TÍNH NĂNG tàu BAY NGHIÊN cứu và THIẾT kế một máy NGHIÊN cứu và THIẾT kế một máy BAY cỡ NHỎ 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 12: Nguyễn Hồng Hồng Sơn – 1951200038 1951200038 (nhóm trưởng) trưởng) Đào Đức Huy – 1951200002 Văn Đình Bảo Khang – 1951200015  Nguyễn Công Công Nghĩa – 1951200043 1951200043 Lớp: 19ĐHKT01 GVHD: Trần Thị Quỳnh Như Tp Hồ Chí Minh,  Minh, ngày ngày  10 10  tháng 11 năm 2022   MỤC LỤC    BẢNG PHÂN CÔNG NHIỆM NHIỆM VỤ TRONG NHÓM  NHÓM  S TT 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 1951200043 số máy bay Tính qng đường hạ 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 Đứ Đức H Huuy Đặt vấn đề, ước tính khối lượng, Kiến thức:9đ thơng số hoạt động, xác định thơng 1951200002 số máy bay Tính T/W, qng đường Kỹ năng:9đ hạ cánh, rate of climb, vẽ kĩ thuật, Đúng hạn:9đ trình bày word Tổng điểm:9đ Phối hợp:9đ VănKhang Đình Bảo 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 GIÁO VIÊN CHẤM BÁO BÁO CÁO  Nội dung:……………………………… 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 Thông qua đề cuối kỳ môn 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 hạn chế,  bài 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 dụng động động piston piston cánh cánh quạt quạt để tạo lực đẩy - Quãn Quãngg đường đường:: 700 km km = 296 587 587 ft (từ (từ sân bay bay Tân Tân Sơn Nhấ Nhấtt đến sân sân  bay Đà Nẵng) - Số lượn lượngg phi phi hà hành nh đồn đồn:: (p (phi hi cơng ng)) - Số lư lượng hà hành kh khách: - Tốc độ trung trung bbình ình tối đa khi bay bằng: bằng: 366 366.7 ft/s ft/s - Trần bay: 25000 ft ft - Tốc Tốc độ độ leo leo mực mực nước nước bi biển ển:: 800 800 ft/m ft/min in - Tốc Tốc độ độ (st (stal alli ling ng): ): 102 102.77 ft/ ft/ss - Khoả Khoảng ng cách cách hạ cánh cánh:: 2000 2000 ft - Khoả Khoảng ng cách cách cát cát cán cánh: h: 23 2300 00 ft   Phần 2: Ước tính khối lượng máy bay Khối lượng ban đầu máy bay: W 0 =W e + W c + W  p + W f  Với W e : khối lượng rỗng, rỗng, W c : khối 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: W 0 =   W c + W  p 1− W f  W e − W 0 W 0 Theo hình [1]: tỉ lệ We/Wo  Hình 1: Sự thay đổi Ta chọn W e W 0  = 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) Tiếp theo, ta tính tốn tỉ lệ W f  W 0  (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= 0.98 W 0 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 1 Giai đoạn 2-3: Giai đoạn bay Ta áp dụng Beguet’s formula cho động piston cánh quạt: R= ( ) W initial ɳ  C  L    ln W  SFC  C  D  D final Ta có: SFC = 0.4 (lb of fuel/hp.hour) Còn hệ số cánh quạt ɳ  =  = 0.85 Tỉ lệ: C  L C   DD  L  =  D  mà  L / Dmax ta chọn theo bảng sau:  Hình 3: Tỉ lệ Lift-to-drag max   Chọn  L / Dmax = 14.2 Với Range: R = 296 588 ft (700km), lúc này: 0.85 R= ( ) = 296 588  ×14.2 ×ln 0.4 550 × 3600   W  W 2 W 3 → W  W   = 1.0391   W   = 0.96 3 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 3 Giai đoạn cuối 4-5: Giai đoạn hạ cánh, ta giả sử nhiên liệu tiêu tốn: W 5 =0.99 W 4 Lúc ta có: W f  ¿ W  −W   (Khối lượng nhiên liệu khối lượng ban đầu trừ cho khối lượng tiêu tốn sau trình bay)   W f  W 0 = 1− W 5 W 0 Để dự trữ thêm nhiên liệu ta cộng thêm 6%, công thức trở thành: W f  W 0 với W 5 W 0 =¿   W 1 W 2 W 3 W 4 W 5 W 0 W 1 W 2 W 3 W 4 W f  Suy ra: W 0 =1.06− 1.06 W 5 W 0 =¿0.98×0.97× 0.96 × 1 ×0.99¿ 0.9034 =1.06− 1.06 × 0.9034 =¿ 0.1023 (4) Từ (1), (2), (3) (4) Ta có khối lượng ban đầu: W 0 =   W c + W  p 1− W f  W 0  W 0 = − W e   W 0   143 + 737 −0.1023− 0.63 =3287.26 lb Wf  Ở suy khối lượng nhiên liệu: W f  = W  W 0 = 336.28 lb Trọng lượng riêng nhiên liệu hàng khơng 5.64 lb/gal Vậy dung dích thùng nhiên liệu: Tank capacity = 336.28  = 59.62 gal 5.64 Và khối lượng rỗng: W e  = 2070.98 lb      ( V tip ) = π ×  RPM  60 × D=π × 2800 60 × =1026.25 ft / s Vận tốc tối đa máy bay V max =366.7 ft / s khi thêm vào ( V tip ) , ta có vận tốc thực tế liên quan với luồng khơng khí: 1089 8 ft Từ V tip = ( V tip )20+ V  ∞2 = √ 1026.25 + 366.72=108 √  s V  1089.8 Mach :  M = a =  Vận 1117 tính tốn ta đến kiểm tra số  ft  s vận tốc tốc âmth âmthan anh h¿ =0.97 > 0.9(với a =1117  là vận tốc cận âm, điều xảy với động tua bin cánh quạt Vì chúng tơi chọn số lượng cánh quạt họa ba cánh quạt   Hình 21: Minh họa  D= 18 ( H P )    1/ , 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 ) = π × n × D Với n trục quay giây    ( V tip ) = π ×  RPM  60 × D=π ×  2800 60 × 5.68 =832.7 ft / s Vận tốc tối đa máy bay V max =366.7 ft / s khi thêm vào ( V tip ) , ta có vận tốc thực tế liên quan với luồng khơng khí: V tip =√ ( V tip ) 0+ V ∞=√ 832.7 832.7 + 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 landinggear =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 exposedwing planform =2.5 × 90 =225 lb Khối lượng đuôi ngang: W  HT  2.0 S expose exposed d horiztail planform planform =2.0 × 15 =30 lb Khối lượng đuôi thẳng đứng: W VT =2.0 S exposed vert vert tail planform = 2.0 × 6.5 = 13 lb Khối lượng thân máy bay: W  Fl=1.4 Swetted area =1.4 × 306.3 =428.82 lb  Khối lượng đáp: W  Landinggear =0.057 W  =187.4 lb  Khối lượng động lắp đặt: W engineinsta=1.4 W engine = 448 lb All else empty: W else empty= 0.1 W  =0.1 × 3287.26 =328.726 lb 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 horiztail planform=15 ft     Sexposed verttail planform =6.5 ft  Diện tích Swetted area được 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 0 =W crew + W  payload+ W fuel + W e = 143 + 737 + 336.28 + 1660.926 =2877.206 lb total new ***Tính lại:  lại:  Khối lượng đáp:  W  Landinggear =0.057 W  =0.057 × 2877.206=164 lb 0new All else empty: W else empty= 0.1 W  = 0.1 × 2877.206=287.72 lb 0new  Khối lượng rỗng tổng: W e =1596.54 lb total Khối lượng tổng cộng cuối cùng: W 0 =W crew + W  payload+ W fuel + W e =143 + 737 + 294.33 + 1596.54 = 2770.87 lb final total Với tỉ lệ: W f  W 0 =0.1023= ¿ W fuel =0.1023 × W 0 =0.1023 × 2877.206 =294.33 lb new new 28   Phần 6: Phân tích đặc tính hoạt động 6.1 Thrust request curve T  R = W 0 final C  L C  D Với C  L =   W 0 final  ρV   ρ V ∞ S   C  D =¿ C  D , + K C  C  L  Hình 23: Tỉ lệ Tr V  6.2 Power request curve W 0 final  P R=T  R V ∞ = C  L V ∞ C  D 29    Hình 24: Tỉ lệ Pr V  Ta có: K = 0.073 W 0 =2770.87 lb   final C  D , 0 = 0.017   S = 107.92 ft  6.3 Maximum velocity T  A Vmax = Ta có: Với:  [ W  + W  1/ 2 T  A −  (  ) (  ) (  ) √(  ) W  max S W   ρ ∞ C  D , S   C  D , π.e.AR max ɳ  pr =0.85, P = 210 hp, W = W 0 =¿2770.87 lb (  ) T  A W  Vmax = max ¿ [ final ] ɳ P   35.4 0.85 × 210 × 550   = ×    = V max V max   2770.87 W  V max  35.4 V max √ × 25.68+ 25.68 ( 35.4 V max )− 0.0012673 × 0.017   ] 1/   × 0.017 π × 0.6 × 7.07 =405.13 ft / s 6.4 Cruising speed (???) 30   6.5 Stalling speed Wing loading : W   = W 0 S S   W  V stall = √ √  Lmax 6.6 Rate of climb 2770.87 107.92 = 25.68    × 25.68 =  ρ S C   ∞  = final lb f t  =94.3 ft / s  0,002377 × 2.43 Ta có: TR   = = q ∞ S CD,0 + Với q ∞ =   C  L L  (1) q∞ S π.e.AR  ρ∞( V ∞ )2 (2) Thế (2) vào (1), ta được: TR   = =   C  L2  ρ∞ ( V ∞ ) SCD,0 +  ρ∞ ( V ∞ ) S π.e.AR với  ρ∞ =0.002377  slug ft  , e =0.6,  AR=7.07 C  D , 0=0.017, V  LO =1.1 V 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 ) 2 × 107.92 ×0.017 + × 0.02377 × ( 72.61 ) × 107.92 ×   2.43 π × 0.6 × 7.07 =311.12 lb   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: =33.53 × 60 =2011.8 ft / s C  6.7 Takeoff distance Wing loading: W   = S W 0 S   = 2770.87 = 25.68  final 107.92 1,21 ( Khoảng cách (ground roll) :  s g= lb f t  W   ) S g ρ ∞ C  L (  T  ) W  ,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 ɳ   P  pr  T   AA= V  ∞ 210 × 550 = 1239 lb = 0.85 ×79.21 (  ) (  )   T   W  = 0.7 V  LO T  A W  = 0.7 V  LO 2770.87 (  ) = (  ) W  S 1,21 Vậy   1239 = sg g ρ ∞ C  L ,max  T  W  =0.45     1,21 × 25.68 32.2 × 0.002377 × 2.07 × 0.45 = 435.82 ft  ft Khoảng cách (airbone): sa Đầu tiên, ta tính bán kính (flight ( flight path):  R = 6.69 ( V stall) g   = 6.69 × 94.3 32.2   =1847.54 ft  Góc (included fight path), với hOB =50 ft  θOB = Cos-1 ( - hOB  R  ) = = Cos-1 ( - 50 1847.54 ¿ =13.36 °     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): 2   V f    116 =2089 ft  =  R = 0.2 g 0.2 × 32.2 Chiều cao (flare): h f = R ( −cosθ a )=2089 × ( −cos3 ° ) =2.86 ft  Khoảng cách tiếp cận (to clear a 50-ft obstacle): sa = 50 −hf  tan θa = 50 −2.86 ta tan n3°   =899.5 ft  Khoảng cách (flare): sf  = Rsin θ a=2089 × sin sin ° =109.32 ft  Khoảng cách (ground roll): s g= jN  √   W   p∞ S C  L ,max +   j (W   // S ) g p ∞ C  L ,max  μ r 34   Với j =1.15, N = 3s,  μr =0.4 , W   = W 0 S S    s g= 1.15 × × √   0.002377   =25.68  lb final × 25.68 ×   2.43 + f t  1.15 × 25.68   32.2 × 0.002377 × 2.43 × 0.4 =781.82 ft  s + s + s =899.5 + 109.32 + 781.82=1790.64 ft  a Tổng quãng đường hạ cánh = f  g   6.9 Designed altitude for level, unaccelerate unaccelerated d flight (???) 6.10 Service ceiling [   (  ) W  z S  R = C max ρ∞ C  D , ] (  )  T  w  z ≡  z n− −   2−   T   L (  ) (  ) + + √ ( ) (  ) [ W     L  D max   T  W   D (1 ) z max ] 35   Phần 7: Mô 3D 36   37   38   Tài liệu tham khảo [1] J D A A Jr, Aircraft Performance Design, MCGraw Hill, 2010 [2] J D A A Jr, Introduction to Flight, McGraw Hill, 2016 [3] "Sciencedir "Sciencedirect," ect," [Online] [Online] Available: Available: https://www.sciencedirect.com/topics/engineering/cruising-altitude [Accessed 8th November 2022] [4] EASA, "Type-Certificate "Type-Certificate Data Sheet," 3rd September September 2020 [O [Online] nline] Available: https://www.easa.europa.eu/en/downloads/7793/en [Accessed 8th November 2022] 39 ... vụ nhu cầu Các loại máy bay, phi tư nhân nhỏ gọn ngày sử dụng nhiều Thông 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...   ( ) S Khối lượng máy bay bay V max  sẽ nhỏ khối lượng máy bay cất cánh Vì thế, ta phải tính tồn lại khối lượng máy bay giai đoạn bay 2-3 (W  W   tại điểm đầu cuối trình bay bằng): W 2 W 0 =... kích cỡ đứng  Sau tính tốn thơng số liên quan đến cánh đuôi máy bay Chúng tiếp tục phân tích kích cỡ cánh quạt động Chức cánh quạt lấy nguồn lượng từ trục động để xoay tạo lượng đẩy máy bay tiến