THÍ NGHIỆM HÀNG KHÔNG 3 bài báo cáo bài THÍ NGHIỆM máy BAY mô HÌNH bài THÍ NGHIỆM đo LƯỜNG QUÁN TÍNH IMU

ĐẠI HỌC QUỐC GIA TP HCM TRƯỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA KHOA KĨ THUẬT GIAO THÔNG BỘ MÔN KỸ THUẬT HÀNG KHÔNG THÍ NGHIỆM HÀNG KHÔNG 3 BÀI BÁO CÁO TỔNG HỢP GVHD Đặng Trung Duẩn Lớp A01 Nhóm 05 Danh sách thành v.

BÀI THÍ NGHIỆM MÁY BAY MÔ HÌNH

MÔ TẢ BÀI THÍ NGHIỆM

1.1.1 Mục đích của bài thí nghiệm

Bài viết này giúp sinh viên khám phá cấu trúc của máy bay mô hình và các bề mặt điều khiển, đồng thời thực hiện các phép đo và tính toán dựa trên mô hình hiện có Qua đó, sinh viên có thể thực hiện quá trình thiết kế ngược và nắm bắt những vấn đề quan trọng trong thiết kế cũng như quy trình thiết kế.

Hình 1-1: Mô hình máy bay B-25

2 Phương pháp xác định kích thước và khối lượng:

Sử dụng thước cuộn thép và cân điện tử

3 Phần mềm sử dụng: Solidworks

TIẾN HÀNH THỰC HIỆN THÍ NGHIỆM

Nhóm được giao mô hình máy bay ném bom B-25 Mitchell với các thông số sau:

Hình 1-2: Thông số kỹ thuật của máy bay B-25

Hình 1-3: Cánh chính của máy bay B-25

Hình 1-4: Thân mô hình máy bay B-25

Nhóm bắt đầu bằng việc đo các thông số hình học cơ bản của máy bay, bao gồm chiều dài sải cánh, chiều dài thân, dây cung cánh, chiều dài đuôi đứng và đuôi ngang Sau đó, nhóm tiếp tục thực hiện việc đo vị trí và các thông số liên quan khác.

Để tái tạo hình học của mô hình một cách chính xác, cần xác định 6 kích thước của các bề mặt điều khiển Sau đó, sử dụng phần mềm Solidworks để dựng lại mô hình và ước tính các thông số về khối lượng và trọng tâm.

Nhóm tiến hành đo các thông số như khối lượng và trọng tâm của từng phần, sau đó so sánh với kết quả ước tính từ mô hình Solidworks.

Cuối cùng, nhóm đi ước tính các hệ số thể hiện đặc tính khí động học và độ ổn định.

KẾT QUẢ ĐO ĐẠC

Thông số hình học cơ bản Độ ngang thân

Sải cánh Biên dạng cánh

Trọng tâm (x_cg) Độ dài thân Độ ngang thân phía đuôi

Bảng 1-1: Thông số hình học cơ bản

C_root C_tip b h_đặt cánh từ trên x_ac x-cg Bán kính mũi

35 cm 23.5 cm 259 cm 11.5 0.25c Cách đuôi

7 c_a/c yi - y0 c_f/c mất do động cơ c_e c_r h_r

Bảng 1-3: Thông số Aileron-Flap-Elevator-Rudder Đuôi ngang

C_rh C_th b_h Đáy lớn x đáy bé x bề dày

Bảng 1-4: Thông số đuôi ngang Đuôi đứng

C_rv C_tv h_v Bán kính trên Bán kính dưới

13.4 cm 10 cm 34 cm 5 cm 8 cm

Bảng 1-5: Thông số đuôi đứng Động cơ đường kính ngoài đường kính trong chiều dài khoảng cách 2 động cơ đường kính lớn

16 cm 10.3 cm 70 cm 74 cm 18 cm

Bảng 1-6: Thông số động cơ

Các thông số hình học khác

Mũi đến cánh vị trí đặt đuôi đầu mb ngoài - trong chiều cao thân trong h sau trailing của cánh khúc đuôi từ mũi tới buồng lái

Bảng 1-7: Các thông số hình học khác

1.3.2 Xây dựng mô hình 3D bằng Solidworks:

1.3.2.1 Mô hình và bản vẽ:

Hình 1-5: Bản vẽ máy bay B-25

Hình 1-6: Bản vẽ 3D nhìn từ trên xuống

Hình 1-7: Bản vẽ 3D nhìn từ đằng trước

Hình 1-8: Bản vẽ 3D nhìn từ bên cạnh

Khối lượng của mô hình thực và mô hình được dựng bằng Solidworks có sự sai lệch lớn do mô hình Solidworks là đặc, trong khi mô hình thực có phần thân rỗng và chứa các bộ phận điều khiển Mặc dù vậy, vị trí trọng tâm của hai mô hình lại gần nhau.

TÍNH TOÁN CÁC ĐẶC TÍNH KHÍ ĐỘNG LỰC HỌC VÀ ỔN ĐỊNH

1.4.1 Ước lượng trọng lượng cất cánh của mô hình máy bay khảo sát :

1.4.1.1 Khối lượng cất cánh ước lượng : Để ước lượng trọng lượng của máy bay ta chia máy bay thành các nhóm bộ phận sau:

• Nhóm khung máy bay: cánh, đuôi, thân máy bay

• Nhóm động cửa: 2 động cơ

• Nhóm thiết bị điều khiển và năng lượng: các hạng mục liên quan đến lắp đặt và vận hành động cơ, hệ thống nhiên liệu (pin)

Khối lượng thực nghiệm của nhóm kết cấu khung máy bay là 10 kg Để đảm bảo lực đẩy và điều khiển cho mô hình máy bay B52, cần sử dụng 2 động cơ điện và pin có công suất lớn, với tổng trọng lượng khoảng 3 kg.

Nhóm thiết bị hỗ trợ ước lượng khoảng 1 kg

Tổng kết lại khối lượng cất cánh tối đa của mô hình B52 trong khoảng 14 kg

1.4.1.2 Ước lượng khối lượng cánh :

Ta ước tính khối lượng cánh bao gồm: skins (tính cả stringers), spars, ribs, fixed trailing edges (flap, aileron support)

2.20013 10 401.146 0.76 14 0.15 8.86 1 cos15 4.6 ing ing rep m A MTOM T

1.4.1.3 Ước lượng khối lượng thân: Ước lượng khối lượng thân máy bay bao gồm toàn bộ cấu trúc thân máy bay: tấm vỏ, khung, kết cấu khoang bên trong l fus 1.97 m h fus 0.27 m w fus 0.165 m d fus 0.27 m

Bảng 1-9 Thông số của thân

0.27 0.27 fus fus fus fus fus fus fus fus fus fus l l m l d d d d

1.4.1.4 Ước lượng khối lượng đuôi:

Khối lượng đuôi ngang (HTP – Horizonal Tail Plane) ước tính bao gồm: cánh đuôi ngang từ gốc đến mũi, elevator

Bảng 1-10 Thông số của đuôi ngang

=   + Khối lượng đuôi đứng (VTP – Vertical Tail Plane) ước tính bao gồm: 2 cánh đuôi đứng từ gốc đến mũi, rudder

Bảng 1-11 Thông số của đuôi đứng

1.4.1.5 Bảng so sánh khối lượng:

Bộ phận Đo được Ước lượng

Thân 5.9 kg Đuôi ngang 1.2 kg Đuôi đứng 1.9 kg

Nhóm kết cấu khung máy bay 10 kg 13.6 kg Động cơ

4.5 kg Càng đáp và bánh xe

Pin và các bảng mạch

Tổng khối lượng cất cánh 14.5 kg 18.1 kg

Theo bảng thông số, sai số giữa phương pháp ước lượng và kết quả đo được khoảng 25% Nguyên nhân có thể là do sai số trong dữ liệu thu thập từ mẫu máy bay trong quá trình tính toán ước lượng.

Nhóm đã đo đạc trọng tâm mô hình được là khoảng 0.98 m

Hình 1-9: Nhóm đo đạc để tìm vị trí trọng tâm

Và từ phần mềm Solidwork ta cũng có thể tìm ra được vị trí trọng tâm mô hình

Hình 1-10: Vị trí trọng tâm được tìm trong Solidworks

Vị trí trọng tâm có tọa độ

1.4.2.2 So sánh trọng tâm của thiết kế đưa ra với trọng tâm mô hình:

Hình 1-11:Dữ liệu thiết kế của máy bay B-25 Mitchell

Tỉ lệ giữa máy bay mô hình và máy bay thực tế tương đối giống nhau, được thể hiện qua các tính toán ước lượng và số liệu đo đạc Trọng tâm của máy bay thực nằm ở khoảng 33% chiều dài dây cung cánh tính từ cạnh trước, trong khi đó, máy bay mô hình có trọng tâm ở mức 0.55.

1.4.3 Ước tính lực cản toàn thể của mô hình máy bay khảo sát từ các thông số hình học, thông số khí động: Để ước tính được lực cản toàn thể của máy bay ta thực hiện theo trình tự các mục sau 1.4.3.1 Ước lượng hệ số hiệu suất sải cánh “e” – Oswald Factor Để xác định được lực cản cảm ứng của một cánh hữu hạn ta cần phải có thông số hệ số hiệu chỉnh sải cánh “e” theo công thức

Tra đồ thị  theo tỉ lệ bình diện cánh AR

Hình 1-12: Giản đồ xác định hệ số hiệu suất cánh e

Dựa và đồ thị áp dụng công thức nội suy tuyến tính giữ taper ratio

Vậy ta có giá trị hệ số e:

1.4.3.2 Tổng quan về lý thuyết công thức xác định hệ lực cản cho cả máy bay

Tương tự như công thức xác định lực cản của cánh, chúng ta có thể ước tính lực cản của máy bay thông qua biểu thức

C D ,0 được hình thành từ lực cản ma sát bề mặt và áp suất từ các bộ phận của máy bay như thân, cánh, đuôi, bộ hạ cánh và động cơ Để ước tính giá trị C D ,0, chúng ta sẽ phân tích dữ liệu từ đồ thị được trình bày trong hình sau.

Hình 1-13: Đồ thị hệ số lực ma sát bề mặt theo Reynolds

Trong trường hợp Re < 10, lớp biên có thể được coi là lớp biên tầng Khi hệ số Reynolds tăng, lớp biên có xu hướng chuyển sang trạng thái rối, dẫn đến sự gia tăng hệ số ma sát bề mặt Đặc biệt, khi Re đạt giá trị 10^6, lớp biên hoàn toàn chuyển sang trạng thái rối.

- Mô hình máy bay khảo sát xem xét bay với vận tốc thấp V = 25 m s / và độ cao

200 h = m Tại các thông số khí động cơ bản

 kk - khối lượng riêng của không khí 1.2071 kg m / 3

- hệ số nhớt động lực học lưu chất ở sea level

Bảng 1-13: Các thông số khí động được khảo sát

Bước tiếp theo tính diện tích ướt các bộ phận của máy bay và ước tính lực cản toàn bộ của máy bay khảo sát

1.4.3.3 Ước lượng các diện tích cấu hình của máy bay: Để xác định được công thức Drag Polar cũng như là lực cản toàn thể của máy bay khảo sát ta cần xác định các diện tích cấu hình của máy bay

Các bộ phận máy bay khảo sát Diện tính các bộ phận

- Diện tích bình diện cánh:

- Diện tích ước của cánh: S ww =2S w =1.52m 2 Thân S fw =0.75d l f f =0.750.27 1.97 1.25 = m 2 Đuôi ngang

- Diện tích bình diện đuôi ngang:

- Diện tích ước đuôi ngang: S hw =2S h =0.24m 2

- Diện tích bình diện đuôi đứng (gồm 2 đuôi đứng):

- Diện tích ước đuôi đứng: S vw =2S v =0.16m 2

Bảng 1-14: Bảng diện tích các bộ phận của máy bay khảo sát

1.4.4 Xác định hệ số lực cản trên từng bộ phận của máy bay khảo sát

1.4.4.1 Cánh máy bay của mô hình B-25 (Wing)

Bước 1: Hệ số ma sát bề mặt hỗn loạn của cánh c f

Hệ số này là một hàm theo số Mach và số Reynolds

Xác định số Reynolds đang khảo sát cho máy bay

Vậy có khả năng lớp biên của cánh đã chuyển sang trạng thái rối

Xác định số Mach đang khảo sát cho máy bay

Xác định c f = f(Re,M) ta tra đồ thị dưới đây

Bảng 1-15: Đồ thị mối quan hệ hệ số ma sát bề mặt theo số Re và số M - Nguồn: Aircraft Design - sách Jam Roskam

Trong trường hợp cơ bản này ta có thể bỏ qua số Mach áp dụng công thức c f = f (Re) cho trường hợp dòng rối:

Bước 2: Tính Form Factor của cánh

Máy bay B-25 có biên dạng cánh là NACA 23017 Ta thực hiện xác định các thông số để áp dụng tính toán hệ số lực cho cánh ở số Renoylds = 500000

- Dựa vào tính chất của biên dạng cánh NACA 23017 ta có tỉ số giữa độ dày trung bình và độ dày dây cung cánh trung bình t 0.17 c =

Sử dụng phần mềm XFLR5 xác định được vị trí có độ dày lớn nhất trên dây cung cánh

Hình 1-14: Kết quả xác định thông số của NACA 23017 trên XFLR5

Vậy ta có hệ số Form Factor – do sự tác động của lực cản áp suất của cánh là:

Bước 3: Xác định hệ số lực cản của cánh ww w

Lực cản của cánh: 1 2 0.0066 2 4.13 w 2 Dw w

1.4.4.2 Thân máy bay của mô hình B-25 (Fuselage)

Bước 1: Hệ số ma sát bề mặt hỗn loạn của thân c f

Xác định số Reynolds đang khảo sát cho thân

Lớp biên của thân đã chuyển sang trạng thái rối hoàn toàn, và trong trường hợp dòng rối, chúng ta áp dụng công thức liên hệ giữa hệ số bề mặt hỗn loạn và số Reynolds, c f = f (Re).

Bước 2: Tính Form Factor của thân

Ta có tỉ lệ FR – Fuselage fitness ratio

= d = Hệ số Form Factor của thân được xác định là:

Bước 3: Xác định hệ số lực cản của thân

Lực cản của thân máy bay: 1 2 0.003 2 1.78 f 2 Df B

1.4.4.3 Phần đuôi ngang của mô hình B-25 (Horizontal tail)

Bước 1: Hệ số ma sát bề mặt hỗn loạn của đuôi ngang c f

Xác định số Reynolds đang khảo sát cho đuôi ngang

Vậy lớp biên phía sau đuôi ngang rất có thể là dòng chảy tầng

23 Áp dụng công thức mối liên hệ giữa hệ số bề mặt hỗn loạn và Re c f = f (Re)ở trường hợp dòng chảy tầng

Bước 2: Tính Form Factor của thân

Máy bay B-25, đo các kích thước bằng AutoCAD cho đuôi ngang ta có

- Độ dày lớn nhất trên dây cung cánh 0.3 m x

Vậy ta có hệ số Form Factor

Bước 3: Xác định hệ số lực cản của đuôi ngang

Lực cản của đuôi ngang: 1 2 8.72 10 5 2 0.054 h 2 Dh

1.4.4.4 Phần đuôi đứng của mô hình B-25 (Vertical tail)

Bước 1: Hệ số ma sát bề mặt hỗn loạn của đuôi đứng c f

Xác định số Reynolds đang khảo sát cho đuôi đứng

Lớp biên phía sau đuôi có thể được xác định là dòng chảy tầng, và có thể áp dụng công thức liên hệ giữa hệ số bề mặt hỗn loạn và số Reynolds, cụ thể là c f = f (Re) trong trường hợp dòng chảy tầng.

Bước 2: Tính Form Factor của thân

Máy bay B-25, đo các kích thước bằng AutoCAD cho đuôi ngang ta có

- Độ dày lớn nhất trên dây cung cánh 0.3 m x

Vậy ta có hệ số Form Factor

Bước 3: Xác định hệ số lực cản của đuôi ngang

Lực cản của đuôi đứng: 1 2 7.8 10 5 2 0.03 v 2 Dv

1.4.4.5 Phần động cơ của mô hình B-25

Theo sách Aircraft Design của Jam Roskam, lực cản của động cơ phản lực có thể được ước tính gần đúng bằng một công thức cụ thể.

Hình 1-15: Các thông số ước lượng hệ số lực cản hình dạng của động cơ

-  C l 1 = − 0.3 : cho trường hợp dộng cơ đặt phía dưới cánh (0.2 cho động cơ đặt trên cánh

- Các thông số C n , D n là các thông số kích thước của động cơ như sau:

• C n vị trí động cơ so với sải cánh n r 1 2(1 ) y , ( 37 )

• D n = 0.18 m , đo được là đường kính lớn của động cơ

Lực cản của động cơ: 1 2 8.04 10 5 2 0.05 e 2 De

1.4.5 Tổng hợp hệ số lực cản của từng bộ phận và tính Drag Polar cho mô hình máy bay B-25 Ước tính Drag Polar cho mẫu máy bay – hiệu suất khí động

- Tổng các hệ số lực cản hình dạng của từng bộ phận trên máy bay

- Hệ số lực cản cảm ứng được xác định thông qua hệ số lực nâng

- Vậy Drag Polar của mô hình B-25 là: C D = 0.024 0.037 + C L 2

- Xác định hiệu quả khí động của mô hình B-25

• Xem xét hệ số lực nâng của mô hình máy bay B-25 ở trạng thái bay bằng

• Tổng lực cản được xác định C D =0.024 0.037+ C L 2 =0.03

• Hiệu quả khí động khi máy bay bay bằng: 0.342 11

D = C =  Ước lượng lực cản toàn thể cho mô hình máy bay

Lực cản toàn thể của máy bay bay ở độ cao 200 m với vận tốc 25 m/s

Khảo sát đồ thị hiệu suất lực cản ở các chế độ lực nâng khác nhau

- Ta có công thức xác định lực nâng phụ thuộc vào sự thay đổi góc tấn 

Mô hình máy bay B-25 với cánh có biên dạng NACA 23017 đã được phân tích bằng phần mềm Xfoil, cho thấy sự thay đổi của lực nâng và momen theo góc tấn α ở chế độ Reynolds 500000 Qua việc quan sát đồ thị, chúng ta xác định rằng α L = 0 là -1.23.

Hình 1-16: Đồ thị thay đổi đặt tính khí động theo góc tấn từ phần mềm Xfoil

Đồ thị thể hiện sự biến đổi của hệ số lực cản theo bình phương hệ số lực nâng và hiệu suất khí động lực học của mô hình máy bay B-25 sẽ cung cấp cái nhìn sâu sắc về mối quan hệ giữa các yếu tố này Phân tích đồ thị giúp hiểu rõ hơn về hiệu suất bay của B-25, từ đó tối ưu hóa thiết kế và cải thiện khả năng hoạt động của máy bay.

Hình 1-17: Đồ thị Drag-Polar và hiệu suất nâng theo sự thay đổi lực nâng CL

1.4.6 Mối quan hệ giữa công suất và các yếu tố liên quan:

1.4.6.1 Ước tính công suất động cơ:

Hệ thống lực đẩy của động cơ piston thường sử dụng chong chóng để tạo ra lực đẩy cho máy bay

1.4.6.2 Động cơ hút khí tự nhiên (non-supercharged):

Công suất thực tế của động cơ:

𝑃 𝑡ℎự𝑐 𝑡ế = 𝑃 độ𝑛𝑔 𝑐ơ × 𝜂 Với: 𝑃 độ𝑛𝑔 𝑐ơ công suất đầu ra của động cơ

𝜂 hiệu suất khí động học của chong chóng

Công suất đầu ra của động cơ piston được xác định theo độ cao, và với động cơ không siêu nạp, công suất sẽ giảm khi độ cao bay tăng.

C L Đồ thị Drag-Polar và hiệu suất nâng theo sự thay đổi lực nâng C L

Với: P 0 công suất cất cánh của động cơ (trên mặt đất)

=  tỉ lệ khối lượng riêng của không khí k hệ số thực nghiệm  0.08; 0.15 ; giá trị phổ biến: 0.12

Hình 1-18: Đồ thị đặc tính công suất động cơ với công suất cất cánh là 300kW, hệ số thực nghiệm k

1.4.6.3 Động cơ siêu nạp (supercharged):

Nếu động cơ piston được trang bị single-stage compressor, đặc tính theo độ cao khác so với động cơ piston hút khí tự nhiên: