Đề tài Giới thiệu tổng quan về hệ thống điều khiển trên a320

Chương 1. Giới Thiệu Tổng Quan Về Hệ Thống Điều Khiển Trên A320 Máy bay A320 là loại máy bay dân dụng cỡ nhỏ, ứng dụng công nghệ điểu khiển điện - điện tử tiên tiến. Điều đó thể hiện qua tính năng kỹ thuật và hệ thống điều khiển của A320 : 1.1. Tính năng kỹ thuật. Chiều dài tàu bay : 37.57 m Chiều cao tàu bay : 11.76 m Đường kính thân máy bay : 3.96 m Sải cánh : 34.1 m Diên tích cánh : 123 m2 Số động cơ chính : 2 Số động cơ phụ : 1 Trọng tải tối đa khi cất cánh : 73.5 tấn Trọng tải thương mại : 15 á 20 tấn Số hành khách quy định : 150 hành khách. Số hành khách tối đa : 180 hành khách. Khả năng chứa nhiên liệu lớn nhất : 23860 lít tương đương 18,728 tấn Vận tốc bay đường dài : 750 á 800 km/h Tầm bay xa từ 2000 á 4000 km. Hình: Các kích thước chính của máy bay A320 1.2. Hệ thống điều khiển máy bay 1.2.1. Giới thiệu chung. Là hệ thống điều khiển “ fly by wire ”. Với hệ thống điều khiển dạng này, khả năng ứng dụng công nghệ tin học-điện tử khai thác và sử dụng là rất cao. Điều đó làm cho máy bay giảm được một khối lượng kết cấu rất đáng kể về quá trình điều khiển lại đơn giản an toàn, độ chính xác cao do có sự trợ giúp của máy tính. Điều khiển bay trên máy bay A320 được thực hiện trong hai chế độ: +Chế độ bán tự động: chế độ có sự trợ giúp của người phi công trong quá trình điều khiển (flight control). +Chế độ tự động lái (auto pilot) : tự động hoàn toàn, tất cả quá trình điều khiển bay đều do máy tính điều khiển. Quá trình điều khiển diễn ra theo: tín hiệu điều khiển được chuyển thành tín hiệu điện rồi qua máy tính trung tâm tới cơ cấu chấp hành ở dạng tín hiệu điện đóng mở van điện từ để điều khiển cơ cấu chấp hành ( cơ cấu chấp hành ở đây là các phần tử thuỷ lực) và hệ thống hiển thị ở A320 là các màn hình tinh thể lỏng. 1.2.2. Nguyên tắc điều khiển. Điều khiển bay là điều khiển dựa trên sự cân bằng và ổn định của máy bay theo các trục toạ độ. Việc điều khiển được thực hiện nhờ các mặt phẳng điều khiển thông thường. Các mặt phẳng đó bao gồm: cánh tà trước, cánh tà sau, cánh lái liệng, cánh lái hướng, cánh lái độ cao cùng với các cánh và các tấm phá dòng phục vụ cho quá trình điều khiển máy bay được rễ ràng. Điều khiển góc nghiêng cánh (góc liệng ) và góc chúc ngóc (roll and pitch control ) là loại điều khiển bằng điện, sử dụng hai máy tính số ELAC (elevator aileron computer) và SEC ( spoiler elevator computer). Mỗi máy tính này đều có khả năng điều khiển máy bay theo hai trục ox và oy. Điều khiển góc lái hướng và thăng bằng ngang do hệ thống thủy cơ đảm nhiệm. Đặc điểm của hệ thống này là chỉ dùng thuỷ lực và cơ khí, do đó ngay cả khi mất điện hoàn toàn thì hệ thống này vẫn hoạt động được. Tuy nhiên trong điều kiện bình thường, một vài chức năng của điều khiển cánh lái hướng như cân băng khí động, giảm lắc ngang do máy tính tăng độ ổn định bay FAC (Flight Augmentation Computer ) đảm nhận. Hình 2: Các Mặt phẳng điều khiển chính của máy bay A320 Các máy tính ELAC, SEC, các bộ tập trung giữ liệu điều khiển bay FCDC ( Flight Control Data Concentator ) và các đồng hồ đo gia tốc thẳng đứng tạo thành hệ thống điều khiển bay bằng điện EFCS (Electrical Flight Control System ). Hệ thống EFCS được xây dung dựa trên nguyên tắc: + Dự phòng dư thừa và không đồng dạng. + EFCS co 2 bộ ELAC, 3 bộ SEC, 2 bộ FCDC và 4 gia tốc kế. Các máy tính ELAC, SEC đều có khả năng điều khiển góc nghiêng cánh và góc trúc ngóc của máy bay A320. Hai kiểu máy tính khác biệt nhau về cấu trúc bên trong, phần mềm và bộ vi xử lí. Giảm sát, việc giám sát mối máy tính ( ELAC và SEC ) được thực hiện như sau : + Kênh giám sát: mối máy tính gồm hai kênh cách li về điện cũng như về vật lí. Một kênh có chức năng điều khiển còn kênh kia thì có chức năng giám sát chức năng đó. Kênh giám sát thường xuyên so sánh kết quả các máy tính này và không cho phát tín hiệu chấp hành khi xảy ra sự sai lệch giữa các kết quả đó. + Khả năng tự giám sát: Mối kênh đều có khả năng phát hiện sự cố từ các tín hiệu đột biến mà nó thu hay phát, cung như phát hiện các hư hỏng bên trong bằng cách kiểm tra bộ vi xử lí và giám sát mức điện áp các bộ nguồn bên trong của nó. + Kiểm tra chéo: Mỗi kênh điều khiển và giám sát hợp bộ với nó thường xuyên trao đổi thông tin qua các thanh dẫn số, qua đó thống nhất và khẳng định thông tin nhận được từ các bộ truyền cảm thông tin khác nhau. + Tự động kiểm tra độ an toàn khi bật nguồn điện và nguồn áp suất được thực hiện không cần di chuyển các tấm điều khiển. Việc lắp đặt các tấm điều khiển phải tuân theo các quy tắc riêng của nó. Cách đi dây theo các chức năng, kiểu tín hiệu cho mỗi đường và đảm bảo chống sét đánh cho các dây nổi ra ngoài. 1.2.3. Điều khiển bánh lái liệng (Aileron). Điều khiển nghiêng cánh của máy bay được thực hiện bởi cánh lái liệng ở đầu cánh và được trợ giúp bởi 4 tấm phá dòng hay còn gọi là tấm bù khí động. Các bánh lái liệng được điều khiển bằng tay từ cần điều khiển bên (side stick controller ) hoặc tự động bởi bộ tự động lái (auto pilot ) hay chức năng giảm tải lực khí động (load elleviation function ). Mối cánh lái liệng được truyền động bởi hai bộ điều khiển secvo nhận tín hiệu từ hai máy tính điều khiển cánh lái liệng và cánh lái độ cao (ELAC) sử dụng các hệ thống thuỷ lực khác nhau. Các secvor khác với các cơ cấu chấp hành khác là thường có các cảm biến vị trí cho phép có thể dưngf xylanh ở vị trí bất kỳ nào. Trong chế độ bay bình thường thì chức năng nghiêng cánh của bánh lái liệng do ELAC1 và điều khiển secvor liên quan đảm nhận, còn ELAC2 thì ở chế độ dự phòng, trong khi secvor của nó làm việc trong chế độ giảm chấn (damping mode ). Chức năng giảm lực tải của cánh lái liệng được thực hiện bởi cả hai ELAC cùng với các secvor. Khi xảy ra sự cố các bánh lái liệng được tự động chuyển sang điều khiển bởi ELAC2 ( chức năng nghiêng cánh, giảm lực tải ), điều khiển secvor hợp bộ với nó cũng chuyển sang chế độ hoạt động, các secvor khác thì lại chuyển sang làm việc ở chế độ giảm chấn (dao động). Nếu có sự cố liên tiếp các secvor của một cánh lái liệng không điều khiển được thì chúng chuyển sang chế độ giảm chấn. Chế độ này cũng được tự động kích hoạt khi xảy ra mất áp trong hệ thống tuỷ lực. Hai cần điều khiển bên (side stick controller ) được đặt trong khoang lái. Chúng có cảm biến giá trị góc liệng và góc trúc ngóc cùng với cơ cấu tảo giả (hay cảm giác tay lái – feel mechanism) và có chốt hãm dùng cuộn lõi động (solenoid operate detend ) để đưa cần về vị trí trung gian khi tự động lái được kích hoạt. Nguồn thuỷ lực: Hình: Các nguồn thủy lực chính của máy bay A320 Các hệ thống điều khiển bay được cung cấp bởi 3 nguồn thuỷ lực độc lập, với sự dự phòng dư thừa sao cho với hai hệ thống thuỷ lực bị hỏng, hệ thống còn lại vẫn cho phép máy bay hoạt động trong khoảng thời gian cho phép của giới hạn thông số bay. + Việc phân phối và kiểm tra sự hoạt động của hệ thống thuỷ lực được thực hiện bởi các van: * Các van ưu tiên:các van ưu tiện được lắp đặt ở đầu vào của các bộ phận sau đây cho phép chúng kích hoạt trước: - Hệ thống Blue: motor của bộ điều khiển nguồn CPU cánh tà sau - Hệ thống Green: Các motor của bộ điều khiển nguồn cánh tà trước và cánh tà sau. - Hệ thống Yellow: motor của bộ điều khiển nguồn cánh tà sau. - Để áp suất cung cấp cho bộ phận điều chỉnh bay không bị sụt quá 130 bar (1885 psi). khi nhiều hệ thống thuỷ lực khác nhau được sử dụng đồng thời. * Van đo dòng rò: Các khối van cách li khi bảo dưỡng mặt đất được lắp đặt trong các đường nguồn thuỷ lực của hệ thống điều khiển bay cho phép đo được các dòng rò bên trong các bộ phận điều khiển đặt sau ( phía hạ lưu ). Các van nay cũng như thực hiện các kiểm tra phát hiện kẹt van. * Van an toàn: Để bảo vệ hệ thống Green trong trường hợp cháy động cơ, người ta đặt một van an toàn ở phía trước xylanh càng trước. Qua các đặc điểm các hệ thống của máy bay A320 ta nhận thấy A320 là một máy bay tầm trung rất phù hợp với điều kiện khai thác của Việt Nam: với ưu điểm của hệ thống điều khiển đó là việc sử dụng các máy tính với các cơ cấu chấp hành là các phần tử thiết bị thuỷ lực đã làm giảm đáng kể kết cấu của máy bay A320 và đặc biệt là các thiết bị thuỷ lực này đã tạo lên một hệ thống thuỷ lực theo dõi giúp cho quá trình tự động hoá trong điều khiển được thực hiện dễ dàng, chính xác và an toàn. Với việc sử dụng nguyên tắc điều khiển dự phòng, dư thừa và theo dõi giám sát đã nâng cao hơn độ an toàn tin cậy và chính xác trong quá trình điều khiển đối với A320. Đó cũng chính là các đặc điểm nổi bật của máy bay A320 so với các loại máy bay khác và thực tế quá trình khai thác bảo dưỡng cũng đã chững minh được điều đó là đúng. Chương 2 Lý thuyết điều khiển và hệ thống điều khiển cánh lái liệng máy bay A320. Để hiểu được lý thuyết điều khiển máy bay ta cần biết. Sự cân bằng. Sự bền vững (sự ổn định). Sự điều khiển. 2.1. Sự cân bằng và bền vững. 2.1.1. Sự cân bằng. Cân bằng là trạng thái của một vật khi có lực và momen tác động lên nó mà vật vẫn giữ nguyên được trạng thái ban đầu. Riêng đối với máy bay ta sẽ phải xác định được vị trí cân bằng của nó Trục dọc OX là trục xuyên suốt dọc thân và hướng về phía mũi máy bay. Trục OY là trục thẳng đứng vuông góc với trục OX và nằm trong mặt phẳng đối xứng của máy bay. Trục OZ nằm trong mặt phẳng vuông góc với OX và OY. Các momen làm cho máy bay quay xung quanh trục OX gọi là momen lực vòng. Các momen làm cho máy bay quay xung quanh trục OY là momen hướng. Các momen làm cho máy bay quay xung quanh trục OZ là momen lắc dọc. 2.1.2. Sự bền vững. Các trạnh thái cân bằng có thể là trạng thái cân bằng bền vững hoặc là trạng thái cân bằng không bền vững. Cân bằng bền vững là cân bằng tự trở về trạng thái cân bằng ban đầu mà không cần sự tác động của phi công sau khi ngừng các lực tác động lên nó. Cân bằng không bền vững là cân bằng mà bm không tự trở về trạng thái cân bằng ban đầu. Thực tế tất cả các máy bay đều cân bằng bền vững,nếu máy bay bền vững ở chế độ bay bằng thì nó bền vững ở chế độ bay khác. 2.2. Sự điều khiển máy bay. 2.2.1. Định nghĩa. Sự điều khiển của máy bay được hiểu là khả năng bay theo ý muốn của phi công thông qua các phương tiện điều khiển như vô lăng, cần lái, bàn đạp, tự động lái. Để điều khiển máy bay được dễ dàng thì các thiết bị lái phải được thiết kế sao cho người lái cảm nhận được tác động của hành động điều khiển. Nếu như máy bay quá nhạy cảm thì sự điều khiển máy bay sẽ trở nên khó khăn. 2.2.2. Cân bằng ngang, bền vững điều khiển. 2.2.2.1 Cân bằng ngang. Để đạt được trạng thái cân bằng ngang của máy bay thì tổng momen các lực trên trục X về phía phải bằng tổng momen các lực trên trục X về phía trái.Để đạt được sự cân bằng này máy bay được thiết kế sao cho nó cân xứng so với mặt phẳng OXZ. Máy bay được cân bằng không những vè trọng lượng mà còn được cân bằng về tính khí động của nó. Tính chất khí động xác định bằng sự tương ứng hình dạng, trọng lương, kích thước. 2.2.2.2 Bền vững. Sự cân bằng ngang bị phá vỡ khi có sự dịch chuyển của cánh lái liệng khi có dòng khí thổi ở một bên cánh. Sự ảnh hưởng lớn nhất đối với cân bằng ngang thường phát sinh do hai lực đẩy của hai động cơ không đều nhau. 2.2.2.3 Điều khiển. Để khắc phục sự mất cân bằng ngang trên máy bay. ở hai đầu cánh có hai cánh lái liệng, cánh lái liệng trái và phải được dịch chuyển đồng thời cùng góc độ nhưng theo hai hướng khác nhau. Sự ổn định ngang của máy bay là khả năng tự triệt tiêu những phát sinh làm cho máy bay nghiêng sau những tác động bên ngoài. 2.3. Hệ thống điều khiển. 2.3.1. Giới thiệu chung về nguyên lý điều khiển. Mô hình cơ học của máy bay được thể hiện dưới dạng một vật bay có điều khiển với sáu bậc tự do, sáu bậc tự do này được xác định bởi các lực và momen đặc trưng cho sự tác động cơ, cánh tà, cánh liệng, cánh lái độ cao. Sự chuyển động của máy bay được thể hiện bởi sự di chuyển của nó trong không gian và theo thời gian so với vật chuẩn gọi là hệ toạ độ. Vị trí của máy bay so với hệ toạ độ này với các tham số động lực học. Để thực hiện được quá trình điều khiển trước tiên phải xác định được các lực và momen tác động lên máy bay. Hay nói cách khác là xác định được các tín hiệu đầu vào của hệ thống điều khiển. Dựa vào các quy luật bảo toàn động lượng ta có thể xác định được các lực và momen này. và Trong đó + Động lượng của cơ hệ + Vector tổng các momen động lượng Nếu máy bay được coi là vật cứng hoàn toàn thì từ hai công thức trên ta có: và Các hệ toạ độ sử dụng: Trong thực tế có rất nhiều hệ toạ độ sử dụng trong nhiều mục đích khác nhau. ở đây ta dùng hệ toạ độ nga với một số loại sau. Hệ toạ độ mặt đất trực chuẩn (hình a): Được xác định như sau: Các trục OXg và OZg nằm trên mặt đất, hướng tuỳ theo nhiệm vụ, còn trục OYg vuông góc với mặt đất theo hướng trực chuẩn. Hệ toạ độ gắn với máy bay còn gọi là hệ toạ độ gắn liền (hình b). Đây là hệ toạ độ hay được sử dụng nhất, hệ toạ độ này có gốc O dặt ở trọng tâm máy bay và có: Trục OX hướng theo dây cung cánh (dây cung khí động trung bình ) Từ đuôi lên mũi máy bay và nằm trên mặt phẳng đối xứng của nó. Trục OZ vuông góc với mặt phẳng đối xứng, hướng sang bên phải. Trục OY hướng vuông góc lên trên ( nằm trong mặt phẳng đối xứng). Ngoài hai hệ cơ bản trên ta còn dùng các hệ sau:Hệ toạ độ vận tốc OXaYaZa. Hệ này có gốc toạ độ ở trọng tâm máy bay, trục OXa trùng với vector vận tốc máy bay (vector vận tốc của gốc toạ độ o của hệ gắn liền so với môi trường không khí xung quanh không bị nhiễu loạn bởi máy bay ). Trục của lực nâng OYa nằm trong mặt phẳng đối xứng vuông góc nên trên. Trục ngang OZa hướng sang phải. Hệ toạ độ quỹ đạo OXkYkZk. Gốc toạ độ đặt tại trọng tâm máy bay, trục OXk trùng với vector w (vận tốc góc của gốc O của hệ gắn liền so với hệ tọa độ mặt đất trực chuẩn ). Còn các trục OYk hướng lên trên các trục của hệ toạ độ OXYZ ta sẽ nhận được các hệ phương trình vi phân xác định chuyển động của máy bay từ phương trình động lượng như sau: (1) (2) (3) (4) (5) (6) Trong đó wx, wy, wz là vận tốc góc của máy bay quay xung quanh các trục OX, OY, OZ và được xác định: wx = g + ysinq wy = ycosqcosg + qsing wz = qcosg - ycosqsing Với g, y, q là các góc liệng, đổi hướng và trúc ngóc của máy bay. Như vậy bằng cách thay thế các giá trị vận tốc góc wx, wy, wz, như là các hàm của các góc g, y, q ta có thể biến đổi hệ phương trình vi phân mới với các biến là vector không tốc V, các góc g, y, q. Vế phải của phương trình này sẽ là các lực, momen tác động vào máy bay chiếu trên ba trục. 2.3.2.Nguyên lý chung và phân loại. 2.3.2.1. Nguyên lý chung. a. Định nghĩa. Do đặc điểm hoạt động của tong hệ thống điều khiển ta có các định nghĩa sau: Điều khiển không tự động là đối tượng điều khiển được tác động trực tiếp của con người để đạt được mục đích của người điều khiển. Điều khiển tự động là quá trình không cần sự tham gia trực tiếp của con người mà vẫn đạt được mục đích. Điều khiển bán tự động là quá trình điều khiển mà con người thông qua một phương tiện khác để tác động vào đối tượng điều khiển nhằm đạt được mục đích của mình. Trong kỹ thuật hàng không đối tượng điều khiển là máy bay. b. Các thiết bị tự động trong kỹ thuật hàng không. Tự động điều khiển động cơ: Tự động thay đổi số vòng quay. Tự động điều khiển hỗn hợp khí và nhiên liệu. Tự động điều chỉnh áp lực và nhiệt độ khí của động cơ. Tự động điều chỉnh nổ máy động cơ - Tự động điều chỉnh điện thế, tần số dòng điện. - Tự động điều chỉnh áp suất không khí. - Tự động cung cấp lượng oxy khi cần. - Tự động chống đóng băng. - Tự động lái. Chế tạo các thiết bị tự động để giảm bớt khó khăn cho người lái, tăng độ an toàn cho các chuyến bay. c. Sơ đồ nguyên lý của hệ thống điều khiển. Trong quá trình phát triển của Khoa Học Kỹ thuật các loại máy bay ngày càng được trang bị các thiết bị hiện đại hơn, nhất là hệ thống điều khiển. Nhưng dù có cải tiến đến đâu và hệ thống có hiện đại như thế nào thì sơ đồ khối của hệ thống vẫn được mô tả như sau: Trong đó: + x(t) là tín hiệu đầu vào, đối với máy bay tín hiệu này là tín hiệu cơ (từ bảng điều khiển hoặc cần gạt ), tín hiệu điện (từ máy tính ). + y(t) là tín hiệu ra, tín hiệu này có thể là góc quay của bánh lái hay máy bay …. Quan hệ giưa y(t) và x(t) thông qua một hàm truyền w(p). y(t) = w(p).x(t) + Bộ khuyếch đại: làm nhiệm vụ khuyếch đại tín hiệu điều khiển đầu vào để có một tín hiệu đủ lớn để hệ thống làm việc. + Mục đích điều khiển với máy bay là điều khiển góc bánh lái. Trong quá trình điều khiển do có nhân tố bân ngoài tác động vào và sai số của các khâu thành phần nên tín hiệu đầu ra thực tế không phải là y(t) mà là y1(t) dẫn tới tồn tại sai số quá trình điều khiển là Dy(t). Dy(t) = y(t) – y1(t). Sai số này được đưa qua bộ biến đổi Dx(t) sau đó đưa qua mạch phản hồi để hiệu chỉnh lại tín hiệu đầu vào làm cho quá trình ổn định cuả hệ thống nhanh hơn và thời gian quá độ ngắn nhất. 2.3.2.2. Phân loại. Mặc dù có cùng sơ đồ khối như do khác tín hiệu đầu vào và phần tử chấp hành nên ta phân loại ra các hệ thống điều khiển sau: a. Hệ thống điều khiển bằng cơ khí. Đây là hệ thống mà các thế hệ máy bay cũ thường dùng, ở hệ thống này các tín hiệu đầu vào là tín hiệu cơ được đưa vào thông qua cơ cấu bàn đạp, tín hiệu được truyền đi qua hệ thống dây cáp hoặc thanh truyền sau đó đưa đến bộ khuyếch đại cơ khí sau đó tác động đến bánh lái. Trong hệ thống này mọi hoạt động của hệ thống do phi công điều khiển. Sơ đồ khối hệ thống điều khiển bằng cơ khí: * Ưu điểm: + Cấu tạo và thành phần đơn giản nên vận hành dễ dàng. + Hệ thống an toàn tương đối cao. * Nhược điểm: + Hệ thống điều khiển cồng kềnh có khối lượng lớn. + Thời gian trong quá trình điều khiển dài. + Hệ thống thanh truyền và dây cáp bố trí dọc thân máy bay nên không thuận tiện cho việc bảo dưỡng và sửa chữa trong quá trình khai thác. +Lực tác động vào đối tượng là nhỏ nên chỉ thích hợp cho máy bay vừa và nhỏ. b. Hệ thống điều khiển cơ điện. Tín hiệu cơ của tín hiệu đầu vào chuyển thành tín hiệu điện, tín hiệu điện này được khuyếch đại và đưa tới động cơ điện. Momen quay của động cơ điện quay cơ cấu cơ khí biến chuyển động quay của động cơ thành chuyển động của cánh lái để điều khiển máy bay. Các phần tử chính của hệ thống: + động cơ điện. + Nguồn điện. + Cơ cấu chuyển động. * Ưu điểm: + Hệ thống tương đối gọn nhẹ. + Lực tác động vào cánh lái lớn tuỳ thuộc vào loại động cơ điện được dùng. * Nhược điểm: + Có mặt các phần tử điện làm cho cơ cấu phức tạp hơn. + Độ chính xác trong quá trình điều khiển phụ thuộc rất nhiều vào kinh nghiệm điều khiển của phi công. c. Hệ thống điều khiển bằng thuỷ cơ. Trong hệ thống này tín hiệu vào là tín hiệu cơ sau đó được khuyếch đại tín hiệu để điều khiển van phân phối cho áp lực dầu vào hệ thống tạo lực xylanh – piston điều khiển cánh lái. Đây là hệ thống hở do đó quá trình còn phụ thuộc nhiều vào phi công. Nhưng lực tác động vào cánh lái lớn. Còn nếu hệ thống kín thì piston làm cánh lái quay, tín hiệu quay của cánh lái được quan sát bằng sensor hành trình và biến đổi thành tín hiệu cơ và được đưa vào để hiệu chỉnh đầu vào làm cho thời gian quá độ của hệ thống là ngắn nhất. * Ưu điểm: + Có thể dùng cho những loại có trọng lượng lớn. + Sai số điều khiển nhỏ vì điều khiển có phản hồi để hiệu chỉnh vào. * Nhược điểm: + Kết cấu hệ thống tương đối phức tạp. + Các phần tử đòi hỏi độ chính xác cao. d. Hệ thống điều khiển bằng cơ thuỷ điện. Đây là hệ thống đang được dùng rộng rãi trong các ngành công nghiệp đặc biệt là trong hàng không. Trong các hệ thống này tín hiệu vào là tín hiệu cơ ( dưới dạng góc quay) sau đó đưa qua bộ biến đổi thành tín hiệu điện, rồi đến bộ khuyếch đại trước khi điều khiển van phân phối để đưa lưu lượng đến xylanh – piston. Trong hệ thống này tín hiệu hành trình là tín hiệu điện và được đưa về để điều chỉnh tín hiệu đầu vào để tăng tính ổn định cho hệ thống. Các phần tử của hệ thống: + Bộ biến đổi tín hiệu cơ thành tin hiệu điện. + Bộ khuyếch đại tín hiệu điện. + Van servo. + Bơm nguồn. + xylanh – piston. + Các sensor. Sơ đồ của hệ thống: * Ưu điểm: + Cho toạ độ chính xác cao, có thể dùng cho tất cả các loại máy bay lơn. + Các phần tử có độ an toàn cao. * Nhược điểm: + Trong hệ thống có nhiều phần tử phức tạp. + hệ thống cần được kiểm tra thường xuyên… e. Hệ thống điều khiển theo chương trình ( máy tính kết hợp với thuỷ lực ). Ngày nay với sự phát triển rất nhanh của Khoa Học Kỹ thuật nhất là sự phát triển của tin học, nó được ứng dụng rộng rãi vào các ngành trong mọi lĩnh vực trong đó có ngành hàng không. Trên các loạ máy bay hiện đại ngày nay hầu hết sử dụng máy tính đẻ điều khiển quá trình bay bằng các chương trình điều khiển thông qua PLC để gửi tới cơ cấu chấp hành. Sơ đồ hệ thống: Trong đó: + FMGC: Bộ phận hướng dẫn của máy bay. + 1 Cần điều khiển. + 2 Van phân phối. + 3 Xylanh – piston. + 4 15 - Van Servo. Nguyên lý hoạt động: Đối với hệ thống này tín hiệu vào từ bộ phận dẫn đường máy bay hoặc tín hiệu điều khiển của phi công. Dưới dạng tín hiệu điện, nó được đưa đến máy tính, máy tính làm nhiệm vụ phân tích tín hiệu điều khiển và đưa ra tín hiệu điện điều khiển van servo làm cho động cơ thuỷ lực hoạt động tác động vào bánh lái. Tín hiệu phản hồi là hành trình của piston – xylanh được biến đổi thành tín hiệu điện rồi đưa vào máy tính, dựa vào đó máy tính sử lý và đưa ra tín hiệu hợp lý để điều khiển van servo. * Ưu điểm: + Hệ thống làm việc với độ chính xác cao và thời gian điều khiển là tối ưu vì máy tính xử lý tín hiệu điều khiển. + Do máy tính đảm nhiệm mọi việc sử lý thông tin và đưa thông tin ra do đó các phần tử của hệ thống dễ dàng được kiểm tra khi bảo dưỡng và sửa chữa. * Nhược điểm: + Hệ thống phải được thiết kế có độ chính xác cao về cơ khí thuỷ lực và tin học. + Công nghệ chế tạo đòi hỏi kỹ thuật cao, phải có sự kết hợp của nhiều ngành. Sơ đồ khối của hệ thống thuỷ lực được biểu diễn: 2.3.3. Hệ Thống điều khiển của máy bay A320. Việc điều khiển thực hiện nhờ các mặt phẳng điều khiển. Điều khiển góc nghiêng cánh ( Góc liệng), và góc chúc ngóc là loạ điều khiển bằng điện, sử dụng hai máy tính số ELAC ( Elevaton Aileron Computer ) và SEC ( Spoiler Elevater Computer ). Mỗi máy tính đều có khả năng điều khiển máy bay theo hai trục ox và oy. Việc điều khiển góc đổi hướng và thăng bằng ngang do hệ thống thuỷ – cơ - điện đảm nhiệm, do đó vẫn có thể điều khiển máy bay khi mất hoàn toàn nguồn điện. Trong điều kiện bình thường, một số chức năng của điều khiển bánh lái hướng như cân bằng khí động, giảm lắc ngang do máy tính tăng độ ổn định bay FAC (Flight augmentation computer) đảm nhiệm. 2.3.3.1. Các mặt phẳng điều khiển (đã giới thiệu trong chương 1) a. Cánh lái liệng. b. Cánh lái hướng. c. Cánh lái độ cao. d. Thăng bằng ngang có cân bằng khí động. e. Tấm cản lưng hay tấm giảm lực nâng cánh. 2.3.3.2. Các qui luật điều khiển. Các qui luật điều khiển máy bay được sử dụng trong tong giai đoạn trong chuyến bay, chúng được cài đặt trong phần mềm máy tính. Các qui luật điều khiển khác nhau và các phương thức bảo vệ liên quan dùng trong điều khiển A320 gồm có: + Qui luật điều khiển thông thường góc chúc ngóc (bay dài, hạ cánh, điều khiển THS, bảo vệ góc tấn). + Điều khiển chuyển động sang bên (giảm dao động lắc ngang, hệ số tải trọng, góc trượt cánh). + Điều khiển nghiêng cánh (hạn chế tốc độ nghiêng, bảo vệ góc nghiêng, lượn vòng phối hợp nghiêng cánh). + Điều khiển đổi hướng (chống dao động đổi hướng, lượn vòng kết hợp kênh đổi hướng). 2.4. Cơ cấu chấp hành thủy lực. Với hệ thống điều khiển bay bằng dây “ Flight by Wire” thì việc điều khiển cánh lái hướng được thực hiện thông qua việc sử dụng các tín hiệu tác động đến vào bộ điều khiển servo thủy lực mà thành phần chính của nó là van servo. Hình 4: Cấu tạo Valve servo thuỷ lực Cấu tạo và Nguyên Lý hoạt động của van servo a. Cấu tao: Van servo (hình 4) bao gồm các thành phần sau: một van phân phối điều khiển bằng thủy lực (1), một cảm biến vị trí chuyển đổi tín hiệu dịch chuyển của con trượt van phân phối thành tín hiệu điện, một vòi phun-bản chắn (2) tạo nên tín hiệu thủy lực để điều khiển vị trí con trượt, một cơ cấu chấp hành điện từ: Cuộn dây, nam châm điện (3) tạo nên dịch chuyển của đầu vòi phun, tín hiệu đưa vào cơ cấu chấp hành điện từ là tổ hợp của 3 tín hiệu điện. Một tín hiệu lấy từ cảm biến vị trí của cần điều khiển điện, tỷ lệ với dịch chuyển của cần điều khiển. Một tín hiệu lấy từ cảm biến vị trí gắn con trượt của van phân phối, tỉ lệ với dịch chuyển của con trượt. Một tín hiệu lấy từ cảm biến vị trí gắn với cần piston của cơ cấu chấp hành, tỷ lệ với dịch chuyển của cần piston. b. Nguyên lý hoạt động. Khi cần điều khiển ở vị trí trung lập, tín hiệu lấy từ cảm biến vị trí gắn với nó có giá trị bằng không. Đầu vòi phun ở vị trí trung tâm nên chất lỏng công tác được phân phối đều về hai khoang chỉ huy của con trượt, kết quả là áp suất trong hai khoang đó bằng nhau, con trượt ở vị trí cân bằng, do đó đầu từ nguồn P không qua được các cửa 1 và 2. Đồng thời tín hiệu điện từ cảm biến vị trí gắn với con trượt cũng có giá trị bằng không nên con trượt tiếp tục ở vị trí trung gian. Khi cần điểu khiển dịch chuyển, tín hiệu điện từ lấy cảm biến vị trí gắn với nó có giá trị khác không, đầu vòi phun dịch chuyển, ví dụ dịch chuyển sang phải khi đó áp suất dầu ở khoang bên phải sẽ cao hơn áp suất dầu ở khoang bên trái, dẫn đến làm dịch chuyển con trượt sang trái, kết quả là dầu từ nguồn cửa P đi vào của 2 đi tới khoang nào đó của xy lanh và dầu từ khoang kia của xy lanh sẽ qua của 1 về thùng chứa cửa P. Khi con trượt dịch chuyển, cảm biến vị trí gắn với nó sẽ sinh ra tín hiệu điện khác không, tỉ lệ với dịch chuyển con trượt, tín hiệu này được đưa tới công đại số với tín hiệu lấy từ cảm biến vị trí cần lái, khi hai tín hiệu này bằng nhau( ứng với một vị trí nào đó của con trượt thì đầu vòi phun sẽ dịch chuyển sang trái trở lại vị trí trung gian, áp suất ở hai khoang chỉ huy sẽ bằng nhau, con trượt có xu hướng dừng lại). Tuy nhiên do quán tính, nó sẽ tiếp tục di chuyển, lúc đó tín hiệu do cảm biến vị trí gắn với nó sẽ lớn hơn tín hiệu điểu khiển do cảm biến cần lái gây ra, đầu vòi phun sẽ tiếp tục dịch chuyển sang trái lệch khỏi vị trí trung gian, áp suất dầu ở khoang bên trái lớn hơn khoang bên phải, con trượt dịch chuyển sang phải. Quá trình cứ tiếp tục diễn ra như vậy cho tới khi con trượt nằm cân bằng ở vị trí nào đó( nhưng không phải vị trí trung gian ). Độ dịch chuyển của con trượt so với vi trí trung gian sẽ tỉ lệ với cường độ dòng điện. Ta lấy từ cảm biến vị trí gắn với cần điều khiển. 2.5. Hoạt động của hệ thống điều khiển cánh liệng: Tính điều khiển ngang máy bay là khả năng máy bay quay quanh trục dọc của nó với vận tốc góc xác định khi nghiêng cần lái. Điều khiển ngang máy bay do phi công thực hiện nhờ cần lái bằng cách ép sang phải hoặc sang trái, độ nghiêng lớn nhất của cần lái về mỗi bên là 141±10 mm tương ứng với góc nghiêng lớn nhất của cánh liệng là 20±1° khi bật trợ lực và 20-2° khi không bật trợ lực. - Khi ép cần lái sang trái, tín hiệu điều khiển thông qua hệ thống các thanh truyền tay lắc làm nghiêng cánh liệng bên trái lên trên,còn cánh liệng bên phải xuống dưới. Do đó ở cánh trái suất hiện số gia lực nâng khí động hướng xuống dưới,còn ở cánh phải thì hướng lên trên. Hai lực này tạo ra mô men làm cho máy bay quay quanh trục dọc sang trái theo tín hiệu điều khiển. Khi đưa cần lái từ vị trí nghiêng về vị trí trung lập mô men quay giảm, khi cánh liệng ở vị trí trung lập mô men quay bằng 0. Máy bay sẽ quay với góc nghiêng đã có. - Tính điều khiển ngang máy bay được đặc trưng bởi: + Góc nghiêng cánh liệng. + Trị số nghiêng cần lái. + ứng lực trên cần lái. Phi công điều khiển ngang máy bay chủ yếu dựa theo ứng lực chứ không theo trị số nghiêng cần lái. Do vậy ở hệ thống có cơ cấu giả tải kiểu lò xo sẽ tạo ra lực khí động giả cho người lái cảm nhận trong quá trình điều khiển ngang máy bay. Điều khiển nghiêng cánh của máy bay được thực hiện bởi cánh lái liệng ở đầu cánh và được trợ giúp bởi bốn tấm cản lưng. Các cánh lái liệng được điều khiển bằng tay từ cần điều khiển bên hoặc tự động bởi hệ thống tự động lái. Mỗi cánh lái liệng được truyền động bởi hai bộ điều khiển Servo (hìnhH2.6) nhận tín hiệu từ hai máy tính cánh lái độ cao và cánh lái liệng(ELAC), sử dụng các hệ thống thuỷ lực khác nhau. Các Servo khác với các hệ thống thuỷ lực khác là thường có cảm biến vị trí cho phép có thể dừng xy lanh ở bất kì toạ độ nào. Trong chế độ bình thường, chức năng nghiêng cánh của cánh lái liệng do ELAC1 và điều khiển Servo liên quan đảm nhận, còn ELAC2 thì ở chế độ dự phòng, trong khi Servo của nó làm việc trong chế độ giảm chấn. Chức năng giảm lực tải của các cánh lái liệng được bởi cả hai ELAC và các Servo. Khi xảy ra sự cố, các cánh lái liệng được tự động chuyển sang điều khiển bởi ELAC2, điều khiển Servo hợp bộ của nó chuyển sang chế độ hoạt động,các Servo khác lại làm việc ở chế độ giảm chấn. Nếu có sự cố liên tiếp xảy ra khiến các Servo của một cánh lái liệng không điều khiển được thì chúng tự động chuyển sang chế độ giảm chấn. Chế độ này cũng tự hoạt động trong trường hợp mất áp suất trong hệ thống thuỷ lực. Chương 3: Kết cấu và đặc điểm chịu tải của cánh lái liệng 3.1. Giới thiệu về cánh máy bay A320. Cánh là bộ phận cơ bản để tạo ra lực nâng của máy bay. Cánh của máy bay A320 là cánh mũi tên được lắp phía dưới thân với góc vểnh là 5,11o. Góc lắp của canh là 3,66o. Trên cánh chính của máy bay được lắp các cánh lái để điều khiển máy bay. Ngoài ra trên máy bay còn được lắp các thùng dầu, một thùng dầu trung tâm được đặt dưới bụng của máy bay, hai thùng dầu bên trong và hai thùng dầu bên ngoài nằm trên cánh đối xứng nhau qua thùng dầu trung tâm. Hai thùng dầu phía ngoài cánh có tác dụng tăng áp. Lượng dầu được bố trí ở các thùng như sau: Thùng ngoài chứa 2 x 880 (lít). Thùng trong chứa 2 x 6924 (lít). Thùng trung tâm chứa 8250 (lít). Như vậy tổng cộng lương dầu lớn nhất có thể chứa trên máy bay là : 23858 (lít) tương đương 18728 kg. Một số thông số chính của cánh máy bay. - Diện tích cánh : 122,40 m2. - Sải cánh: 34,10 m. - Gốc cánh: 15,15 % - Vị trí gấp của cánh: 11,75 % - Tại mép cánh: 10,84 % Cánh lái liệng: được lắp ở mép sau phía ngoài của cánh, mỗi bên cánh chính có một cánh lái liệng, diện tích : 1,37m2. Tấm cản lưng: có 5 tấm ở mỗi bên cánh chính và được đánh số thứ tự từ 1 đến 5 từ trong ra ngoài. Tấm số 1 có diện tích : 1,88 m2 Tấm số 2 có diện tích : 1,77 m2 Tấm số 3 có diện tích : 1,11 m2 Tấm số 4 có diện tích : 1,02 m2 Tấm số 5 có diện tích : 1,02 m2. Tổng diện tích tấm cản lưng 2*6,8 m2. Cánh tà trước : mỗi bên cánh chính có 5 cánh tà được lắp ở mép trước của cánh và được đánh số thứ tự từ 1 đến 5. Tấm số 1 có diện tích : 1,58 m2 Tấm số 2 có diện tích : 1,41 m2 Tấm số 3 có diện tích : 1,49 m2 Tấm số 4 có diện tích : 1,12 m2 Tấm số 5 có diện tích : 1,02 m2 Cánh tà sau : lắp ở phía sau của hai cánh chính phía gần thân, mỗi bên gồm 2 cánh tà trong và ngoài. Diện tích cánh tà trong : 4,65 m2 Diện tích cánh tà ngoài : 5,89 m2. Mép cánh trước ( mỗi bên cánh ) có 5 cánh tà trước nhằm tăng lực nâng khi cất hạ cánh. Mép cánh sau có 2 cánh tà và 2 cánh liệng cùng 5 tấm cản lưng số 2,3,4,5 có khả năng kết hợp với cánh liệng để tăng hiệu quả liệng của máy bay. Tấm cản lưng dùng để phanh máy bay khi máy bay di chuyển trên mặt đất. Riêng tấm cản lưng số 2,3,4 còn có thể dùng làm giảm tốc độ khi máy bay đang bay trên không. ở đầu mút cánh có thiết kế tấm chắn để hạn chế hiện tượng chảy tràn đầu cánh gây ảnh hưởng đến khí động lực học khi máy bay bay. Ngoài ra ở mép sau của cánh có bố trí các chổi phóng tĩnh điện, các van nạp dầu. 3.2. Cánh lái liệng 3.2.1. Công dụng Cánh liệng được lắp ở mép sau phía ngoài của cánh, mỗi bên cánh chính có một cánh lái liệng, diện tích : 1,37m2. Cánh liệng là cơ quan điều khiển máy bay chuyển động quay quanh trục Ox1 của nó. Cánh lái liệng được điều khiển từ buồng lái thông qua cần lái và các cơ cấu truyền động. Để điều khiển máy bay quay quanh trục Ox1, ngoài cánh liệng thì người ta kết hợp điều khiển các cơ cấu sau: - Cánh tà liệng: Là cánh lái có chức năng của cánh tà và cánh liệng. Tuỳ theo từng chế độ mà nó hoạt động theo chức năng của từng loại cánh. Khi cất hạ cánh thì nó làm chức năng của cánh tà, khi bay nó làm chức năng của cánh liệng. Khi điều khiển thì nó đóng vai trò là cánh tà bằng cách thu ra thả vào ở cả hai cánh. Khi làm việc như cánh liệng chúng sẽ được điều khiển chuyển động ngược chiều nhau. - Cánh liệng kết hợp với cánh lái lên xuống: Là cánh lái làm nhiệm vụ của cả cánh liệng và cánh lái lên xuống. Khi lắc cần lái chúng sẽ chuyển động ngược chiều và làm việc như cánh liệng, khi kéo đẩy cần lái chúng sẽ nghiêng về một phía với giá trị bằng nhau. - Lái liệng bằng lực đẩy: Dùng lực đẩy để điều khiển máy bay quay quanh trục Ox1, phương pháp này chỉ áp dụng khi máy bay ở độ cao cực lớn. 3.2.2. Các tham số chính của cánh liệng a. Kích thước hình học. Các kích thước hình học của cánh lái liệng được thể hiện trên hình sau: S- diện tích cánh. bcl- dây cung cánh liệng. Các kích thước chính của cánh lái liệng lcl- sải cánh liệng. Lcl- khoảng cách từ tâm khí động của cánh liệng đến trục dọc của cánh máy bay. b- dây cung tại điểm treo cánh liệng. b. Các tham số chính. - Diện tích cánh liệng S, được xác định theo công thức: Giá trị này đối với máy bay A320 là: 0,48 lần diện tích cánh chính. - Dây cung cánh liệng: với máy bay thông thường thì bcl = (0,2 - 0,25)b, đối với cánh máy bay A320 thì bcl = 0,245b. - Sải cánh liệng: lcl = (0,15 - 0,2)l. - Hệ số mômen tĩnh của cánh liệng: Thông số này được xác định bằng: 0,035 - 0,07. - Góc nghiêng lớn nhất của cánh liệng: Trong đó giá trị âm khi cánh liệng nghiêng lên và nhận giá trị dương khi cánh liệng nghiêng xuống 3.2.3. Kết cấu cánh lái liệng: Cánh lái liệng được gắn trên mép sau của cánh chính, nối với thanh dầm ngoài (outer rear spar) giữa sườn cánh 22 (RIB22) và sườn cánh 27 (RIB27). Bộ điều khiển cơ khí cánh lái liệng được điều khiển điện tử (electrrcally controlled) và sử dụng năng lượng thủy lực để di chuyển các mặt điều khiển. Cánh lái liệng có cấu trúc hình nêm (wedge-shaped) và có các các thành phần cấu tạo bởi sợi cacbon: Sườn cánh kết thúc phía trong và phía ngoài. Những sườn sườn cánh bên trong. Lớp vỏ trên và dưới, lõi tổ ong ở giữa. Thanh dầm. Mô tả các thành phần: Vỏ trên, dưới và các sườn cánh tạo thành dạng cánh lái liệng hình nêm. Cấu trúc hình nêm được gia cố bởi các sườn cánh bên trong và thanh dầm. Bảy giá đỡ bằng hợp kim nhôm (machined aluminium brackets). Hai trong bảy giá đõ được nối với cơ cấu chấp hành gắn trên cấu trúc cánh sau cố định. Năm giá đỡ còn lại là các giá đỡ bản lề (hinge bracket). Các cơ cấu chấp hành (actuators) được điều khiển điện tử và sử dung năng lương thủy lực để thu hoặc thả cánh lái liệng. Cũng được gắn vào thanh dầm là các màng ngăn hợp kim nhôm (aluminium) và các đệm phẳng (plate seals), các thành phần này còn có tác dụng làm cho dòng chảy qua cánh lái liệng trơn tru hơn (smoother). Trên thanh dầm có hai lỗ dùng để kiểm tra. ở các phần cuối của cánh lái liệng là các đêm bằng nhựa tổng hợp (silicon rubber seal) được gắn ở vỏ trên và dưới của cánh lái liệng. Bốn static discharger và retainer được gắn ở mép sau của cánh lái liệng Sơ đồ kết cấu và kết cấu các phần tử cánh liệng giống như sơ đồ kết cấu và các phần tử kết cấu cánh. Chỉ khác là theo mép trước cánh liệng có bố trí đối trọng cân bằng để tránh flutter. Cánh liệng được cấu tạo bởi xà trước, xà sau, vỏ bọc và diềm. Xà trước, xà sau, vỏ bọc được dập từ hợp kim nhôm. Vỏ bọc được tán vào xà bằng các đinh tán. ở cánh bên trái diềm được sử dụng như một tấm điều chỉnh không điều khiển. Diềm được cố định giữa hai lớp vỏ bằng các đinh tán. Phía trước của cánh liệng có đối trọng chống rung. 3.3. Đặc điểm chịu tải của cánh lái liệng 3.3.1.Các trường hợp chịu tải. Do cánh liệng là một phần kết cấu của cánh có đặc điểm làm việc riêng, nhưng khi không làm việc nó như một kết cấu của cánh nên nó cũng chịu tải ở tất cả các trường hợp chịu tải chung của máy bay. 3.3.1.1. Trường hợp A. Máy bay bay theo quĩ đạo cong với góc tấn tương ứng CYmax quá tải nA=nemax, áp lực động không lớn lắm.Trường hợp này đặc trưng cho các chế độ bay lấy độ cao, thoát ly khỏi bổ nhào và có dòng khí thổi từ dưới lên. ở trường hợp này phần lớn các tải tác dụng lên phần trước của cánh. Thường dùng tính bền cánh,đuôi thân và cố định động cơ. 3.3.1.2.Trường hợp A’. Máy bay bay theo quĩ đạo cong với góc tấn nhỏ a =(4°á6°) , quá tải nA’ = nemax , áp lực động qA’ = qmax max. Hệ số an toàn f = 1,5. Trường hợp này đặc trưng cho các chế độ bay :thoát ly khỏi bổ nhào hoặc có dòng khí thổi vuông góc khi bổ nhào.Trường hợp A’ khác với trường hợp A ở phân bố tải vì vận tốc lớn , góc tấn nhỏ. 3.3.1.3.Trường hợp B. Máy bay bay với quĩ đạo cong vơi áp lực động qB = qmax max .Quá tải nB =0,5nemax . Hệ số an toàn f=2. Hệ số lực nâng CY nhỏ hơn so với trường hợp A từ 2á3 lần. Máy bay bay với góc tấn a = 1,5° á3°.Lực khí động lùi về sau gây tải lớn cho các thành phần sau của cánh. 3.3.1.4. Trường hợp C. Máy bay bổ nhào với vận tốc lớn nhất có thể có và đột ngột lệch cánh liệng hoặc lúc bổ nhào có dòng khí thổi làm lực nâng Y = 0. Quá tải nC= 0. áp lực động qC = qmax max . Hệ số an toàn f = 2. 3.3.1.5.Trường hợp D. Máy bay với quĩ đạo cong với góc tấn tương ứng với CYmin. Quá tải nD = - 0,5nemax .Hệ số an toàn f = 1,5.Trường hợp này đặc trưng cho các chế độ bay bổ nhào hoặc bay bằng có òng khí thổi từ trên xuống.Trường hợp này gần giống với trường hợp A song chỉ khác lực tác dụng theo chiều ngược lại, các phần tử ở A chịu kéo còn ở D chịu nén. 3.3.1.6. Trường hợp D’. Máy bay bay theo quĩ đạo cong với góc tấn âm và nhỏ. Trường hợp này đặc trưng cho các chế độ bay ngửa, thoát ly khỏi bổ nhào hoặc có dòng khí thổi ngang khi bổ nhào. áp lực động qD’ = qmaxmax . Quá tải nD’ = - 0,5 nemax . Hệ số an toàn f = 1,5. Lực tác dụng ở trường hợp này gần giống trường hợp A nhưng phân bố gần giống A’. Bảng: Bảng tóm tắt các tham số cho trước ở các trường hợp: STT T.số Tr.hợp ne CY q f 01 A nemax CYmax nemax. 1,5 02 A’ nemax nemax. qmaxmax 1,5 03 B 0,5nemax 0,5nemax. qmaxmax 2 04 C 0 0 qmaxmax 2 05 D nemax CYmin nemax. 1,5 06 D’ nemax nemax. qmaxmax 1,5 3.3.2. Tải tác dụng lên cánh liệng: 3.3.2.1. Khi cánh liệng không làm việc: - Khi cánh liệng không làm việc tải tác dụng lên nó như tải tác dụng lên một phần cánh. Thông thường người ta tính tải tác dụng lên cánh liệng, khi nó không nghiêng ở các trường hợp chịu tải A, A’, D, D’ của cánh. 3.3.2.2. Khi cánh liệng làm việc: - Khi cánh liệng nghiêng ta xét máy bay sẽ bay ở các trường hợp chịu tải B và C của cánh. Khi này trọng tải của cánh liệng được tính qua lực khí động và phản lực ở các điểm treo cũng như điểm liên kết cánh liẹgn với tay đòn điều khiển. Lực khối lượng của cánh liệng nhỏ nên có thể bỏ qua. Phân bố tải khí động trên cánh liệng - Tải khí động tác dụng lên cánh liệng tỷ lệ với diện tích của nó và áp lực động của dòng khí. Pcl=k*f*Scl*q Trong đó: + k: hệ số xác địng theo các mức bền. + f: hệ số an toàn theo trương hợp chịu tải. + Scl: diện tích cánh liệng. + q: áp lực động. - Tải phân bố tổng hợp theo sải, sẽ nằm trên đượng đi qua tâm áp AO là tải phân bố đều và được tính theo công thức: - Còn tải phân bố theo dây cung hình thang có giá trị ở mép trước là P1, mép sau là P2. Qua thực nghiệm người ta thu được giá trị P1 và P2, hoặc P1 được tính theo công thức: P1=f.0,64.qmax Khi đó P2 được tính từ 2 điều kiện: - Điều kiện thứ nhất là điều kiện tổng hơp lực phân bố theo dây cung bằng lực phân bố tổng hợp theo sải (diện tích hình thang của lực phân bố theo dây cung bằng lực tổng hợp tại mặt cắt đó và đây chính là lực phân bố tổng hợp theo sải qcl). - Điều kiện thứ 2 là điều kiện: mô men của lực phân bố theo dây cung đối với tâm áp bằng không. Hay nói cách khác: tổng hợp lực phân bố theo dây cung phải nằm ở tâm áp AO. - Khi biết P1 và P2 ta có thể xác định lực phân bố thành phần Pi dọc theo đường vuông góc với prôfin và đi qua điểm bất kì của dây cung- đây là các tải phân bố đều. - Để vẽ được biểu đồ nội lực theo sải ta chia cánh liệng làm nhiều điểm.Bằng công thức tính toán ta tính được độ dài dây cung tại các thiết diện như sau: bi = bm + Dbi. Dbi = . Trong đó: - b0: dây cung gốc cánh. bm: dây cung mút cánh. Dz : khoảng cách giữa các thiết diện dọc theo sải. lcl : sải cánh liệng. * Tải phân bố theo sải: Các giá trị qttcl.i được ghi trong bảng 3.2. * Tải phân bố theo dây cung: Theo công thức: P1 = f.0,64.qmax ; .Ta tính được tải phân bố theo dây cung của cánh liệng 3.3.2.2.1. Xác định điểm đặt lực khí động trên đường tâm áp XA0. Theo công thức: . 3.3.2.2.2. Xác định toạ độ tâm cứng XE0. Theo công thức: .Với X1,X2,H1,H2 được xác định như sau: Chọn tâm cứng của cánh liệng được xác định nằm tại trục quay của cánh liệng. Tài liệu tham khảo Giáo trình: Khí động học máy bay. Tác giả: Nguyễn Phúc Ninh - NXB Học viện Phòng Không - Không Quân 2000 Giáo trình: Các hệ thống máy bay. Tác giả: Lã Hải Dũng-NXB Học viện Phòng Không-Không Quân 2001 Giáo trình: Động lực học bay và cơ động chiến đấu. Tác giả: Hoàng Lương-NXB Học viện Phòng không-Không Quân 2001 Giáo trình: Sửa chữa kỹ thuật hàng không: Tác giả: Nguyễn Thanh Hải - NXB Học Viện Phòng Không - Không Quân 2001 Giáo trình: Kết cấu và độ bền máy bay Tác giả: Đỗ Minh Khai - NXB Học viện Phòng Không - Không Quân 2001 STRUCTURE REPAIR MANUAL. Aircraft maintence manual B-767  Mục lục Lời mở đầu 1 Chương 1: Giới thiệu tổng quan hệ thống điều khiển trên A320 2 1.1. Tính năng kỹ thuật máy bay 2 1.2. Hệ thống điều khiển máy bay 3 1.2.1. Giới thiệu chung 3 1.2.2. Nguyên tắc điều khiển 4 1.2.3. Điều khiển cánh lái liệng 6 Chương 2: Lý thuyết điều khiển và hệ thống điều khiển cánh lái liệng máy bay A320 10 2.1. Sự cân bằng bền vững 10 2.1.1. Sự cân bằng 10 2.1.2. Sự bền vững 10 2.2. Sự điều khiển máy bay 11 2.2.1. Định nghĩa 11 2.2.2. Cân bằng ngang, bền vững điều khiển 11 2.2.2.1. Cân bằng ngang 11 2.2.2.2. Bền vững 11 2.2.2.3. Điều khiển 11 2.3. Hệ thống điều khiển 12 2.3.1. Giới thiệu chung về nguyên lý điều khiển 12 2.3.2. Nguyên lý chung và phân loại 15 2.3.2.1. Nguyên lý chung 15 2.3.2.2. Phân loại 17 2.3.3. Hệ thống điều khiển của máy bay A320 23 2.3.3.1. Các mặt phẳng điều khiển 24 2.3.3.2. Các qui luật điềukhiển 24 2.4. Cơ cấu chấp hành thuỷ lực 24 2.5. Hoạt động của hệ thống điều khiển cánh lái liệng 27 Chương 3: Kết cấu và đặc điểm chịu tải của cánh lái liệng A320 30 3.1. Giới thiệu chung về cánh máy bay A320 30 3.2. Cánh lái liệng 32 3.2.1. Công dụng 32 3.2.2. Các tham số chính của cánh lái liệng 33 3.2.3. Kết cấu cánh lái liệng 35 3.3. Đặc điểm chịu tải của cánh lái liệng 35 3.3.1. Các trường hợp chịu tải 38 3.3.2. Tải tác dụng lên cánh lái liệng 40 3.3.2.1. Khi cánh lái liệng không làm việc 40 3.3.2.2. Khi cánh lái liệng làm việc 41 3.3.2.2.1. Xác định điểm đặt lực khí động trên đường tâm áp XAO 43 3.3.2.2.2. Xác định toạ độ tâm cứng XEO 43 Tài liệu tham khảo 44