BÀI THÍ NGHIỆM MÁY BAY MÔ HÌNH
MÔ TẢ BÀI THÍ NGHIỆM
đó, có thể làm lại quá trình thiết kế ngược, cũng như hiểu vấn đề đặt ra trong thiết kế và quá 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
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 như chiều dài sải cánh và kích thước các bề mặt điều khiển để tái hiện chính xác hình học của mô hình Tiếp theo, họ sử dụng phần mềm Solidworks để dựng lại mô hình và ước tính các thông số khối lượng cùng trọng tâm.
Nhóm tiến hành đo các thông số như khối lượng và trọng tâm của từng phần, sau đó đối chiếu với kết quả ước tính từ mô hình Solidworks để đảm bảo tính chính xác.
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
Aileron Flap Elevator Rudder 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 Solidworks có sự chênh lệch đáng kể do mô hình Solidworks được thiết kế đặc, trong khi mô hình thực có cấu trúc rỗng và chứa các bộ phận điều khiển Mặc dù vậy, vị trí trọng tâm của hai mô hình lại nằm khá 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, mô hình máy bay B52 cần sử dụng 2 động cơ điện và pin với tổng công suất 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 đo thực tế khoảng 25% Nguyên nhân có thể xuất phát từ việc phương pháp tính toán ước lượng dựa trên số liệu từ mẫu máy bay, dẫn đến khả năng có sai số.
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 X= 88 cm
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 gần như tương đồng khi được tính toán và đo lường Trọng tâm của máy bay thực nằm ở khoảng 33% chiều dài cánh so với 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 Dữ liệu từ đồ thị sẽ được sử dụng để ước tính giá trị của C D ,0.
Hình 1-13: Đồ thị hệ số lực ma sát bề mặt theo Reynolds
Trong trường hợp số Reynolds (Re) nhỏ hơn 10, lớp biên có thể được coi là lớp biên tầng Khi hệ số Reynolds tăng, lớp biên có khả năng 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 sẽ chuyển hoàn toàn 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 Đại lượng Thông số
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 =0.75d l f f =0.750.27 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 Đuôi đứng
- 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 để phân tích hiện tượng này, chúng ta áp dụng công thức mối liên hệ giữa hệ số bề mặt hỗn loạn và số Reynolds (Re), cụ thể là c f = f (Re) trong trường hợp dòng rối.
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
Lớp biên phía sau đuôi ngang có khả năng liên quan đến dòng chảy tầng, có thể được phân tích thông qua công thức mối 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 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 khả năng là dòng chảy tầng, và có thể áp dụng công thức mối liên hệ giữa hệ số bề mặt hỗn loạn và số Reynolds (Re) với công thức c f = f (Re) trong trường hợp này.
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 phép chúng ta thu được các đồ thị thể hiện sự thay đổi của lực nâng và mô men theo góc tấn α ở chế độ Reynolds 500000 Qua việc quan sát các đồ thị này, chúng ta xác định rằng giá trị α L = 0 là -1.23.
Hình 1-16: Đồ thị thay đổi đặt tính khí động theo góc tấn từ phần mềm Xfoil
