Báo cáo môn học Ổn Định và Điều khiển bay phân tích Đặc tính Ổn Định tĩnh của máy bay navion trong tài liệu của nelson

Yêu cầu đề bài: Phân tích đặc tính ổn định tĩnh của máy bay NAVION trong tài liệu của Nelson.. Đặc tính lực nâng của máy bay NAVION.. Đặc tính lực cản của máy bay NAVION.. Đặc tính ổn đị

ĐẠI HỌC QUỐC GIA TP HỒ CHÍ MINH

ĐẠI HỌC BÁCH KHOA KHOA KỸ THUẬT GIAO THÔNG

BÁO CÁO Môn học: Ổn định và Điều khiển bay

Học kỳ: HK241

Giảng viên: PGS.TS Ngô Khánh Hiếu

Ngày nộp: 22/10/2024

Thành phố Hồ Chí Minh – 2024 Sinh viên thực hiện Mã số sinh viên

Yêu cầu đề bài:

Phân tích đặc tính ổn định tĩnh của máy bay NAVION trong tài liệu của Nelson Trả lời các câu hỏi dưới đây:

1 Đặc tính lực nâng của máy bay NAVION

2 Đặc tính lực cản của máy bay NAVION

3 Đặc tính ổn định tĩnh dọc của máy bay NAVION

4 Vị trí Neutral Point

5 Vị trí FCG trong trường hợp máy bay hạ cánh với hệ số lực nâng phụ thuộc góc tới là 1.0

6 Đặc tính ổn định tĩnh hướng

7 Đặc tính ổn định tĩnh lăn

Dữ kiện đầu bài

Bảng các thông số cần kiểm tra của máy bay Navion

Tóm tắt:

3

2750 1247.379

176 / 53.7674 / 193.56 /

0.158

0.295

1.225 /

cg

o

V ft s m s km h

M

kg m



 







Wing airfoil characteristics Tail airfoil section

0.116

ac

m

0.097(1/ deg)

l

C  Cmac  0.0

5

L

O

0.25

ac

1.0

w

i  

No twist

Reference geomertry Wing airfoil characteristics Tail airfoil section

184 17.094

w

S  ft  m SH  43 ft 2  3.995 m 2

33.4 10.18

w

b  ft  ft lt  16 ft  4.877 m

5.7 1.737

w

c  ft  m

Solution

1 Đặc tính lực nâng của máy bay NAVION:

Tại sea level:

 L=W

2

1

2 o V S C w L m g

      

2

1247.379 9.81

0.4044

1 1 1.225 53.7674 17.09

L

m g

C

V S



Vậy CL  0.404  CL sealevel_  0.41

+Kiểm tra dữ liệu đầu đề:

0.097 deg

l l

wing

C  C   

 

 

Sử dụng phần mềm Autocad nhóm đo được góc quét của cánh: LE wing_ 4.0 (2D)Áp dụng công thức:

1

2 cos 2 cos 4 6.2679

l wing LE wing

C

rad

 



6.2679 0.10939

l wing

 

Vậy ta sử dụng tiếp dữ liệu đề bài cho   1

0.097 deg

l wing

 

 

+ Đánh giá  C L wing

(3D):Ta có công thức như sau

 

1

l

L wing

l w

C C

C AR















(1)

Trong đó:

0.097 0.097 deg

l wing

C

rad

 

 

+ 2 33.42 6.062

184

w wing

w

b AR

S

Thay vào (1) ta được:

4.302 4.44 180

0.097 1

1

6.06

l

L wing

l w

C C

AR





















Từ kết quả tính ta có nhận xét: kết quả khá sát với bảng thông số đã cho, từ đây ta có thể giữ vững kết quả để tính cho các phép tính sau

Ta có công thức thể hiện đặc tính lực nâng cho cánh máy bay như sau:

   

L L w L w oL

C  C  C  (2)

Với: 5 0.0873 

L

0

w

L

C 

   4.302  0.0873 0.3756

o

L w L oL

C   C      

(2) => 0.3756 4.302

w

L

2 Đặc tính lực cản của máy bay NAVION

Ta có công thức thể hiện đặc tính lực cản của máy bay:

2

o

C C  k C (3) Với:

+CD  0.05

0.6 6.06 w

k

e AR

Thay vào phương trình (3) ta được:

0.05 0.0875 0.404

o

D C

0.035

o

D

C

2 0.035 0.0875

3 Đặc tính ổn định tĩnh đọc của máy bay NATION:

Với các kiến thức đã học ta biết được điều kiện để thoả ổn định tĩnh dọc:

0

m

m

dC

C

d

     Tiên quyết

0

| 0

o

C  C  

Kết hợp 2 yếu tố trên ta sẽ được phương trình thoả điều kiện ổn định tĩnh dọc

C C C  

Trong đó :

m CG m w m f m t

2        m m m m 0

C   C   C   C  

 Wing contribution:

Ta có:

m w L w

x x

 

cg ac

x x

c c



 Fusalage contribution:

Do

of

m

C rất nhỏ gần như không đóng góp vào phương trình chính đo đó => 0

of

m

 C m f được ước tính bằng công thức sau:

0

1 36.5

f

w w

S c











    (4) Công thức gần đúng của phương trình (4) là:

0

1 36.5

f

x l

u

x

w w

S c













Sau khi đo đạc và ước tính ta có được:

  1

0.12

m f

C

rad



 Tail contribution:

Ta có công thức tính như sau:

t

d

d







      

  (5)

 C mo t   V C H  Lto   i w i t(6)

Ta tính các thông số cần thiết cho 2 phương trình (5) và (6):

Ta có:

4 4.88 0.657 17.09 1.7374

t t H

w w

S l V

S c

0.03946 6.06

o

L w o

w

C

rad AR



 

0.45176 6.06

L w w

C d





2 2

1

1 2

t t w w

Q V







Nhóm đo được bt  4.051 m, LE tail_ 12

2 cos 2 cos 12 6.1459 0.1072

deg

l t LE tail

C

rad



 Đề cho   1

0.01 deg

l t

C   

 

  là sai

3.7572 6.1459

1

l t

L t

l t t

C C

rad C

AR e











 

 



 

Thay các thông số vào phương trình (5) và (6) ta được:

180

(6) m H L 1 1 0.657 3.7572 1 0.45176 1.3533

d







Sau khi có các thông số cần thiết ta thay vào phương trình sau:

m CG m w m f m t

kiện)

0.1936 0.12 1.3533 1.03972 0

rad

 

  (thoả mãn điều

kiện)

Vậy tại CG hiện tại = 0.295cw

0.08438 1.03972

4 Vị trí Neutral Point:

Ta có công thức xác định vị trí neutral point như sau:

L

c  c  dC (7) Lấy CL  CL w

1.03972 4.3023

m m

C dC







Thay các thông số cần thiết vào phương trình (7) ta được:

1.03972

4.3023

L



0.5366 NP

5 Vị trí FCG trong trường hợp máy bay hạ cánh với hệ số lực nâng phụ thuộc góc tới là 1.0

Ta có công thức :

C  C  C    C  

Với kiến thức đã học ta biết được e có 1 giới hạn là: 20downe  20 up

Trong trường hợp hạ cánh e up_ max 20

Đồng thời nhóm đo được và có tỉ lệ sau:

0.41 elevator

tail

C

 Tra bảng được e  0.61

Thay các thông số vừa tìm được ta có elevator control power:

Ta lại có

t

L

dC dC d

C

dC



1 3.7572 0.61 0.5364 17.09

t

L

dC

 

Sau khi có  C m eta thay vào phương trình (8):

0

1

0 0.084

8

L

dC dC



0.61

m

L FCG

dC



Ở e upmax,   20 và tại vị trí FCG, ta có vị trí giới hạn trước là:

0.5366 0.61 0.0733

L FCG

0.0733

FCG

Câu 6:

The contribution of the wing to directional stability usually is quite small in comparision to the fuselage, provide the angle of attack is not large The fuselage and engine nacelles, in general, create a destabilizing contribution to directional stability The wing fuselage contribution con be calculated from the following emperical expression taken from [2.7]:

B

fs f

w

S l

S b

 

Where kn = an emperical wing-body interference factor that is a function of the

fuselage geometry

kRl =an emperical wing-body interference factor that is a function of the

fuselage Reynolds number

Sfs = the projected side area of the fuselage

Lf = the length of the fuselage

Solution:

6 5

53,7674 8,7241

1, 46 10

f y

V l













Tra Reynolds number correction factor  kRl  1,65

 

2,6234

0,3 8,7241

8,7241

8,7609 8,6835

1, 2608

1, 25996 0,7942

1,3239

1,12184 1,6131

m m f f fs

f

f

x l l S

W h





Tra 2.29, kn 0,0015

,

8,6875 8,7241 180

17,09 10,18

n fw

C 









 

/4

2

1, 0125 4,718

0,02746 17,09 10,18

2

1 cos

1, 0125

0,6228 17,09

1,6131

1 cos 2 1,131

1, 2

1, 0125

w

c W

o

v

d

S l V

Sb

S

AR d

AR

 

















 

 

,

, ,

,

634

5,7837

2,3538 5,7837

1 1

1, 2634 1

1, 0397 0,02746 2,3538 0,0672

1

o l

l L

l W n

C

C C

C

C























Câu 7: Ảnh hưởng của góc vẫy (dihedral angle) đến rolling moment:

 

2

w w

S b



Trong đó:

8 o

  dihedral angle

2

17,09

w

S  m diện tích cánh

10,18

w

b  m chiều dài sải cánh

 1

4,302

L

C  rad

 

c y : dây cung cánh theo chiều sải cánh theo hàm

2

r

b



    

     

Với  0,54và dây cung cánh tại gốc cánh là cr  2,195 m

2

5,09 0

1

2

0,54 1

1 0,136

b

l

w w

o

b

S b

rad

y ydy

rad











 





*Ảnh hưởng của thân máy bay đến rolling moment:

- Theo ước tính (từ Roskam), đối với cấu hình thân với cánh thấp (low wing) làm giảm

180

0,0006 0,0006

o

l f



*Ảnh hưởng của đuôi đứng đến rolling moment: , V V , 1





Trong đó:

1,173 ; 17,09 ; 1,67 ; 10,18

 

 

,

, ,

,

2

2 cos 2 cos 22

2 cos 22

2,361

2 cos 22

1,131

1 1,0125

V

o

o

l V

l V w

C

C C

C

AR e



















Hệ số tail efficiency:

 4,

1 cos

V

w

c w

S

z

AR d









Với ,

4 2 , o 0, 6228 , 1,6131 , AR 6,06

 

,

1,0125 1,0125 1,67 3, 273 0,724 3,06 17,09 0, 4 0,6228 6,06

1 0,0427

C

rad







*Rolling moment:

180 0,136 0, 0006 0,0427 1

0,144

rad

 