Luận án Nghiên cứu ảnh hưởng của gió cạnh tới đặc tính khí động của máy bay trong quá trình hạ cánh

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 
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 cơ khí động lực 
Mã số: 62 52 01 16 
LUẬN ÁN TIẾN SĨ KỸ THUẬT 
NGƯỜI HƯỚNG DẪN KHOA HỌC: 
1. PGS. TS Phạm Vũ Uy 
2. GS. TSKH Nguyễn Đức Cương 
Hà Nội - 2014 
i 
LỜI CAM ĐOAN 
Tôi xin cam đoan đây là công trình nghiên cứu của riêng tôi. Các kết quả 
nghiên cứu và các số liệu sử dụng trong luận án là trung thực, chưa từng được 
ai công bố ở trong bất kỳ công trình nào khác. 
 NGHIÊN CỨU SINH 
Nguyễn Đình Sơn 
ii 
LỜI CẢM ƠN 
Tôi xin trân trọng cảm ơn hai Thầy giáo: 
- PGS. TS. Phạm Vũ Uy 
- GS. TSKH. Nguyễn Đức Cương 
đã tận tình hướng dẫn, động viên và tạo mọi điều kiện tốt nhất để tôi hoàn 
thành được luận án này. 
Tôi xin trân trọng cảm ơn Viện Khoa học và Công nghệ Quân sự; Viện 
Tên lửa; Học viện Phòng không-Không quân; Viện Kỹ thuật Quân sự PK-KQ; 
Học viện Kỹ thuật Quân sự; Phòng ĐCTBPL-Viện Tên lửa; Trung tâm DASI-
ĐH Bách khoa Hà Nội và Phòng MBĐC-Viện Kỹ thuật Quân sự PK-KQ đã tạo 
mọi điều kiện giúp đỡ trong quá trình thực hiện luận án. 
Tôi xin chân thành cảm ơn đến các thầy giáo Trong Viện Tên lửa, các 
đồng chí trong các cơ quan quản lý của Viện Tên lửa, Phòng Đào tạo và Ban 
sau đại học-Viện KH & CN Quân sự đã cho tôi những lời khuyên quý báu, 
những điều kiện thực hiện các học phần và luận án tốt nhất. 
Tôi xin chân thành cảm ơn gia đình, những người bạn và đồng nghiệp đã 
nhiệt tình giúp đỡ tôi trong suốt quá trình thực hiện luận án này. 
 Nghiên cứu sinh 
iii 
MỤC LỤC 
Lời cam đoan i 
Mục lục iii 
Danh mục các ký hiệu, các chữ viết tắt vi 
Danh mục các bảng xiv 
Danh mục các hình vẽ, đồ thị xv 
MỞ ĐẦU 1 
CHƯƠNG 1. Tổng quan về ảnh hưởng của gió cạnh đến đặc tính khí 
động của máy bay, các phương pháp nghiên cứu 8 
1.1. Một số đặc điểm dòng khí chảy bao ở vùng vận tốc nhỏ khi có ảnh 
hưởng của gió cạnh 8 
1.2. Tình hình nghiên cứu ảnh hưởng của gió cạnh tới đặc tính khí 
động của máy bay ở vùng vận tốc nhỏ 9 
1.2.1. Tình hình nghiên cứu ở nước ngoài 9 
1.2.2. Tình hình nghiên cứu ở trong nước 13 
1.3. Tổng quan các phương pháp xác định đặc tính khí động của máy 
bay 14 
1.3.1. Xác định đặc tính khí động của máy bay bằng phương pháp giải 
tích 15 
1.3.2. Phương pháp nghiên cứu thử nghiệm. 15 
1.3.3. Xác định đặc tính khí động của máy bay bằng phương pháp số 17 
1.4. Các nội dung đề tài cần nghiên cứu và phương pháp thực hiện 21 
1.4.1. Các nội dung đề tài cần nghiên cứu 21 
1.4.2. Lựa chọn phương pháp thực hiện đề tài nghiên cứu 22 
Kết luận chương 1 28 
CHƯƠNG 2. Mô hình bài toán xác định đặc tính khí động của máy 
bay 29 
iv 
2.1. Mô hình toán xác định đặc tính khí động của máy bay bằng 
phương pháp xoáy rời rạc, phi tuyến trong dòng chảy bao dừng 29 
2.1.1. Mô hình tính toán theo sơ đồ cánh phẳng đơn 29 
2.1.2. Mô hình toán xây dựng bằng 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 một số đặc tính khí động của 
máy bay L-39 bằng phương pháp xoáy rời rạc 36 
2.2. Phương pháp xác định đặc tính khí động của máy bay bằng Ansys 38 
2.2.1. Phương pháp giải số ứng dụng trong Ansys 38 
2.2.2. Phương pháp giải bài toán xác định một số đặc tính khí động 
của máy bay bằng Ansys 40 
2.3. Kết quả khảo sát đặc tính lực nâng của máy bay L-39 bằng 
phương pháp xoáy rời rạc và bằng Ansys. Một số nhận xét, đánh 
giá 45 
Kết luận chương 2 49 
CHƯƠNG 3. Xây dựng mô hình toán xác định đặc tính khí động của 
máy bay với cấu hình cất, hạ cánh 50 
3.1. Xây dựng mô hình không gian bài toán chảy bao cánh nâng cơ sở 
có tính đến trượt cạnh bằng phương pháp xoáy rời rạc 50 
3.2. Xây dựng mô hình toán xác định đặc tính khí động của máy bay 
với cấu hình cất, hạ cánh bằng 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 ở vị trí thả 66 
3.2.3. Xây dựng mô hình càng ở vị trí thả 67 
3.3. Khảo sát đặc tính lực nâng Cy máy bay L-39 khi hạ cánh với cấu 
hình cất, hạ cánh bằng phương pháp xoáy rời rạc và bằng Ansys 69 
Kết luận chương 3 72 
v 
CHƯƠNG 4. Nghiên cứu ảnh hưởng của gió cạnh đến đặc tính khí 
động của máy bay trong quá trình hạ cánh 73 
4.1. Khảo sát ảnh hưởng của gió cạnh đến một số đặc tính khí động 
của máy bay L-39 khi hạ cánh. Xây dựng mối liên hệ cân bằng 
giữa các góc điều khiển với góc trượt cạnh 73 
4.1.1. Khảo sát ảnh hưởng của gió cạnh đến một số đặc tính khí động 
của máy bay L-39 khi hạ cánh 73 
4.1.2. Xây dựng mối liên hệ cân bằng giữa các góc điều khiển cánh lái 
hướng δH và cánh lái liệng δL với góc trượt cạnh β khi hạ cánh 78 
4.2. Nghiên cứu ảnh hưởng của gió cạnh phụ thuộc vào vận tốc hạ 
cánh. Xây dựng miền vận tốc an toàn cho máy bay L-39 khi hạ 
cánh có trượt cạnh 83 
4.2.1. Nghiên cứu ảnh hưởng của 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 khi hạ cánh 
có trượt cạnh 85 
4.3. Khảo sát ảnh hưởng của gió cạnh đến quĩ đạo hạ cánh của máy 
bay. Một số giải pháp hạn chế ảnh hưởng của gió cạnh 87 
4.3.1. Khảo sát ảnh hưởng của gió cạnh đến quĩ đạo hạ cánh của máy 
bay 87 
4.3.2. Một số giải pháp hạn chế ảnh hưởng của gió cạnh đến quá trình 
hạ cánh của máy bay 96 
Kết luận chương 4 98 
KẾT LUẬN 99 
Danh mục các công trình khoa học đã công bố 101 
Tài liệu tham khảo 102 
Phụ lục 112 
vi 
DANH MỤC CÁC KÝ HIỆU, CHỮ VIẾT TẮT 
a Vận tốc âm thanh [m/s]; 
[Ae] Ma trận phần tử; 
aij Các giá trị trong các ma trận hệ số; 
1pp1k
ka
 

 Các hệ số của phương trình đảm bảo không chảy thấu; 
ax , ay Gia tốc tiếp đất theo chiều ngang và chiều thẳng đứng của 
máy bay khi hạ cánh [m/s2]; 
b Dây cung trung bình cánh; 
bi Điều kiện ban đầu thay đổi có tính đến các yếu tố điều 
chỉnh đối với nút i; 
BT Chỉ số chỉ trường hợp bay thử nghiệm máy bay; 
bk Dây cung cánh tại mặt cắt k [m]; 
)(
1ppb

 Dây cung trung bình của tứ giác khảo sát; 
bm Dây cung mút cánh [m]; 
bo Dây cung gốc cánh [m]; 
m1ppb Chiều dài không thứ nguyên của phần tử mặt nâng m của 
máy bay (theo trục 0x); 
1pp
sB

 Tích vô hướng của véc tơ đơn vị dòng không nhiễu động và 
véc tơ pháp tuyến với mặt nâng cơ sở tại các điểm kiểm tra; 
Cx Hệ số lực cản; 
Cy Hệ số lực nâng; 
Cz Hệ số lực cạnh; 

yxz m,m,C Đạo hàm của hệ số lực cạnh, mô men nghiêng cánh và mô 
men hướng theo góc trượt cạnh [1/rad]; 
HHH
yxz m,m,C
 Đạo hàm của hệ số lực cạnh, mô men nghiêng cánh và mô 
men hướng theo góc nghiêng cánh lái hướng [1/rad]; 

C Hệ số tức thời và hệ số trung bình đối với biến  ; 
vii 
1ppC 

 Tích vô hướng của véc tơ đơn vị của dòng không nhiễu động 
với véc tơ pháp tuyến của mặt nâng tại các điểm kiểm tra; 
F Ngoại lực tác động lên một 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 của máy bay trong quĩ đạo khi 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; 
)k,j,i( Véc tơ đơn vị hệ trục tọa độ 0xyz; 
k Chỉ số chỉ các mặt cắt dọc trên 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 của mô hình trong 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]; 
1k
k0l
 

 Độ dài dây xoáy ngang [m]; 
1k
k0l
 

 Độ dài dây xoáy dọc [m]; 
)(
1ppl

 Sải trung bình của tứ giác khảo sát [m]; 
1k
k)x,lcos(
 

 Cosin chỉ hướng đoạn xoáy ngang theo trục 0x; 
k1
k)x,lcos(
 

 Cosin chỉ hướng đoạn xoáy dọc theo trục 0x; 
M Số Mach; 
m Tứ giác nâng cơ sở thứ m; 
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 trong không gian lân cận cánh; 
Mx(δ) Mô men nghiêng cánh do trượt cạnh gây ra [Nm]; 
My(δ) Mô men hướng do trượt cạnh gây ra [Nm]; 
My(δL) Mô men hướng do lệch cánh lái liệng gây ra [Nm]; 
mx(δ) Hệ số mô men nghiêng cánh do gió cạnh gây ra; 
my(δ) Hệ số mô men hướng do gió cạnh gây ra; 
N Số dải xoáy trên tấm nâng cơ sở; 
n Số các sợi xoáy ngang trên mỗi dải xoáy; 
Nm Số dải xoáy dọc trên tứ giác thứ m; 
nm Số xoáy ngang trong từng dải xoáy trên tứ giác thứ m; 
nI, nII, n'II Lần lượt là số tiết diện dùng để mô hình hóa các dây xoáy 
tự do trong hệ I, II và II'; 
mn véc tơ pháp tuyến của mặt phẳng chứa tứ giác khảo sát; 
Oxyz Hệ trục tọa độ liên kết không tiêu chuẩn (có trục Ox ngược 
với trục Ox trong hệ trục tọa độ thuận); 
p Chỉ số điểm được 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 các tam giác PQT, QRT thuộc tứ giác khảo sát 
PQRT [m]; 
r Các yếu tố điều chỉnh; 
Re Số Rây-non; 
ix 
S Diện tích cánh nâng [m2]; 
SS Sai số; 
S, SMB, STN Tỷ số giữa vận tốc âm thanh a và độ nhớt động ν của 
không khí, S=a/ν [1/m]; 

S Điều kiện ban đầu (nguồn) của biến  ; 
k1
1k0S
 
 
 Diện tích tứ giác khảo sát; 
s Khoảng cách máy bay từ độ cao khảo sát ban đầu đến điểm 
đang khảo sát [m]; 
sign() Hàm dấu của góc trượt cạnh ; 
T Nhiệt độ tuyệt đối [K]; 
TN Chỉ số chỉ trường hợp thử nghiệm trên mô hình trong ống 
khí động; 
To Nhiệt độ tuyệt đối ở điều kiện tiêu chuẩn, To=273,15 [K]; 
t Nhiệt độ lưu chất [oC]; 
tH Nhiệt độ môi trường [oC]; 
td Chỉ số chỉ tỷ lệ tương đối; 
U, Vận tốc của lưu chất [m/s]; 
Uo Vận tốc dòng không nhiễu động [m/s]; 
uo Vận tốc dòng chảy không nhiễu động dạng không thứ 
nguyên; 
ou Véc tơ đơn vị dòng không nhiễu động; 
2d1d u,u Véc tơ chỉ phương của các đường pháp tuyến d1, d2; 
PTPQ u,u Véc tơ chỉ phương của đoạn xoáy PQ, PT; 
V Vận tốc bay [m/s]; 
Vx Vận tốc theo chiều ngang khi máy bay hạ cánh [m/s]; 
Vy Vận tốc theo chiều thẳng đứng khi máy bay hạ cánh [m/s]; 
Vxi; Vyi; Vzi Các thành phần vận tốc tại nút i; 
x 
ziyixi VVV ,,
 Các giá trị vận tốc xấp xỉ tại nút i theo phương x, y, z; 
W Vận tốc nhiễu động; cường độ gió cạnh [m/s]; 
Wx, Wy, Wz Các thành phần của vận tốc nhiễu động [m/s]; 
We Hàm bổ sung đặc biệt cho các phần tử e; 
X Lực cản [N]; 
xF, zF Tọa độ tiêu điểm khí động theo trục 0x và 0z [m]; 
xµk, yµk, zµk Tọa độ đầu mút các xoáy [m]; 
1k
0
1k
0
1k
0 z,y,x
 

 

 

 Tọa độ điểm giữa xoáy ngang [m]; 
k1
k
k1
k
k1
k z,y,x
 

 

 

 Tọa độ điểm giữa các đoạn xoáy dọc trên cánh [m]; 
1pp
0
1pp
0
1pp
0 z,y,x



 Tọa độ các điểm kiểm tra [m]; 
x1 ; y1 ; z1 Ký hiệu tọa độ véc tơ chỉ phương của đoạn xoáy PQ; 
x2 ; y2 ; z2 Ký hiệu tọa độ véc tơ chỉ phương của đoạn xoáy PT; 
xm ; ym ; zm Ký hiệu tọa độ của véc tơ pháp tuyến mặt phẳng chứa tứ 
giác khảo sát; 
111 z,y,x Tọa độ đầu mút dây xoáy dạng không thứ nguyên; 
222 z,y,x Tọa độ cuối dây xoáy dạng không thứ nguyên; 
Y Lực nâng [N]; 
Z Lực cạnh [N]; 
Zβ Lực cạnh do trượt cạnh gây ra [N]; 
Γ Lưu số vận tốc dạng không thứ nguyên; 
+ Lưu số vận tốc [m
2/s]; 
1k
k
 

 Lưu số vận tốc xoáy ngang liên kết [m2/s]; 
1p
pm
 

 Lưu số vận tốc xoáy ngang liên kết mặt nâng thứ m [m2/s]; 
k1
k
 

 Lưu số vận tốc xoáy dọc liên kết [m2/s]; 
xi 
p1
pm
 

 Lưu số vận tốc xoáy dọc liên kết mặt nâng thứ m [m2/s]; 

 Hệ số khuyếch tán; 
ΔCy_td Sai số tương đối hệ số lực nâng Cy giữa hai bước tính; 
)p(
ml Bề rộng không thứ nguyên của phần tử mặt nâng thứ m của 
máy bay (theo trục Oz); 
Δs Độ lệch tính toán giữa hai bước tính; 
Δα Lượng thay đổi góc tấn giữa hai bước tính [rad]; 
Δ Lượng thay đổi góc trượt cạnh giữa hai bước tính [rad]; 
)1(
k Lưu số vận tốc của xoáy dọc tự do vùng I; 
)'(, )2()2(

 Lưu số vận tốc của các xoáy ngang tự do vùng II và II'; 
p Tải khí động dạng không thứ nguyên; 
1p
pp
 
 Tải khí động ngang dạng không thứ nguyên; 
p1
pp
 
 Tải khí động dọc dạng không thứ nguyên; 
 Biến trong các ma trận; 
Ψ Góc hướng quĩ đạo [rad]; 
Ωx1, Ωy1, Ωz1 Góc giữa véc tơ chỉ phương j,i và k của các trục tọa độ 
0x, 0y và 0z với véc tơ chỉ phương của đường pháp tuyến 
với xoáy ngang; 
Ωx2, Ωy2, Ωz2 Góc giữa véc tơ chỉ phương j,i và k của các trục tọa độ 
0x, 0y, 0z với VTCP của đường pháp tuyến với xoáy dọc; 
α Góc tấn [rad]; 
αs Góc tấn tại bước tính s [rad]; 
 Góc trượt cạnh [rad]; 
βi Góc trượt cạnh tại bước tính i [rad]; 
xii 
β* Góc trượt cạnh ở giới hạn nguy hiểm [rad]; 
γ Góc nghiêng máy bay trong hệ tọa độ liên kết [rad]; 
γc góc nghiêng máy bay trong hệ tọa độ tốc độ [rad]; 
1p
p
 

 Cường độ của lưu số vận tốc xoáy ngang [1/s]; 
p1
p
 

 Cường độ của lưu số vận tốc xoáy dọc [1/s]; 
δ Góc thổi của gió cạnh [rad]; 
H Góc lệch cánh lái hướng [rad]; 
L Góc lệch cánh lái liệng [rad]; 
ε Chỉ số điểm kiểm tra; 
µ Độ nhớt động lực [kg/m/s]; 
µo Độ nhớt động lực tại điều kiện tiêu chuẩn [kg/m/s]; 
µ, k, m Chỉ số của xoáy liên kết; 
v Độ nhớt động không khí [m2/s]; 
ν, p, s Chỉ số của các điểm kiểm tra; 
ρ Mật độ không khí [kg/m3]; 
ρo Mật độ không khí ở điều kiện tiêu chuẩn [kg/m3]; 
kc1
ka
c1k
ka ,
 

 

 Các thành phần vận tốc cảm ứng do xoáy đơn vị tạo ra tại 
điểm tính toán; 
χ Góc mũi tên của cánh nâng [rad]; 
1p
pm
 

 Góc mũi tên các xoáy ngang trên mặt nâng thứ m của máy 
bay [rad]; 
ψ Góc lệch quĩ đạo [rad]; 
o Vận tốc tương đối không thứ nguyên; 
 Vận tốc cảm ứng không thứ nguyên; 
zyx ,,  Các thành phần của vận tốc cảm ứng không thứ nguyên; 
I, II, II' Các hệ xoáy tự do vùng I (mép sau), vùng II (mép phải) và 
vùng II' (mép trái) của cánh nâng cơ sở; 
xiii 
Ansys Phần mềm Ansys (Analysis Systems); 
CAD Thiết kế được hỗ trợ bằng máy tính (Computer-Aided 
Design) 
CFD Động lực học dòng chảy tính toán (Computational Fluid 
Dynamic); 
HUST Đại học Bách khoa Hà Nội (Hanoi University of Science & 
Technology); 
KCB Khí cụ bay; 
KTSD Khai thác sử dụng; 
LH Lái hướng; 
LL Lái liệng; 
Matlab Phần mềm máy tính Matlab (Maxtrix Laboratory); 
MHI Công nghiệp nặng Mít-su-bi-si (Mitsubishi heavy Industries); 
NASA Cơ quan Hàng không và Vũ trụ quốc gia (National 
Aeronautics and Space Administration); 
NACA Ủy ban tư vấn quốc gia về Hàng không (National Advisory 
Committee for Aeronautics); 
OKĐ Ống khí động; 
SIMPLE Phương pháp bán ẩn với các phương trình được gắn kết với áp 
lực (Semi-Implicit Method for Pressure Linked Equations); 
SIMPLEF Thuật toán ban đầu theo phương pháp SIMPLE; 
SIMPLEN Thuật toán nâng cao theo phư ... а. 
[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. 
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 < 1. 
Труды ЦАГИ. 
[55]- Скобелев Б.Ю., Шмагунов О.А., (2007), Новый поход к моделиро-
ванию 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 движения с помощью пакета ANSYS Fluent", 
108 
Компьютерные исследования и моделирование 2012 Т. 4 № 4 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-204-
120С, 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. 
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, 
[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 Deriva-
tives 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. 
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. 
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, 2. 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-TR-
79-3032 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]-  Airfoil, (2001), Naca Airfoil Series. 
[95]- Viscosity - Wikipedia, the free encyclopedia.htm; 
112 
PHỤ LỤC 1 
MỘT SỐ ĐẶC ĐIỂM, TÍNH NĂNG VÀ HẠN CHẾ SỬ DỤNG 
 MÁY BAY L-39 
Máy bay phản lực L-39 [17] là loại máy bay huấn luyện hai chỗ ngồi, 
sử dụng một động cơ tua bin phản lực hai dòng AI-25TL, dùng để củng cố kỹ 
năng lái máy bay, huấn luyện kỹ chiến thuật chiến đấu cho học viên phi công 
quân sự các khoa mục ứng dụng chiến đấu trong các điều kiện khí tượng đơn 
giản và phức tạp, ban ngày và ban đêm v.v. 
Máy bay huấn luyện L-39 có nhiều tính năng ưu việt, được sử dụng 
trong các lực lượng không quân tại hơn 30 quốc gia. Ngoài ra máy bay L-39 
đang được chuyển đổi thành tài sản sở hữu cá nhân trên khắp thế giới. Hiện 
nay máy bay L-39 là một trong những trang bị dùng để đào tạo và huấn luyện 
phi công chủ yếu của Quân chủng Phòng không-Không quân. 
Hình ảnh máy bay huấn luyện L-39 
Máy bay L-39 là loại máy bay có vận tốc dưới âm với các đặc điểm, 
tính năng và các hạn chế sử dụng có liên quan đến cất, hạ cánh như sau: 
Đặc điểm chung: 
- Chiều dài máy bay: 12,13 m 
- Sải cánh: 9,12 m 
- Khoảng cách hai càng chính: 2,44 m 
- Khoảng cách bcàng trước và càng chính: 4,4 m 
- Chiều cao: 4,47 m 
113 
- Diện tích cánh: 18,8 m2 
- Dây cung trung bình cánh: 2,15 m 
- Diện tích cánh tà : 2 x 1,342 m2 
- Diện tích cánh lái liệng: 2 x 0,616 m2 
- Diện tích đuôi đứng: 3,484 m 
- Diện tích cánh lái hướng: 0,714 m2 
- Diện tích đuôi ngang: 5,07 m2 
- Trọng lượng rỗng: 3459 kg 
- Trọng lượng cất cánh tối đa: 4700 kg 
- Động cơ sử dụng: Một động cơ tua-bin phản lực hai dòng AI-25TL. 
Tính năng 
- 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 trên đường băng bê tông: 530 m 
- Chạy đà hạ cánh trên 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: 300, xuống: 200 
- Góc tấn lớn nhất cho phép khi hạ cánh: 13040’ 
- Vận tốc gió cạnh lớn nhất cho phép: <10m/s. 
- Vận tốc gió ngược lớn nhất cho phép: < 22 m/s. 
- Vận tốc gió xuôi lớn nhất cho phép: < 5 m/s. 
- Vận tốc máy bay hạ cánh khi cánh tà ở các vị trí: 
00 : 216 [km/h]; 250 : 200 [km/h]; 440 : 180 [km/h] 
114 
PHỤ LỤC 2 
SỐ LIỆU PROFIL THEO NACA VÀ MỘT SỐ KẾT QUẢ 
KHẢO SÁT CỦA LUẬN ÁN 
Bảng p2.1. Số liệu profil theo tiêu chuẩn NACA 
NACA 2508 NACA 0008 
TT 
x y x y 
1 1.0001 0.0008 1.0000 0.0008 
2 0.9758 0.0050 0.9755 0.0031 
3 0.9051 0.0162 0.9045 0.0093 
4 0.7947 0.0310 0.7939 0.0179 
5 0.6552 0.0454 0.6545 0.0273 
6 0.5000 0.0553 0.5000 0.0353 
7 0.3445 0.0578 0.3455 0.0397 
8 0.2043 0.0515 0.2061 0.0385 
9 0.0935 0.0375 0.0955 0.0307 
10 0.0232 0.0191 0.0245 0.0173 
11 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 
12 0.0258 -0.0153 0.0245 -0.0173 
13 0.0975 -0.0237 0.0955 -0.0307 
14 0.2079 -0.0253 0.2061 -0.0385 
15 0.3465 -0.0216 0.3455 -0.0397 
16 0.5000 -0.0153 0.5000 -0.0353 
17 0.6538 -0.0092 0.6545 -0.0273 
18 0.7931 -0.0048 0.7939 -0.0179 
19 0.9039 -0.0023 0.9045 -0.0093 
20 0.9753 -0.0012 0.9755 -0.0031 
21 0.9999 -0.0008 1.0000 -0.0008 
Bổ sung cho chương 2. 
115 
Bảng p2.2. Kết quả xác định hệ số lực nâng Cy theo góc tấn α bằng XRR, 
Ansys và từ TLKT cho cấu hình càng thả, cánh tà 25o và 44o 
Góc tấn 
Hệ số Cy 
XRR 
Góc tấn 
Hệ số Cy 
Ansys 
Góc tấn 
Hệ số Cy 
TLKT 
Góc thả 
cánh tà 
Góc tr. 
cạnh  
(1) (2) (3) (4) (5) (6) (7) (8) 
0 0.396 0 0.322 0 0.334 25 0 
5 0.799 5 0.711 5 0.718 25 0 
10 1.115 10 1.054 10 1.097 25 0 
15 1.518 15 1.385 15 1.456 25 0 
18 1.819 17 1.489 17 1.546 25 0 
20 1.856 19 1.557 18 1.559 25 0 
22 1.678 21 1.439 19 1.530 25 0 
0 0.744 0 0.696 0 0.717 44 0 
5 1.173 5 1.061 5 1.107 44 0 
10 1.491 10 1.424 10 1.475 44 0 
15 1.893 15 1.721 13 1.676 44 0 
18 1.989 17 1.805 15 1.786 44 0 
20 1.880 19 1.826 16 1.797 44 0 
21 1.741 20 1.738 17 1.762 44 0 
Bổ sung cho chương 3 
116 
Bảng p2.3. Kết quả tính các hệ số khí động L-39 khi hạ cánh có gió cạnh 
bằng phần mềm Ansys (V=216 km/h, càng thả, cánh tà 25o) 
 [o]  [o] Cx Cy Cz mx my mz xF zF 
10 0 0.157 1.095 0.001 -0.001 -0.001 -0.399 0.364 0.001 
10 5 0.160 1.093 0.075 -0.060 -0.123 -0.405 0.371 0.055 
10 10 0.174 1.103 0.149 -0.123 -0.247 -0.429 0.389 0.111 
10 15 0.200 1.090 0.222 -0.176 -0.368 -0.442 0.406 0.161 
10 20 0.237 1.052 0.259 -0.194 -0.403 -0.431 0.410 0.184 
10 25 0.265 0.972 0.253 -0.190 -0.345 -0.401 0.412 0.196 
10 30 0.293 0.880 0.272 -0.177 -0.346 -0.370 0.421 0.201 
10 35 0.337 0.779 0.306 -0.167 -0.373 -0.337 0.432 0.214 
Bổ sung cho chương 4 
Bảng p2.4. Kết quả tính các hệ số khí động L-39 khi hạ cánh có gió cạnh bằng 
phần mềm Ansys (V=180 km/h, càng thả, cánh tà 44o) 
 [o]  [o] Cx Cy Cz mx my mz xF zF 
10 0 0.265 1.424 -0.000 0.000 0.000 -0.526 0.370 0.000 
10 5 0.269 1.417 -0.079 -0.061 -0.141 -0.534 0.377 0.043 
10 10 0.272 1.406 -0.151 -0.128 -0.273 -0.559 0.394 0.090 
10 15 0.292 1.369 -0.216 -0.187 -0.390 -0.561 0.407 0.136 
10 20 0.325 1.312 -0.238 -0.209 -0.407 -0.536 0.409 0.159 
10 25 0.342 1.224 -0.225 -0.203 -0.340 -0.485 0.406 0.170 
10 30 0.365 1.088 -0.246 -0.201 -0.355 -0.453 0.416 0.184 
10 35 0.388 0.950 -0.273 -0.184 -0.368 -0.412 0.433 0.194 
Bổ sung cho chương 4 
117 
Bảng p2.5. Các tham số hạ cánh khi chưa có trượt cạnh 
t [s] Cy Cx V[m/s] X[N] Y[N] a[m/s2] s [m] h [m] α [o] θ [o] 
0.0 0.883 0.155 63.89 7023 40125 0.00 0.0 25.0 2.55 3.95 
1.0 0.883 0.155 63.89 7023 40125 0.00 63.7 20.6 2.55 3.95 
2.0 0.883 0.155 63.89 7023 40125 0.00 127.5 16.2 2.55 3.95 
3.0 0.883 0.155 63.89 7023 40125 0.00 191.2 11.8 2.55 3.95 
4.0 0.883 0.155 63.89 7023 40125 0.20 255.0 7.4 2.55 3.95 
4.3 1.029 0.188 63.83 8519 46656 1.72 274.7 6.0 4.68 3.35 
5.0 1.078 0.197 62.64 8616 47059 1.97 318.6 3.0 5.39 2.03 
5.7 1.133 0.207 61.36 8689 47489 2.25 359.3 1.5 6.21 0.80 
6.3 1.189 0.217 59.90 8659 47461 2.48 399.2 1.0 7.01 0.28 
7.0 1.261 0.229 58.16 8627 47461 2.48 441.1 0.8 8.07 0.21 
8.0 1.352 0.246 55.68 8497 46656 2.32 499.3 0.6 9.41 0.21 
9.0 1.396 0.256 53.36 8106 44243 1.89 555.0 0.4 10.05 0.21 
10.0 1.474 0.276 51.46 8136 43439 1.81 608.3 0.2 11.18 0.21 
10.8 1.443 0.268 50.04 7454 40221 1.46 649.1 0.0 10.74 0.21 
Bổ sung cho chương 4 
Bảng p2.6. Các tham số hạ cánh có trượt cạnh ở độ cao h=20,6 m 
t [s] Cy Cx V[m/s] X[N] Y[N] a[m/s2] s [m] h [m] α [o] θ [o] 
0.0 0.883 0.155 63.89 7023 40125 0.00 0.0 25.0 2.55 3.95 
1.0 0.838 0.155 63.89 7024 38052 0.51 63.7 20.6 2.55 3.95 
2.0 0.883 0.155 63.89 7024 40128 0.08 127.5 16.2 2.55 4.40 
3.0 0.883 0.155 63.97 7041 40225 0.08 191.2 11.3 2.55 4.40 
4.0 0.883 0.155 64.04 7057 40316 0.15 255.0 6.4 2.55 4.37 
4.3 1.023 0.187 64.00 8514 46656 1.70 274.8 4.9 4.60 3.78 
5.0 1.046 0.191 63.59 8604 47059 1.93 318.8 1.5 4.93 2.45 
5.4 1.069 0.196 63.19 8693 47489 2.16 344.5 0.0 5.26 1.67 
Bổ sung cho chương 4 
118 
Bảng p2.7. Các tham số hạ cánh có trượt cạnh ở độ cao h=3 m 
t [s] Cy Cx V[m/s] X[N] Y[N] a[m/s2] s [m] h[m] α [o] θ [o] 
0.0 0.883 0.155 63.89 7023 40125 0.00 0.0 25.0 2.55 3.95 
1.0 0.883 0.155 63.89 7023 40125 0.00 63.7 20.6 2.55 3.95 
2.0 0.883 0.155 63.89 7023 40125 0.00 127.5 16.2 2.55 3.95 
3.0 0.883 0.155 63.89 7023 40125 0.00 191.2 11.8 2.55 3.95 
4.0 0.883 0.155 63.89 7023 40125 0.20 255.0 7.4 2.55 3.95 
4.3 1.029 0.188 63.83 8519 46656 1.72 274.7 6.0 4.68 3.35 
5.0 1.040 0.190 63.37 8494 46476 1.76 318.6 3.0 4.84 2.97 
5.7 1.081 0.198 62.82 8696 47489 2.13 359.8 0.8 5.44 2.06 
6.0 1.031 0.188 62.39 8153 44645 1.78 383.3 0.0 4.70 1.45 
Bổ sung cho chương 4