DEMO

 

 – 

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

1

Họ tên  Nguyễn Hồng Sơn (Nhóm trưởng)

Mã số SV

Đánh giá của nhóm trưởng

Nhiệm vụ thực hiện Đặt vấn đề, ước tính khối lượng,

thông số hoạt động, xác định thông 1951200038 số máy bay. Tính power available, maxium velocity, trình bày ra word

Phối hợp:9đ Kiến thức:9đ Kỹ năng:9đ Đúng hạn:9đ Tổng điểm:9đ

2

 Nguyễn Công  Nghĩa

Đặt vấn đề, ước tính khối lượng, thông số hoạt động, xác định thông 1951200043 số máy bay. Tính quãng đường hạ cánh, Vstall,Wing load W/S, trình bày ra word

Phối hợp:9đ Kiến thức:9đ Kỹ năng:9đ Đúng hạn:9đ Tổng điểm:9đ Phối hợp:9đ

3

Đào Đứ Đức H Huuy

Đặt vấn đề, ước tính khối lượng, Kiến thức:9đ thông số hoạt động, xác định thông 1951200002 số máy bay. Tính T/W, quãng đường Kỹ năng:9đ hạ cánh, rate of climb, vẽ kĩ thuật, Đúng hạn:9đ trình bày ra word Tổng điểm:9đ Phối hợp:9đ

4

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 ra 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 và 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

1

 Nguyễn Hồng Sơn

1951200038

2

 Nguyễn Công Nghĩa

1951200043

3

Đào Đức Huy

1951200002

4

Văn Đình Bảo Khang

1951200015

Điểm chữ  

Ngày …. tháng …. năm … Giáo viên chấm bài (ký và ghi họ tên)

 

Giới thiệu

Ở Việt Nam, khi mức sống của người dân tăng dần và nhu cầu du lịch, đi lại cũng ngày càng cao. Các phương tiện giao thông nói chung và hàng không nói riêng cũng cần được phát triễn hơn nữa để phục vụ các nhu cầu đó. Các loại máy bay, phi cơ tư nhân nhỏ gọn ngày càng được sử dụng nhiều hơn. Thông qua đề bài cuối kỳ của môn Tính năng tàu bay, nhóm chúng tôi nghiên cứu và thiết kế một chiếc máy bay piston cánh quạt kích cỡ nhỏ.  Nhằm mục đích hoàn thành bài kiểm tra cuối kỳ và với đó là nâng cao kiến thức của bản thân. Do chỉ nghiên cứu trên cơ sở lý thuyết nên kiến thức còn hạn chế,  bài làm có thể còn nhiều thiếu xót. Nhóm chúng tôi mong được góp ý để hoàn thiện kiến thức hơn.

1

 

Phần 1: Đặt vấn đề Các thông số yêu cầu ban đầu: - Máy bay sử dụng dụng động động cơ piston piston và cánh cánh quạt quạt để tạo lực đẩy - Quãn Quãngg đường đường:: 700 km km = 2 296 587 587 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 đoàn đoàn:: 1 (p (phi hi cô công ng)) - Số lư lượng hà hành kh khách: 4 - Tốc độ trung trung bbình ình tối đa khi khi bay bằng: bằng: 366 366.7 .7 ft/s ft/s - Trần bay: 25000 ft ft - Tốc Tốc độ độ leo leo ở 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

2

 

Phần 2: Ước tính khối lượng máy bay Khối lượng ban đầu của 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 dưới đây [1]:

của tỉ lệ We/Wo  Hình 1: Sự thay đổi của

Ta chọn

W e W 0

 = 0.63 (1)

Đầu tiên, ước tính mỗi người nặng khoảng 65 kg (143 lb) và hành lí mỗi người mang theo khoảng 15 kg (33 lb): W c =143 lb  (2)

3

 

W  p =( 4 × 143 ) + ( 5 × 33 )=737 lb (3)

Tiếp theo, ta tính toán tỉ lệ

W f  W 0

 (khối lượng nhiên liệu trên khối lượng ban đầu)

 Hình 2: Năm giai đoạn của quá trình bay

Dựa trên quá trình bay ta chia được 5 giai đoạn tiêu thụ nhiên liệu: Giai đoạn 0-1: Cất cánh. Máy bay chạy khởi động và chạy trên đường băng. Có thể thấy tiêu tốn rất nhỏ, ta ước lượng: W 1= 0.98 W 0

Giai đoạn 1-2: Giai đoạn leo. Máy bay tiêu tốn nhiều hơn nhiên liệu ở giai đoạn 0-1, ta ước lượng: W 2= 0.97 W 1

Giai đoạn 2-3: Giai đoạn bay bằng. Ta áp dụng Beguet’s formula cho động cơ 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 có thể chọn theo bảng sau:

 Hình 3: Tỉ lệ Lift-to-drag max

4

 

Chọn  L / Dmax = 14.2 Với Range: R = 2 296 588 ft (700km), lúc này: 0.85

R=

( ) = 2 296 588

 ×14.2 ×ln

0.4 550 × 3600

  W 

W 2 W 3

→ W  W   = 1.0391   W   = 0.96 2

3

3

2

Giai đoạn 3-4: Giai đoạn chuẩn bị hạ cánh, máy bay hạ độ cao dần xuống. Ta giả định nhiên liệu tiêu tốn bằng nhau với tại nút số 3. W 4=1 W 3

Giai đoạn cuối cùng 4-5: Giai đoạn hạ cánh, ta giả sử nhiên liệu tiêu tốn: W 5 =0.99 W 4

Lúc này ta có: W f  ¿ W  −W   (Khối lượng nhiên liệu bằng khối lượng ban đầu trừ đi cho khối lượng đã tiêu tốn sau quá trình bay) 0

 

W f  W 0

= 1−

W 5 W 0

5

. 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) và (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 1 −0.1023− 0.63

=3287.26 lb Wf 

Ở đây suy ra được khối lượng nhiên liệu: W f  = W 

W 0 =

336.28 lb

0

Trọng lượng riêng của nhiên liệu hàng không là 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 5

 

Phần 3: Ước tính các thông số hoạt động then chốt 3.1 Hệ số C 

 L ,max

Dựa theo đồ thị giữa hệ số lực nâng c l và góc tấn α của airfoil NACA 23012 ta chọn được: c l,max= 1.8 tại

góc tấn bằng 18 độ

củaa NACA 23012  Hình 4: Hệ số clmax củ

Cánh tà khi đưa ra lệch một góc 45 độ làm tăng thêm hệ số lực nâng (airfoil) [1]. ∆ ( cl ,max ) =0.9 . Lúc này c l,max=1.8 + 0.9=2.7 Cuối cùng để tính toán ảnh hưởng 3 chiều của tỉ lệ khung hình hữu hạn (finite aspect ratio) Raymer đề nghị với AR > 5 thì [1]: C  L ,max =¿ 0.9c l,max=¿  0.9×2.7 ¿  2.43

6

 

3.2 Tỉ lệ khối lượng trên diện tích cánh

W  S

 Ta có công thức: V stall =

√

  2 W 

 ρ∞ S C  L, max

 CITATION Joh16 \l 1033 [2]

3

Với  ρ∞ =0,002377 slug/ ft  2 W   ρ∞ C  L,  L, max V stall    =¿    với V stall   ≤ 102.7 S 2

ft/s (giả luận). LấyV stall  lớn nhất = 102.7

ft/s. 2

Suy ra:

W  0.002377 × 2.43 × 102.7   lb =30.46 2    = S 2 f t 

(*)

Tiếp theo, khi chuẩn bị hạ bánh xuống đường băng. Dựa theo quy tắc (rule of   CITATION TION Joh10 \l 1033 [1],ta [1] ,ta chọn tối đa θ a=3°. thumb) là góc tiếp cận θ a ≤ 3°  CITA Qua trình bay (flare) có vận tốc trung bình:

 Hình 5: Góc tiếp cận và khoảng (flare) V f  =1.23 V stall =1.23 × 102.7=126.32 ft / s (1)

Phương trình bán kính R kính R trong suốt quá trình (flare): 2

R=

2 V f    126.23 = =2474 ft   0.2 g 0.2 × 32.2

(2) ; g = 32.2 ft/s

2

7

 

 Hình 6: Quá trình hạ cánh

Với chiều cao h f  trong khoảng cách (flare): o

h = R ( 1 −cos θ ) =2474 × ( 1−cos3 )=3.39 ft  (3) f 

a

50 −h

Từ (1), (2) và (3) suy ra: Khoảng cách tiếp cận sa = tan θ f  =

50 −3.39

a

  =889 ft 

o

ta tan n3

Khoảng cách (flare) sf = R sin θ f . Khi θ f =θ a thì o

sf  = R sin θa = 2474 × s ∈ 3 =129 ft 

Bây giờ, vận tốc lúc chạm đất V TD không nên bé hơn  j V stall với j =1.15 cho máy  bay thương mại. Thời gian trên quãng đường (free-roll) ngay sau khi máy bay chạm đất, ta lấy N = 3s và hệ số ma sát trên đường băng lát đá (paved surface)  μ= 0.4. Khoảng cách lăn bánh sau khi chạm đất s g là: s g= jN 

√

  2 W 

1

 ρ∞ S C  Lmax

W   j ² (   ) S

+ g ρ∞ ( C  Lmax ) [

(  )

 T rev  D  L   +  + μr 1 − ] W  W  W  0.7 V 

 TD

với g= 32.2 ft/s

2

Giả định lúc hạ cánh T = D = L = 0 (lb), rút gọn công thức: W   j ² (   ) S   2 W  1 s g= jN  +  ρ∞ S C  Lmax g ρ∞ ( C  Lmax ) μr

√

8

 

 

s g=1.15 × 3 ×

   s g=¿ 64.2

√

√

W  S W  1 + S 2.43 32.2 × 0.002377 × 2.43 × 0.4 1.15²

 

2

0.002377

(  )

W   W    + 17.7 S S

Theo giả luận ban đầu, ta cho quãng đường hạ cánh stotal= ¿2000 ft stotal= s a+ s f  + s g    s g= stotal− s a− sf  =2000 −889−129 =¿982

Suy ra: 64.2 

√

ft

W   W    + 17.7   =982 ft  S S

  W    lb   =34.25 2  (**) S f t 

Từ (*), (**) để đảm bảo an toàn khi hạ cánh hơn nên ta chọn 

S=

W   =30.46   lb 2 S f t 

Diện tích cánh là:

  W 0 W   // S

=

3.3 Tỉ lệ lực đẩy trên khối lượng

3287.26 30.46

=107.92 ft 2

T  W 

 Hình 7: Quãng Quãng đường cất cánh

Khoảng cách chạy đà để cất cánh: 9

 

1.21

s g=

W  S

g ρ ∞ C  L ,max

T  W 

Ở đây C  L ,max  phải được tính toán lại. Để phù hợp với điều kiện cất cánh, cánh tà 25

chỉ lệch 20 độ (khi hạ cánh lệch 45 độ). Với góc lệch mới CITATION Joh 10 ¿ 1033 [ 1 ]. Lúc

∆ ( cl ,max ) =0.9

này:

( ) 45

=0.5

 ∆ ( cl ,max ) =1.8 + 0.5 =2.3  C  L ,max =0.9 c l,max =0.9 × 2.3 =2.07

Với giá trị C  L ,max mới. Suy ra: 1.21

s g=

W  S

g ρ ∞ C  L ,max T  W 

1.21 × 30.46

 

=

= 232.62  (1)

32.2 × 0.002377 × 2.07 ×   T 

W 

T  W 

 Hình 8: Các vận tốc tại phần phần cất cánh

Khi T thay đổi theo vận tốc ở máy bay cánh quạt. Tỉ lệ

T   tại W 

vận tốc V ∞ =0.7 V  LO

với V  LO=1.2 V stall. V stall =

√

  2 W 

 ρ∞ S C  L, max

=

√

  2 × 30.46 0.002377 × 2.07

=113 ft / s

Bán kính đường bay: 10

 

2

R=

6.96 V stall

g

 

2

× = 6.96 113 32.2

=2760 ft 

Góc đường bay (included flight path angle):

 Hình 9: Góc và bán kính cất cánh

(  ) với  là chiều cao (to clear a 50-ft obstacle), = ¿  ( − )= −1

θOB =cos

 θOB

1−

hOB

−1

cos

hOB

 R

1

  50

2760

hOB =50 ft 

10.92 °

Khoảng cách vừa rời khỏi mặt đất, trên không: sa = Rsin θOB= 2,760 × sin10.92 ° =522.84 ft  (2)  (2)

Từ (1), (2). Ta có: 232.62

sa + s g=2300 =¿ 

(  )  T  W 

Hoặc  T

= 0.7 V  LO

T  W   

+522.84

232.62

2300

−522.84  = 0.13

= 0.13 × 3287.26 =427.34 lb , với W = W 

Đây là giá trị của

0

T  tại W 

vận tốc V ∞ 11

 

V ∞ =0.7 V  LO= 0.7 ( 1.2 V stall )=0.7 × 1.2 × 102.7 = 86.268 ft / s

Công suất yêu cầu để máy bay có thể cất cánh: Tại vận tốc này, công suất yêu cầu để cất cánh với W  =3287.26 lb  là: 0

 P R= TV ∞ =

 lb 4   W 0 V ∞= 86.268 × 3287.26 × 0.13 =3.686 × 10 ft . s W 

 T 

Mà công suất yêu cầu phải bằng công suất sẵn có  P A [1]:  P A =η pr P 

P=

 P  A η pr

 (công suất phanh trục của động cơ)

Ta có: η pr =0.8 [1] P=

 P A

4

=

η pr

=>  P R =

3.686 × 10

4

s

0.8

4.607 × 10 550

lb

= 4.607 × 10 ft .  khi 550 ft.lb/s = 1 hp

4

 = 83.77 hp

12

 

Phần 4: Xác định thông số của máy bay 4.1 Phân tích để lựa chọn động cơ  Công suất khi bay leo của máy bay: Để xem xét cá ràng buộc vối vận tốc leo ở mực nước biển 800 ft/min. Ta cần ước tính hệ số lực cản khi lực nâng bằng không: C  D , 0=0.017

Theo hướng dẫn trong sách “Aircraft Performance Design”, ta cần tính toán hệ số K trong công thức sau:

( ) =√  L  D

1



K=

2

 =

 L 0 4 × C  D , × ( D )max

max

 

  1 4 C  D, 0 K 

1

4 × 0,017 × 14.2

2

 = 14.2

=0.073

Từ hệ số K cho phép ước tính được tỉ lệ khung cánh AR (aspect ratio). Với (Oswald efficiency) ta có công thức: 2

e0

2

C  L L   C  L L =k 1 +k 2+ =k . C  L2 π . e 0 . AR π.e.AR

Đối với cánh thấp cho máy bay hàng không chung (xem McCormick), ta có e =0.6 . Suy ra:  AR=

 1

 =

πeK 

 

1

π × 0.6 × 0.073

=7.07

Cuối cùng, ta quay lại xem xét tốc độ leo ( R / C )max cho động cơ cánh quạt:

( √

η  P  2 ( R / C )max=  pr   −  ρ ∞ W 

(  √

η pr P  2   =(  R R / C )max +   ρ∞ W 

 

 )

  K  W  3 C  D , 0 S

/

1 2

 )

  K  W  3 C  D , 0 S

/

1 2

1.155

( L / D )max

1.155

( L / D )max

  ft 

Dựa vào ( R / C )max= 800 min =13.33 ft / s tại mực nước biển đã lấy ban đầu. Ta được: η pr P

 

  0.073

2

W    =13.33+ 0.002377 × 3 × 0.017 × ( 30.46 )

(

√

1 /2

)

 1.155

× 14.2 = 27.57 ft / s

13

 

Với W = W  , η pr =0.85. Công suất đòi hỏi khi ở giai đoạn leo: 0



P = W 

27.57

0

5

 10 =192.72    Pclimb = 1.06 × 550

η pr

 = 3287.26 ×

 27.57

=1.06 × 10 5 ft .

0.85

 lb s

hp

Để thỏa mãn các ràng buộc về tốc độ leo, công suất phải: P≥ 192.72 hp   Công suất yêu cầu tại vận tốc tối đa của máy bay: Giả sử vận tốc tối đa V max=366.7 ft / s. Ta chọn độ cao khi bay bằng tại V max bằng 20000 ft để có áp suất an toàn cho phi công và hành khách: 1

T = D =  ρ∞ V  ∞ SC  D , 0+ 2

Biến đổi công thức để có tỉ lệ

  2 KS

2

 ρ ∞ V ∞

T   (thrust-to-weight W 

 (  )

2

2

W  S

ratio):

T  1  ρ V  2 C  D , 0   2 K  W  1 W  = 2 ∞ ∞ W  +  ρ∞ V ∞2 S   ( ) S

Khối lượng máy bay khi bay bằng tại

V max  sẽ

nhỏ hơn khối lượng khi máy bay

cất cánh. Vì thế, ta phải tính toàn lại khối lượng máy bay ở giai đoạn bay bằng 2-3 (W  và W   tại 2 điểm đầu và cuối của quá trình bay bằng): 2

3

W 2 W 0

=

W 1 W 2 W 0 W 1

=0.98 × 0.97 =0.9506

 W 2= 0.9506 W 0=0.9506 × 3287.26 =3124.86 lb

Ở trạngđường thái bay nửakhi nhiên để là: đáp ứng đầy đủ cho W  MC  quãng baybằng, bằng.cóTathể cóhiểu khốimột lượng bay liệu bằngcần  là: W  MC = W 2− W  MC 

 

W 2

=

1 2

1 2

( ) 1+

W 3 W 2

 ( W  −W  ) 2

3

1

= × ( 1 + 0.96 )=0.98 2

Với W  = 3124.86 lb, đã tính ở trên. Ta có: 2

W  MC =0.98 × 3124.86 =3062.36 lb

Bằng diện tích đã tính được trước đó, ta có tỉ lệ

W  MC 

  = 3062.36 =28.37

S

107.92

  lb 2

ft 

14

 

Trở lại trước đó, từ (1) ta được công thức áp dụng có khối lượng máy bay khi  bay bằng là:   C   K  W  T  = 1  ρ ∞ V ∞2  D , 0 +   2 2  MC  S W  MC  2 W  MC   MC   MC   ρ ∞ V ∞ S 3

 ρ ∞ =0.0012673 slug / ft   khi ở độ cao 20000 ft (Theo Appendix B) [1].  Với [1]. Thêm đó V  là max =V ∞ =366.7 ft / s

 0.017 T    2 × 0.073 1 × 28.37 = 0.0754 + = × 0.0012673 × 366.72 × W  MC  2 28.37 0.0012673 × 366.7 2

 T =0.0754 × 3062.36 =230.9  lb

Tại V max khi bay bằng, công suất được xác định như sau:  PVmax =

T   1 4 ft.lb W  MC  V max = × 0.0754 × 3062.36 × 366.7 =9.96 × 10 0.85 η pr W  MC  s  1

4

Tương đương PVmax  = 9.96 × 10 =181.09 hp 550

Tóm tắt lại các kết quả, ta có 3 công suất yêu cầu như sau: Takeoff : Rate of climb: Maximum velocity:

P ≥ 83.77 hp P ≥ 192.72 hp P ≥ 181.09 hp

Ở tốc độ leo tại mực nước biển là điều để đòi hỏi công suất từ động cơ. Nên chúng tôi quyết định chọn động cơ có công suất lớn nhất là 192.72hp hoặc mạnh hơn. T 

 P

Chúng tôi có thể nêu lên các thông số thể hiện W   hay W  . Các thông số này khi được trích dẫn trên máy bay thì khối lượng được nhắc đến trong đó là khối lượng khi cất cánh W  : 0

 P

  192.72

Power-to-weight: W  = 3287.26 =0.058  W  Power loading:  =  P

  1 0.058

=17.24  

hp lb

lb hp

15

 

Theo Raymer (Ref.25) giá trị

W   (power  P

loading) phải ít nhất là 14 lb/hp cho

máy bay một động cơ hàng không chung. Vì thế chúng tôi tính ra được là hợp lí. Mặc dù động cơ có mã lực là 192.72 hp (rate of climb) nhưng cũng phải sản xuất tới 102.75 hp (dựa theo khối lượng riêng r iêng của không khí tại độ cao 20000 ft) để đạt được vận tốc tối đa:  P   ρ =  P 0  ρ 0   

 P 192.72

=

0.0012673 0.002377

P = 102.75 hp

Vì công suất lớn nhất ở giai đoạn leo nên chọn động cơ có công suất ít nhất phải  bằng 192.72 hp hoặc hơn. Để đáp ứng tốt được các yêu cầu đã đề ra, chúng tôi chọn động cơ Continental IO-360-ES  có  có thông số kỹ thuật [4]:

Độngg cơ Continental IO-360-ES  IO-360-ES   Hình 10: Độn

-

Công suất: 210 hp Số xy-l xy-lan anh: h: 6 nằm nằm ng ngan angg Tỉ số nén: 8.5:1 Khối hối lượn lượngg khô: khô: 32 3200 lb Chiều dà dài: 36 36.6 in in Chiều rộn rộng: 33.1 in Chiều ca cao: 26 26.4 in in

Động cơ được đặt ở đầu máy bay. 16

 

4.2 Diện tích cánh Đầu tiên, chúng tôi dựa theo sách “Aircraft Performance Design” để chọn taper ratio  λ =0.5  (số liệu này trong sách đề cập cho cánh thẳng thông thường từ 0.4 đến 0.6) [1]. Ta chọn cánh máy bay có dạng hình thang:

 Hình 11: Sải cánh và diện tích cánh

Với  λ =0.5, AR = 7.07 và S =107.92 ft   .Ta có: 2

2

 AR= b S 

Độ dài sải cánh b =√ S . A R=√ 107.92 × 7.07= 27.62 ft  

 Hình 12: Dây cung đầu và gốc cánh

 Hình 13: Một nửa sải cánh

17

 

1 Diện tích hình thang có công thức bằng 2 ( a + b ) h, với a và b là 2 cạnh song song

nhau, còn h là chiều cao. Tương tự vậy ta có diện tích cho một bên cánh máy b

 bay, với c tip và c root  giống như cạnh a và b, còn chiều cao h bây giờ là 2 : S 2

1

b

2

2

=  ( c tip + c root  )

Hoặc 2 S =( ctip + c root ) b (1)

Mà  λ =

  c tip c root 

Sau khi chia (1) cho c root . Ta được: 2S

c root   

c root =

  2S

=

=( λ + 1 ) b

  2 × 107.92

( λ + 1 ) b (0.5 +1 )× 27.62

=5.21 ft   (Chiều dài dây cung

gốc cánh)

  (Chiều dài dây cung đầu mút cánh)

 c tip = λ c root =0.5 × 5.21=2.605 ft 

Chiều dài trung bình dây cung cánh (khí động học) [1]: b

c=

1

2

 ∫ c dy s− 2

b

2

cungg trung bình khí động  động   Hình 14: Dây cun

18

 

Vị trí trung bình của chiều dài dây cung cánh (khí động học):  y =

(

(  )

 )

b 1 + 2 λ 27.62 1 + 2 × 0.5 × =6.14 ft  = 1 + 0.5 6 6 1 + λ

Và 1+ λ + λ

2

c = 3 c root 

(

1 + λ

2

2

1+ 0.5 + 0.5

2

= 3 × 5.21 ×

 )

(

1+ 0.5

= 4.05 ft 

 )

Vì không có nhiều thời gian và đầy đủ kiến thức nên chúng tôi không phân tích, tính toán các vị trí gắn thùng nhiên liệu (cũng như chiều dài, rộng), ghế hành khách và khoang hành lý. Mà chọn theo trong sách như sau [1]: - Vị trí đặt trọng trọng lượng lượng động động cơ cách cách mũi mũi máy máy bay bay 2.7 2.7 ft ft - Vị trí trí đặt đặt trọng trọng lượng lượng ghế ghế hành hành khách khách cách cách mũi máy bay 10.1 10.1 ft - Vị trí trí đặt đặt trọng trọng lượng lượng khoan khoangg hành hành lý lý các mũi máy bay 19.6 19.6 ft Dựa theo trọng lượng của động cơ, con người và hành lí. Với khối lượng động cơ khi lắp đặt bằng 1.4 lần khối lượng khô: 1.4 × 320 = 448 lb [1] Khối lượng con người: 5 × 143 =715 lb Khối lượng hành lý: 5 × 33 =165 lb Chúng tôi lựa chọn dạng cánh cao (high-wing) vì nó ổn định nhất và trọng tâm máy bay được đặt thấp.

cánh high-wing   Hình 15: Dạng cánh

Trọng tâm máy bay:  x

 =

2.7 × 448 + 10.1 × 715 + 19.6 × 165 448 + 715 + 165

=

11665.1 1328

=8.78 ft 

Theo Raymer (Ref.25) ta có khối lượng cánh máy bay bằng 2.5 lần diện tích cánh: [1] 2.5× 107.92  = 269.8 lb 19

 

 Hình 16: Trọng tâm của của cánh

Trọng tâm máy bay khi bao gồm khối lượng của cánh: Với 40 % × c − 25 % × c = 40 % × 4.05− 25 % × 4.05=0.6075  ft  x

=

(

+

11665.1 269.8 × 8.78 1328

+ 0.6075 )

269.8

=

14197.85 1597.8

=8.91 ft 

+

Trọng tâm đo lường ở các vị trí tính từ mũi cánh, suy ra: Ta chọn  x =8.91 ft

4.3 Đuôi cánh Tiếp theo, chúng theo, chúng tôi sẽ sử dụng các tỉ số thể tích của đuôi cánh: - Tỉ số số thể thể tích tích đuô đuôii ngan ngangg (hori (horizo zont ntal al tai tail) l):: V  HT =

l HT  S HT  cS

- Tỉ số tthể hể tích tích đuô đuôii dọc dọc (v (vert ertic ical al ta tail il): ): V VT =

l VT  SVT  bS

Ở đây, l HT  là khoảng cách ngang nằm giữa trọng tâm của máy bay với trung tâm khí động học của đuôi ngang, lVT  là   là khoảng cách ngang nằm giữa trọng tâm của máy bay với trung tâm khí động học của đuôi dọc,

S HT  là   là

diện tích (planform) 20

 

của đuôi ngang, SVT  là diện tích mặt bên (sideview) của đuôi dọc và c  là dây cung trung bình khí động học của cánh. Dựa trên máy bay hàng không động cơ đơn, ta giả định giá trị tỉ số thể tích của đuôi cánh: V  HT = 0.7 và V VT =0.04  [1] Chúng tôi chọn đuôi cánh dạng conventional, để cấu trúc chịu lực nhẹ hơn:

 Hình 17: Dạng Dạng đuôi conventional 

Ta thiết kế chiều dài thân máy bay là 27.3 ft. Khoảng cách từ mũi máy bay tới điểm trung tâm khí động học của đuôi ngang là 26.4 ft. Từ đây ta có thể tính được diện tích S HT : Ta có: l HT =26.4 −8.91 =17.49 ft

và trọng tâm của thân  Hình 18: Chiều dài và

21

 

V  HT =  

S HT =

0.7 c S

l HT 

l HT  S HT  cS

  = 0.7

 với S = 107.92 ft    và c   4.05 ft 2

=

0.7 × 4.05 × 107.92

S HT =

17.49

2

17.49

ft 

=

Ta giả sử với lVT = l HT −1.13=17.49 −1.13=16.36 ft  (  ( theo sách hướng dẫn) [1]. Ta có: SVT =

0.04 b S

l VT 

=

0.04 × 27.62 × 107.92 16.36

=7.29 ft 2

Lúc này, chúng tôi sẽ tính toán chiều dài của sải đuôi ngang. Để đạt được thuận lợi, ta chọn tỉ lệ  A HT = 5 nhỏ hơn AR = 7.07 của cánh [1]. Với  λ =0.5: Chiều dài sải đuôi ngang: b t = √ S HT  AR =√ 17.49 17.49 × 7.07=11.11 ft 

Tương tự phương trình phía trên, ta được công thức tính chiều dài dây cung gốc đuôi: c rt =

  2 S HT 

=

  2 × 17.49

( λ +1 ) bt  ( 0.5 + 1 ) × 11.11

=2.1 ft 

Chiều dài dây cung đầu mút đuôi: c tt = λ c rt =0.5 × 2.1=1.05 ft 

Vị trí của dây cung trung bình khí động học cho đuôi ngang:  y ht =

b t   1 + 2 λ 11.11  1+ 2 × 0.5 =2.47 ft   ×  = × 1+ 0.5 6 1 + λ 6

Và dây cung trung bình của đuôi ngang: 2

1 + λ + λ

3

1+ λ

c HT = × c rt ×

2

2

2

1 + 0.5 + 0.5

3

1 + 0.5

  = × 2.1 ×

=1.63 ft 

22

 

 Hình 19: Các vị trí và kích cỡ của đuôi

Bây giờ, chúng tôi đến với đuôi thẳng đứng: [1].  Ở đây hệ số (aspect ratio) dựa theo chiều Hệ số  ARVT  có giá trị từ 1.3 đến 2.0  2.0  [1]. cao của đuôi thẳng đứng hVT : 2

 ARVT =

( hVT  ) SVT 

Chúng tôi chọn  ARVT =1.6 , suy ra: hVT = √  AR  ARVT  × S VT = √ 1.6 1.6 × 7.29 =3.41 ft 

Giống như ở đuôi đang, chúng tôi cũng chọn (taper ratio)  λ =0.5 cho đuôi thẳng đứng. Dây cung gốc đuôi thẳng đứng: c rvt =

  2 S VT 

=

  2 × 7.29

( λ + 1 ) hVT  ( 0.5 + 1 ) × 3.41

=2.85 ft 

Chiều dài dây cung đầu mút đuôi thẳng đứng: c tvt = λ × crvt =¿ 0.5 × 2.85 =1.43 ft 

Vị trí dây cung trung bình khí động học của đuôi thẳng đứng, được tham chiều so với dây cung ở gốc đuôi: 2 × hVT 

 z VT =

6

 1+ 2 λ 2 × 3.41 1+ 2 × 0.5 × 1+ 0.5 =1.51 ft  × 1+ λ   = 6

23

 

Dây cung trung bình khí động học cho đuôi thẳng đứng: 2

1+ λ + λ

3

1 + λ

c VT = c rvt  ×

2

2

2

 1+ 0.5 + 0.5

3

1+ 0.5

  = × 2.85 ×

=2.22 ft 

 Hình 20: Các vị trí và kích cỡ đuôi đứng 

Sau khi tính toán được các thông số liên quan đến cánh và đuôi của máy bay. Chúng tôi tiếp tục phân tích về kích cỡ của cánh quạt động cơ. Chức năng cánh quạt là lấy nguồn năng lượng từ trục của động cơ để xoay và tạo ra năng lượng đẩy máy bay tiến về phía trước. Quá trình này không thể nào mà không xảy ra hao hụt, nên ta có hiệu suất cánh quạt [1]: η pr =

Thrust power T × V ∞  =   0.9(với a =1117  là vận

tốc cận âm, điều này không thể xảy ra với 1 động cơ tua bin cánh quạt. Vì thế chúng tôi chọn số lượng cánh quạt là 3.

họa ba cánh quạt   Hình 21: Minh họa

 D= 18 ( H P ) 

 

1/ 4

, với công suất động cơ là 210 hp

1/4

 D=18 ( 210 ) =68.52 ∈ ¿ 5.68 ft 

25

 

Theo động cơ Continental IO-360-ES đã chọn ta có RPM là 2800. Tốc độ của cánh quạt khi máy bay đứng yên: ( V tip ) = π × n × D 0

Với n là trục quay trên giây 

 

( V tip ) = π ×

 RPM 

0

60

× D=π ×

 2800 60

× 5.68 =832.7 ft / s

Vận tốc tối đa của máy bay V max =366.7 ft / s khi thêm vào ( V tip ) , ta có vận tốc thực 0

tế liên quan với luồng không khí: V tip =√ ( V tip ) 0+ V ∞=√ 832.7 832.7 + 366.7 =909.86 2

2

2

2

 ft  s

4.5 Càng Đáp Ở phần này, khối lượng kiến thức chúng tôi không đủ để hiểu và thực hiện nghiên cứu, phân tích. Vậy nên chúng tôi chỉ tính trọng lượng càng đáp và bỏ qua vị trí gắn càng, kích thước của càng đáp [1]. W landinggear =0.057 W 0= 0.057 × 3287.26=187.4 lb

26

 

Phần 5: Ước tính khối lượng tốt hơn 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 càng đáp: W  Landinggear =0.057 W  =187.4 lb  0

Khối lượng động cơ khi 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 0

Diện tích Sexposed planform phải bé hơn diện tích tổng vì nó không bao gồm các phần được gắn thêm vào thân máy bay 2

   Sexposed wing planform=90 ft 

2

   Sexposed horiztail planform=15 ft 

2

   Sexposed verttail planform =6.5 ft 

Diện tích Swetted area được tính nhờ vào việc ước tính mô hình bên dưới [1]:

 Hình 22: Mô hình ước tính diện tích

27

 

Theo phương pháp tính trong sách “Aircraft Performance Design”, ta được: 2

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 mới W   thay đổi: 0

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 càng 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 1 2

final

2

 ρV   ρ V ∞ S

 

C  D =¿ C  D , 0 + K .C  . C  L

 Hình 23: Tỉ lệ Tr trên 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 trên V 

Ta có: K = 0.073 W 0 =2770.87 lb   final

C  D , 0 =

0.017

  S = 107.92 ft 

2

6.3 Maximum velocity T  A

Vmax = Ta có: Với:



[

W 

+

W 

1/ 2

2

T  A

−

 (  ) (  ) (  ) √(  ) W 

max

S W   ρ ∞ C  D , 0

S

  4 C  D , 0

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   1 35.4 0.85 × 210 × 550   1 = ×  .  = V max V max   2770.87 W  V max

 35.4

V max

√

× 25.68+ 25.68 (

35.4

V max

2

)−

0.0012673 × 0.017

  ]

1/ 2

  4 × 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

  2 W 

V stall =

√

√

 Lmax

6.6 Rate of climb

2770.87 107.92

= 25.68 

  2 × 25.68

=

 ρ . S . C   ∞

 =

final

lb 2

f t 

=94.3 ft / s 

0,002377 × 2.43

2

Ta có: TR   = = q ∞ S CD,0 + Với

1

q ∞ =

2

  C  L L  (1) q∞ S π.e.AR

 ρ∞( V ∞ )2 (2)

Thế (2) vào (1), ta được: TR   = =

  C  L2 2  ρ∞ ( V ∞ ) SCD,0 + 1  ρ∞ ( V ∞ ) 2 S 2 π.e.AR 2 1

với  ρ∞ =0.002377

 slug 3

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 

1

TR = 2 0.002377 × ( 72.61 ) 1 2

2

2

× 107.92 ×0.017 +

× 0.02377 × ( 72.61 ) × 107.92 ×

 

2.43

2

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

1. Wing loading: W   = S

W 0 S

  = 2770.87 = 25.68 

final

107.92

1,21 (

Khoảng cách (ground roll) :  s g=

lb 2

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 công 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

2. Khoảng cách (airbone): sa Đầu tiên, ta tính bán kính (flight ( flight path):  R =

6.69 ( V stall)

g

2

  =

6.69 × 94.3 32.2

2

  =1847.54 ft 

Góc (included fight path), với hOB =50 ft  θOB =

Cos-1 ( 1 -

hOB  R

 ) = = Cos-1 ( 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

2   V f    116 =2089 ft  =  R = 0.2 g 0.2 × 32.2

Chiều cao (flare): h f = R ( 1 −cosθ a )=2089 × ( 1 −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 3 ° =109.32 ft 

Khoảng cách (ground roll): s g= jN 

√

  2 W 

1

 p∞ S C  L ,max

2 +   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 × 3 ×

√

 

2

0.002377

  =25.68 

lb

final

× 25.68 ×

  1 2.43

+

2

f t 

2

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  2 .z S  R = C max 3 . ρ∞ . C  D , 0

] (  ) 1 2

 T  w

 z ≡ 1

3 2

 z . n− − 6

  2−

3

  T 

2

.

 L

(  ) (  ) + + √ ( ) (  ) 1

[

W 

 

 L  D

3

2

.

max

  T  W 

2

 D

(1 )

2

.z max

]

35

 

Phần 7: Mô phỏng 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