THIẾT kế máy BAY THƯƠNG mại THEO yêu cầu

BỘ GIAO THÔNG VẬN TẢI HỌC VIỆN HÀNG KHÔNG VIỆT NAM KHOA KỸ THUẬT HÀNG KHÔNG -o0o - THIẾT KẾ MÁY BAY THƯƠNG MẠI THEO YÊU CẦU NHÓM SINH VIÊN THỰC HIỆN: NHÓM STT HỌ VÀ TÊN MSSV GHI CHÚ Nguyễn Thị Thúy Linh 2051200064 Nhóm trưởng Lê Minh Ngọc 2051200063 Trần Ngọc Hương Trinh 2051200044 Phạm An 2051200070 Phan Nguyễn Anh Duy 2051200041 HỌC PHẦN: Tính tàu bay GVHD: Trần Thị Quỳnh Như Tp Hồ Chí Minh, ngày 15 tháng 06 năm 2022 NHẬN XÉT CỦA GIÁO VIÊN HƯỚNG DẪN ……………………………………………………………………………… ……………………………………………………………………………… ……………………………………………………………………………… ……………………………………………………………………………… ……………………………………………………………………………… ……………………………………………………………………………… ……………………………………………………………………………… ……………………………………………………………………………… ……………………………………………………………………………… ……………………………………………………………………………… ……………………………………………………………………………… Tiêu chí Điểm số Điểm Chữ Trình bày Nội dung Phản biện Tổng điểm TpHCM, ngày 15 tháng 06 năm 2022 Giáo viên hướng dẫn (Ký tên ghi rõ họ tên) MỤC LỤC Trang Phụ lục Tài liệu tham khảo Chương 1: Giới thiệu Chương 2: Cơ sở lý thuyết Chương 3: Yêu cầu thực 13 Chương 4: Các bước thực 14 Chương 5: Kết luận 28 PHỤ LỤC Hình ảnh Trang Hình – Minh họa dịng khí trơi qua cánh máy bay Hình – Các cấu cánh máy bay 10 Hình – Hệ số trọng lượng dịng máy bay Beechcraft King Air 17 Hình – Các giai đoạn bay 13 Hình – Biểu đồ lực đẩy yêu cầu 24 Hình – Biểu đồ lực 25 Hình – Đồ thị Pr-Pa 25 Hình – Bản vẽ kỹ thuật máy bay 27 Hình – Mơ hình máy bay 28 Hình 10 – Bản vẽ kỹ thuật bên máy bay 28 Hình 11 – Tỷ số lực nâng lực cản 14 Hình 12 – Hệ số trọng lượng rỗng 17 TÀI LIỆU THAM KHẢO Tài liệu tham khảo dạng Sách: ‘’Introduction to FlightFile’’, John D Anderson Jr 8th ed McGraw Hill, 2016 ‘’Flight Stability and Automatic ControlFile’’, Reference book, Nelson, Robert C 2nd ed McGraw Hill, 1998 ‘’Aircraft Performance Design’’, J D Anderson - McGraw-Hill Education (India) Pvt Limited (2010)File Tài liệu tham khảo Internet: 1.https://drive.google.com/file/d/1AsKLHAoiljzsB6-cIr2AdYLX13Tchonf/view 2.https://drive.google.com/file/d/1u_8yt_Yo7fBeC0wK57qvzZVSZLfC63Uf/view Chương 1: Giới thiệu 1.1 Lý chọn đề tài: Trong thời đại nay, máy bay khơng cịn khái niệm mẻ với người đời sống Máy bay trở nên phổ biến nhờ tiện ích vượt trội so với loại phương tiện khác Để hiểu rõ cấu tạo, cấu, cách hoạt động, tính máy bay chở người hàng hóa, nhóm chúng em thực thiết kế máy bay chở số lượng người hàng hóa định 1.2 Mục tiêu nghiên cứu: Nghiên cứu, thiết kế máy bay sử dụng động piston cánh quạt tạo lực đẩy, chuyên chở số lượng phi hành đoàn gồm người số lượng hành khách người 1.3 Đối tượng phạm vi nghiên cứu: Nghiên cứu máy bay thương mại, máy bay tư nhân áp dụng vào thông số yêu cầu đề để áp dụng, vận dụng thực tế kiến thức tiếp thu 1.4 Phương pháp nghiên cứu: ❖ Đọc – hiểu nội dung giáo trình ❖ Tham khảo tài liệu: sách, tài liệu internet, 1.5 Kết cấu đề tài: Đề tài gồm: chương ❖ Chương 1: Giới thiệu ❖ Chương 2: Cơ sở lý thuyết ❖ Chương 3: Yêu cầu thực ❖ Chương 4: Các bước thực ❖ Chương 5: Kết luận Chương 2: Cơ sở lý thuyết 2.1 Các khái niệm lý thuyết liên quan đến vấn đề nghiên cứu: Máy bay thắng trọng lực bay lên nhờ lực nâng khí động động lực học hay cịn gọi lực nâng Joukowski Là kết chênh lệch áp suất khơng khí mặt mặt vật thể (cánh máy bay) dòng khí chuyển động chảy bao vật thể Để có lực nâng khí động lực học thiết diện vật thể (cánh) phải khơng đối xứng qua trục đường biên mặt phải lớn mặt dưới, vật thể có hình dạng thiết diện gọi có hình dạng khí động lực học Khi khơng khí chảy bao quanh hình khí động có lực nâng khí động lực đồng thời xuất lực cản Hình khí động lực cho hiệu ứng lực nâng cao mà lực cản coi có hiệu suất khí động học tốt Đối với chất lỏng hiệu ứng tương tự (thuỷ động học) Hình – Minh họa dịng khí trơi qua cánh máy bay Khi khơng khí chảy qua hình khí động cánh, mặt có áp suất cao so với mặt hệ xuất lực tác động từ lên vng góc với cánh Lực nâng có độ lớn diện tích cánh nhân với chênh lệch áp suất hai mặt Độ chênh lệch áp suất phụ thuộc vào hình dạng thiết diện cánh tức phụ thuộc vào hiệu suất khí động học cánh, góc (góc chảy khơng khí tương vật khí động – tiếng Pháp: (Incidence ắrodynamique) vận tốc dòng chảy Như vận tốc dòng chảy đạt đến độ lớn chênh lệch áp suất (đồng nghĩa với lực nâng) đủ để thắng trọng lực vật thể bay lên Muốn có lực nâng đủ vận tốc diện tích cánh phải đủ: cánh rộng máy bay cất cánh với vận tốc nhỏ hơn, ngược lại cánh nhỏ địi hỏi vận tốc lớn để cất cánh Trong máy bay có cánh cố định vật thể khí động học để tạo lực nâng đôi cánh máy bay gắn cố định vào thân Vận tốc ngang máy bay (cũng đồng nghĩa với vận tốc dòng chảy bao máy bay xét hệ quy chiếu gắn với máy bay) có nhờ lực tác động ngang sinh nhờ động (có thể thơng qua cánh quạt dịng khí phản lực) Động quay cánh quạt (hoặc dòng khí phản lực) tạo phản lực đẩy máy bay chuyển động tương khơng khí phía trước, chuyển động tương đối cánh máy bay bị dịng khí chảy bao bọc xung quanh tạo hiệu ứng lực nâng khí động lực học tác động từ lên, vận tốc máy bay đạt đến giá trị lực nâng đủ lớn để thắng trọng lực máy bay bay Còn máy bay trực thăng cánh nâng cánh quạt nâng nằm ngang, đồng thời cịn để tạo lực đẩy ngang làm trực thăng chuyển động ngang Như máy bay có cánh cố định lực nâng có có đủ vận tốc, vận tốc lực nâng (thất tốc) nên máy bay bay đứng chỗ Trực thăng theo nguyên tắc lực nâng khí động lực học cánh nâng cánh quạt ngang quay xung quanh trục nên đảm bảo chuyển động tương khơng khí có lực nâng trực thăng đứng yên nên trực thăng bay đứng chỗ 2.2 Các cấu điều khiển bay máy bay để thực chuyển động bay: cất, hạ cánh; vòng trái, phải; nghiêng cánh; nâng, hạ độ cao bay bằng; hướng mũi bay lên trên, xuống Hình – Các cấu cánh máy bay ❖ Để thực điều khiển bay có cấu cánh là: cánh nâng (wing), cánh ngang(tail wing), bánh lái độ cao (elevator), đuôi đứng (vertical fin), cánh đuôi đứng (rudder), cánh tà trước (leading-edge flap), cánh tà sau (flap), cánh liệng (aileron), cánh tà lưng (spoiler), phanh khí động (Leading edge slats) ❖ Nguyên tắc điều khiển bay: sử dụng học cổ điển để cân đối lực nâng khí động lực học mô men học Các cánh đuôi (cánh ngang, cánh đứng) cần có kích thước nhỏ đủ mơ men cánh tay địn mơ men khoảng cách lớn từ đuôi đến trọng tâm máy bay ❖ Đuôi ngang: để tạo lực nâng phần đuôi máy bay, lực lực nâng cánh cân mô men với trọng lực trọng tâm máy bay cho phép máy bay khơng bị lộn vịng (nếu khơng có cánh ngang lực nâng đôi cánh trọng lực trọng tâm máy bay tạo thành mô men làm máy bay bị lộn vòng) ❖ Các cánh tà sau: cánh liệng phận cử động phía sau cánh ngang Các cánh tà nằm phía sau cánh nâng chính, phía gần thân máy bay 10 b) Xác định tỷ lệ trọng lượng rỗng 𝑾𝒆 ⁄𝑾 : 𝟎 Dựa vào thơng tin số dịng máy bay cánh quạt có thị trường, nhóm chọn tham khảo dòng máy bay Beechcraft King Air có bảng sau: Hình – Hệ số trọng lượng dòng máy bay Beechcraft King Air Tỷ lệ trọng lượng rỗng nằm khoảng 0.58 ~ 0.71 17 Hình 12 - Tỷ lệ trọng lượng rỗng Vì nhóm chọn thiết kế máy bay động nên thuộc loại GA-single engine Và theo công thức: we = aW0 + b (7) w0 Do đó, we = 1.543 ∗ 10−5 ∗ 𝑊0 + 0.57 (𝐵) w0 Từ (A) (B), 𝑊0 = 840 𝑊 − 0,0742 − 𝑒 𝑊0 (𝐴) we = 1.543 ∗ 10−5 ∗ 𝑊0 + 0.57 (𝐵) w0 Suy ra, we = 0.61 w0 𝑊0 = 2670 𝑘𝑔  5886 𝑙𝑏𝑠 Khối lượng nhiên liệu ban đầu: 𝑊𝑓 = ( 𝑊𝑓 ) 𝑊0 = 0.0742 ∗ 2670 = 198.1 𝑘𝑔  436.7 𝑙𝑏𝑠 (8) 𝑊0 Khối lượng rỗng: 𝑊𝑒 = ( 4.2 𝑊𝑒 ) 𝑊0 = 0.61 ∗ 2670 = 1628.7 𝑘𝑔  3591 𝑙𝑏𝑠 (9) 𝑊0 Ước tính thơng số hoạt động then chốt: a) Cánh máy bay: Lựa chọn NACA Airfoils: Nhóm chọn NACA Five-digit Airfoils gồm: 18 Root section NACA 23018 có Cl max = 1.6 Tip section NACA 23012 có Cl max = 1.8 Vậy mid-section có, Average 𝐶𝑙𝑚𝑎𝑥 = 1.6 + 1.8 = 1.7 Để máy bay thuận tiện việc cất, hạ cánh nên ta chọn thiết bị nâng hạ (Plain flap) với hệ số Cl max= 0.9 góc 45 độ nên ta có được: Average Clmax at 45 degree = 1.7 + 0.9 = 2.6 Giả định: 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥  0.9𝐶𝑙𝑚𝑎𝑥 𝑣ớ𝑖 𝐴𝑅 > (10) ⇒ 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥 = 0.9 ∗ 2.6 = 2.34 19 𝑾 b) Tải trọng cánh : 𝑺 Ở giai đoạn hạ cánh: 𝑉𝑠𝑡𝑎𝑙𝑙 = √ ⇒ 𝑊 𝜌∞ 𝑆 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥 (11) W 1 = ρ∞ Vstall CLmax = ∗ 0.002377 ∗ 102.72 ∗ 2.34 = 29.3 lb/ft S 2 Diện tích cánh, 𝑆= 𝑊0 5886 = = 200.9 ft  18.66 𝑚2 𝑊/𝑆 29.3 𝑻 c) Tỷ lệ lực đẩy trọng lượng : 𝑾 Giai đoạn hạ cánh: Ta có công thức đoạn đường hạ cánh: 𝑠𝑔 = 1.21 𝑊 𝑆 𝑇 𝑔𝜌∞ 𝐶𝐿 𝑚𝑎𝑥 𝑊 (12) Khi hạ cánh, chọn góc tới cánh tà nghiêng góc 20o, hệ số lực nâng lúc : clmax = 0.9(25/45) = 0,5 𝑐𝑙𝑚𝑎𝑥 = 1.7 + 0.5 = 2,2 𝐶𝐿 𝑚𝑎𝑥 = 0,9𝑐𝑙𝑚𝑎𝑥 = 0.9 ∗ 2.2 = 1.98 (13) ⇒ 𝑠𝑔 = 1.21 ∗ 29.3 32.2 ∗ 0.002377 ∗ 1.98 ∗ 𝑇⁄𝑊 20 = 233,9 𝑇⁄ 𝑊 Lúc này, 𝑉𝑠𝑡𝑎𝑙𝑙 = √ 𝑊 ∗ 29.3 =√ = 111.6 ft/s 𝜌∞ 𝑆 𝐶𝐿 𝑚𝑎𝑥 0.002377 ∗ 1.98 Bán kính cong máy bay: 6.96(𝑉𝑠𝑡𝑎𝑙𝑙 )2 6.96 ∗ 111 62 𝑅= = = 2.692 ft 𝑔 32.2 Quãng đường airbone: sa = R sinθOB = 2692 sin (cos−1 (1 − 50 )) = 516.4ft 2.692 Vì quãng đường băng dài 2500 ft nên, 2500 = 233,9 𝑇 233,9 + 516,4 ⇒ ( ) = = 0.118 𝑇/𝑊 𝑊 0,7𝑉𝐿𝑂 2500 − 516.4 Vận tốc tới, V∞ = 0.7VLO = 0.7 ∗ (1.1Vstall ) = 0.7 ∗ 1.1 ∗ 111.6 = 85.9 ft/s 4.3 Ước tính thơng số hoạt động máy bay: a) Lựa chọn động cơ: Áp dụng cơng thức tính lực đẩy u cầu: PR = TV∞ = T W V = 0.118 ∗ 5886 ∗ 58.9 = 4.09 ∗ 104 Ib ft/s W ∞ Vì, PA = ηpr P ⇒ P = PA ηpr = 4.09∗104 0,85 = 4.8 ∗ 104 ft lb/s  87.3 hp Do đó, để máy bay hoạt động ổn định V∞ trình cất cánh thì: P ≥ 87.3 hp 21 Tính CD,0, 𝐶𝐷,0 = 𝑆𝑤𝑒𝑡 𝐶𝑓𝑒 = ∗ 0.0043 = 0.017 𝑆 Tính K, 𝐿 1 =√ ⇒𝐾= = 0.075 ( ) 𝐷 𝑚𝑎𝑥 4𝐶𝐷,0 𝐾 4(0.017) ∗ 142 Tính AR, 𝐴𝑅 = 1 = = 7.07 𝜋𝑒𝑜 𝐾 𝜋0.6 ∗ 0.075 Khi máy bay cất cánh, 1/2 ηpr P R K W = −( √ ( ) ) C max W ρ∞ 3CD,O S 1.155 (L/D)max 1/2 ⇒ ηpr P R K W =( ) +( √ ) W C max ρ∞ 3CD,0 S 1,155 (L/D)max 1/2 = 16.67 + [ ⇒P= 0.075 √ (29.3)] 0.002377 3(0.017) 1.155 = 30.93ft/s 14 30.93 30.93 ∗ 5886 = = 21.4 ∗ 104 ft ∗ lb/s  389.1 hp ηpr 0.85 Để đáp ứng tốc độ leo lên thì: P ≥ 389.1 hp Stalling speed, 22 Vstall = √ W = 103 ft/s ρ∞ S (CL )max b) Take off distance: Ground roll, 𝑠𝑔 = 1.21(𝑊/𝑆) 1.21 ∗ 29.3 = = 1677.5𝑓𝑡 𝑔𝜌∞ (𝐶𝐿 )𝑚𝑎𝑥 (𝑇/𝑊) 32.2 ∗ 0.002377 ∗ 1.98 ∗ 0.118 Airbone, 𝑠𝑎 = 𝑅 𝑠𝑖𝑛−1 (𝑐𝑜𝑠 −1 (1 − ℎ𝑂𝐵 )) 𝑅 Mà, 6.96(𝑉𝑆𝑇𝐴𝐿𝐿 )2 6.96 ∗ 1032 𝑅= = = 2293𝑓𝑡 𝑔 32.2 Nên, sa = R sin−1 (cos −1 (1 − hOB 50 )) = 1810 sin (cos −1 (1 − )) = 329.5 ft R 2293 Vậy, Take-off distance có độ dài là: 𝑠𝑔 + 𝑠𝑎 = 1677.5 + 329.5 = 2007𝑓𝑡  611.7 𝑚 Rate of climb: 𝑊 𝜂𝑝 𝑃 𝑅 =( − 0.8776√ 𝑆 ( ) ) 𝐶 𝑚𝑎𝑥 𝑊 𝑚𝑎𝑥 𝜌∞ 𝐶𝐷,0 = 𝐿 (𝐷) 𝑚𝑎𝑥 0,85.21.4 ∗ 10^4 29,3 − 0.8776√ = 14.8 5886 0.002377 ∗ 0.017 142 Landing distance: 𝑉𝑓 (1.23𝑉𝑠𝑡𝑎𝑙𝑙 )2 𝑅= = = 1965𝑓𝑡 0.2𝑔 0.2 ∗ 32.2 23 Khi hạ cánh, góc flap nghiêng 3o nên ta có cơng thức: ℎ𝑓 = 𝑅(1 − 𝑐𝑜𝑠 °) = 2,69𝑓𝑡 𝑠𝑎 = 50 − ℎ𝑓 50 − 2.69 = = 902,7𝑓𝑡 𝑡𝑎𝑛 ° 𝑡𝑎𝑛 ° 𝑠𝑓 = 𝑅 ∗ sin(3) = 102.8 Với công thức tính Ground roll, ta có: 𝑊 𝑗2 ∗ ( ) 𝑊 𝑆 𝑠𝑔 = 𝑗𝑁√ + 𝜌∞ 𝑆 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥 𝑔𝜌∞ 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥 𝜇𝑟 29.3 1.152 ∗ 29.3 1.15 ∗ 3√ + 894 ft 0.002377 2.34 32.2 ∗ 0.002377 ∗ 2.34 ∗ 0.4 Vậy, độ dài đường băng hạ cánh: sg + sf + sa = 902,7 + 102,8 + 894 = 1900 ft  578 m Hình – Biểu đồ lực đẩy yêu cầu 24 Hình – Biểu đồ lực Hình – Đồ thị Pr-Pa =>Vmax =320 ft/s 25 26 Hình – Bản vẽ kỹ thuật máy bay 27 Hình – Mơ hình máy bay Hình 10 – Bản vẽ kỹ thuật bên máy bay 28 Chương 5: Kết luận Giá để sản xuất Giá bán Pilatus PC-12 NGX 4.4 triệu USD Nhà sản xuất khơng cơng bố chi phí thiết kế sản xuất cụ thể nên nhóm dựa vào sản phẩm khí tương tự xe Lấy vd : Một Vinfast Lux SA 2.0 có giá niêm yết 1140 triệu đồng ngun vật liệu chiếm 61.2%, chi phí sản xuất 6% hoàn tất khâu thiết kế sản xuất Cịn đưa đến tay người tiêu dùng chi phí vận chuyển (6%), cịn số chi phí khác quản lý điều hành, lương nhân viên, marketing, lưu kho, vận chuyển v.v (số liệu nhà sản xuất cung cấp (https://zingnews.vn/vinfast-chi-bao-nhieu-tien-desan-xuat-mot-chiec-oto-post1020305.html) Thì suy giá thành Pilatus PC-12 NGX khoảng 70 tỉ đồng (bao gồm 62 tỉ đồng cho nguyên vật liệu chiếm khoảng 62% khoảng tỉ đồng cho chi phí sản xuất chiểm khoảng 8%) để sản xuất Pilatus PC-12 NGX Còn giá bán đưa vào sử dụng Việt Nam phải chịu thêm số loại thuế thuế nhập khẩu, thuế giá trị gia tăng, thuế tiêu thụ đặc biệt v.v) Dẫn chứng từ Beechcraft King Air 350 Bầu Đức năm 2008 giá triệu đô thuế triệu đô, tổng triệu Thì giá Pilatus PC-12 NGX đưa Việt Nam ước tính khoảng 6.16 triệu 29 BẢNG PHÂN CƠNG NHIỆM VỤ TRONG NHĨM ⎯⎯⎯⎯⎯⎯⎯⎯⎯⎯⎯⎯⎯⎯⎯⎯⎯⎯⎯⎯⎯ STT Họ tên Mã số SV Nhiệm vụ thực Đánh giá nhóm trưởng Phối hợp:10 Nguyễn Thị Thúy Linh 2051200064 (nhóm trưởng) Kiến thức:9 Tìm kiếm kiệu, tính tốn Kỹ năng: 10 Đúng hạn: 10 Tổng điểm: 39 Phối hợp: 10 Kiến thức: Phan Nguyễn Anh Duy 2051200041 Tìm kiếm liệu, xếp, tinh toán Kỹ năng: 10 Đúng hạn: 10 Tổng điểm: 39 Phối hợp: 10 Kiến thức:8 Lê Minh Ngọc 2051200063 Tìm kiếm liệu, làm báo cáo Kỹ năng: Đúng hạn: 10 Tổng điểm: 37 30 Phối hợp: 10 Kiến thức: Trần Ngọc Hương Trinh 2051200044 Sắp xếp liệu, làm báo cáo Kỹ năng: Đúng hạn: 10 Tổng điểm: 37 Phối hợp: 10 Kiến thức: Phạm An 2051200070 Tìm kiếm, xếp liệu Kỹ năng: Đúng hạn: Tổng điểm: 36 31 ... độ cao xuống mức cân thấp Chương 3: Yêu cầu thực 3.1 Yêu cầu: Thiết kế máy bay chở khách nhỏ với tiêu chí sau: ✓ Máy bay bay từ sân bay Tân Sơn Nhất tới sân bay tùy chọn Việt Nam ✓ Số lượng hành... đầu máy bay rẽ hướng bên Để đổi hướng gấp (góc ngoặt lớn) cịn kết hợp bánh lái với nghiêng cánh muốn rẽ phía nghiêng cánh phía ❖ Bay lên, bay xuống: Để máy bay chúc đầu lên – xuống (bay lên, bay. .. lực đẩy yêu cầu 24 Hình – Biểu đồ lực Hình – Đồ thị Pr-Pa =>Vmax =320 ft/s 25 26 Hình – Bản vẽ kỹ thuật máy bay 27 Hình – Mơ hình máy bay Hình 10 – Bản vẽ kỹ thuật bên máy bay 28 Chương 5: Kết luận