; My Mô men hướng [Nm]; Mz Mô men chúc ngóc [Nm] ; mx Hệ số mô men nghiêng cánh; my Hệ số mô men hướng ; mz Hệ số mô men chúc ngóc; M(xo,yo,zo) Tọa độ điểm M không gian lân cận cánh; Mx(δ) Mô men nghiêng cánh trượt cạnh gây [Nm]; My(δ) Mô men hướng trượt cạnh gây [Nm]; My(δL) Mô men hướng lệch cánh lái liệng gây [Nm]; mx(δ) Hệ số mô men nghiêng cánh gió cạnh gây ra; my(δ) Hệ số mô men hướng gió cạnh gây ra; N Số dải xoáy nâng sở; n Số sợi xoáy ngang dải xoáy; Nm Số dải xoáy dọc tứ giác thứ m; nm Số xoáy ngang dải xoáy tứ giác thứ m; nI, nII, n'II Lần lượt số tiết diện dùng để mô hình hóa dây xoáy tự hệ I, II II'; nm véc tơ pháp tuyến mặt phẳng chứa tứ giác khảo sát; Oxyz Hệ trục tọa độ liên kết không tiêu chuẩn (có trục Ox ngược với trục Ox hệ trục tọa độ thuận); p Chỉ số điểm kiểm tra thuộc mặt cắt dọc p; po Áp suất dòng không nhiễu động [Pa]; pH Áp suất môi trường [Pa]; pPQT, pQRT Nửa chu vi tam giác PQT, QRT thuộc tứ giác khảo sát PQRT [m]; r Các yếu tố điều chỉnh; Re Số Rây-non; Footer Page 10 of 89 Header Page 123 of 89 104 [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 безотрывное 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 вычислительново Шабаров, (2012), эксперимента "Примение для методов определения аэродинамических характеристик экраноплана на крейсерском Footer Page 123 of 89 Header Page 124 of 89 105 режиме движения", Вестник Нижегородского университета им Н.И Лобачевского, № (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, № - С 100 -116 [35]- Ганиев Ф И., Nguyen Duc Cuong (1979), К решении на ЭВМ систем линеарных алгебраических уравлений высокого порядка, Научнометодические материады, Москва [36]- Гиргидов А.Д., (2011), Ο лобовом сопротивлеии движению цилиндра, 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 Footer Page 124 of 89 Header Page 125 of 89 106 [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 Аэродинамических характеристик крыловых профилей www.vokb-lab.spb.ru [44]- Калинин А Й, (1973), Суммарные и распределенные аэродинамические характеристики изолированных поверхностей при малых дозвуковых скоростях Труды ЦАГИ [45]- Колесников К.С.(1980), Динамика ракет, 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 Footer Page 125 of 89 Header Page 126 of 89 107 [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 Жуковскового, Вып 1313, Москва [54]- Савин В П., (1985), Приближенный расчет аэродинамических характеристик крыла с профилем конечной толщины методом дискретных вихрей и линейных источников при числах М < Труды ЦАГИ [55]- Скобелев Б.Ю., Шмагунов О.А., (2007), Новый поход к моделированию вязкости в методе дискретных вихрей, Новосибирск, Россия [56]- Степанов Ю Г (1980) Расчет отрывного обтекания крылового профиля при малых скоростях на больших углах атаки Труды ЦАГИ [57]- В А Тараненко, В В Тюрев , (2010), "Влияние близости земли на аэродинамические характеристики крыла при неустановившемся движении", Национальный аэрокосмический университет им Н.Е Жуковского «ХАИ», Украина [58]- В В Фарапонов, Н В Савкинаа, А С Дьячковский, А В Чупашев, (2012), "Расчет аэродинамического коэффициента лобового сопротивления тела в дозвуковых и трансзвуковых режимах Footer Page 126 of 89 движения с помощью пакета ANSYS Fluent", Header Page 127 of 89 108 Компьютерные исследования и моделирование 2012 Т № С 845-853 [59]- В.Г Ципенко, В.П Бехтир, М.Г Ефимова, Ю.Н Стариков, (2005), Практическая аэродинамика самолетов ТУ-204-120 и ТУ-204120С, Учебное пособие, Москва [60]- Чернов Г.Ф., (1993), Особенности нелинейных аэродинамических характеристик крылатых летательных аппаратов, Издательство МАИ, Москва [61]- Шмитц, (1963), Аэродинамика малых скоростей, (перевод с немессковго - А.А Болонкина, В.Ю Кохно), Издательство ДОСААФ, Москва [62]- Ву Нгок Хое , (2006), Методика и итерационные алгоритмы идентификации аэродинамических коэффициентов по результатам моделироваия летных испытаний Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наух МГТУ им НЭБАУМАНА, Мосва [63]- Цыликин О.А., (1961), Исследованание особеностей обтекания тела вращения под углом атаки и расчет образуюшейся вихревой системы, ТрЦАГИ Tiếng Anh [64]- A., M.S., (1954), Wind Tunnel Testing, 2nd Edition, PrenticeHall , New Jersey [65]- Airbus Customer Services (2008), Flight Operations Briefing Note Landing Techniques-Crosswind Landings, France [66]- Ansys, Inc.,(2009), “Derivation of Fluid Flow Matrices”, Book Theory Reference,12.0 Release Footer Page 127 of 89 Header Page 128 of 89 109 [67]- Axel Rohde, (2000), A computational study of flow around a rotating disc in flight, Florida Institute of Technology, Melbourne, Florida [68]- Barlow, J.B., et al, (1999), Low Speed Wind Tunnel Testing, 3rd edition, A Wiley–Interscience Publication , New York [69]- Calculation of the Speed of Sound in Air and the effective Temperature, http://www.sengpielaudio.com/calculator-speedsound [70]- Ben Diedrichs, 2008, "Aerodynamic calculations of crosswind stability of a high-speed train using control volumes of arbitrary polyhedral shape", Bluff Bodies Aerodynamics & Applications, Milano, Italy [71]- Bengt Fornberg, (1980), "A numerical study of steady viscous flow past a circular cylinder", J Fluid Mea , vol 98, parl4, pp 819-855, Great Britain [72]- Blake, W B (1985), "Prediction of Fighter Aircraft Dynamic Derivatives Using Digital Datcom," AIAA 3rd Applied Aerodynamics Conference, AIAA-1985-4070, Colorado Spring, CO, October [73]- Chien - Cheng Chang and Ruey-Ling Chern, (1991), "A numerical study of flow around an impulsively started circular cylinder by a deterministic vortex method", J Fluid Mech wol 233, p p 243-263, Great Britain [74]- W Chen, S P Wu, and Y Zhang, (2011),"Aerodynamic Characteristics of High Speed Trains under Cross Wind Conditions", Proceeding of the Sixth International Conference on Fluid Mechanics, Date: 30 June–3 July, Guangzhou, China [75]- David G Hull, (2005), Fundamentals of Airplane Flight Mechanics, Springer, New York [76]- Fluent Inc., (2006), Fluent 6.3, Getting started guide Footer Page 128 of 89 Header Page 129 of 89 110 [77]- S Jayakrishnan, R Harikumar, (2013), "Trajectory generation on approach & landing for a RLV using NOC approach", Proceedings of IRAJ International Conference, 10th August 2013, Pune, India, ISBN: 978-93-82702-25-2 [78]- John Holmes, (2004), Wind loading and structural response-lectures, Isu, Japan [79]- Hyhlík T., (2011), “CFD Computation of Natural Draft Cooling Tower Flow”, Colloquium Fluid dynamics 2011, (October 19 – 21), Technical University in Prague, Czech [80]- Iskandar Shah Ishak, Shabudin Mat, et al, (2006), “Esimation of aerodynamic characteristics of a light aircraft”, Jurnal Mekanikal No 22, 64-74, Universiti Teknologi Malaysia [81]- Jim Van Namee, (2001) Crosswind Techniques, SW Aviator Magazine, Taos, New Mexico [82]- Katz, J and Plotkin, A., (1991), Low Speed Aerodynamic from wing Theory To Panel Methods , McGraw Hill Inc., New York [83]- Mengge Yu, Jiye Zhang, Weihua Zhang, (2013), "Simulation of unsteady aerodynamic loads on high-speed trains in fluctuating crosswinds", Traction Power State Key Laboratory, Southwest Jiaotong University, Chengdu 610031, China [84]- Mitsubishi heavy Industries, Ltd, (2012), Lectures on aeronautical engineering, Ha Noi University of Science & Technology [85]- Richard G.J Flay, Alexander R Judge, (2010) Crosswind generalised force spectra for slender prisms at low reduced velocities, Auckland, New Zealand Footer Page 129 of 89 Header Page 130 of 89 111 [86]- Rolf Naumann, Clemens Höppe, Martin Grab, (2006), "Calculatipon of characteristic wind curves for cross wind investigations", Deutsche Bahn Systemtechnic, Minden, Germany [87]- Tristan Favre, (2009), Numerical investigation of unsteady crosswind aerodynamics for ground vehicles, Licentiate Thesis, Royal Institute of Technology Aeronautical and Vehicle Engineering, Stockholm, Sweden [88]- F.W Schmitz, (1952), Aerodynamik des Flugmodells, Aufl Carl Lange Verlag Duisburg [89]- F.W Schmitz, (1954), Das Schwingenflugproblem nach E v Holst Bauplaneines Schwinggenflugmodells mit Bauanleitung [90]- Yukio Tamura, (2004) Wind Resistant Design AIJ Recommendations for Wind Loads on Buildings Tokyo Polytechnic University, Japan [91]- Will E Graf, (2005), Effects of Duct Lip Shaping and Various Control Devices on the Hover and Forward Flight Performance of Ducted Fan UAVs, Blacksburg, Virginia [92]- Williams, John E., Vukelich, Steven R, (1979), "The USAF Stability and Control Digital DATCOM Volume I Users Manual." AFFDL-TR79-3032 Volume I [93]- Yann Colin, Bertrand Aupoix, Jean-Fran¸cois Boussuge and Philippe Chanez, (2008), Prediction of crosswind inlet flows: some numerical and modelling challenges, Toulouse, 31000, France [94]- http://en.wikipedia/NACA Airfoil, (2001), Naca Airfoil Series [95]- Viscosity - Wikipedia, the free encyclopedia.htm; Footer Page 130 of 89 Header Page 131 of 89 112 PHỤ LỤC MỘT SỐ ĐẶC ĐIỂM, TÍNH NĂNG VÀ HẠN CHẾ SỬ DỤNG MÁY BAY L-39 Máy bay phản lực L-39 [17] loại máy bay huấn luyện hai chỗ ngồi, sử dụng động tua bin phản lực hai dòng AI-25TL, dùng để củng cố kỹ lái máy bay, huấn luyện kỹ chiến thuật chiến đấu cho học viên phi công quân khoa mục ứng dụng chiến đấu điều kiện khí tượng đơn giản phức tạp, ban ngày ban đêm v.v Máy bay huấn luyện L-39 có nhiều tính ưu việt, sử dụng lực lượng không quân 30 quốc gia Ngoài máy bay L-39 chuyển đổi thành tài sản sở hữu cá nhân khắp giới Hiện máy bay L-39 trang bị dùng để đào tạo huấn luyện phi công chủ yếu Quân chủng Phòng không-Không quân Hình ảnh máy bay huấn luyện L-39 Máy bay L-39 loại máy bay có vận tốc âm với đặc điểm, tính hạn chế sử dụng có liên quan đến cất, hạ cánh sau: Đặc điểm chung: - Chiều dài máy bay: 12,13 m - Sải cánh: 9,12 m - Khoảng cách hai chính: 2,44 m - Khoảng cách bcàng trước chính: 4,4 m - Chiều cao: 4,47 m Footer Page 131 of 89 Header Page 132 of 89 113 - Diện tích cánh: 18,8 m2 - Dây cung trung bình cánh: 2,15 m - Diện tích cánh tà : x 1,342 m - Diện tích cánh lái liệng: x 0,616 m2 - Diện tích đuôi đứng: 3,484 m - Diện tích cánh lái hướng: 0,714 m - Diện tích đuôi ngang: 5,07 m2 - Trọng lượng rỗng: 3459 kg - Trọng lượng cất cánh tối đa: 4700 kg - Động sử dụng: Một động tua-bin phản lực hai dòng AI-25TL Tính - Mmax =0,78 - Vận tốc tối đa: 750 km/h - Tầm hoạt động: 1000 km - Trần bay: 11500 m - Vận tốc lấy độ cao: 22 m/s - Chạy đà cất cánh đường băng bê tông: 530 m - Chạy đà hạ cánh đường băng bê tông: 600 m Các giới hạn sử dụng có liên quan đến cất, hạ cánh: - Góc lệch cánh lái hướng: ± 300 - Góc lệch cánh lái liệng: ± 160 - Góc lệch cánh lái độ cao: lên: 30 0, xuống: 20 - Góc lớn cho phép hạ cánh: 13040’ - Vận tốc gió cạnh lớn cho phép: