Đề tài báo cáo thiết kế máy bay chở khách cỡ nhỏ

BỘ GIAO THÔNG VẬN TẢI HỌC VIỆN HÀNG KHÔNG VIỆT NAM KHOA KỸ THUẬT HÀNG KHÔNG -o0o - ĐỒ ÁN KẾT THÚC HỌC PHẦN TÊN ĐỀ TÀI: BÁO CÁO THIẾT KẾ MÁY BAY CHỞ KHÁCH CỠ NHỎ Nhóm 14 SVTH: Trương Tấn Lượng MSSV: 2155200030 SVTH: Trần Gia Bảo Tiến MSSV: SVTH: Nguyễn Trọng Thảo MSSV: Tp Hồ Chí Minh, tháng 11 năm 2023 HỌC VIỆN HÀNG KHƠNG VIỆT NAM CỘNG HÒA XÃ HỘI CHỦ NGHĨA VIỆT NAM KHOA KỸ THUẬT HÀNG KHÔNG Độc lập – Tự – Hạnh phúc TP.Hồ Chí Minh, ngày 15 tháng 11 năm 2023 NHIỆM VỤ BÁO CÁO HỌ VÀ TÊN: Trương Tấn Lượng MSSV:2155200030 LỚP: 21ĐHKT01 NGÀNH: Kỹ thuật Hàng không HỌ VÀ TÊN: Trần Gia Bảo Tiến MSSV: LỚP: 21ĐHKT01 NGÀNH: Kỹ thuật Hàng không HỌ VÀ TÊN: Nguyễn Trọng Thảo MSSV: LỚP: 21ĐHKT01 NGÀNH: Kỹ thuật Hàng không Tên đồ án cuối học phần Thiết kế máy bay cỡ nhỏ chở khách Tiêu chí báo cáo: Máy bay bay phục vụ du lịch từ Sài Gịn đến tỉnh lân cận bán kính 500 km, kết hợp dịch vụ vận chuyển dịch vụ ngắm cảnh từ cao Số lượng phi hành đồn: phi cơng Số lượng hành khách: Máy bay sử dụng động piston cánh quạt để tạo lực đẩy Đường băng cho máy bay nhỏ sân bay đến giới hạn 800 m Họ tên cán hướng dẫn: Trần Thị Quỳnh Như HỌC VIỆN HÀNG KHƠNG VIỆT NAM CỘNG HỊA XÃ HỘI CHỦ NGHĨA VIỆT NAM KHOA KỸ THUẬT HÀNG KHÔNG Độc lập - Tự - Hạnh phúc KẾ HOẠCH THỰC HIỆN ĐỒ ÁN MÔN HỌC HỌ VÀ TÊN: MSSV: LỚP: HỌ VÀ TÊN: MSSV: LỚP: HỌ VÀ TÊN: MSSV: LỚP: Tên đề tài: Thiết kế máy bay chở khách cỡ nhỏ Họ tên cán hướng dẫn: Trần Thị Quỳnh Như Bảng phân công nhiệm vụ thực Số TT Họ tên Nhiệm vụ Khối lượng thực công việc Tp.HCM, ngày 15 tháng 11 năm 2023 Sinh viên thực (Ký ghi rõ họ tên) LỜI CAM ĐOAN Chúng xin cam đoan báo cáo mơn học tìm hiểu, nghiên cứu trình bày dựa kiến thức học môn học bay tài liệu cung môn học, thông số đúc kết từ q trình tính tốn tìm hiểu tài liệu thời gian qua Các thông tin số liệu sử dụng đồ án môn học hồn tồn trung thực Thành phố Hồ Chí Minh năm 2023 Người cam đoan NHẬN XÉT CỦA GIÁO VIÊN HƯỚNG DẪN ……………………………………………………………………………… ……………………………………………………………………………… ……………………………………………………………………………… ……………………………………………………………………………… ……………………………………………………………………………… ……………………………………………………………………………… ……………………………………………………………………………… ……………………………………………………………………………… ……………………………………………………………………………… ……………………………………………………………………………… ……………………………………………………………………………… Tiêu chí Điểm số Điểm Chữ Trình bày Nội dung Phản biện Tổng điểm TpHCM, ngày … tháng …… năm …… Giáo viên hướng dẫn (Ký tên ghi rõ họ tên) Lời giới thiệu Lý chọn đề tài Ở Châu Á có Việt Nam kinh tế nhu cầu giao thương giữ nước nhu cầu du lịch, lại ngày cao Các phương tiện giao thông kết nối với tốn nhiều thời gian bất tiện, nhu cầu lại loại máy bay, phi tư nhân nhỏ gọn ngày sử dụng nhiều Thông qua môn học Cơ học bay đồ án cuối kỳ mơn, nhóm chúng tơi nghiên cứu thiết kế máy bay cánh quạt kích cỡ nhỏ Nhằm mục đích hồn thành kiểm tra kiến thức học mức tìm hiểu, tự học thân Nghiên cứu sở lý thuyết nên nhiều hạn chế, thiếu xót Nhóm chúng tơi mong góp ý sữa chữa để hồn thiện báo cáo Mục đích nghiên cứu Thiết kế máy bay lĩnh vực cơng việc mang tính chất xác cao trình độ khoa học kỹ thuật tiên tiến Để thành thạo tối ưu mặt thiết kế đòi hỏi kinh nghiệm kiến thức thực tế khơng phải học hay đọc sách làm Với lượng kiến thức yêu cầu liệu đề tài, nhóm 14 thực báo cáo tập lớn kết thúc môn học này, nhằm tổng hợp hệ thống lại kiến thức học, hiểu rõ thơng số đặc tính hoạt động, điều quan trọng hết giúp nhóm khái quát thực phương án thiết kế máy bay để tối ưu hố, đảm bảo an tồn cho sản phẩm thiết kế tạo Các phần báo cáo Phần I: Vấn đề đặt Thiết kế máy bay nhỏ chở khách với tiêu chí sau đây: Máy bay bay phục vụ du lịch từ Sài Gòn đến tỉnh lân cận bán kính 500 km, kết hợp dịch vụ vận chuyển dịch vụ ngắm cảnh từ cao Số lượng phi hành đoàn: phi công Số lượng hành khách: Số lượng hành lý: Máy bay sử dụng động piston cánh quạt để tạo lực đẩy Đường băng cho máy bay nhỏ sân bay đến giới hạn 800 m Thông số đặt ra: o Máy bay sử dụng động piston cánh quạt để tạo lực đẩy o Tốc độ tối đa bay bằng: 300 ft/s o Trần bay: ?ft o Tốc độ leo mực nước biển: 1000 ft/min o Stall velocity: 70 mi/h ~ 100 ft/s o Khoảng cách cất hạ cánh: ~ 2624 ft o Tầm bay : 400km=1.3x106 ft Phần II: Ước tính khối lượng máy bay 1.1 Ước tính khối lượng Khối lượng ban đầu máy bay: W =We +W c +W p +W f Với W0 : trọng lượng cất cánh tối đa, We : khối lượng rỗng , Wc : khối lượng phi hành đoàn, Wp : khối lượng hàng (hành khách + hành lí), Wf :khối lượng nhiên liệu Sắp xếp lại hàm số khối lượng, ta được: Wo= Wc ˖W p wf we 1˗ ˗ w w0 (1.1) 1.2 Ước tính tỉ số We/Wo Việc thiết kế máy bay làm mới, đại tối ưu máy bay thiết kế trước Vì thế, tham chiếu thơng số ban đầu máy báy cho ý tưởng thiết kế máy bay theo diệu thông số máy bay trước Dữ liệu 19 máy bay từ năm 1930 đến thời điểm (hình 1.1) nhận thấy tỉ số We/Wo dao động quanh giá trị 0.6 máy bay có khối lượng tổng ( Wo ) nhỏ 10.000 lb Sự thay đổi tỉ lệ We/Wo yếu tố quan trọng góp phần cải thiện hiệu suất bay máy bay Hình 1.1: Sự thay đổi 𝑊𝑒 /𝑊o trọng lượng toàn phần máy bay động piston Dựa vào liệu trên, chọn tỉ số We/Wo= 0.65 cho ước tính ban đầu máy bay thiết kế Đầu tiên, ước tính người nặng khoảng 70 kg (154.324 lb) hành lí người mang theo khoảng 15 kg (33.0693 lb): W C + W P = (4x154.324 + 4x 33.0693)= 794.5732 lb 1.3 Ước tính tỉ số Wf/Wo Dựa trình bay máy bay ta chia thành giai đoạn tiêu hao nhiên liệu: + Giai đoạn 1: Quá trình cất cánh (Taxi) trình máy bay khởi động chạy đường băng Ở trình này, ta thấy máy bay tiêu hao lượng nhiên liệu nhỏ nên ta ước lượng: W 1=0.98W + Giai đoạn 2: Quá trình leo(Climb) trình máy bay tiêu hao nhiên liệu nhiều trình cất cánh (Taxi) nên ta ước lượng: W 2=0.97 W +Giai đoạn 3: Quá trình bay (Cruise) wf Tiếp theo, ta tính tốn tỉ lệ w ( tỉ lệ khối lượng nhiên liệu khối lượng ban đầu) Ta áp dụng Beguet’s formula giúp xác định tầm bay cho động piston cánh quạt: Để giải phương trình Breguet cần có thêm thông số động mức tiêu thụ nhiên liệu – SFC hiệu suất cánh quạt động - , thông số (L/D)max Hiện thị trường, mức tiêu thụ nhiên liệu loại động piston máy bay thường giá trị 0.4 (lb of fuel/hp.h) hệ số cánh quạt =0.85, chưa có hình dạng máy bay cụ thể nên tỉ lệ CL /CD =L/D mà (L/D)max ta chọn bảng liệu Lofin thống k Hình 1.3: Giá trị (L/D)max máy bay Dựa bảng chọn giá trị (L/D)max = 13.8 cho ước tính ban đầu Lb SFC= 0.4 lb/hp.h=0.4x = 2.02x10-7 (1/ft) 550.ft.lb/s x3600s Thay giá trị vào công thức: W initial SFC R 0,0000002 x ,3.(10 6) Ln ( W )= ❑ x L/D = = 0,0224 0.85 x 13.8 final W initial W0 W3 Suy ra: W = W = e0,0224 = 1,0226 hay : W =0.9779 final final + Giai đoạn 4: Quá trình chuẩn bị hạ cánh (Descent) trình máy bay hạ dần độ cao xuống Ta ước lượng trình máy bay tiêu nhiên liệu xấp xỉ với trình bay (Cruise) có: W 4=1 W + Giai đoạn 5: Quá trình hạ cánh (LDG) trình máy bay tiếp đất chạy đương bang đến lúc dừng hẳn, ta ước lượng có: W =0.99W Lúc ta có tổng khối lượng nhiên liệu khối lượng nhiêu liệu ban đầu trừ cho khối lượng nhiên liệu tiêu hao sau trình bay là: W f = W −W Hay Wf = Winitial – Wfinal Wf W5 =1− = 0,0221 =1 1,0226 W0 W0 Mà để dự trữ thêm nhiên liệu 8% ta có: Wf W5 W1 W2 W3 W4 W5 =1.08−1.08 =1.08−1.08 ×( ) W0 W0 W W W W3 W Wf  W =1.08−1.08× ( 0.98 ×0.97 × 0.9779 ×1× 0.99 ) =0.086 Thay tỉ số We/Wo, Wf/Wo tìm vào cơng thức (1.1), ta được: Wo Wo= 794,5732 1−0,086−0 , 65 = W c˖W p w w 1˗ f ˗ e w0 w0 3010.665 lb Khối lượng nhiên liệu máy bay thiết kế: Wf Wf =Wo x W = 3010.665x0,086= 258.92 lb Trọng lượng riêng nhiên liệu hàng khơng 5.64 lb/gal Vậy dung dích thùng nhiên liệu: Tank capacity Vtank = wf ρ = 258.92 , 64 = 45,9 gal Phần III: Các thông số hoạt động quan trọng Các thông số quan trọng cần ước tính CLmax , W/S, T/W 3.1 Hệ số lực nâng lớn – CLmax Nhiều dòng máy bay hàng không dân dụng sử dụng biên dạng airfoil cho phần gốc cánh dùng biên dạng airfoil khác cho đầu mút cánh, lý cánh máy bay cần nhiều biên dạng cánh khác vị trí khác để đạt yêu cầu tốt mặt kết cấu khí động học Một số thống kê sử dụng loại airfoil thống kê hình 3.1 Hình 3.1: Nhiều loại máy bay sử dụng loại biên dạng cánh 2D Vì vậy, để đơn giản thiết kế nên bắt đầu chọn airfoil 2D sau: Hình 3.2: Airfoil NACA 2145 Hình 3.3: Airfoil NACA 23012 Hình 3.4: hệ số lực nâng NACA 2415 Hình 3.5: hệ số lực nâng NACA 23012 Dựa theo đồ thị hình 3.4 hình 3.5 ta có hệ số lực nâng airfoil là: Airfoil At the root – NACA 2145 At the tip – NACA 23015 CL,max 1.62 1.8 Giá trị trung bình CL,max cho cánh máy bay là: CL,max trung bình= 1, 62+1 , = 1,71 Trong giai đoạn cất – hạ cánh, máy bay thiết kế thêm cánh tà phẳng để tăng hiệu cho cánh, với cánh tà phẳng 450 hệ số lực nâng biên dạng cánh 2D (CL,max ) tăng thêm lớn cL,max =0,9 lúc cL,max = 0,9+1,71= 2,61 Giả định theo Raymer, máy bay thiết kế tỉ lệ bình diện cánh 3D (aspect ratio) lớn 5, đó: CL,max = 0,9xcL,max = 0,9x2,61= 2,349 (3.3.2) CL,max xét tổng thể cho máy bay, bỏ qua ảnh hưởng thân phận khác 3.2 Tải trọng phân bố cánh - W S Tải trọng phân bố cánh, ta dựa vào: Yêu cầu thiết kế Vstall < 70 mi/h, giá trị , CL, max ước tính công thức (3.3.2) điều kiện mực nước biển p∞ =¿ 0.002377 slug/ ft2 V stall = √ ( ) W mi ft ≤ 70 ≃ 102,667( ) S p ∞ C lmax h s ⇒ W 2 ft ≤102,667 ( ) S p ∞ C lmax s W 102,667 p∞ Clmax ⇒ ≤ S 2 ⇒ W 102,667 0,002377 2,349 ≤ S ⇒ W ≤ 29,4269 (1) S Mặt khác với điều kiện Landing distance: Vận tốc trung bình máy bay trình flare: ft V f =1 , 23.V stall =1 ,23.102 , 67=126 ,28 ( ) s Bán kính đường bay trình flare: R= Vf 126 ,28 = =2476 , 18(ft) , g ,2.32 , Dựa theo quy tắc (rule of thumb) góc tiếp cận θa ≤ 3°, ta giả định góc tiếp cận tối đa là: θ a=3 ° Hình 3.2.1: Góc tiếp cận khoảng flare Độ cao máy bay trình flare: h f =R ( 1−cos ( θ ) ) =2476 ,18 ( 1−cos ( ° ) )=3 , 39(ft ) Quãng đường hạ cánh máy bay cách mặt đất 50 ft: sa = 50−h f 50−3 , 39 = =889 , 37(ft ) tan ⁡(θ) tan ⁡(3 °) Quãng đường trình flare: s f =R sin ( θ )=2476 ,18 sin ( ° )=129 , 59(ft ) Vận tốc lúc hạ cánh VTD không nhỏ jVstall j=1,15 máy bay thương mại N thời gian cho khả lăn tự bánh sau chạm xuống đất, trước áp dụng phanh Ta giả định N=3, μr =0 , v coi T=D=L=0 Ta có quãng đường lăn bánh: W W ,15 W S W S s g= j N + =1 , 15.3 + =65 ρ∞ S C Lmax g ρ∞ C Lmax μr 0,002377 S 2,349 32 , 2.0,002377.2,349 , √ j √ Ta ước tính quãng đường hạ cánh: 800 m = 2624,67 ft Ta có: s total = sa +sg +sf ⇒ s g=2624 ,67−sa −s f =2624 , 67−889 , 37−129 , 59=1605 ,71(ft ) ⇒ W =59 , 85 (2) S Bởi thiết kế khởi đầu máy bay nên chọn giá trị tải trọng nhỏ để tính tốn W Từ (1) (2) ⇒ S =29,4269 Hình 3.2.1: Minh họa trình hạ cánh 3.2 Tỉ số lực đẩy tổng khối lượng máy bay – T/W Để tìm tỉ số lực đẩy tổng khối lượng máy bay – T/W, ta xác định từ Takeoff distance Khoảng cách cần thiết để cất cánh là: ( ) 25 Khi cất cánh, ta giả sử độ lệch cánh tà 20˚ =>∆ C =0.9 45 =0.5 Lmax Tìm C L max mở cánh tà 100 là: C L max=0.9 ( ,5+1.71 ) =1,989 Ta cho lực đẩy động lúc cất cánh lớn nhiều so với lực cản lực nâng quãng đường cất cánh 800m= 2624,67 ft, ta được: 1.44 W 02 1.44 W W S L0= = g ρ∞ S C Lmax (T ) g ρ ∞ S C Lmax S T ⇒ 2624 , 8= , 44 W W 29,4269 =¿ =9,396 32 ,18.0,002377 1,989 T T ⇒ T = =0,106 W 9,396 Phần IV: Xác định thông số máy bay 4.1 Xác định tỉ lệ bình diện cánh – AR Theo tài liệu tham khảo ( “Aircraft Performance Design” chương 8), để ước tính giá trị K phù hợp với giá trị giả định trước (L/D)max là: ⇒( √ L ) = D max CD, K Ta có:  K= CD, 0( L ) D max = =0.077 (0.017)(13.8) Ước tính cho K cho phép ước tính tỷ lệ khung hình AR (aspect ratio), với e (Oswald efficiency) ta xác định sau: 2 CL CL =k 1+ k + =K C L  π e AR π e AR Để phù hợp với hầu hết máy bay chung ta xác định e 0=0.6 , từ ta có: 1  AR= π e K = π (0.6)(0.077) =6.89 ⇒ AR=6.89 Có: AR= b Wo 3010,665 m S= = =102 ,31 (ft ) S W 29,4269 S ⇒ b=√ AR S= √ ,89.102 , 31=26 , 72(ft) Theo thông số ta chọn cánh dạng hình thang Hình 4.1: Minh họa sải cánh diện tích cánh 4.2 Chọn động (tìm lực đẩy cơng suất tối đa) Cơng suất bay leo máy bay, ta xem xét (R/C)max cho động cánh quạt: Mà V(R/C) max tính theo công thức : Ta giả định (R/C)max 1000ft/min= 16,67 ft/s hiệu suất động cánh quạt thường làη pr =0 , 85 Max ⇒ , 85 P 1,155 =16 , 67+¿ 3010,665 13 , ⇒ ,85 P 3010,665 =31,2684 ⇒Pe =1,1.105 lb ft s = 201,366 hp Mặt khác, ta tìm Vmax : √( ( ) 1/ ) TA T A 4.0,017 max 29,4269+29,4269 − W W , 6.6 , 89 ⇒300=( ) 0,002377.0,017 ⇒ ( TW ) max=0,083 A Ta tìm lực đẩy tối đa cho phép là: TA = 0,083.3010,665= 249,815 lb Công suất tối đa động giai đoạn bay (cruise): ft PA = TA Vmax =249,815.300=74944,54 lb s = 136,26 hp Công suất động giai đoạn bay bằng: P e= pA 74944 , 54 ft =¿ = 88170.05 lb , 85 s η =160 hp Lực đẩy động giai đoạn cất cánh là: T TLO = W W0 = 0,106.3010,665= 319,13 lb Và công suất động lúc cất cánh là: PLO = TLO 0,7.VLO = TLO 0,7.(1,2Vstall )=319,13.0,7.1,2.102,667=50 hp Tổng quát thông số để chọn động cơ: Take off: P > 50 hp Rate of climb: P > 201 hp Maximun velocity: P > 250 hp Maximum lift-to-drag raito: (L/D)max = 13.8 Gross-weight: 3012 lb Fuel weight: 260 lb Tank capital: Vtank = 46 gal Wing area: S2 =102,31 ft2 Theo ước tính ban đầu ta chọn cơng suất động theo công suất cần thiết theo công suất maximum velocity P  250 hp Tham khảo động thị trường, ta chọn dòng động Continental O-520 cho máy bay cho cơng suất phù hợp với yêu cầu thiết kế Động Continental O-520