Đ Ề tà i thiết kế tàu bay theo tiêu chí yêu cầu

Tối ưu hóa trọng lượng tàu bay : nắm bắt và ứng dụng tốt về tác động của các lực tác dụng lên tàu bay có thể giúp các nhà thiết kế, kỹ sư vậdn dụng triệt để hiệu suất, khiến trọng lượng

GIỚI THIỆU

Lý do chọn đề tài

Thiết kế tàu bay đóng vai trò quan trọng trong khả năng bay của nó; một thiết kế tối ưu không chỉ đảm bảo an toàn khi hoạt động mà còn đáp ứng hiệu quả nhu cầu thị trường.

Việc hiểu biết về thiết kế tàu bay và ứng dụng chính xác các số liệu là một yếu tố quan trọng trong ngành hàng không, giúp kỹ sư phát triển những kỹ năng phân tích thiết yếu.

+ Những ứng dụng điển hình của nghiên cứu thiết kế tàu bay :

1 Tối ưu hóa trọng lượng tàu bay : nắm bắt và ứng dụng tốt về tác động của các lực tác dụng lên tàu bay có thể giúp các nhà thiết kế, kỹ sư vậdn dụng triệt để hiệu suất, khiến trọng lượng tàu bay giảm từ đó tiết kiệm nhiên liệu…

2 Tăng độ ổn định cho tàu bay : hiểu rõ thiết kế tàu bay giúp nhà nghiên cứu xác định được các thông số ( trần bay, tốc độ leo, …) và từ đó có thể đưa ra các lựa chọn hợp lý ( công suất động cơ cần thiết để cất cánh, biên dạng cánh phù hợp với tải trọng…)

Mục tiêu nghiên cứu

- Sử dụng thành thạo được các kiến thức đã học để có thể thực hiện bài nghiên cứu hiệu quả.

Nắm bắt và áp dụng các đặc tính của lực tác động lên máy bay là rất quan trọng để dự đoán hiệu suất của lực nâng trên cánh và lực cản trong quá trình cất cánh và hạ cánh Việc hiểu rõ những yếu tố này giúp đảm bảo tính khả thi và an toàn cho hoạt động bay của tàu bay.

Hiểu rõ các vấn đề liên quan đến cánh máy bay là rất quan trọng để giảm thiểu rủi ro từ những hiện tượng không mong muốn, từ đó nâng cao tính ổn định và an toàn cho chuyến bay.

- Hỗ trợ nghiên cứu cánh tàu bay tốt hơn và khắc phục nhược điểm từ những số liệu cũ.

Đối tượng và phạm vi nghiên cứu

Nghiên cứu này tập trung vào tàu bay phục vụ du lịch từ Sài Gòn đến các vùng lân cận Phạm vi nghiên cứu bao gồm các tàu bay hạng nhẹ, có khả năng hoạt động trong bán kính 500km, chở tối đa 6 hành khách cùng 1 phi công, với yêu cầu đường băng tối thiểu 800m.

Phương pháp nghiên cứu

+ Nghiên cứu theo số liệu và giả thuyết cho sẵn với phương pháp định lượng từ công thức và kiến thức đã học.

CƠ SỞ LÝ THUYẾT

Các khái niệm lý thuyết liên quan đến vấn đề nghiên cứu

Air density ( ρ) : khối lượng riêng không khí ( Kg/m 3 ).

Pressure ( P ) : áp suất , có đơn vị

Reynolds numbers ( Re ) : Tỷ số giữa lực quán tính và độ nhớt trong quá trình của dòng chảy.

Liff ( L) : Lực nâng của tàu bay ( N ).

Liff force coefficient ( C L ): hệ số lực nâng.

Drag ( D ) : Lực cản của tàu bay ( N ).

Drag force coefficient : hệ số lực cản.

Zero-lift drag coefficien ( C D,0 ): hệ số lực cản khi lực nâng bằng 0.

Oswald efficiency factor ( e ) : hệ số hiệu chỉnh lực cản.

Propeller efficiency ( η ) : hiệu suất cánh quạt.

Vận tốc (V) là chỉ số quan trọng trong ngành hàng không Trọng lượng tổng (Wg/W0) hay còn gọi là trọng lượng thô, là tổng khối lượng của tất cả các thành phần làm tăng tổng khối lượng của tàu bay, bao gồm trọng lượng của phi hành đoàn, nhiên liệu và hàng hóa.

Crew Weight ( W C ) : Là tổng trọng lượng của phi hành đoàn bao gồm cả hành lí của họ.

Paylot Weight ( W p ) : là trọng lượng tải thương mại, bao gồm tổng trọng lượng của hành khách và hành lý của họ

Empty Weight ( W e ) : trọng lượng rỗng hay trọng lượng mà chỉ tính duy nhất máy bay khi không có nhiên liệu.

Fuel Weight ( W f ) : trọng lượng nhiên liệu của tàu bay.

S LO : quãng đường cất cánh Hourse Power : mã lực

V stall : vận tốc tối thiểu để không bị thất tốc

2.2 Các phần mềm/ công cụ hỗ trợ sử dụng trong đề tài

+ Công cụ hỗ trợ đề tài : Laptop/ máy tính cá nhân, các vật dụng để tính toán ( máy tính casio 580, …).

CÁC TÀI LIỆU TRÍCH DẪN TRONG BÀI NGHIÊN CỨU

Hình 1 : https://lms.vaa.edu.vn/pluginfile.php/158953/mod_resource/content/

Hình 2: https://lms.vaa.edu.vn/pluginfile.php/158953/mod_resource/content/0/

Hình 3: https://aeropedia.com.au/content/piper-pa-32-cherokee-six/

Hình 4: https://lms.vaa.edu.vn/pluginfile.php/158951/mod_resource/content/0/

Hình 5: http://airfoiltools.com/polar/details?polar=xf-naca747a315-il-500000 Hình 6: https://lms.vaa.edu.vn/pluginfile.php/158953/mod_resource/content/0/ Aircraft_Performance_Lecture8.pdf

Hình 7 : https://lms.vaa.edu.vn/pluginfile.php/158953/mod_resource/content/0/ Aircraft_Performance_Lecture8.pdf

Hình 8 : http://airfoiltools.com/polar/details?polar=xf-naca0015-il-500000 Hình 9 : https://lms.vaa.edu.vn/pluginfile.php/157473/mod_resource/content/0/ Aircraft_Performance_Lecture3.pdf

Hình 10 : https://lms.vaa.edu.vn/pluginfile.php/158951/mod_resource/content/0/ Aircraft_Performance_Lecture6.pdf

Hinh 13 : https://www.vikingaircraftengines.com/viking-150-engine

Hình 14 : https://www.grc.nasa.gov/www/k-12/VirtualAero/BottleRocket/airplane/ geom.html

Hình 18 : https://lms.vaa.edu.vn/pluginfile.php/158950/mod_resource/content/ 0/Aircraft_Performance_Lecture5.pdf

Hình 25 : https://slideplayer.com/slide/3853351/13/images/7/Stall+Velocity+The+velocity +at+stall%2C+Vstall%2C+occurs+at+CLmax.jpg

Hình 29 : https://lms.vaa.edu.vn/pluginfile.php/158951/mod_resource/content/0/Aircraft_Performance_Lecture6.pdf

Hình 30 : https://www.flyingmag.com/the-nostalgic-adventure-of-the-piper- cherokee-six/

Hình 31 : https://africair.com/aircraft/beechcraft-bonanza-g36/

Hình 37 : https://vi.wikipedia.org/wiki/L%C3%A0m_tan_b%C4%83ng#/media/T%E1%BA

37B_aircraft_transporting_Army_Chief_of_Staff_Gen._Raymond_T._Odierno,_g ets_de-iced_before_it_departs_Joint_Base_Elmendorf-Richardson,_Alaska.jpg

Hình 39 -40 : https://lms.vaa.edu.vn/pluginfile.php/158950/mod_resource/content/0/

BÀI THIẾT KẾ TÀU BAY

Các vấn đề chung xung quanh đề tài

Vấn đề được đặt ra :

1 Máy bay bay phục vụ du lịch từ Sài Gòn đến các tỉnh lân cận trong bán kính

500 km, có thể kết hợp giữa dịch vụ vận chuyển và dịch vụ ngắm cảnh từ trên cao.

2 Số lượng phi hành đoàn bao gồm 1 phi công

3 Số lượng hành khách là 6

4 Máy bay sử dụng động cơ piston và cánh quạt để tạo lực đẩy

5 Đường băng cho máy bay nhỏ ở sân bay đến và đi được giới hạn là 800 m.

Tổng trọng lượng ước tính :

- Tàu bay tải được 1 phi công và 6 hành khách

- Gỉa sử mỗi hành khách nặng trung bình 65kg và 15kg hành lý. Để tính được tổng trọng lượng tổng ( Initial weight) ta tính theo công thức sau : và

Vậy tổng trọng lượng của phi hành đoàn là :

 Wc = c x ( 65 + 10 ) x 9.81 ( với c là số lượng phi hành đoàn)

Tương tự ta có tổng trọng lượng tải thương mại ( Payload ) :

 Wp = p x ( 65 + 10 ) x 9.81 ( với p là số lượng hành khách và hành lý )

W p = 4414.5 ( N ) Đối với tỉ lệ giữa trọng lượng khô trên tổng trọng lượng

( W e /W 0 ) để có thể rút ngắn thời gian thiết kế và đơn giải hóa hơn ta có thể tham khảo từ các dữ liệu được ghi nhận trong quá khứ :

Hình 2 : Ratio of Empty W & Initial W

Trong bài nghiên cứu này, chúng tôi chọn máy bay Piper Cherokee, cụ thể là mẫu PA-32-3M, là loại máy bay một động cơ, có thiết kế đặt động cơ ở phía mũi và đủ chỗ ngồi cho 6 hành khách.

Piper PA-32 là một loại máy bay một động cơ piston với cánh quạt tạo lực đẩy, có công suất động cơ dao động từ 150 đến 235 mã lực, tương đương với 112 đến 175 kW.

Wikipedia ), với tỉ lệ W e /W 0 xấp xỉ 0.58.

 = 0.58 Đối với tỉ lệ giữa trọng lượng nhiên liệu trên trọng lượng tổng ( W f /W 0 ) ta có thể dựa vào công thức tính tầm bay tối đa như sau :

Để đạt được tầm bay tối đa, tỷ số lực nâng trên lực cản (CL/CD) cần đạt giá trị tối đa Để xác định CL/CD một cách dễ dàng, chúng ta sử dụng cánh NACA 747A315 với số Reynolds là 500.000, theo dữ liệu từ trang Airfoil Tools.

Từ số liệu đã cho ta trên từ cánh NACA 747A315, quan sát thấy tại α = 17.75 o thì

CL = 1.1789 đạt giá trị tối đa sau đó bắt đầu mất ổn định và giảm dần, cùng lúc đó

CD tăng dần cho thấy rằng CL tại góc α đạt giá trị tối đa, sau đó xuất hiện hiện tượng thất tốc (Fall) trong quá trình trở về.

Theo giả thuyết đã được thiết lập, SFC sẽ nằm trong khoảng từ 0.4 đến 0.7 Bài nghiên cứu sẽ chọn SFC là 0.65 Do SFC đang ở hệ đơn vị khác (lb/hp/h), cần phải chuyển đổi đơn vị để phù hợp với công thức (N/W/s).

Sử dụng công thức tầm bay tối đa với các tham số η = 0.85, Cl,max = 1.1789, Cd = 0.08408 và R = 500.000m, ta có thể tính toán tỷ lệ giữa trọng lượng tổng ban đầu và trọng lượng cuối cùng.

Nghịch đảo tỉ lệ này ta được tỉ lệ giữa trọng lượng cuối ( trọng lượng khi bình xăng rỗng ) và trọng lượng ban đầu :

Tỉ lệ 0.9558201845 thể hiện mối quan hệ giữa trọng lượng cuối cùng và trọng lượng ban đầu của máy bay Điều này có nghĩa là trong quá trình bay, tỉ lệ trọng lượng nhiên liệu (Fuel Weight) sẽ bị tiêu hao.

Thế Wf vừa tìm được vào công thức trọng lượng tổng ban đầu (2) :

Vì để an toàn cũng như đảm bảo cho chuyến đi xảy ra thuận lợi, bài nghiên cứu sẽ tăng dung tích bình xăng lên thành W f = 605.41 + 130.09 = 735.5 (N) = 75kg

Vậy các thông số lúc này sẽ thành :

= 1.0561539 Ước tính tỉ lệ giữa lực nâng và lực cản tối đa ( L/D ) max

Tỉ lệ giữa lực nâng và lực cản (L/D) là yếu tố then chốt trong thiết kế và ước tính thông số máy bay, thể hiện sự cân bằng lực Tỉ lệ cao cho thấy khả năng nâng lớn, giúp máy bay bay xa và hiệu quả hơn, trong khi tỉ lệ thấp dẫn đến tiêu thụ nhiên liệu cao và tầm bay hạn chế Do đó, việc ước tính tỉ lệ này là cần thiết Để nhanh chóng nghiên cứu thông số, chúng ta ưu tiên sử dụng các thông số đã được tính toán trong quá khứ, như tỉ lệ (L/D)Max của máy bay Beechcraft Bonanza, một mẫu máy bay một động cơ tương tự như PA-28.

Ước tính các thông số hoạt động then chốt

a) Hệ số lực nâng tối đa C L,max trên cánh Để tìm thông số CL,max có thể dựa vào các giả thuyết sau :

- Theo như giả thuyết đã học, nếu như tỉ lệ đạt giá trị tối đa thì CD,o = CD,i , vậy ta có thể suy ra CD = 2CD,i

- Điều kiện để có CL,max thì hay tỉ lệ bình diện cánh phải lớn hơn 5 ( AR>5) tại slide 22 lecture 8

- Cho Cd,o chạy từ giá trị 0.027 – 0.032, ta lấy giá trị bằng 0.032

Tiếp tục dùng CL vừa tìm được để tìm tỉ lệ bình diện cánh :

Dựa trên dữ liệu hiện có, có thể tạm kết luận rằng AR lớn hơn 5 và giả thuyết CL,max bằng 0.9Cl,max là khả thi Hơn nữa, nếu hệ số lực nâng CL tăng, thì tỉ lệ bình diện cánh cũng sẽ tăng theo.

Bài nghiên cứu sẽ tập trung vào cánh có số C > 0.8832 và lựa chọn thêm cánh tà dạng Plain Flaps để tối ưu hóa hệ số lực nâng tối đa, từ đó tiết kiệm chi phí Theo tài liệu của J D Anderson trong sách "Aircraft Performance Design" trang 406, khi mở Plain Flaps với góc lệch 45 độ, hệ số lực nâng sẽ tăng thêm 0.9, giả thuyết này cũng được áp dụng trong nghiên cứu này.

Hình 8 : J D Anderson - Aircraft Performance Design

Từ bảng thông số bên dưới, chọn Cl,max tại R = 9.10 6 ta được Cl,max ước tính rơi vào khoảng 1.72

 Cl.,max = 1.72 + 0.9 = 2.62 ( với cánh tà mở ra góc 45 o )

 C L,max = (1.72 + 0.5) 0.9 = 1.998 ( khi cất cánh, cánh tà góc 20 o ) b) Ước tính tỉ lệ ( Wings Loading ) :

Tải trọng cánh là một yếu tố quan trọng ảnh hưởng đến trọng lượng tổng thể và khả năng cất cánh của máy bay Để xác định diện tích cánh, cần áp dụng công thức tính vận tốc stall tại mực nước biển.

Vstall ước tính khoảng 108 km/h = 30 m/s. ρ∞ = 1.225 kg/m 3 tại mực nước biển.

CL,max = 1.998 ( giả sử đang cất cánh )

Thế vào phương trình để tìm S :

Sau khi đã tính được S, ta dễ dàng suy luận ra W/S là :

Tỷ lệ giữa lực đẩy (Thrust) và trọng lượng được gọi là tỷ lệ đẩy Để tính toán tỷ lệ này, trước tiên cần xác định lực đẩy T bằng công thức khoảng cách cất cánh tối đa.

Với yêu cầu từ đường băng giới hạn 800m từ đề bài => SLO = 800m.

Thế vào công thức bằng những số liệu tính ở trên :

Công suất động cơ là yếu tố quan trọng giúp máy bay cất cánh và bay, và nó phụ thuộc vào nhiều yếu tố như diện tích cánh và chiều dài đường băng Để lựa chọn động cơ phù hợp cho máy bay, cần tính toán thông số này bằng công thức cụ thể.

 Vì lý do an toàn nên vận tốc cất cánh sẽ lớn hơn 20% so với Vstall , với Vstall 30 m/s Vậy ta có VLO = 1.2Vstall  V LO = 1.2 30 6 m/s.

Khi cất cánh, vận tốc V∞ sẽ nhỏ hơn 30% so với VLO do hai vận tốc này có hướng ngược nhau Nếu V∞ lớn hơn hoặc bằng VLO, máy bay sẽ không thể thực hiện cất cánh.

Vậy công suất cần thiết tối thiểu để cất cánh :

Pr = Tr V∞ = 1143.1 25.2 = 28806.12 (N) = 38.6 hp Đây là công suất cần thiết tối thiểu để cất cánh.

Xác định công suất qua tốc độ leo :

Bài nghiên cứu chọn R/C tối đa mong muốn là 6.5 m/s

 P 1 = 118723.269 W = 118.723 kW = 159.146 hp Đây là công suất tối thiểu để leo 1 cách an toàn.

Xác định công suất cần để cất cánh :

Với hiệu suất cánh quạt η = 0.85, ta có : η =  0.85  P = 139655.728 (N.m/s) or (W).

Công suất yêu cầu tối thiểu của động cơ để cất cánh và leo an toàn là 139.674 kW (187.2 hp) Để đảm bảo khả năng cất cánh, công suất trang bị trên động cơ cần phải lớn hơn hoặc bằng hai giá trị công suất đã nêu, tức là PA > P1, P2.

Công suất cần để cất cánh P2 33.551kW = 187.2 hp

Công suất cần để leo an toàn P1 121.701kW = 159.146 hp

Từ 2 thông số trên, ta cần chọn công tối thiểu 187.2 hp, để an toàn bài nghiên cứu sẽ chọn động cơ có công suất 235hp, thuộc dòng Lycoming 540 Series với công suất từ 235 hp.

Tiêu đề	Thiết Kế Tàu Bay Theo Tiêu Chí Yêu Cầu
Tác giả	Đinh Trung Hiếu
Người hướng dẫn	Nguyễn Vinh Quang
Trường học	Học viện hàng không Việt Nam
Chuyên ngành	Kỹ thuật hàng không
Thể loại	Báo cáo đồ án
Năm xuất bản	2024
Thành phố	Thành phố Hồ Chí Minh

Định dạng
Số trang	68
Dung lượng	4,55 MB