Chơng 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
Đờng 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
: 15 ữ 20 tấn

Trọng tải thơng mại

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 tơng đơng 18,728 tấn

Vận tốc bay đờng dài

: 750 ữ 800 km/h

Tầm bay xa từ 2000 ữ 4000 km.

1


Hình: Các kích thớc 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 đợc một khối lợng 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 đợc thực hiện trong hai chế độ:
+Chế độ bán tự động: chế độ có sự trợ giúp của ngời 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 đợc 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.

2



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 đợc thực hiện nhờ các mặt phẳng điều khiển thông thờng. Các mặt phẳng đó bao gồm: cánh tà trớc, cánh tà sau, cánh lái liệng,
cánh lái hớng, cánh lái độ cao cùng với các cánh và các tấm phá dòng phục
vụ cho quá trình điều khiển máy bay đợc 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 hớng 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 đợc.
Tuy nhiên trong điều kiện bình thờng, một vài chức năng của điều khiển
cánh lái hớng nh cân băng khí động, giảm lắc ngang do máy tính tăng độ ổn
định bay FAC (Flight Augmentation Computer ) đảm nhận.

3


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 đợc xây dung dựa trên nguyên tắc:
+ Dự phòng d 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 ) đợc thực hiện nh
sau :
+ Kênh giám sát: mối máy tính gồm hai kênh cách li về điện cũng
nh 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 thờng 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 nh phát hiện các h 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
thờng xuyên trao đổi thông tin qua các thanh dẫn số, qua đó thống nhất và
khẳng định thông tin nhận đợc từ các bộ truyền cảm thông tin khác nhau.
+ Tự động kiểm tra độ an toàn khi bật nguồn điện và nguồn áp suất
đợc thực hiện không cần di chuyển các tấm điều khiển.

4


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 đờng 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 đợc thực hiện bởi cánh lái liệng ở
đầu cánh và đợc trợ giúp bởi 4 tấm phá dòng hay còn gọi là tấm bù khí động.
Các bánh lái liệng đợc 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 đợc 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 thờng có các cảm
biến vị trí cho phép có thể dngf xylanh ở vị trí bất kỳ nào.
Trong chế độ bay bình thờng 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 đợc thực hiện
bởi cả hai ELAC cùng với các secvor. Khi xảy ra sự cố các bánh lái liệng đợc
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 đợc thì chúng chuyển sang chế độ giảm chấn. Chế độ này cũng đợc tự
động kích hoạt khi xảy ra mất áp trong hệ thống tuỷ lực.
Hai cần điều khiển bên (side stick controller ) đợc 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 đa cần về vị trí trung gian khi tự động lái đợc
kích hoạt.

5


Nguån thuû lùc:

H×nh: C¸c nguån thñy lùc chÝnh cña m¸y bay A320

6



Các hệ thống điều khiển bay đợc cung cấp bởi 3 nguồn thuỷ lực độc lập, với sự
dự phòng d 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 đợc thực hiện
bởi các van:
* Các van u tiên:các van u tiện đợc lắp đặt ở đầu vào của các bộ phận sau đây
cho phép chúng kích hoạt trớc:
- 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 trớc 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 đợc sử dụng đồng thời.
* Van đo dòng rò:
Các khối van cách li khi bảo dỡng mặt đất đợc lắp đặt trong các đờng nguồn
thuỷ lực của hệ thống điều khiển bay cho phép đo đợc các dòng rò bên trong
các bộ phận điều khiển đặt sau ( phía hạ lu ). Các van nay cũng nh thực hiện các
kiểm tra phát hiện kẹt van.
* Van an toàn:
Để bảo vệ hệ thống Green trong trờng hợp cháy động cơ, ngời ta đặt một van an
toàn ở phía trớc xylanh càng trớc.
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 u
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 đợc thực hiện dễ

dàng, chính xác và an toàn. Với việc sử dụng nguyên tắc điều khiển dự phòng,
d 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 dỡng cũng đã chững minh đợc điều đó là đúng.

7


Chơng 2
Lý thuyết điều khiển và hệ thống điều khiển cánh lái liệng
máy bay A320.
Để hiểu đợc 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 đợc trạng thái ban đầu.
Riêng đối với máy bay ta sẽ phải xác định đợc vị trí cân bằng của nó
Trục dọc OX là trục xuyên suốt dọc thân và hớng 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 hớng.
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 đợc hiểu là khả năng bay theo ý muốn của phi công
thông qua các phơng tiện điều khiển nh vô lăng, cần lái, bàn đạp, tự động lái. Để

8


điều khiển máy bay đợc dễ dàng thì các thiết bị lái phải đợc thiết kế sao cho ngời lái cảm nhận đợc tác động của hành động điều khiển. Nếu nh 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 đợc 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 đợc
sự cân bằng này máy bay đợc thiết kế sao cho nó cân xứng so với mặt phẳng
OXZ. Máy bay đợc cân bằng không những vè trọng lợng mà còn đợc cân bằng
về tính khí động của nó. Tính chất khí động xác định bằng sự tơng ứng hình
dạng, trọng lơng, kích thớc.
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 hởng lớn nhất đối với cân bằng ngang thờng 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 đợc dịch chuyển đồng thời cùng góc độ nhng
theo hai hớng 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 đợc thể hiện dới dạng một vật bay có điều khiển
với sáu bậc tự do, sáu bậc tự do này đợc xác định bởi các lực và momen đặc trng
cho sự tác động cơ, cánh tà, cánh liệng, cánh lái độ cao.
Sự chuyển động của máy bay đợc 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 đợc quá trình điều khiển trớc tiên phải xác định đợc các lực và
momen tác động lên máy bay. Hay nói cách khác là xác định đợc các tín hiệu
đầu vào của hệ thống điều khiển.
Dựa vào các quy luật bảo toàn động lợng ta có thể xác định đợc các lực và
momen này.

9


dQ
= Fi
dt

và

dF
= ( r.F )
dt


Trong đó
+

Q = ( mi .F )

Động lợng của cơ hệ

+

K = (r.m.V )

Vector tổng các momen động lợng

Nếu máy bay đợc coi là vật cứng hoàn toàn thì từ hai công thức trên ta
có:
m.

dV
=F
dt

và

dK
=M
dt

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):
Đợc xác định nh sau:
Các trục OXg và OZg nằm trên mặt đất, hớng tuỳ theo nhiệm vụ, còn
trục OYg vuông góc với mặt đất theo hớng 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 đợc sử dụng nhất, hệ toạ độ này có gốc O dặt ở trọng tâm
máy bay và có: Trục OX hớng theo dây cung cánh (dây cung khí động trung
10


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, hớng sang bên phải. Trục OY hớng
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 OX aYaZa. 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 trờng không khí
xung quanh không bị nhiễu loạn bởi máy bay ). Trục của lực nâng OY a nằm
trong mặt phẳng đối xứng vuông góc nên trên. Trục ngang OZa hớng sang phải.
Hệ toạ độ quỹ đạo OXkYkZk. Gốc toạ độ đặt tại trọng tâm máy bay, trục OX k
trùng với vector (vận tốc góc của gốc O của hệ gắn liền so với hệ tọa độ mặt
đất trực chuẩn ). Còn các trục OY k hớng lên trên các trục của hệ toạ độ OXYZ
ta sẽ nhận đợc các hệ phơng trình vi phân xác định chuyển động của máy bay từ
phơng trình động lợng nh sau:
m.(
m.(
m.(

dV x

+ y .V z y .V y ) = Fx
dt
dV y

(1)

+ z .V x x .V z ) = Fy

(2)

dV z
+ x .V y y .V z ) = Fz
dt

(3)

dt

dK x
+ y .K z z .K y = M x
dt
dK y

(4)

+ z .K x z .K x = M y

(5)

dK z

+ x .K y y .K x = M z
dt

(6)

dt

Trong đó x, y, z là vận tốc góc của máy bay quay xung quanh các trục OX,
OY, OZ và đợc xác định:
x = + sin
y = coscos + sin
z = cos - cossin

11


Với , , là các góc liệng, đổi hớng và trúc ngóc của máy bay. Nh vậy bằng
cách thay thế các giá trị vận tốc góc x, y, z, nh là các hàm của các góc , ,
ta có thể biến đổi hệ phơng trình vi phân mới với các biến là vector không tốc
V, các góc , , . Vế phải của phơng 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.
Tác Động điều
khiển (con
ng ời)

Đối t ợng
điều

khiển

Mục đích
của điều
khiển

Do đặc điểm hoạt động của tong hệ thống điều khiển ta có các định nghĩa sau:
Điều khiển không tự động là đối tợng điều khiển đợc tác động trực tiếp của con
ngời để đạt đợc mục đích của ngời điều khiển.
Điều khiển tự động là quá trình không cần sự tham gia trực tiếp của con ngời mà
vẫn đạt đợc mục đích.
Điều khiển bán tự động là quá trình điều khiển mà con ngời thông qua một phơng tiện khác để tác động vào đối tợng điều khiển nhằm đạt đợc mục đích của
mình.
Trong kỹ thuật hàng không đối tợng 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 lợng oxy khi cần.
- Tự động chống đóng băng.
- Tự động lái.

12


Chế tạo các thiết bị tự động để giảm bớt khó khăn cho ngời 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
đợc trang bị các thiết bị hiện đại hơn, nhất là hệ thống điều khiển. Nhng dù có
cải tiến đến đâu và hệ thống có hiện đại nh thế nào thì sơ đồ khối của hệ thống
vẫn đợc mô tả nh 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 gia 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 y 1(t)
dẫn tới tồn tại sai số quá trình điều khiển là y(t).
y(t) = y(t) y1(t).
Sai số này đợc đa qua bộ biến đổi x(t) sau đó đa 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.

13


2.3.2.2. Phân loại.
Mặc dù có cùng sơ đồ khối nh 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 thờng dùng, ở hệ thống này các tín
hiệu đầu vào là tín hiệu cơ đợc đa vào thông qua cơ cấu bàn đạp, tín hiệu đợc
truyền đi qua hệ thống dây cáp hoặc thanh truyền sau đó đa 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 tơng đối cao.
* Nhợc điểm:
+ Hệ thống điều khiển cồng kềnh có khối lợng 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 dỡng và sửa chữa trong quá trình khai thác.
14


+Lực tác động vào đối tợng 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 đợc khuyếch đại và đa 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 tơng đối gọn nhẹ.
+ Lực tác động vào cánh lái lớn tuỳ thuộc vào loại động cơ điện đợc
dùng.
* Nhợc 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 đợc 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. Nhng lực tác động vào cánh lái lớn.
Còn nếu hệ thống kín thì piston làm cánh lái quay, tín hiệu quay của cánh lái đợc quan sát bằng sensor hành trình và biến đổi thành tín hiệu cơ và đợc đa 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 lợng lớn.
+ Sai số điều khiển nhỏ vì điều khiển có phản hồi để hiệu chỉnh vào.
* Nhợc điểm:
+ Kết cấu hệ thống tơng đối phức tạp.
+ Các phần tử đòi hỏi độ chính xác cao.
d. Hệ thống điều khiển bằng cơ thuỷ điện.
15


Đây là hệ thống đang đợc 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 ( dới dạng góc quay) sau đó
đa qua bộ biến đổi thành tín hiệu điện, rồi đến bộ khuyếch đại trớc khi điều
khiển van phân phối để đa lu lợng đến xylanh piston.

Trong hệ thống này tín hiệu hành trình là tín hiệu điện và đợc đa 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:

16


* 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.
* Nhợc điểm:
+ Trong hệ thống có nhiều phần tử phức tạp.
+ hệ thống cần đợc kiểm tra thờng xuyên
e. Hệ thống điều khiển theo chơng 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 đợc 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

17


sử dụng máy tính đẻ điều khiển quá trình bay bằng các chơng trình điều khiển
thông qua PLC để gửi tới cơ cấu chấp hành.

Sơ đồ hệ thống:

FMGC

Máy tính
4

1
2

3

Trong đó:
+ FMGC: Bộ phận hớng 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 đờng máy bay hoặc tín hiệu
điều khiển của phi công. Dới dạng tín hiệu điện, nó đợc đa đến máy tính, máy
tính làm nhiệm vụ phân tích tín hiệu điều khiển và đa 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 đợc biến đổi thành tín hiệu điện rồi
đa vào máy tính, dựa vào đó máy tính sử lý và đa 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 u vì máy
tính xử lý tín hiệu điều khiển.
+ Do máy tính đảm nhiệm mọi việc sử lý thông tin và đa thông tin ra do đó các

phần tử của hệ thống dễ dàng đợc kiểm tra khi bảo dỡng và sửa chữa.
* Nhợc điểm:
+ Hệ thống phải đợc 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.

18


Sơ đồ khối của hệ thống thuỷ lực đợc 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 hớng 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 thờng, một số chức năng của
điều khiển bánh lái hớng nh 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 chơng 1)
a. Cánh lái liệng.
b. Cánh lái hớng.
c. Cánh lái độ cao.
19


d. Thăng bằng ngang có cân bằng khí động.
e. Tấm cản lng hay tấm giảm lực nâng cánh.
2.3.3.2. Các qui luật điều khiển.

Các qui luật điều khiển máy bay đợc sử dụng trong tong giai đoạn trong chuyến
bay, chúng đợc cài đặt trong phần mềm máy tính.
Các qui luật điều khiển khác nhau và các phơng thức bảo vệ liên quan dùng
trong điều khiển A320 gồm có:
+ Qui luật điều khiển thông thờng 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 trợt cánh).
+ Điều khiển nghiêng cánh (hạn chế tốc độ nghiêng, bảo vệ góc nghiêng, lợn
vòng phối hợp nghiêng cánh).
+ Điều khiển đổi hớng (chống dao động đổi hớng, lợn vòng kết hợp kênh đổi hớng).
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 hớng đợc 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.

20


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
trợt 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 trợt, một cơ cấu chấp hành điện từ: Cuộn
dây, nam châm điện (3) tạo nên dịch chuyển của đầu vòi phun, tín hiệu đa 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 trợt của van phân phối, tỉ lệ với dịch
chuyển của con trợt.
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.

21


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 đợc
phân phối đều về hai khoang chỉ huy của con trợt, kết quả là áp suất trong hai
khoang đó bằng nhau, con trợt ở vị trí cân bằng, do đó đầu từ nguồn P không
qua đợc các cửa 1 và 2. Đồng thời tín hiệu điện từ cảm biến vị trí gắn với con trợt cũng có giá trị bằng không nên con trợt 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 trợt 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 trợt dịch chuyển, cảm biến vị trí gắn với
nó sẽ sinh ra tín hiệu điện khác không, tỉ lệ với dịch chuyển con trợt, tín hiệu
này đợc đa 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 trợt 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 trợt có xu hớng 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 trợt dịch chuyển sang phải.
Quá trình cứ tiếp tục diễn ra nh vậy cho tới khi con trợt nằm cân bằng ở vị trí

nào đó( nhng không phải vị trí trung gian ). Độ dịch chuyển của con trợt so với
vi trí trung gian sẽ tỉ lệ với cờng 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 14110 mm tơng ứng với góc
nghiêng lớn nhất của cánh liệng là 201 khi bật trợ lực và 20-2 khi không bật
trợ lực.
22


- 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 dới. Do đó ở cánh trái suất hiện số gia lực nâng khí động hớng xuống dới,còn ở cánh phải thì hớng 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 đa 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 đợc đặc trng 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 ngời lái cảm nhận trong quá trình điều khiển ngang máy bay.

Điều khiển nghiêng cánh của máy bay đợc thực hiện bởi cánh lái liệng ở đầu
Cần
máy

bay
A320
cánh và đợc trợ giúp bởiHình
bốn 5:
tấm
cảnláilng.
Các
cánh
lái liệng đợc điều khiển
bằng tay từ cần điều khiển bên hoặc tự động bởi hệ thống tự động lái. Mỗi
cánh lái liệng đợc 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
thờng có cảm biến vị trí cho phép có thể dừng xy lanh ở bất kì toạ độ nào.

23


Trong chế độ bình thờng, 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
củaServo
nó làm
chế
độ giảm chấn. Chức năng
Hình:khi
Vị Servo
trí của bộ
điều việc
khiểntrong

cánh lái
liệng
giảm lực tải của các cánh lái liệng đợc bởi cả hai ELAC và các Servo. Khi xảy
ra sự cố, các cánh lái liệng đợc 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
24


của một cánh lái liệng không điều khiển đợc thì chúng tự động chuyển sang
chế độ giảm chấn. Chế độ này cũng tự hoạt động trong trờng hợp mất áp suất
trong hệ thống thuỷ lực.

Chơng 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 đợc lắp phía dới thân với góc vểnh là 5,11o. Góc lắp của
canh là 3,66o. Trên cánh chính của máy bay đợc lắp các cánh lái để điều khiển
máy bay. Ngoài ra trên máy bay còn đợc lắp các thùng dầu, một thùng dầu trung
tâm đợc đặt dới 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.
Lợng dầu đợc bố trí ở các thùng nh sau:
Thùng ngoài chứa
2 x 880 (lít).
Thùng trong chứa
2 x 6924 (lít).
Thùng trung tâm chứa
8250 (lít).

Nh vậy tổng cộng lơng dầu lớn nhất có thể chứa trên máy bay là : 23858 (lít)
tơng đơng 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: đợc lắp ở mép sau phía ngoài của cánh, mỗi bên cánh chính
có một cánh lái liệng, diện tích : 1,37m2.
Tấm cản lng: có 5 tấm ở mỗi bên cánh chính và đợc 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
25