TÍNH NĂNG TÀU BAY NGHIÊN CỨU VÀ THIẾT KẾ MỘT MÁY BAY CỠ NHỎ CHỞ KHÁCH (ĐỘNG CƠ PISTON CÁNH QUẠT)

– BỘ GIAO THÔNG VẬN TẢI HỌC VIỆN HÀNG KHÔNG VIỆT NAM KHOA KỸ THUẬT HÀNG KHÔNG o0o TÍNH NĂNG TÀU BAY NGHIÊN CỨU VÀ THIẾT KẾ MỘT MÁY BAY CỠ NHỎ CHỞ KHÁCH (ĐỘNG CƠ PISTON CÁNH QUẠT) NHÓM 12: Nguyễn Hồng Sơn – 1951200038 (nhóm trưởng) Đào Đức Huy – 1951200002 Văn Đình Bảo Khang – 1951200015 Nguyễn Cơng Nghĩa – 1951200043 Lớp: 19ĐHKT01 GVHD: Trần Thị Quỳnh Như Tp Hồ Chí Minh, ngày 10 tháng 11 năm 2022 MỤC LỤC BẢNG PHÂN CƠNG NHIỆM VỤ TRONG NHĨM STT Họ tên Nguyễn Hồng Sơn (Nhóm trưởng) Mã số SV Đánh giá nhóm trưởng Nhiệm vụ thực Đặt vấn đề, ước tính khối lượng, thơng số hoạt động, xác định thơng 1951200038 số máy bay Tính power available, maxium velocity, trình bày word Phối hợp:9đ Kiến thức:9đ Kỹ năng:9đ Đúng hạn:9đ Tổng điểm:9đ Nguyễn Công Nghĩa Đặt vấn đề, ước tính khối lượng, thơng số hoạt động, xác định thơng số máy bay Tính qng đường hạ 1951200043 cánh, Vstall,Wing load W/S, trình bày word Phối hợp:9đ Kiến thức:9đ Kỹ năng:9đ Đúng hạn:9đ Tổng điểm:9đ Phối hợp:9đ Đào Đức Huy Đặt vấn đề, ước tính khối lượng, thông số hoạt động, xác định thông 1951200002 số máy bay Tính T/W, quãng đường hạ cánh, rate of climb, vẽ kĩ thuật, trình bày word Kiến thức:9đ Kỹ năng:9đ Đúng hạn:9đ Tổng điểm:9đ Phối hợp:9đ Văn Đình Bảo Khang Đặt vấn đề, ước tính khối lượng, thông số hoạt động, xác định thông 1951200015 số máy bay Tính celling, design altitude for lever, trình bày word, vẽ 3D Kiến thức:9đ Kỹ năng:9đ Đúng hạn:9đ Tổng điểm:9đ Ngày 10 tháng 11 năm 2022 Chữ ký nhóm trưởng (ký ghi họ tên) Nguyễn Hồng Sơn NHẬN XÉT CỦA GIÁO VIÊN CHẤM BÁO CÁO Nội dung:…………………………………………………………………………… ………………………………………………………………………………………… ………………………………………………………………………………………… ………………………………………………………………………………………… ………………………………………………………………………………………… ………………………………………………………………………………………… ………………………………………………………………………………………… ………………………………………………………………………………………… Điểm số: STT Họ tên Mã số SV Điểm số Nguyễn Hồng Sơn 1951200038 Nguyễn Công Nghĩa 1951200043 Đào Đức Huy 1951200002 Văn Đình Bảo Khang 1951200015 Điểm chữ Ngày … tháng … năm … Giáo viên chấm (ký ghi họ tên) Giới thiệu Ở Việt Nam, mức sống người dân tăng dần nhu cầu du lịch, lại ngày cao Các phương tiện giao thơng nói chung hàng khơng nói riêng cần phát triễn để phục vụ nhu cầu Các loại máy bay, phi tư nhân nhỏ gọn ngày sử dụng nhiều Thơng qua đề cuối kỳ mơn Tính tàu bay, nhóm chúng tơi nghiên cứu thiết kế máy bay piston cánh quạt kích cỡ nhỏ Nhằm mục đích hồn thành kiểm tra cuối kỳ với nâng cao kiến thức thân Do nghiên cứu sở lý thuyết nên kiến thức cịn hạn chế, làm cịn nhiều thiếu xót Nhóm chúng tơi mong góp ý để hồn thiện kiến thức Phần 1: Đặt vấn đề Các thông số yêu cầu ban đầu: - Máy bay sử dụng động piston cánh quạt để tạo lực đẩy - Quãng đường: 700 km = 296 587 ft (từ sân bay Tân Sơn Nhất đến sân bay Đà Nẵng) - Số lượng phi hành đồn: (phi cơng) - Số lượng hành khách: - Tốc độ trung bình tối đa bay bằng: 366.7 ft/s - Trần bay: 25000 ft - Tốc độ leo mực nước biển: 800 ft/min - Tốc độ (stalling): 102.7 ft/s - Khoảng cách hạ cánh: 2000 ft - Khoảng cách cát cánh: 2300 ft Phần 2: Ước tính khối lượng máy bay Khối lượng ban đầu máy bay: W =W e +W c +W p +W f Với W e : khối lượng rỗng, W c : khối lượng phi hành đoàn, W p : khối lượng hàng (hành khách + hành lí), W f :khối lượng nhiên liệu Sắp xếp lại hàm số khối lượng ta được: W0= W c +W p W W 1− f − e W0 W0 Theo hình [1]: Hình 1: Sự thay đổi tỉ lệ We/Wo We Ta chọn W = 0.63 (1) Đầu tiên, ước tính người nặng khoảng 65 kg (143 lb) hành lí người mang theo khoảng 15 kg (33 lb): W c =143 lb (2) W p =( × 143 ) + ( ×33 )=737 lb (3) Wf Tiếp theo, ta tính toán tỉ lệ W (khối lượng nhiên liệu khối lượng ban đầu) Hình 2: Năm giai đoạn trình bay Dựa trình bay ta chia giai đoạn tiêu thụ nhiên liệu: Giai đoạn 0-1: Cất cánh Máy bay chạy khởi động chạy đường băng Có thể thấy tiêu tốn nhỏ, ta ước lượng: W 1=0.98W Giai đoạn 1-2: Giai đoạn leo Máy bay tiêu tốn nhiều nhiên liệu giai đoạn 0-1, ta ước lượng: W 2=0.97 W Giai đoạn 2-3: Giai đoạn bay Ta áp dụng Beguet’s formula cho động piston cánh quạt: ɳ CL ( W initial R = SFC C ln W D final ) Ta có: SFC = 0.4 (lb of fuel/hp.hour) Còn hệ số cánh quạt ɳ = 0.85 CL L Tỉ lệ: C = D mà L/ Dmax ta chọn theo bảng sau: D Hình 3: Tỉ lệ Lift-to-drag max Chọn L/ Dmax = 14.2 Với Range: R = 296 588 ft (700km), lúc này: 0.85 W2 0.4 ×14.2 ×ln R= = 296 588 W3 550 ×3600 ( ) W2 W3  W = 1.0391 → W = 0.96 Giai đoạn 3-4: Giai đoạn chuẩn bị hạ cánh, máy bay hạ độ cao dần xuống Ta giả định nhiên liệu tiêu tốn với nút số W 4=1 W Giai đoạn cuối 4-5: Giai đoạn hạ cánh, ta giả sử nhiên liệu tiêu tốn: W =0.99W Lúc ta có: W f ¿ W −W (Khối lượng nhiên liệu khối lượng ban đầu trừ cho khối lượng tiêu tốn sau trình bay) Wf W5  W =1− W Để dự trữ thêm nhiên liệu ta cộng thêm 6%, công thức trở thành: 0 Wf W5 =1.06−1.06 W0 W0 W5 W1 W2 W3 W4 W với W =¿ W W W W W =¿0.98×0.97× 0.96 × ×0.99¿ 0.9034 0 Wf Suy ra: W =1.06−1.06× 0.9034=¿ 0.1023 (4) Từ (1), (2), (3) (4) Ta có khối lượng ban đầu: W0= W c +W p Wf We 1− − W0 W0 143+737  W = 1−0.1023−0.63 =3287.26 lb Wf Ở suy khối lượng nhiên liệu: W f = W W = 336.28 lb Trọng lượng riêng nhiên liệu hàng không 5.64 lb/gal Vậy dung dích 336.28 thùng nhiên liệu: Tank capacity = 5.64 = 59.62 gal Và khối lượng rỗng: W e = 2070.98 lb  RPM 2800 ( V tip )0=π × 60 × D=π × 60 ×7=1026.25 ft / s Vận tốc tối đa máy bay V max =366.7 ft /s thêm vào ( V tip )0, ta có vận tốc thực tế liên quan với luồng khơng khí: ft 2 2 V tip = ( V tip ) 0+V ∞=√ 1026.25 +366.7 =1089 Từ tính tốn ta đến kiểm tra số s √ V 1089.8 ft Mach : M = a = 1117 =0.97>0.9 (với a=1117 s vận tốc âmthanh ¿  Vận tốc cận âm, điều xảy với động tua bin cánh quạt Vì chọn số lượng cánh quạt Hình 21: Minh họa ba cánh quạt 1/ D=18 ( H P ) , với công suất động 210 hp  1/4 D=18 ( 210 ) =68.52∈¿ 5.68 ft 25 Theo động Continental IO-360-ES chọn ta có RPM 2800 Tốc độ cánh quạt máy bay đứng yên: ( V tip )0=π ×n × D Với n trục quay giây  RPM 2800 ( V tip )0=π × 60 × D=π × 60 ×5.68=832.7 ft / s Vận tốc tối đa máy bay V max =366.7 ft /s thêm vào ( V tip )0, ta có vận tốc thực tế liên quan với luồng khơng khí: √ V tip = ( V tip ) 0+V ∞=√ 832.7 +366.7 =909.86 2 2 ft s 4.5 Càng Đáp Ở phần này, khối lượng kiến thức không đủ để hiểu thực nghiên cứu, phân tích Vậy nên chúng tơi tính trọng lượng đáp bỏ qua vị trí gắn càng, kích thước đáp [1] W landing gear =0.057 W 0=0.057× 3287.26=187.4 lb 26 Phần 5: Ước tính khối lượng tốt Các khối lượng cần ước tính: Khối lượng cánh máy bay: W wing=2.5 S exposed wing planform =2.5 ×90=225 lb Khối lượng đuôi ngang: W HT 2.0 S exposed horiz tail planform =2.0 ×15=30lb Khối lượng thẳng đứng: W VT =2.0 S exposed vert tail planform =2.0 ×6.5=13lb Khối lượng thân máy bay: W Fl=1.4 Swetted area =1.4 ×306.3=428.82 lb Khối lượng đáp: W Landing gear =0.057 W =187.4 lb Khối lượng động lắp đặt: W engine insta =1.4 W engine =448lb All else empty: W else empty=0.1W 0=0.1 ×3287.26=328.726lb Diện tích Sexposed planform phải bé diện tích tổng khơng bao gồm phần gắn thêm vào thân máy bay  Sexposed wing planform=90 ft  Sexposed horiz tail planform=15 ft  Sexposed vert tail planform =6.5 ft Diện tích Swetted area tính nhờ vào việc ước tính mơ hình bên [1]: Hình 22: Mơ hình ước tính diện tích 27 Theo phương pháp tính sách “Aircraft Performance Design”, ta được: Swetted area =306.3 ft Khối lượng rỗng tổng: W e =225+30+13+ 428.8+187.4+ 448+328.726=1660.926 lb total Lúc này, khối lượng tổng W thay đổi: W =W crew +W payload +W fuel +W e =143+737 +336.28+1660.926=2877.206 lb new total ***Tính lại: Khối lượng đáp: W Landing gear =0.057 W =0.057 × 2877.206=164 lb new All else empty: W else empty=0.1W =0.1× 2877.206=287.72 lb new Khối lượng rỗng tổng: W e =1596.54 lb total Khối lượng tổng cộng cuối cùng: W =W crew +W payload +W fuel + W e =143+737+294.33+1596.54=2770.87 lb final total Với tỉ lệ: Wf =0.1023=¿W fuel =0.1023 ×W =0.1023 ×2877.206=294.33 lb W0 new new 28 Phần 6: Phân tích đặc tính hoạt động 6.1 Thrust request curve T R= Với C L= W0 W0 final CL CD final ρV ∞ S C D =¿ C D ,0 + K C L Hình 23: Tỉ lệ Tr V 6.2 Power request curve W0 final P R=T R V ∞ = C L V ∞ CD 29 Hình 24: Tỉ lệ Pr V Ta có: K = 0.073 W =2770.87lb final C D ,0 = 0.017 S = 107.92 ft 6.3 Maximum velocity [ Vmax = ( ) ( ) ( ) √( ) TA W max TA W W + S S W ρ ∞ C D ,0 max C D ,0 − π e AR ] 1/ Ta có: ɳ pr =0.85, P = 210 hp, W = W =¿2770.87 lb final Với: ( TW ) A  Vmax ɳ P 0.85× 210 ×550 35.4 × = = W V = 2770.87 V max V max max max [ √ 35.4 35.4 × 0.017 × 25.68+ 25.68 ( )− V max V max π × 0.6 ×7.07 ¿ 0.0012673 ×0.017 ] 1/ =405.13 ft /s 6.4 Cruising speed (???) 30 6.5 Stalling speed Wing loading : V stall = √ lb W W0 2770.87 = = =25.68 ft S S 107.92 final √ 2W 2× 25.68 = =94.3 ft /s ρ∞ S C Lmax 0,002377× 2.43 6.6 Rate of climb Ta có: TR = q ∞ S CD,0 + q ∞ S CL (1) π e AR Với q ∞ = ρ∞( V ∞ )2 (2) Thế (2) vào (1), ta được: CL 2 ρ V S ( ) TR = ∞ ∞ CD,0 + ρ∞ ( V ∞ ) S π e AR với ρ∞ =0.002377 slug C D ,0=0.017 , , e=0.6 , AR=7.07 ft V LO =1.1V stall =1.1× 94.3=103.73 ft s  V ∞ =0.7 V LO=0.7 ×103.73=72.61 ft /s  TR = 0.002377 × ( 72.61 ) × 107.92×0.017 + 2 2.43 ×0.02377 × ( 72.61 ) ×107.92 × =311.12 lb π × 0.6 ×7.07 lb Mà PR = TR×V ∞=311.12 ×72.61=22590.42 ft s ii 31 lb Ta có: P A =210 ×550=115500 ft s R P A−P R 115500−22590.42 = =33.53 ft /s = C W 2770.87 R Đổi sang ft/min: C =33.53 ×60=2011.8 ft /s 6.7 Takeoff distance Wing loading: lb W W0 2770.87 = = =25.68 ft S S 107.92 final Khoảng cách (ground roll) : s g= W ) S T g ρ∞ C L ( ) W 1,21( ,max 32 Ta có: V ∞ =0.7 V LO = 0.7×1.2 V stall với V stall =94.3 ft / s  V ∞ =0.7 ×1.2 ×94.3=79.21 ft /s Từ cơng suất sẵn có: P A =¿ ɳ pr P=T A V ∞, với P =210 hp  T A=  ɳ pr P 0.85× 210× 550 = =1239 lb V∞ 79.21 ( ) T W 0.7 V LO ( TW ) = A 0.7 V LO = 1239 =0.45 2770.87 W ( S) 1,21× 25.68 s= = =435.82 ft ft 32.2 × 0.002377× 2.07 ×0.45 T g ρ C ( ) W 1,21 Vậy g ∞ L,max Khoảng cách (airbone): sa Đầu tiên, ta tính bán kính (flight path): 6.69 ( V stall) 6.69 ×94.3 R= = =1847.54 ft g 32.2 Góc (included fight path), với hOB =50 ft θOB = Cos-1 ( - hOB 50 ) = = Cos-1 ( - 1847.54 ¿=13.36 ° R  sa =Rsin θOB=1847.54 × sin ( 13.36 ° )=427 ft Tổng khoảng cách cất cánh st =s g + sa =435.82+ 427=862.82 ft total 6.8 Landing distance 33 Ta lại sử dụng gốc tiếp cận (θ a=3 °) Vận tốc trung bình (flare): V f =1.23 V stall =1.23 × 94.3=116 ft /s Bán kính (flight path flare): R= V 2f 116 = =2089 ft 0.2 g 0.2× 32.2 Chiều cao (flare): h f =R ( 1−cosθ a )=2089 × ( 1−cos ° )=2.86 ft Khoảng cách tiếp cận (to clear a 50-ft obstacle): sa = 50−hf 50−2.86 = =899.5 ft tan θa tan ° Khoảng cách (flare): sf =Rsin θ a=2089 ×sin °=109.32 ft Khoảng cách (ground roll): s g= jN √ j (W / S ) W + p∞ S C L ,max g p ∞ C L ,max μ r 34 Với j =1.15, N = 3s, μr =0.4 ,  s g=1.15 ×3 × √ lb W W0 = =25.68 ft S S final 1.152 × 25.68 × 25.68× + =781.82 ft 0.002377 2.43 32.2× 0.002377× 2.43 ×0.4 Tổng quãng đường hạ cánh = sa + s f + s g=899.5+109.32+781.82=1790.64 ft 6.9 Designed altitude for level, unaccelerated flight (???) 6.10 Service ceiling [ ( ) W z S R = C max ρ∞ C D , ]( ) [ T w z n− − ( )( ) T L 2− W D √() () z ≡ 1+ 1+ L D max T W max z ] (1) 35 Phần 7: Mô 3D 36 37 38 Tài liệu tham khảo [1] J D A Jr, Aircraft Performance Design, MCGraw Hill, 2010 [2] J D A Jr, Introduction to Flight, McGraw Hill, 2016 [3] "Sciencedirect," [Online] Available: https://www.sciencedirect.com/topics/engineering/cruising-altitude [Accessed 8th November 2022] [4] EASA, "Type-Certificate Data Sheet," 3rd September 2020 [Online] Available: https://www.easa.europa.eu/en/downloads/7793/en [Accessed 8th November 2022] 39