Đồ án Thiết kế sơ bộ máy bay trở khách tầm trung với khối lượng cất cánh khoảng 25 tấn

nh ở phép tính gần đúng lần thứ nhất : Theo tài liệu (1) thì trọng lượng tương đối của hệ động lực ở phép tính gần đúng lần thứ nhất được xác định từ công thức:(II.2) Trong đó (II.3) là hệ số trọng lượng đơn vị tương đối của hệ động lực với lực đẩy max ở độ cao H=0.Ptd là lực đẩy cất cánh của máy bay ,theo tính toán ở phần trước thì có giá trị là 4440 daN.Còn Thay các giá trị vào (II.3) ta có : .Thay vào (II.2) ta có . 2.2.2Xác định trọng lượng nhiên liệu tương đối ở phép tính gần đúng lần thứ nhất : Theo tài liệu (1) thì (II.5) Trong đó chọn theo số liệu thống kê.là suất tiêu hao nhiên liệu ở chế độ bay hành trình với động cơ đã chọn. Như vậy 2.2.3.xác định trọng lượng toàn phần tương đối của máy bay lần thứ nhất : Thay các giá trị vừa tìm được của vào (II.1) ta có : Trọng lượng toàn phần ở phép tính gần đúng lần thứ nhất nhỏ hơn trọng lượng cất cánh của máy bay (20474kg<25000kg) nên việc lựa chọn động cơ là có thể chấp nhận được .Tuy nhiên việc tính toán ở lần thứ nhất này còn sử dụng một số số liệu thống kê nên để tính chính xác hơn ,ta tiến hành xác định trọng lượng trọng lượng toàn phần của máy bay lần thứ hai. 2.3 xác định trọng lượng trọng lượng toàn phần của máy bay lần thứ hai. Để xác định chính xác hơn trọng lượng của hệ thống nhiên liệu và hệ động lực ,ta tính gần đúng lần thứ hai dựa trên những kết quả của phép tính gần đúng lần thứ nhất và phương trình tồn tại . Theo tài liệu (1) thì trọng lượng gần đúng lần hai tính như sau: (II.6) Các giá trị vẫn lấy theo số liệu thống kê đã chọn ở phép tính gần đúng lần 1. 2.3.1.Xác định trọng lượng hệ động lực trong phép tính gần đúng lần thứ hai: Công thức xác định : (II.7) Trong đó : P0 là lực đẩy tối đa của hệ động lực lắp trên máy bay .Với máy bay đang thiết kế có hai động cơ ,lực đẩy tối đa của mỗi động cơ là 4464daN thì là trọng lượng tương đối của hệ động lực ,được tính theo công thức sau : (II.8) Trong đó là trọng lượng riêng của hệ động lực vừa chọn ,nó được xác địng theo công thức : (II.9) Ở đây  ;trong đó là ntrọng lượng động cơ bổ trợ bằng 998kg ;trọng lượng giá treo chọn bằng 200kg.Vậy .Thay vào (II.9) ta có là hệ số tỷ lệ ,với máy bay trở khách tầm trung theo tài liệu (1) là 0,13 .đã xác định ở trên .Như vậy từ (II.8) ta có : thay các gí trị vừa tìm được vào (II.7) ta được : Kg. Như vậy 2.3.2xác định trọng lượng nhiên liệu ở phép tính gần đúng lần thứ hai : Ta biết rằng khi máy bay làm việc nó sẽ bay ở nhiều chế độ bay khác nhau như cất cánh ,hạ cánh ,lấy độ cao ,bay bằng…,tuy nhiên chế độ bay bằng là chủ yếu nhất.Ta tính trọng lượng nhiên liêu gần đúng trong chế độ bay hành trình. (II.10) Trong đó là suất tiêu hao nhiên liệu cho một km,tính theo công thức sau : (II.11) Ở đây :là suất tiêu hao nhiên liệu tối ưu theo giờ trong chế độ bay hành trình bằng 0,3kg/h.daN.Còn lần lượt là lực đẩy và tốc độ bay hành trình,Theo thống kê ,tốc độ bay hành trình trong khoảng 70-80% tốc độ bay tối đa.Ta chọn tốc độ bay hành trình bằng 80%tốc độ bay tối đa,và do đó Theo đường đặc tính của động cơ thì ở chế độ bay hành trình lực đẩy khoảng 1500daN.Thay các giá trị này vào (II.11) ta có : Với và thay vào (II.10) ta có được :. Do trong quá trình bay náy bay phải thực hiện các chế độ bay mà suất tiêu hao nhiên liệu rất lớn như cất cánh hạ cánh,tăng tốc ,lấy độ cao.Ngoài ra máy bay cần nhiên liệu để lăn trên đường băng,nhiên liệu dự trữ để có thể hạ cánh ở một sân bay khác khi gặp sự cố .Và như vậy,theo tính toán thống kê lượng nhiện liệu thực tế phải tăng thêm khoảng 90% tức là khoảng 1519 kg nữa.Và như vạy trọng lượng nhiên liệu gần đúng ở phép tính gần đúng lần thứ hai là : Thay vào (II.6) ta được : Trọng lượng toàn phần ở phép tính gần đúng lần thứ hai nay lớn hơn lần thứ nhất nhưng nhỏ hơn trọng lượng cất cánh ,sai số là 7% là có thể chấp nhận được nên việc tính toán trọng lượng các thành phần máy bay là hợp lý . 2.4.Xác định ứng lực tác dụng lên cánh và tính lại diện tích cánh : Theo số liệu thống kê ta đã chọn diện tích cánh la 80 m2 ,tuy nhiên để xem việc tính toán ở trên có chính xác không ta tính lại nó theo công thức của tài liệu [1] . Để tìm được diện tích cánh trước hết ta phải biết được ứng lực đơn vị tác dụng lên cánh , ứng lực đơn vị trực tiếp ảnh hưởng đến tầm bay và đặc biệt là tốc độ tiếp đất của máy bay.Do đó nó được tính theo công thức sau : (II.12) Trong đó là hệ số lực nâng khi hạ cánh ,theo tài liệu [1] thì đoói với cánh có cánh tà binh thường thì nó bằng 1,3. Vhc là tốc độ hạ cánh ,vì máy bay thiết kế là máy bay chở khách nên Vhc càng nhỏ càng tốt.theo số liệu thống kê và theo đặc tính bay của máy bay đang thiết kế ta chọn tốc độ hạ cánh bằng 180 km/h. là trọng lượng nhiên liệu tương đối trong phép tính gần đúng lần thứ hai ,nó bằng . . Thay các giá trị vừa tìm được vào công thức (II.12) ta có : Từ đó diện tích cánh là Như vậy việc lựa chọn các số liệu theo số liệu thống kê là hoàn toàn hợp lý.Từ đó ta đã tính được trọng lượng của một số thành phần cơ bản như hệ động lực ,nhiên liệu .Tiếp theo ta tính toán các thông số của các thành phần thân ,cánh, đuôi,càng… nhằm tính toán chính xác nhất trọng lượng cất cánh toàn phần của máy bay. 2.5Các thông số hình học cơ bản và trọng lượng các thành phần cánh . 2.5.1.Vai trò và yêu cầu kỹ thuật của cánh. a)Vai trò : Cánh là thành phần quan trọng nhất của máy bay vì nó tao ra lực nâng đưa máy bay lên cao,nó cũng là thành phần chịu lực cản lớn nhất (30-50%)Trong quá trình bay thì cánh chịu tác dụng của các lực khí động và lực bề mặt dễ dẫn đến hiện tượng uốn xoắn cánh. Cánh cũng là bộ phận đảm bảo ổn đinh và cân bằng cho máy bay.Ngoài ra nó còn dùng để treo động cơ, đặt các thùng daùu treo cánh tà ,cánh liệng . b)Yêu cầu kỹ thuật khi thiết kế cánh : *Về mặt khí động :Chọn Profil cánh sao cho lực cản nhỏ nhất nhưng cũng phải đảm bảo lực nâng.Phải đảm bảo được chất lượng khí động Kmax. *Về mặt kết cấu : Đảm bảo đủ độ cững vững và độ bền theo định mức ,hạn chế các hiện tượng uốn xoắn cánh và hạn chế sự xuất hiện của các dao động có hại. Trọng lượng cánh phải nhỏ nhất có thể. 2.5.2.Các thông số hình học cơ bản của cánh. a)Chọn hình dạng cánh : Vấn đề về hình dạng cánh Hình dạng cánh là một vấn đề mà chúng ta cần đề cập tới trong khi thiết kế ,hình dạng cánh có ảnh hưởng rất lớn tới hệ số khí động và đặc điểm chịu tải của cánh ,cánh có rất nhiều hình dạng và mỗi loại đều có một đặc trưng ưu khuyết điểm riêng mà trong đó chúng ta cần phải lựa chọn phù hợp với máy bay mà mình cần thiết kế . -Cánh hình chữ nhật: Về chế tạo cánh có kết cấu đơn giản ,sử dụng cho máy bay tốc độ chậm M=(0-0,6). Đứt dòng trên cánh xuất hiện đầu tiên ở vùng giáp thân ,nó sẽ ảnh hưởng đến làm việc của cánh tà không làm việc đến làm việc của cánh liệng . -Cánh hình thang : Về chế tạo cánh có kết cấu đơn giản tuy có phần phức tạp hơn so với cánh hình chữ nhật ,thương dung cho máy bay tốc độ dưới âm , ở cánh hình thang đứt dòng thường xảy ra ở mút cánh nên nó ảnh hưởng đến làm việc của cánh liệng là chủ yếu . -Tổ hợp cánh hình chữ nhật và hình thang: Chúng có ưu điểm về kết cấu chế tạo ,cánh hình chữ nhật và cánh hình thang,thường sử dụng cho máy bay có sải cánh lớn ,cần chia thành phần cánh trung tâm và cánh công sôn ,sử dụng cho máy bay có hai động cơ treo ở cánh ,nơi tiếp giáp giữa phần cánh là nơi treo động cơ ,hoặc treo ụ động cơ ,treo càng .Về tổ hợp cánh hình chữ nhật và cánh hình thang giống hình e líp nên lực cản cảm ứng cảu cánh trên có giá trị nhỏ . -Cánh e líp : Hìn dạng cánh e líp có ưu điểm cơ bản là lực cản cảm ứng nhỏ nhất ,nhưng cánh này chế tạo phức tạp (do phải đảm bảo hình dạng e líp), ở cánh e líp đứt dòng thường xảy ra đồng thời ở các điểm mép sau của cánh . bốn loại cánh kể trên có trục cánh ,trục khí động cánh vuông góc với mặt phẳng đối xứng của máy bay nên thường gọi là cánh thẳng .cánh thẳng thường sử dụng cho máy bay tốc độ dưới âm .Tuy nhiên với cánh hình thang mỏng , độ giãn dài nhỏ người ta cũng sử dụng cho máy bay tốc độ vượt âm. -Cánh mũi tên: Cánh mũi tên có trục khí động cánh không vuông góc với mặt phẳng đối xứng cua rmáy bay .Cánh mũi tên thường dung cho máy bay tốc độ lớn M=0,6-1,3 hoặc thường dung cánh với góc mũi tên lớn . Máy bay với cánh mũi tên sẽ có Cánh mũi tên có ưu điểm là giảm được lực cản trong vùng tốc độ cận âm và vượt âm song nó không đạt được giá trị như ở cánh phẳng tương đương (cùng độ hẹp ,diện tích và độ giãn dài ),thiết kế chế tạo sẽ phức tạp hơn,cánh sẽ nặng hơn. Do máy bay đang thiết kế có tốc độ lớn nhất M=0,65, do đó ta lựa chọn dạng cánh mũi tên để đảm bảo tính năng hoạt động của máy bay. b)Kich thước cánh : Diện tích cánh ta đã tính toán ở trên bằng 80(m2 ),sải cánh là 28,3(m), độ dãn dài .Những kích thước này phù hợp với các loại máy bay cùng loại theo bảng số liệu thống kê cũng như với máy bay đang thiết kế. Để lực khí động tác động gần gốc cánh nhằm giảm mô men uốn cánh và do đó kết cấu cánh có thể nhỏ đi , độ cứng vững tăng đồng thời còn làm tăng được khoảng không gian phần gốc cánh ,ta lấy giá trị độ vuốt nhọn là . Tính dây cung gốc cánh và dây cung mút cánh .Theo tài liệu [2] ta có công thức tính như sau :.Từ đây ta tính được Dây cung khí động trung bình tính theo công thức sau : : c)Chọn Profil cánh :Lựa chọn Profil cánh theo tiêu chuẩn NACA sao cho có thể thỏa mãn những yêu cầu về mặt khí động cũng như phải thỏa mãn những yêu cầu về khối lượng . Ta chọn bề dày cho cánh với giả thiết là bề dày thay đổi tuyến tính theo sải cánh. Theo số liệu thống kê cho loại máy bay chở khách dưới âm ,ta có thể chọn bề dày tương đối của cánh như sau : Đối với vùng gốc cánh bề dày tương đối là : Đối với vùng mút cánh bề dày tương đối là : Với máy bay đang thiết kế để phù hợp với tính sử dụng ta chọn : . Từ đó ta xác định được bề dày tương đối của profil trung bình theo công thức sau : d)Phối trí khí động cánh và thân : *Vị trí cánh so với thân : Cánh được bố trí theo sơ đồ trên thân các ưu nhược điểm của cách phối trí này đã được trình bày trong phần chọn sơ ồ máy bay. *Góc vểnh của cánh  :Là yếu tố ảnh hưởng đến độ ổn định cạnh của máy bay .Qua số liệu thống kê với sơ đồ phối trí cánh dưới thân,tốc độ máy bay cao,do đó ta chọn góc vểnh cánh bằng 7 độ. *Góc lắp cánh  :Là thông số quyết định đến tầm nhìn của phi công khi cất hạ cánh .Nó cũng ảnh hưởng chủ yếu đến đặc tính khí động của máy bay trong các chế độ bay mà chủ yếu là chế độ bay bằng .Thông thường giá trị góc lắp cánh được xác định sao cho khi máy bay hạ cánh trên 3 điểm thì cánh có góc tấn tương ứng với đạt được hệ số lực nâng là : .Dựa vào đồ thị của hệ số lực nâng ta chọn góc lắp cánh là 3 độ. *Góc mũi tên  :ta sử dụng cánh mũi tên có góc mũi tên bằng 25 độ. Như vậy thông số hình học của cánh như sau : (m) (độ) (độ) (độ) 28,3 80 10 2,50 2,7 4,04 1,62 25 7 3 e)Xác định trọng lượng cánh : Trọng lượng cánh được xác định theo công thức sau : (I.20) Với là trọng lượng đơn vị của cánh được tính theo công thức sau : (I.21) Trong đó : *là hệ số quá tải xác định theo tài liệu [1] . *là hệ số tính toán . * là áp lực đơn vị tác dụng lên cánh. *tương ứng là sải cánh và diện tích cánh đã biết. Thay các giá trị này vào (I.21) ta được : Và do đó trọng lượng của cánh là : Trọng lượng tương đối của cánh là : . 2.5.3.Kết cấu cánh. Cánh máy bay là tập hợp của nhiều phần tử kết cấu được liên kết với nhau bằng các thành phần liên kết như bulông, đinh tán ,keo dán….Các phần tử kết cấu gồm có các dầm chính các dầm chính ,nẹp,sườn cánh và vỏ bọc.Chúng đóng vai trò truyền và chịu các lực khí động cũng như các mô men uốn xoắn cánh .Có hai loại kết cấu cánh đó là loại cánh dầm và loại cánh đơn khối .Do trình đôj công nghệ và điều kiện nước ta còn hạn chế nên ta sử dụng loại cánh dầm . Cánh máy bay gồm 2 dầm chính tiết diện chữ I chạy dọc theo trục cánh .Do Máy bay đang thiết kế có sải cánh 28,3m nên phải chia cánh thành 3 phần : phần cánh trung tâm nối vào dầm dọc của thân phía trên .Hai cánh ngoài ở hai bên được nối vào cánh trung tâm ở vị trí sườn tăng cường. Giữa hai dầm cánh bố trí tám nẹp dọc để tăng cường độ ổn định của vỏ khi chịu tải và truyền lực khí động vào phía trong. Các sườn cánh được tạo hình profil cánh và được đặt song song với các trục dọc của máy bay ,gối lên hai dầm chính của cánh .Số lượng sườn cánh là 50 chiếc . Vỏ được làm bằng vật liệu đuy-ra độ dày 1-2mm.Chúng được ghép vào nẹp và sườn bằng keo dán và đinh tán . 2.5.4.Tính toán cánh tà . *Vai trò của cánh tà là : **Tăng Cy của cánh trong quá trình cất ,hạ cánh .Tăng lực cản cho máy bay lúc hạ cánh . **Bảo đảm ổn định và điều khiển cánh ở góc tấn lớn khi có đứt dòng không đối xứng ở mút cánh . Dựa theo các kiểu cánh của các máy bay sẵn có ,trong máy bay đang thiết kế ta sử dụng bốn cánh tà ,mỗi bên hai cánh ,cánh tà trong và ngoài.Hai cánh tà trong lắp ở mép sau của cánh trung tâm,ta chọn dạng cánh xoay trượt có hình chữ nhật .Hai cánh tà ngoài lắp vào mép sau của hai cánh ngoài và có dạng tấm hình chữ nhật .. Theo số liệu thống kê và theo tài liệu [1] ,các thông số của cánh tà được chọn như sau (cho cả hai bên cánh) *Sải cánh tà : . *Dây cung cánh tà : . Ta có kích thước của cánh tà như sau : *Chọn góc thả cánh tà : **Chế độ cất cánh : **Chế độ hạ cánh : Trong thực tế với diện tích cánh tà đã thiết kế ta có thể chia cánh tà làm hai cặp diện tích nhỏ hơn với bốn điểm treo đối xứng mỗi bên cánh nhằm mục đích : *Dễ bảo trì sửa chữa cho mỗi tấm *Tăng số lượng điểm treo cánh tà làm tăng số bậc siêu tĩnh chống được hiện tượng cánh tà bị vặn xoắn khi làm việc . 2.5.5.Tính toán cánh liệng khi làm việc. *Vai trò :Cánh liệng cơ cấu điều khiển cạnh của máy bay ,nó có tác dụng tạo mô men quay quanh trục dọc của máy bay .Trong máy bay đang thiết kế ta chọn hai cánh liêng gắn vào mép sau phía ngoài của hai bên cánh máy bay.Khi điều khiển máy bay thì hai cánh liệng sẽ quay với những góc lệch với nhau tạo mô men điều khiển . *Yêu cầu : Do cánh liệng là thành phần tăng tính điều khiển của may bay ,vì vậy trong thiết kế cánh liệng cần đảm bảo: **Diện tích và góc làm việc của cánh liệng cần phải chọn sao cho mô men điều khiển mà nó gây ra thắng được mô men tự ổn định của máy bay,nhưng không được quá lớn sẽ làm mất tính ổn định của máy bay . **Phải điều khiển được máy bay trong một dải tốc độ rộng. **Đảm bảo được độ bền kết cấu khi cánh liệng làm việc ,không xảy ra hiện tượng đảo chiều cánh liệng . Theo tài liệu [1] và theo các số liệu thống kê ta chọn các thông số cánh liệng như sau : *Dây cung cánh liệng : *Chiều dài cánh liệng : *Diện tích toàn bộ cánh liệng : Hai bên cánh máy bay mỗi bên lắp một cánh liệng ,diện tích một cánh liệng là 1,91(m). Khi làm việc để tránh hiện tượng đảo chiều cánh liệng ta sử dùng cơ cấu vi sai cho cánh liệng hoặc dùng cánh liệng kết hơp với các tấm cản lưng khi điều khiển máy bay . 2.5.6.Tấm cản khí động trên cánh . Các tấm cản khí động được gắn phía sau ở trên hai bên cánh ,mỗi cánh có bốn tấm cản khí động đánh số từ một đến bốn từ trong ra ngoài mép cánh .Các tấm cản này có tác dụng sau: *Điều khiển máy bay quanh trục dọc (liệng) . *Phanh khí động máy bay khi bay . *Phanh máy bay khi chuyển động trên mặt đất . Các tấm cản này được điều khiển bằng tín hiệu điện và dẫn động bằng cơ cấu thủy lực.Việc điều khiển các tấm cản được thực hiện bằng máy tính . Các tấm cản khí động có các profil dạng nêm. được cấu tạo từ vật liệu ba lớp ,lớp giữa có cấu trúc dạng tổ ong .Lớp bọc mặt trên, mặt dưới , mặt cạnh và mép trước của các tấm cản được cấu tạo từ bằng vật liệu composite với chất nền là sợi các bon.Mỗi tấm cản có bốn nẹp dọc và hai nẹp ngang có tác dụng làm tăng độ bền kết cấu trong quá trình làm việc .Tấm cản được móc vào dầm cánh bằng các móc bản lề .Diện tích mỗi tấm cản khí động này là: 2.6.Các thông số cơ bản và trọng lượng thân. 2.6.1.Vai trò và yêu cầu của thân. -Vai trò của thân: Thân là thành phần cơ sở của máy bay.Nó là nơi bố trí các khoang hành khách ,hành lý,buồng lái ,các hệ thống trên máy bay và cũng là nơi để gắn đuôi và cánh. Để đảm bảo được các chức năng trên.,thân máy bay phải thoả mãn các yêu cầu sau: +Yêu cầu về mặt khí động : Hình dáng của thân phải chọn sao cho lực cản là nhỏ nhất .nhưng phải đảm bảo được diện tích sử dụng bên trong theo mục đích sử dụng .Góp phần làm tăng chất lượng của máy bay trong các điều kiện bay khác nhau Phải tính đến khả năng hình thành giao thoa giữa thân và cánh , để đảm bảo giao thoa đối với máy bay dưới âm thì chọn thân có vỏ thẳng (ở vùng giữa ),hay làm rỗng ở phần liên kết . +Yêu cầu về độ bền :kết cấu phải đảm bảo được mức bền ,cững vững trong các trường hợp chịu tải khác nhau. +yêu cầu về vận hành và công nghệ chế tạo : Các thành phần trong thân phải được bố trí phù hợp với tính năng sử dụng ,buồng lái và các khoang hành khách phải rộng rãi . Đối với máy bay vận tải phần dưới thân phải được bố trí đặc biệt hơn cho phép mở cửa và bốc rỡ hàng hoá . Kết cấu phải đơn giản trong chế tạo nhưng phải đảm bảo đày đủ độ bền yêu cầu cũng nhưthuận tiện trong hành sử dụng. 2.6.2.Xác định kích thước và trọng lượng thân. Với máy bay đặt động cơ trên cánh thì lựa chọn tiết diện thân là tròn ,vì nó tạo thuận tiện trong quá trình chế tạo cũng như chịu được áp lực trong thân tốt .Thân máy bay gồm 3 phần đầu ,thân giữa và đuôi .Theo số liệu thống kê ở tài liệu [1] ta có : Loại máy bay M Máy bay dưới âm Gần âm Trên âm (nhỏ) Trên âm (nặng ) 0,5-0,7 0,7-0,9 >1 6-9 10-13 7-10 1,6-2,0 1,2-1,5 1,7-2,0 4,0-5,0 5,0-6,0 2-2,5 3-3,2 1,5-2 5-7 Với máy bay đang thiết kế ta chọn như sau : Độ dài thân được lựa chọn để đảm bảo mô men tĩnh của đuôi máy bay và tải trọng có ích của máy bay.Chiều dài thân còn phụ thuộc vào việc bố trí số ghế và chiều dài toàn bộ máy bay. Theo tài liệu [1] các kích thước cơ bản của thân được xác định theo công thức sau: Trong đó Tương ứng là chiều dài; đường kính và diện tích thiết diện ngang của thân của máy bay. Theo số liệu thống kê với máy bay tốc độ dưới âm,,có M=0,6-0,8 thì tỷ lệ giữa chiều dài thân và sải cánh là khoảng 0,8-1,0, ở đây ta chọn tỷ lệ đó là 0,9,ta có chiều dài là : Vậy đường kính và tiết diện của thân máy bay sẽ là : Để xác định trọng lượng thân ta sử dụng công thức sau : Thay vào công thức trên ta được trọng lượng tương đối của thân là : ;từ đó trọng lượng thân sẽ là : 2.6.3.Những yêu cầu và chỉ dẫn khi thiết kế thân . -Lực tập trung tác dụng lên thân phải làm sao phân bố đều trên vỏ bọc để can bằng với ứng suất pháp và ứng suất tiếp trong nó. -Các lực tập trung lớn truyền đến và qua các phần tử song song với lực ấy ,tức là lực dọc thân truyền bằng nẹp và các dầm dọc. -Kết cấu thân phải thoả mãn độ bền mỏi (60000 lần hạ cánh),nó có các giới hạn sau: áp suất tăng áp trong khoang bịt kín. Không có ứng lực tập trung ở gân các cửa. Phải có biện pháp hạn chế sự phát triển của các vết nứt . -Khi thiết kế các khoang bịt kín cần phân rõ ranh giới ,không nên dùng các khoang bề mặt phẳng để chịu áp suất .Tiết diện thẳng của các khoang bịt kín cố gắng làm hình tròn. -Để giảm trọng lượng và tăng độ bền nên sử dụng kết cấu đúc liền khối ,nhất là các máy bay hạng trung và hạng nặng. 2.7.CÁC THÔNG SỐ CƠ BẢN VÀ TRỌNG LƯỢNG ĐUÔI MÁY BAY . 2.7.1.Vai trò và yêu cầu kỹ thuật cảu đuôi máy bay. -Vai trò : Đuôi máy bay bao gồm đuôi đứng (ĐĐ)và đuôi ngang(ĐN) có nhiệm vụ là dùng để điều khiển máy bay.Trên đuôi đứng có lắp cánh lái hướng ,trên đuôi ngang có lắp cánh lái độ cao.Khi thay đổi vị trí của các cánh lái này sẽ ạo ra mô men điều khiển máy bay theo ý muốn của phi công . Bảo đảm cân bằng ổn định ,tức là trong trường hợp mất ổn định thì ĐĐ và ĐN sẽ hồi phục lại trạng thái cân bằng với sự triệt tiêu nhanh chóng của các dao động . Tạo ra các lực cần thiết để thực hiện cơ động máy bay :nâng mũi máy bay khi cất cánh , điều khiển quỹ đạo máy bay ,cải bằng trước khi hạ cánh và lăn máy bay trên đường băng . -Yêu cầu kỹ thuật đuôi máy bay: Đảm bảo hiệu ứng điều khiển ở mọi chế độ bay,không rơi vào vùng nhiễu động dòng khí sau cánh . Lực điều khiển dòng các cánh lái phải nhẹ nhàng ,tương ứng với mức độ điều khiển . Loại trừ các hiện tượng dao động có hại. 2.7.2. Xác định kích thước và trọng lượng đuôi . a)Hình dạng của đuôi có thể là hình chữ nhật ,hình thang ,hình tam giác …profil của đuôi là các profil đối xứng ,lắp đặt thực hiện theo sơ đồ phối trí khí động . Các kích thước cơ bản theo số liệu thống kê như sau: *Các kích thước cơ bản của đuôi ngang (ĐN): Tham số 0,15-0,2 0,35-0,45 1,0-3,0 3,0-5,0 0-15 độ (8-10)% 0,2-0,3 0,3-1,0 2,0-3,0 1,5-3,0 30-60 độ (4-6)% tương ứng là diện tích cánh lái lên xuống ; đuôi ngang và cánh máy bay. Tham số quyết định đến tính ổn định và điều khiển dọc của máy bay là hệ số mô men tĩnh Trong đó là day cung khí động trung bình là cánh tay đòn của đuôi ngang. Theo số liệu thống kê thì cho các máy bay có tải trọng lớn trên cánh .Ta chọn . Theo tài liệu [1] thì . Từ đó ta xác định được :. Chọn là độ vuốt nhọn của đuôi ngang. Xác định dây cung gốc cánh và dây cung mút cánh của đuôi ngang: Từ đó ta dễ dàng tính được : Chọn Ta được bảng các thong số hình học của đuôi ngang là : Thông số profil Đuôi ngang 0,2 0,22 1,9 4,1 15độ 2,59 1,36 NACA0012 Góc lệch lên max :15 độ Góc lệch xuống max :25 độ *Các thong số của đuôi đứng : Ta có bảng thống kê các kích thước cơ bản của đuôi đứng như sau: Tham số M<1 0,08-0,12 0,35-0,45 2,0-2,5 1,2-1,5 0-25độ (6-8)% M>1 0,15-0,2 0,2-0,3 1,5-3,0 1,0-2,0 35-60độ (4-6)% là diện tích cánh lái hướng . Tham số quyết định dến tính điều khiển hướng của máy baylà hệ số mômen tĩnh Trong đó ba là day cung trung bình Ldd là cánh tay đòn của đuôi đứng Theo số liệu thống kê thì Add=(0,05-0,1) cho các máy bay có tảaitrngj riêng lớn trên cánh . Như vậy ta chọn Add=0,055 Theo tài liệu [1] ta có Như vậy ta có diện tích đuôi đứng là : Như vậy ta có bảng các thong số của đuôi đứng là : Tham số Ldd (m) bgdd (m) bmdd (m) Đuôi đứng 8,1 0,192 0,3 2,5 4,27 35 độ 2,7 1,08 Góc lệch max :30 độ. b)Xác định trọng lượng đuôi : Theo tài liệu [1] ta có trọng lượng đuôi đực xác định theo công thức : Đối với máy bay dưới âm thì trọng lượng đơn vị đuôi bằng khoảng 0,5-0,6 trọng lượng đơn vị cánh ,ta có : Từ đó ta có khối lượng đuôi đứng và đuôi ngang tương ứng là: . 2.8.XÁC ĐỊNH THÔNG SỐ CƠ BẢN VÀ TRỌNG LƯỢNG HỆ CÀNG . 2.8.1.Vai trò và yêu cầu hệ càng . Càng máy bay là một bbộ phận quan trọng của máy bay ,nó đảm bảo cho máy bay dỗ và cơ động trên mặt đất đồng thời làm phân tán năng lượng và làm mềm các xung va chạm cũng như tạo điều kiện rút ngắn quá trình chạy đà ,hãm đà khi cất hạ cánh . Trụ càng máy bay phân ra thành trụ càng chính ,trụ càng phụ và trụ đỡ .Số lượng trụ và vị trí của chúng quanh máy bay hình thành hệ càng .Khi chọn hệ càng và các kích thước phải thoả mãn điều kiện cân bằng và điều khiển lúc máy bay bay trên mặt đất .Nó cũng phụ thuộc vào hệ khí động của máy bay nói chung ,hệ chịu lực ,khả năng thu càng trọng lượng và dạng của lien kết với thân ,cánh . 2.8.2.Các thông số cơ bản và trọng lượng của hệ càng . Trên cơ sở ổn định và điều khiển hướng của máy bay khi chuyển động trên mặt , dựa vào bố trí càng của các máy bay cùng loại có sẵn ,ta chọn sơ đồ càng kiểu bánh mũi và hai bánh chính sau.Sơ đồ này có ưu điểm là kỹ thuật hạ cánh đơn giản ,cho phép phanh công suất lớn trên cả 3 bánh và ổn định hướng khi bị trượt ngang.Tuy nhiên nó có nhược điểm là tải tác dụng lên càng trước dễ sinh lắc ngang. Càng trước được bố trí dưới thân ,khi thu vào thì được đưa về phía trước để tận dụng tận dụng áp lực động động của dòng khí khi thả càng khẩn cấp cũng như đảm bảo hạ cánh an toàn hai càng sau bố trí hai ben thân dưới cánh và được thu vào 2 ốp thân. Để tính toán các thông số ta sử dụng bảng thống kê sau: Thông số Ký hiệu Giá trị Bước càng Chạng càng Độ tiến trước Chiều cao càng Góc tiến trước càng chính Góc đứng yên Góc trạng càng B(m) B(m) e(m) h(m) (0,3-0,4)L (0,3-0,5)b (0,1-0,12)b +(1-2) độ (14-16) độ (35-40) độ Từ bảng thống kê này ta chọn các thông số như sau: Bước càng : . Độ tiến trước: Chạng càng : Chạng càng phải thoả mãn bất phương trình sau: Trong đó : H là chiều cao trọng tâm máy bay ,theo số liệu thống kê ta chọn h=2,7m. Do vậy ta có : Vậy ta chọn B=0,4(m). Chọn góc đứng yên là Góc tiến trước Góc chạng càng : *Xác định trọng lượng hệ càng : Theo tài liệu [1] thì trọng lượng tương đối của hệ càng được xác định theo công thức sau: là trọng lượng tương đối của trụ càng ,theo Seinin đối với càng 3 bánh có thể tính theo công thức sau: Ở đây h là khoảng cách từ trục quay càng chính đến mặt đất ,ta lấy h=1,3(m) là trọng lượng hạ cánh tương đối ,theo số liệu thống kê ở tài liệu [1] thì với thì chọn . Thay vào công thức trên ta có kết quả : Trọng lượng tương đối của bánh được tính theo công thức : e=0,06-0,12 là phần trọng lượng trụ trước chịu khí động ,ta chọn e=0,08 .Còn Pblà áp suất trong săm ta lấy bằng 6daN/cm2. Thay số vào ta có trọng lượng tương đối của bánh là : Trọng lượng tương đối của hệ cang là : Vậy trọng lượng của hệ càng là : . Đối với máy bay trở khách tầm trung thì trọng lượng càng trước chiếm khoảng 25%trọng lượng toàn bộ hệ càng máy bay,do đó trọng lượng càng trước là khoảng 0,25.790=197,5(kg),còn trọng lượng hai càng sau là :790-197,5=592,5(kg). 2.9.CÁC HỆ THỐNG TRÊN MÁY BAY VÀ YÊU CẦU THIẾT KẾ. 2.9.1.các hệ thống trên máy bay: Các hệ thống trên máy bay là là các hệ thống kỹ thuật được được lắp đặt trên máy bay đảm bảo sự điều khiển và làm việc của các thiết bị ,hoạt động một cách độc lập hoặc phối hợp thực hiện các chức năng theo tên gọi , đảm bảo các mối quan hệ bên trong và bên ngoài trong mọi chế độ làm việc của máy bay. Trên máy bay có rất nhiều hệ thống khác nhau ,tuỳ theo chức năng và các nguồn năng lượng sử dụng ta có thể có các loại hệ thống sau: -Hệ thống điều khiển -Hệ thống thuỷ lực -Hệ thống khí nén -Hệ thống nhiên liệu -Hệ thống tăng áp và điều hoà buồng lái -Hệ thống chống đóng băng -Hệ thống chống cháy … 2.9.2.Yêu cầu thiết kế. a)Yêu cầu về kích thước ,trọng lượng : đây là yêu cầu tối thiểu của các hệ thống lắp đặt trên máy bay.Cần giải quyết các mối quan hệ hai chiều ,thoả hiệp các chỉ tiêu của vật liệu .Thông thường các vật liệu có độ bền cao thì trọng lượng lớn.Trọng lượng các hệ thống sẽ làm tăng trọng lượng rỗng của máy bay và giảm trọng lượng hiệu dụng của máy bay. b)yêu cầu về dải làm việc rộng :Máy bay là loại khí tài có dải làm việc rộng về tốc độ và độ cao.Các chế độ bay lại phong phú ,gần 10 chế độ tải và rất nhiều bài bay cơ động .Do đó một yêu cầu quan trọng là các hệ thống phải làm việc tốt trong các chế độ bay của máy bay. c)Yêu cầu về độ bền :Các vật liệu đủ bền tạo điều kiện cho kết cấu các hệ thống làm việc an toàn trong các điều kiện khắc nhiệt về nhiệt độ và áp suất .Các hệ thống phải có độ bền mỏi caovà khả năng chiu nhiệt cũng như áp suất khắc nghiệt . d)Yêu cầu về thời gian tác dụng ngắn : đây là yêu cầu tươgn đối đặc rưng của hệt hống máy bay xuất phát từ yêu cầu điều khiển các chế độ bay. Độ trễ phải đảm bảo đủ nhỏ để các phi công có thể điều khiển bay theo ý muốn của mình . e)Yêu cầu về độ kín và an toàn chống cháy nổ : Đây là yêu cầu tất yếu để đảm bảo độ tin cậy làm việc cao.Các hệ thống sẽ làm việc giảm hiệu suất nếu như không đảm bảo độ kín .Bên cạnh đó do các hệ thống làm việc ở nhiệt độ và áp suất cao cũng như sự cọ sát lớn nên nguy cơ cháy nổ phải được đề phòng . 2.9.3.Trọng lượng một số hệ thống cơ bản : Do khối lượng của đồ án không cho phép nên ở đây ta không đi sâu vào thiết kế từng hệ thống .tuy nhiên để phục vụ tính toán định tâm máy bay ,ta cần tính toán trọng lượng của một só hệ thống chính trên máy bay. Trọng lượng của các hệ thống phụ thuộc chủ yếu vào : -Trọng lượng kết cấu máy bay . -Trọng lượng cất cánh . *Theo số liệu thống kê, trọng lượng các hệ thống như sau: -Trọng lượng hệ thống nhiên liệu : (0,02-0,03)%Gcc. -Trọng lượng hệ thống điều khiển : (0,017-0,025)%Gcc. -Trọng lượng hệ thống khí nén : (0,01-0,015)%Gcc. -Trọng lượng hệ thống vô tuyến điện ,Rada:(0,015-0,02)%. *Từ số liệu thống kê ta có trọng lượng các hệ thống như sau: -Trọng lượng hệ thống nhiên liệu :0,021%Gcc=525kg. -Trọng lượng hệ thống điều khiển :0,018%Gcc=450kg. -Trọng lượng hệ thống khí nén:0,01%Gcc=250kg. -trọng lượng hệ thống vô tuyến diện ,rada:0,015%Gcc=375kg. 2.10.XÁC ĐỊNH TRỌNG LƯỢNG CẤT CÁNH CỦA MÁY BAY LẦN 3 Sau khi đã tìm được trọng lượng các thành phần máy bay ,trên cơ sở của phép tính gang đúng lần 2 ta xác định trọng lượng cất cánh của máy bay theo trọng lượng các thành phần vừa tìm được . Theo tài liệu [1] ta có công thức sau : Trong đó được xác định hteo công thức sau: Vậy trọng lượng cất cánh trong phép tính gần đúng lần 3 là : Như vậy trọng lượng cất cánh của máy bay lần thứ ba này dựa trên trọng lươngnj của các thành phần đã chọn để thiết kế ,nhận thấy so với yêu cầu thiết kế thì trọng lượng này sai số không đáng kể,trong phạm vi có thể chấp nhận được.Do đó các thông số đã lựa chọn là hoàn toàn phù hợp . 2.11.HÌNH THÀNH CẤU TRÚC MÁY BAY VÀ ĐỊNH TÂM. Sau khi có trọng lượng toàn phần cần phải lien kết không gian các thành phần máy bay và xác định hệ chịu lực ,bố trí động cơ ,tổ lái ,các trọng lượng cơ bản… Hình thành nên cấu trúc máy bay bắt đầu từ công việc xác dịnh vị trí và độ dài dây cung khí động trung bình và cánh tay đòn Ldntương đối với trọng tâm máy bay(eM=(0,15-0,25)ba.Theo thống kê trọng tâm một số bộ phận có thể tính như sau: Trọng tâm cánh :x=(0,3-0,45)ba (dây cung trung bình cánh ) Trọng tâm thân: x=(0,4-0,5)Lth (chiều dài thân) Trọng tâm đuôi: x=0,5.bad (dây cung trung bình đuôi). Dựa theo thiết kế của một số máy bay nguyên mẫu ,ta có thể xắp xếp cá bộ phận của máy bay có các vị trí trọng tâm theo bảng sau: Bảng 2.1 STT Các phần tử máy bay Gi(KG) Xi(m) Gi.Xi Yi(m) Gi.Yi 1 Cánh 2401 11,58 27803,58 1,416 3399,816 2 Thân 3750 9,72 36450 2,171 8141,25 3 ĐN 288 24,54 7067,52 6,419 1848,672 4 ĐĐ 276,5 23,15 6400,975 4,342 1200,563 5 Càng trước thả 197,5 4,05 799,875 0,472 93,22 6 Càng chính thả 592,5 12,16 7204,8 0,472 297,66 7 Càng trước thu 197,5 3,47 685,325 1,510 298,225 8 Càng chính thu 592,5 12,16 7204,8 1,510 894,675 9 Động cơ và giá treo 2750 10,65 29287,5 1,038 2854,5 10 Động cơ phụ 205 20,84 4272,2 2,832 580,56 11 Nhiên liệu 3207 11,58 37137,06 1,416 4541,112 12 HT phục vụ sinh hoạt 1000 9,26 9260 2,832 2832 13 Thiết bị cố định 1000 10,42 10420 1,605 1605 14 Hệ thống nhiên liệu 525 10,42 5470,5 2,36 1239 15 Hệ thống điều khiển 450 8,1 3645 1,416 637,2 16 Hệ thống khí nén 250 14,12 3530 1,227 306,75 17 Hệ thống VTD,RADA 375 6,95 2606,25 1,227 460,125 18 Tổ lái 500 2,08 1040 2,549 1274,5 19 Hành khách và túi sách 5000 10,88 54400 2,738 13690 20 Hành lý 2000 16,21 32420 1,51 3020 Tổng trọng lượng cất cánh thả càng thu càng 24851(kg) 279215 279100 48003,928 48823,948 Để xác định toạ độ trọng tâm máy bay và toạ độ tương đối của nó trên dây cung khí động trung bình.,ta sử dụng công thức sau: Trong đó là toạ độ trọng tâm và trọng lượng máy bay. là toạ độ trọng tâm và trọng lượng của thành phần i của máy bay. là toạ độ tương đối của trọng tâm máy bay trên dây cung khí động trung bình. ba là dây cung khí động trung bình ,có giá trị bằng 2,7(m). a là toạ độ mép trước của dây cung khí động trung bình .Trọng tâm cánh xấp xỉ bằng 35%dây cung khí động trung bình vậy ta có :a=11,58-,35.2,7=10,64(m). 2.11.1.Định tâm máy bay với trọng lượng lượng toàn phần : Thay số liệu ở bảng 2.1 vào công thức trên ta có : Khi thả càng : Khi thu càng : Nhận xét : So sánh với đại lượng đánh giá (theo tài liệu [2] ), đối với máy bay chở khách ,trọng tâm máy bay di chuyển trong khoảng (16-25)%ba ,vậy kết quả là châp nhận đưổctng phạm vi sai số cho phép ,có thể đảm bảo được vấn đề ổn định dọc máy bay. Như vậy ở chương II, ta đã hình thành sơ bộ nên máy bay thiết kế với đầy đủ kích thước và trọng lượng các thành phần cơ bản của máy bay.Vì ở đây là thiết kế sơ bộ ,chưa đi vào thiết kế cụ thể từng bộ phận cũng như kết cấu của nó ,nhưng qua việc tính toán ơ rtrên đã cho ta một hình dung cụ thể về chiếc máy bay với các vị trí trọng tâm và trọng lượng các thành phần , để từ đây ta có thể tính toán được các đặc tính khí động của máy bay,nhằm hoàn thiện hơn quá trình thiết kế cũng nhươ kiểm chứng một cách chính xác hơn những tính toán và lựa chọn ở trên cho một chiếc máy bay. CHƯƠNG III TÍNH TOÁN CỰC TUYẾN KHÍ ĐỘNG CÁNH MÁY BAY Qua chương 1 và chương 2 ta đã trình bày sơ bộ máy bay với đầy đủ các thong số về khối lượng và kích thước .Từ đó ta có thể tính toán được cực tuyến khí động của cánh máy bay và cả máy bay.Nhằm mục đích kiểm tra chất lượng khí động của máy bay thiết kế .Cực tuyến cánh là mối quan hệ giưa hệ số lực nâng và hệ số lực cản .Trước khi vào xây dựng cực tuyến cánh ta cần kiểm tra xem nó có bị ảnh hưởng bởi tính nén hay không. 3.1.Kiểm tra ảnh hưởng của tính nén . Ảnh hưởng này đặc trưng bằng giá trị vận tốc tới hạn ().Kiểm tra ảnh hưởng của tính nén nghĩa là kiểm tra xem với cánh đã chọn thì khi bay với vận tốc tối đa thì có bị ảnh hưởng của hiện tượng khủng hoảng sóng hay không .Vì khi xảy ra hiện tượng này thì sẽ xuất hiện bước nhảy đứng trên cánh ,làm cho áp suất thay đổi đột ngột dẫn đến rung lắc cánh dữ dội,dẫn đến phá huỷ kết cấu cánh . Đồng thời lực nâng của máy bay cũng bị giảm nhanh rất nguy hiểm . Thứ tự thực hiện việc kiểm tra tính nén như sau: +Xác định độ dày của thiết diện đặc trưng cánh ( nghĩa là thiết diện tại đó tốc độ của profil đạt trị số tới hạn ..ký hiệu là . +Từ gí trị này tra đồ thị từ tài liệu [4] .ta có được tương ứng. +Với loại cánh mũi tên giá trị tới hạn này tăng lên một khoảng tương ứng với góc mũi tên,góc tới hạn tính toán sẽ là . +So sánh với gí trị cực đại của máy bay,nếu .thì đảm bảo rằng với loại cánh đã chọn sẽ không xảy ra hiện tượng khủng hoảng song hay không bị ảnh hưởng của tính nén .Còn nếu ngược lại thì chọn lại góc mũi tên. Cụ thể như sau: với là bề dày tương đối cảu profil gốc cánh =0,015 là bề dày tương đối của profil trung bình=0,12 Vậy Cùng với góc tấn ban đầu (góc lắp cánh) là 3độ.Theo đồ thị ta có .Vậy tốc độ tính toán tới hạn là : . Như vậy nên với cánh máy bay đã lựa chọn thì không bị ảnh hưởng bởi tính nén của không khí . 3.2.DỰNG CỰC TUYẾN CÁNH MÁY BAY THIẾT KẾ. 3.2.1.Các giả thuyết để dựng cực tuyến : -Các hệ số profil biến đổi tuyến tính theo sải cánh - Biết được cực tuyến profil theo tiêu chuẩn NACA -Các cực tuyến khác được xây dựng dựa tren cơ sở hai giả thuyết trên -Cực tuyến cảu toàn bộ cánh là trung bình của các cực tuyến trên cánh . 3.2.2.Dựng cực tuyến trên cánh Việc dựng cực tuyến của profil được xác định như sau: -Tính Cx Sở dĩ như vậy là vì hệ số lực cản cảm ứng : Với là hệ số phụ thuộc hình dạng cánh với dạng cánh thiết kế thì . -Tính CY Ta có : Trong đó :là hệ số góc tiếp tuyến của hàm CY. Do các profil cánh đối xứng nêngóc tấn ban đầu . thay đổi trong khoảng từ 0-240. -Thiết lập bảng cực tuyến và đồ thị . a)Cực tuyến cánh tại profil gốc (bg) Tại profil gốc ta có các thông số sau: bg=4,04(m);. Tra tài liệu (các profil đặc trưng) ta chọn được Profil NACA 0015 và bảng cực tuyến sẽ như sau : 0 0 0,0077 2 0,15 0,009 4 0,31 0,014 6 0,45 0,018 8 0,6 0,03 10 0,77 0,041 12 0,89 0,058 14 1,05 0,074 16 1,18 0,094 18 1,32 0,118 20 1,45 0,14 24 1,52 0,18 b)Cực tuyến tại profil khí động trung bình (ba) Tại Profil trung bình ta có các thông số sau: Tra tài liệu (các profil đặc trưng) ta chọn được Profil NACA 0012 và bảng cực tuyến sẽ như sau : 0 0 0,007 2 0,15 0,009 4 0,3 0,015 6 0,45 0,0205 8 0,6 0,033 10 0,75 0,41 12 0,9 0,053 14 1,05 0,075 16 1,18 0,096 18 1,32 0,119 20 1,46 0,142 24 1,55 0,173 c)Cực tuyến tại dây cung mút cánh : Tại dây cung mút cánh ta có các thông số sau : 1,62(m) ;. Tra tài liệu (các profil đặc trưng) ta chọn được Profil NACA 0009 và bảng cực tuyến sẽ như sau : 0 0 0,0064 2 0,016 0,0085 4 0,3 0,014 6 0,45 0,02 8 0,6 0,032 10 0,77 0,042 12 0,89 0,06 14 1,05 0,077 16 1,19 0,098 18 1,3 0,12 20 1,45 0,165 24 1,54 0,18 Từ các đường Profil cực tuyến tại các thiết diện trên ta sẽ xây dựng được cực tuyến của cánh máy bay thiết kế như sau: với n là số thiết diện xác định cực tuyến Vậy cực tuyến của cánh máy bay thiết kế sẽ có bảng như sau: 0 0 0,007 2 0,15 0,0089 4 0,3 0,014 6 0,45 0,02 8 0,6 0,032 10 0,76 0,041 12 0,9 0,057 14 1,05 0,075 16 1,19 0,096 18 1,3 0,12 20 1,45 0,149 24 1,54 0,175 Từ bảng kết quả trên ta có đồ thị cực tuyến cánh như sau: Từ đó ta tính được : Chất lượng khí động của cánh máy bay thiết kế ở góc tấn lớn nhất : Nhận xét :từ đồ thị của hệ số lực nâng ta thấy hệ số lực nâng và lực cản tăng theo góc tấn,phù hợp với quy luật. Đồ thị này phù hợp với đặc tính cánh máy bay nói chung và máy bay thiết kế nói riêng. CHƯƠNG 4 TÍNH TOÁN CỰC TUYẾN KHÍ ĐỘNG MÁY BAY XÁC ĐỊNH TIÊU ĐIỂM KHÍ ĐỘNG MÁY BAY Tính toán cực tuyến khí động máy bay ở hai trường hợp ứng với tốc độ max (M=0,6) và tốc độ hành trình (M=0,52). 4.1.1.XÁC ĐỊNH HỆ SỐ LỰC NÂNG MÁY BAY . hệ số lực nâng máy bay được xác định theo công thức : Trong đó là góc tấn máy bay ; là góc tấn máy bay ứng với lực nâng bằng không ; là đạo hàm hệ số lực nâng theo góc tấn ,nó được xác định theo công thức sau: Với : là đạo hàm hệ số lực nâng của cánh theo góc tấn. là đạo hàm hệ số lực nâng của than theo góc tấn . là đạo hàm hệ số lực nâng của thân theo góc tấn. là hệ số hiệu dụng của đuôi ngang. là hệ số suy giảm tốc độ,chọn bằng 0,9. là diện tích riêng của cánh không kể phần nối với thân bằng 65m2. SM là diện tích tiết diện ngang lớn nhất của thân bằng 7m2 . là diện tích của đuôi ngang bằng 4.1.1.Xác định đạo hàm hệ số lực nâng của cánh . Đạo hàm hệ số lực nâng của cánh được xác định theo công thức sau (theo tài liệu [4]): Trong đó :là đạo hàm hệ số lực nâng của riêng cánh ,theo tính toán ở trên nó bằng 0,075. và là các hệ số giao thoa khí động ,các hệ số này là hàm của tham số .Trong đó D là đơờngkính thaâ tại vị trí cố định cánh ,D=3m;còn l là sải cánh kể cả thân ,l=28,3(m).Suy ra . Tra hình (1.13) tài liệu [4] ta có : . Vậy :. M 0,52 0,65 1,1 1,1 0,075 0,075 0,0825 0,0825 4.1.2.Xác định đạo hàm hệ số lực nâng của thân độc lập . Hệ số lực nâng của thân phụ thuộc vào hình dạng của đầu than,trụ than và đuôi thân. Theo tài liệu [4] đạo hàm hệ số lực nâng của thân độc lập được xác định theo công thức sau: Trong đó : là đạo hàm hệ số lực nâng của phần mũi và trụ thân(đầu và giữa thân),nó là hàm của : Tra theo hình (1.10) tài liệu [4] ta có: -Với thì (1/độ). -Với thì (1/độ). là đạo hàm hệ số lực nâng phần đuôi thân, nó được xác định theo công thức bán thực nghiệm sau: Với là diện tích phần đuôi thân ,bằng 0,8m2 là diện tích phần giữa thân ,bằng 3m2 ;chọn bằng 0,2. Từ đó ta có :(1/độ). Vậy ta có bảng kết quả sau: M 0,52 0,65 0,03 0,032 -0,0063 -0,0063 0,0237 0,0257 4.1.3.Xác định đạo hàm hệ số lực nâng của đuôi ngang: Ta đã lựa chọn profil NACA đuôi ngang là profil 0012,do đuôi ngang được lắp trên đuôi đứng (kiểu đuôi hình chữ T) nên hệ số giao thoa coi như bằng 1.Vậy đạo hàm hệ số lực nâng đuôi ngang chính là đạo hàm hệ số lực nâng của profil NACA 0012: 4.1.4.Xác định hệ số hiệu dụng của đuôi ngang. hệ số hiệu dụng của đuôi ngang được xác định theo tài liệu [4] như sau : Trong đó : là đạo hàm góc lệch dòng trung bình sau cánh và trong vùng đuôi ngang theo góc tấn máy bay.Theo tài liệu [4] với dạng đuôi ngang kiểu chữ T,ta có . 4.1.5.Xác định đạo hàm hệ số lực nâng máy bay. Từ các kết quả trên ta có bảng sau: M 0,52 0,65 0,0825 0,0825 0,0237 0,0257 0,075 0,075 0,7 0,7 0,85 0,85 0,082 0,082 0,2 0,2 0,0815 0,0816 4.1.6.Xác định góc tấn tại đó lực nâng máy bay bằng 0,góc tấn tới hạn: Góc tấn tại đó lực nâng máy bay bằng 0 , được xác định từ : Góc tấn tới hạn xác định theo công thức sau: chọn ta có góc tấn tới hạn như sau: là hệ số phụ thuộc vào độ thắt của cánh, được xác định theo tài liệu [4]. Vậy ta có kết quả sau: Vậy góc tấn tới hạn mà máy bay đạt được là 17 độ. 4.1.7.Xác định hệ số lực nâng máy bay theo góc tấn. Ta có bảng kết quả hệ số lực nâng máy bay theo góc tấn như sau: -2,5 0 2 4 6 8 10 12 14 16 M=0,52 0 0,2 0,37 0,53 0,7 0,86 1,03 1,19 1,36 1,52 M=0,6 0 0,2 0,37 0,53 0,7 0,86 1,03 1,19 1,36 1,53 4.2.Xác định hệ số lực cản máy bay: hệ số lực cản máy bay xác định theo công thức sau: Trong đó : là hệ số lực cản máy bay khi lực nâng bằng không. là hệ số lực cản cảm ứng của máy bay . là hệi số cản sóng của máy bay. 4.2.1.Xác định hệ số cản sóng của máy bay. Lực cản song bay xuất hiện khi tốc độ máy bay vượt qua tốc độ tới hạn cho phép. Như ở phần trên ta đã tính được tốc độ tới hạn của máy bay là : .Do trong hai chế độ bay tốc độ đều nhỏ hơn tốc độ tới hạn nên lực cản song bằng không. 4.2.2.Xác định hệ số lực cản cảm ứng của máy bay. Theo tài liệu [4] hệ số lực cản cảm ứng của máy bay được xác định theo công thức sau: Trong đó: là hệ số tính đến hhình dạng cánh ,là hàm của độ dãn dài và góc thu hẹp cánh,nó được xác định theo tài liệu [4] . là độ dãn dài hiệu quả của cánh,theo tài liệu [4] nó được xác định theo công thức sau: Trong đó Si là diện tích phần lien kết với thân và ụ động cơ, . là độ dãn dài và diện tích của cánh . Như vậy ta có : Từ đó ta có hệ số lực cản cảm ứng cảu máy bay là : . Từ kết quả của Cy ta có bảng kết quả sau: -2,5 0 2 4 6 8 10 12 14 16 0 0,2 0,037 0,53 0,7 0,86 1,03 1,19 1,36 1,52 0 0,0015 0,0052 0,01 0,018 0,028 0,04 0,053 0,07 0,08 4.2.3.Xác định hệ số lực cản cánh máy bay lúc lực nâng bằng không. Hệ số lực cản riêng cánh máy bay được xác ddinhj theo công thức sau: Trong đó : là hệ số tính đến hình dạng cảu profil cánh , được xác định theo công thức sau: là hệ số ảnh hưởng tính nén môi trường đến cản ma sát ,theo tài liệu [4] , được tính như sau: là hệ số ma sát , được tính như sau: Trong đó Re là số Reynold của cánh được xác định như sau: ;với là độ nhớt động học;V là vận tốc, ở chế độ hành trình :M=0,52 thì ;với M=0,6 thì ;còn là dây cung khí động trung bình của cánh .Từ đó : là toạ độ dọc theo dây cung cánh mà ở đó bắt dầu xảy ra chảy rối,thông thường với tốc độ M<1, thì chọn . Tra giá trị của trong hình 2.2 của tài liệu [4]. Kết quả cho trong bảng sau: M 0,52 0,6 1,42 1,42 0,97 0,957 0,0025 0,0023 0,0069 0,0062 4.2.4.Xác định hệ số cản ma sát đuôi ngang. Hệ số cản ma sát đuôi ngang được xác định tương tự cánh : Vận tốc đuôi ngang phải tính đến hệ số suy giảm tốc độ Tra bảng 2.2 tài liệu [4] ta có kết quả như sau: M 0,52 0,6 1,42 1,42 0,97 0,597 4.2.5.Hệ số lực cản của đuôi đứng. Tính tương tự với đuôi ngang: Vận tốc đuôi đứng phải tính đến hệ số suy giảm tốc độ:Với M=0,52 thì :;còn với M=0,6 thì Tra bảng 2.2 tài liệu [4] ta có: M 0,52 0,6 1,42 1,42 0,97 0,957 0,0024 0,0022 0,0065 0,0059 4.2.6.Xác định hệ số lực cản thân: Hệ số lực cản thân phụ thuộc vào hình dạng than,hệ số ma sát không khí và đặc tính nén của môi trường . Hệ số lực cản thân được xác định theo công thức sau: Trong đó : Với ; Còn là hệ số tính đến ảnh hưởng của lớp biên trong dòng chảy 3 chiều so với dòng chảy phẳng , Tra hình 2.9 ( tài liệu [4] ) ta có :. Còn là hệ số kể đến ảnh hưởng của tính nén của môi trường đến ma sát của thân, là diện tích ma sát của thân có thể coi bằng diện tích mặt bao của thân dựng theo thiết diện giữa thân: là thiết diện lớn nhất vùng giữa thân bằng 7(m2). Vậy ta có Ta có bảng kết quả như sau: M 0,52 0,6 1,1 1,1 0,97 0,957 Re Cfms 0,0019 0,0018 0,068 0,064 4.2.7.Hệ số lực cản bổ xung của máy bay. Hệ số lực cản bổ xung của máy bay là do các vật treo(trong các máy bay chiến đấu như bom, thùng phụ,tên lửa …), ụ động cơ và các lá giảm tốc gây nên.Ta lần lượt xét từng phần sau. a.Do ụ động cơ được tính bằng công thức sau: b.Do càng lúc thả càng được tính bằng : ; c.Do lá giảm tốc ,do phần nhô lên, ăng ten… . 4.2.8.Hệ số lực cản của máy bay khi lực nâng bằng không. Lực cản máy bay phụ thuộc vào hình dạng các thành phần của máy bay và đạo hàm hệ số lực cản của các thành phần đó .Theo tài liệu [4] hệ số lực cản của máy bay được tính như sau: Trong đó K là hệ số hiệu chỉnh các yếu tố chưa được tính đến ,ta chọn bằng 1,05; là diện tích toàn thân , diện tích riêng cánh ,diện tích đuôi ngang ,diện tích đuôi đứng ,diện tích thân,diện tích càng ,diện tích ụ động cơ. Từ các gí trị các thành phần lực cản đã tính ở trên, ta có bảng kết quả như sau: M 0,52 0,65 0,0059 0,0053 0,0015 0,0014 0,001 0,0009 0,0047 0,0044 0,012 0,012 0,007 0,007 0,006 0,006 Thả càng 0,038 0,037 Thu càng 0,026 0,025 4.2.9.Hệ số lực cản máy bay. Ta có : Từ cá giá trị đã tính ở trên ta có bảgn giá trị lực cản của máy bay cho trong bảng dưới đây: HÌnh 4.1 và hình 4.2 là các hình thể hiện đặc tính khí động máy bay thiết kế theo giá trị theo các bảng giá trị đã tính ở trên. Thả càng M -2,5 0 2 4 6 8 10 12 14 16 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0,0015 0,0052 0,01 0,018 0,028 0,04 0,053 0,07 0,08 0,52 0,038 0,038 0,038 0,038 0,038 0,038 0,038 0,038 0,038 0,038 0,6 0,037 0,037 0,037 0,037 0,037 0,037 0,037 0,037 0,037 0,037 0,52 0,038 0,0395 0,0432 0,048 0,056 0,066 0,078 0,091 0,104 0,118 0,6 0,037 0,0385 0,0422 0,047 0,055 0,065 0,077 0,09 0,107 0,117 Thu càng M -2,5 0 2 4 6 8 10 12 14 16 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0,0015 0,0052 0,01 0,018 0,028 0,04 0,053 0,07 0,08 0,52 0,026 0,026 0,026 0,026 0,026 0,026 0,026 0,026 0,026 0,026 0,6 0,025 0,025 0,025 0,025 0,025 0,025 0,025 0,025 0,025 0,025 0,52 0,026 0,0275 0,0312 0,036 0,044 0,054 0,066 0,079 0,096 0,106 0,6 0,025 00265 0,0302 0,035 0,043 0,054 0,065 0,078 0,095 0,105 Sau khi đã xác định được cực tuyến máy bay ,việc xác định tiêu điểm khí động máy bay là một việc vô cùng quan trọng .Vấn đề ổn định của máy bay khi vận hành phụ thuộc chủ yếu vào tiêu điểm khí động của nó . 4.3.Xác định tiêu điểm khí động máy bay. Tiêu điểm khí dộng máy bay phụ thuộc vào tiêu điểm khí động của thân ,cánh và đuôi ngang. Tiêu điểm khí động máy bay được xác định theo tài liệu [4] khi các bánh lái ở vị trí trung lập: Tiêu điểm khí động được tính theo dây cung khí động trung bình của cánh được xác định theo công thức : Trong đó : là toạ độ tiêu điểm khí động của thân,cánh, và đuôi ngang. A là khoảng cánh từ mũi máy bay đến điểm đầu dây cung khí động trung bình ,theo phần I thì a= 10,64(m). 4.3.1.Xác định tiêu điểm khí động của thân. Tiêu điểm khí động cảu thân được xác định theo công thức của tài liệu [4]: Trong đó là toạ độ tiêu điểm khí động của riêng phần mũi_trụ và phần đuôi thân máy bay . được xác định như sau : Trong đó : là độ dài phần mũi thân có giá trị bằng :3,4(m); là thể tích phần mũi thân bằng được xác định theo tài liệu [4] như sau: Trong đó : là đọ dài thân băng 22(m);còn là độ dài phần đuôi thân bằng 6(m) Bảng kết quả như sau: M 0,52 0,6 0,9 0,9 19 19 0,0237 0,0257 0,027 0,029 -0,12 -0,12 -3,9 -3,5 4.3.2.Xác định tiêu điểm khí động của cánh . Tiêu điểm khí động của cánh được xác định theo công công thức : Trong đó : là hệ số giao thoa giữa cánh và thân(ảnh hưởng của cánh lên thân và ngược lại), được xác định theo tài liệu [4] : Với : là toạ độ tương đối cảu tiêu điểm khí động của cánh riêng biệt , được xác định như sau: là góc mũi tên của đường trung bình cánh =220 Tra hình 3.2 của tài liệu [4] ta có : là toạ độ tiêu điểm khí động của cánh riêng biệt , được xác định theo công thức sau: Với là khoảng cách giữa tiêu điểm khí động của cánh và điểm đặt của lựcgây ra bởi ảnh hưởng của thân tác dụng đối với cánh ; là độ xê dịch cảu tiêu điểm khí động thân do ảnh hưởng của cánh , được tính theo công thức sau : Trong đó : (là toạ độ điểm đầu của dây cung gốc cánh .) (là độ dài dây cung gốc cánh ) là toạ độ tương đối của tiêu điểm khí động cánh chiếu lên dây cung gốc cánh , được xác định theo tài liệu [4] như sau: Từ các công thức tính toán ở trên ,ta có bảng kết quả sau: 9,74 0,34 9,91 1,25 1,10 9,92 9,7 4.3.3.Xác định tiêu điểm khí động của đuôi ngang. Xác định tiêu điểm khí động của đuôi ngang tương tự như xác định tiêu điểm khí động của cánh,nhưng do đuôi ngang lắp trên đuôi đứng (kiểu đuôi hình chữ T) ,nên hệ số giao thoa khí động giữa đuôi ngang và thân bằng 1.Do đó tiêu điểm khí động của đuôi ngang được xác định theo công thức : Trong đó: là toạ độ điểm đầu của dây cung khí động trung bình đuôi ngang =19,5(m) là độ dài dây cung khí động trung bình đuôi ngang=1,8(m) Tra hình 3.2 của tài liệu [4] ta có Ta có bảng kết quả sau: 18,5 1,5 0,22 18,8 4.3.4.Xác định tiêu điểm khí động của máy bay. Từ các kêt quả trên ta có tiêu điểm khí động của máy bay như sau: Bảng kết quả : M 0,52 0,6 0,0815 0,0816 -3,9 -3,5 -0,008 -0,0077 9,7 9,7 0,64 0,64 18,8 18,8 0,165 0,165 9,77 9,78 0,26 0,27 4.3.5.Nhận xét . Như vậy chương 4 ta đã xác định được mối quan hệ giữa lực nâng và lực cản của máy bay theo góc tấn .kết quả tính toán phù hợp với quy luật biến thiên theo góc tấn của lực nâng và lực cản máy bay.Từ đó xác định được tiêu điểm khí động của máy bay. Khoảng cách trọng tâm máy bay (thay đổi theo tiêu hao nhiên liệu ,thu hoặc thả càng …)va tiêu điểm khí động (thay đổi theo trị số M) có vai trò ổn định tĩnh của máy bay.Với kết quả tính toán tiêu điểm khí động của máy bay. ;và trọng tâm máy bay đã tính toán ở chương 2:; độ dự trữ ône định tối thiểu giữa hai vị trí này là: Giá trị này nhỏ hơn 0,1,mômen do hai lực này tạo ra là không đáng kể,do đó sẽ thuận lợi trong việc ổn định máy bay. Vậy kết quả tính toán ở trên là chấp nhận được trong phạm vi sai số cho phép.