THÍ NGHIỆM HÀNG KHÔNG 3 bài báo cáo bài THÍ NGHIỆM máy BAY mô HÌNH bài THÍ NGHIỆM đo LƯỜNG QUÁN TÍNH IMU

Ước tính lực cản toàn thể của mô hình máy bay khảo sát từ các thông số hình học, thông số khí động: .... Mục đích của bài thí nghiệm Giúp sinh viên có điều kiện tìm hiểu về cấu tạo của m

BỘ MÔN KỸ THUẬT HÀNG KHÔNG

THÍ NGHIỆM HÀNG KHÔNG 3 BÀI BÁO CÁO TỔNG HỢP

GVHD: Đặng Trung Duẩn Lớp: A01 - Nhóm 05

Thành phố Hồ Chí Minh, Thứ tư ngày 6 tháng 1 năm 2020

Thí nghiệm hàng không 3 là môn thí nghiệm cuối cùng trong ba môn thí nghiệm thuộc chương trình đào tạo hàng không của Bộ môn Kỹ thuật Hàng không, Đại học Bách Khoa Thành phố Hồ Chí Minh Thông qua ba môn học này, nhóm đã ứng dụng được cách kiến thức lý thuyết đã học trên lớp vào thực tế Đồng thời, việc thí nghiệm cũng giúp nhóm hiểu sâu thêm về kiến thức của các môn học

Nhóm cũng xin gửi lời cảm ơn đến Thạc sĩ Đặng Trung Duẩn và các cán bộ giảng viên khoa Kỹ thuật Hàng không đã xây dựng và hướng dẫn môn các bài Thí nghiệm để nhóm

có thể hoàn thành tốt môn học.

DANH MỤC BẢNG xiii

CHƯƠNG 1 BÀI THÍ NGHIỆM MÁY BAY MÔ HÌNH 1

1.1 MÔ TẢ BÀI THÍ NGHIỆM 1

1.1.1 Mục đích của bài thí nghiệm 1

1.2 TIẾN HÀNH THỰC HIỆN THÍ NGHIỆM 2

1.3 KẾT QUẢ ĐO ĐẠC 6

1.3.1 Thông số thu được: 6

1.3.2 Xây dựng mô hình 3D bằng Solidworks: 8

1.4 TÍNH TOÁN CÁC ĐẶC TÍNH KHÍ ĐỘNG LỰC HỌC VÀ ỔN ĐỊNH 10

1.4.1 Ước lượng trọng lượng cất cánh của mô hình máy bay khảo sát : 10

1.4.2 Xác định trọng tâm: 13

1.4.3 Ước tính lực cản toàn thể của mô hình máy bay khảo sát từ các thông số hình học, thông số khí động: 15

1.4.4 Xác định hệ số lực cản trên từng bộ phận của máy bay khảo sát 19

1.4.5 Tổng hợp hệ số lực cản của từng bộ phận và tính Drag Polar cho mô hình máy bay B-25 26

1.4.6 Mối quan hệ giữa công suất và các yếu tố liên quan: 28

1.4.7 Quá trình chọn động cơ cho một mẫu máy bay thiết kế: 30

1.4.8 Mối quan hệ tương hỗ giữa chong chóng và động cơ: 31

1.4.9 Lực cản khi bay bằng ở vân tốc 20 m/s: 32

1.4.10 Giải thích mối quan hệ giữa động cơ và chong chóng: 32

1.4.13 The rudder control power C_(n_(δ_r ) ) of the aircraft 35

1.4.14 The aileron control power C_(l_(δ_a ) ) of the aircraft 37

TÀI LIỆU THAM KHẢO 39

CHƯƠNG 2 BÀI THÍ NGHIỆM ĐO LƯỜNG QUÁN TÍNH IMU 40

2.1 MÔ TẢ BÀI THÍ NGHIỆM 40

2.1.1 Yêu cầu của bài thí nghiệm 40

2.1.2 Bộ lọc Kalman EKF 41

2.2 GIỚI THIỆU BỘ THÍ NGHIỆM ĐO GÓC TRẠNG THÁI EULER 47

2.2.1 Bàn xoay ba trục 47

2.2.2 IMU Pololu CHR-6dm: 48

2.2.3 Thiết bị thu phát tín hiệu RF Xbee: 49

2.2.4 Nguồn 3.3V: 50

2.2.5 RS 232 50

2.3 TRÌNH TỰ THỰC HIỆN THÍ NGHIỆM 51

2.3.1 Lắp đặt thiết bị 51

2.3.2 Nạp chương trình lên IMU Pololu CHR-6dm 54

2.4 CHƯƠNG TRÌNH MATLAB 58

2.5 KẾT QUẢ THÍ NGHIỆM VÀ ƯỚC LƯỢNG GÓC 66

2.5.1 Trường hợp làm thí nghiệm ước lượng góc ROLL: 66

2.5.2 Trường hợp làm thí nghiệm ước lượng góc PITCH 67

2.5.3 Trường hợp làm thí nghiệm ước lượng góc YAW 68

TÀI LIỆU THAM KHẢO 73

CHƯƠNG 3 BÀI THÍ NGHIỆM ẢNH HƯỞNG CỦA SỰ TẬP TRUNG ỨNG SUẤT 74

3.1 MỤC ĐÍCH THÍ NGHIỆM 74

3.2 CƠ SỞ LÝ THUYẾT 74

3.3 MẪU THÍ NGHIỆM 75

3.4 DỤNG CỤ THÍ NGHIỆM 76

3.5 CHUẨN BỊ THÍ NGHIỆM 76

3.6 TIẾN HÀNH THÍ NGHIỆM 78

3.6.1 Kết quả thí nghiệm 81

3.6.2 Xử lý số liệu và nhận xét: 83

CHƯƠNG 4 BÀI THÍ NGHIỆM KHẢO SÁT ẢNH HƯỞNG CỦA GÓC NGHIÊNG α LÊN LỰC PHÁ HỦY 89

4.1 Mục tiêu thí nghiệm: 89

4.2 Cơ sở lý thuyết 89

4.3 Mẫu thí nghiệm: 91

4.4 Dụng cụ thí nghiệm: 91

4.5 Chuẩn bị thí nghiệm: 92

4.6 Tiến hành thí nghiệm: 93

4.7 Nhận xét và giải thích: 94

4.8 Kết quả thí nghiệm, nhận xét và giải thích kết quả: 94

4.8.1 Kết quả thí nghiệm: 94

4.8.2 Nhận xét kết quả và giải thích 97

5.1.2 Cơ sở lý thuyết 103

5.1.3 Mô tả thiết bị 107

5.1.4 Tiến hành thí nghiệm 116

5.2 XỬ LÝ SỐ LIỆU 124

5.2.1 Mẫu cánh số 1 124

5.2.2 Mẫu cánh số 2 136

5.2.3 Mẫu cánh số 3 144

TÀI LIỆU THAM KHẢO 151

CHƯƠNG 6 BÀI THÍ NGHIỆM ĐỘNG CƠ PHẢN LỰC 152

6.1 MỤC ĐÍCH THÍ NGHIỆM 152

6.2 CẤU TẠO BỘ THÍ NGHIỆM 152

6.2.1 Nguyên lý hoạt động của động cơ 153

6.2.2 Cấu tạo động cơ turbine: 154

6.3 CÁC LOẠI CẢM BIẾN 160

6.3.1 Cảm biến nhiệt độ loại K – EGT 160

6.3.2 Cảm biến hiệu ứng tốc độ Hall Effect 162

6.3.3 Cảm biến xác định lưu lượng không khí 165

6.3.4 Cảm biến đo lực đẩy động cơ – cảm biến load cell 166

6.4 XỬ LÝ SỐ LIỆU VÀ BÁO CÁO KẾT QUẢ THÍ NGHIỆM 171

6.4.1 Nhiệt độ theo tốc độ quay 171

6.4.2 Công suất theo tốc độ quay 173

Hình 1-2: Thông số kỹ thuật của máy bay B-25 3

Hình 1-16: Đồ thị thay đổi đặt tính khí động theo góc tấn từ phần mềm Xfoil 27 Hình 1-17: Đồ thị Drag-Polar và hiệu suất nâng theo sự thay đổi lực nâng CL 28 Hình 1-18: Đồ thị đặc tính công suất động cơ với công suất cất cánh là 300kW, hệ số

Hình 1-19: Đồ thị đặc tính công suất động cơ với công suất cất cánh là 300kW,công

Hình 2-17: Đồ thị tương quan thông số nhà sản xuất và thực nghiệm đo góc Roll (Thay

Hình 2-18: Đồ thị tương quan thông số nhà sản xuất và thực nghiệm đo góc Pitch

Hình 2-19 Đồ thị tương quan thông số nhà sản xuất và thực nghiệm đo góc Yaw

(Thay đổi Roll, Pitch, Yaw) 70 Hình 2-22 Đồ thị tương quan thông số nhà sản xuất và thực nghiệm đo góc Yaw

Hình 3-1: Hệ số tập trung ứng suất Ktn đối với tấm phẳng chịu kéo với vết cắt hình

Hình 3-6: Mẫu 3 thí nghiệm do ảnh hưởng của độ mở góc với vết cắt hình chữ V 78 Hình 3-7: Mẫu 4 thí nghiệm do ảnh hưởng của độ mở góc 150 độ với vết cắt hình chữ

Hình 3-18: Đồ thị sự thay đổi lực phá hủy của mẫu 3 86

Hình 5-2: Biểu đồ thể hiện sự thay đổi hệ số lực nâng khi thay đổi góc flap 105 Hình 5-3: Sơ đồ phân tích lực trên cánh 3D với thành phần lực cản cảm ứng Di 106 Hình 5-4: Hệ số KD xác định lực cản cảm ứng cho cánh hình thang, không có độ xoắn

Hình 5-5: Hệ số KL xác định độ dốc đường lực nâng cho cánh hình thang, không có

Hình 5-6: Ống khí động hở tại PTN KTHK 108

Hình 5-22: Đồ thị thể hiện hệ số momen tại c/4 theo góc tấn mẫu cánh 1 135

Hình 5-28: Đồ thị biểu diễn hệ số moment tại vị trí 1/4 cánh theo góc alpha mẫu cánh

Hình 5-29: Đồ thị biễu diễn tỉ số lực nâng, lực cản theo góc alpha mẫu cánh 2 144

Hình 6-15: Hình ảnh trực cảm biến nhiệt độ được sử dụng trong động cơ tuabin 160

Hình 6-19: a) Sơ đồ mạch điện của cảm biến Hall, b) Hình ảnh module cảm biến Hall

Bảng 1-15: Đồ thị mối quan hệ hệ số ma sát bề mặt theo số Re và số M - Nguồn:

Bảng 3-3: Kết quả thí nghiệm cho mẫu 3 83

Bảng 5-19: Thông số cánh mẫu 3 145

CHƯƠNG 1 BÀI THÍ NGHIỆM MÁY BAY MÔ HÌNH

1.1 MÔ TẢ BÀI THÍ NGHIỆM

1.1.1 Mục đích của bài thí nghiệm Giúp sinh viên có điều kiện tìm hiểu về cấu tạo của một máy bay mô hình, tìm hiểu về các bề mặt điều khiển, thực hiện một số đo đạc và tính toán dựa trên mô hình sẵn có Từ

đó, có thể làm lại quá trình thiết kế ngược, cũng như hiểu vấn đề đặt ra trong thiết kế và quá trình thiết kế

1 Thiết bị thí nghiệm:

Hình 1-1: Mô hình máy bay B-25

2 Phương pháp xác định kích thước và khối lượng:

Sử dụng thước cuộn thép và cân điện tử

3 Phần mềm sử dụng: Solidworks

1.2 TIẾN HÀNH THỰC HIỆN THÍ NGHIỆM

Nhóm được giao mô hình máy bay ném bom B-25 Mitchell với các thông số sau:

Hình 1-2: Thông số kỹ thuật của máy bay B-25

Hình 1-3: Cánh chính của máy bay B-25

Hình 1-4: Thân mô hình máy bay B-25

Bước đầu tiên,nhóm đo các thông số hình học cơ bản như chiều dài sải cánh, chiều dài thân, dây cung cánh, chiều dài đuôi đứng, đuôi ngang, … Tiếp đến, nhóm đo vị trí và

kích thước của các bề mặt điều khiển để có thể dựng lại hình học của mô hình một cách chính xác nhất Sau đó, dựng lại mô hình bằng phần mềm Solidworks và ước tính các thông số khối lượng và trọng tâm

Bước tiếp theo, nhóm đo các thông số khác như khối lượng và trọng tâm của từng phần;

sau đó so sánh với kết quả ước tính từ mô hình Solidworks

Cuối cùng, nhóm đi ước tính các hệ số thể hiện đặc tính khí động học và độ ổn định

1.3 KẾT QUẢ ĐO ĐẠC

1.3.1 Thông số thu được:

Thông số hình học cơ bản

Độ ngang thân

cánh

Trọng tâm (x_cg)

Độ dài thân Độ ngang

thân phía đuôi

7/38 (ngoài) 0.22 (trong)

10.3 cm 25.3 cm

C 11.3 cm 10.2 cm

ngoài

đường kính trong

động cơ

đường kính lớn

Bảng 1-6: Thông số động cơ

Các thông số hình học khác Mũi đến

cánh

vị trí đặt đuôi

đầu mb ngoài - trong

chiều cao thân trong

h sau trailing của cánh khúc đuôi

từ mũi tới buồng lái

31cm

14.5-19.5 (cm)

1.4 TÍNH TOÁN CÁC ĐẶC TÍNH KHÍ ĐỘNG LỰC HỌC VÀ ỔN ĐỊNH

1.4.1 Ước lượng trọng lượng cất cánh của mô hình máy bay khảo sát : 1.4.1.1 Khối lượng cất cánh ước lượng :

Để ước lượng trọng lượng của máy bay ta chia máy bay thành các nhóm bộ phận sau:

• Nhóm khung máy bay: cánh, đuôi, thân máy bay

• Nhóm thiết bị điều khiển và năng lượng: các hạng mục liên quan đến lắp đặt và vận hành động cơ, hệ thống nhiên liệu (pin)

Khối lượng của nhóm kết cấu khung máy bay đo được từ thực nghiệm là 10 kg

Đối với nhóm lực đẩy và thiết bị điều khiển cần 2 động cơ điện và pin cần có công suất lớn cho mô hình máy bay B52 là khoảng 3kg

Nhóm thiết bị hỗ trợ ước lượng khoảng 1 kg

Tổng kết lại khối lượng cất cánh tối đa của mô hình B52 trong khoảng 14 kg

1.4.1.2 Ước lượng khối lượng cánh :

Ta ước tính khối lượng cánh bao gồm: skins (tính cả stringers), spars, ribs, fixed trailing edges (flap, aileron support)

cos 1

cos15 4.6

Ước lượng khối lượng thân máy bay bao gồm toàn bộ cấu trúc thân máy bay: tấm vỏ, khung, kết cấu khoang bên trong

5.9 kg





= 1.4.1.4 Ước lượng khối lượng đuôi:

Khối lượng đuôi ngang (HTP – Horizonal Tail Plane) ước tính bao gồm: cánh đuôi ngang từ gốc đến mũi, elevator

HTP

Bảng 1-10 Thông số của đuôi ngang

T C

Pin và các bảng mạch

Tổng khối lượng cất cánh 14.5 kg 18.1 kg

Bảng 1-12: Bảng so sánh

Nhận xét:

Từ bảng thông số ta có thể thấy được sai số giữa phương pháp ước lượng và đo được là tầm 25% Nguyên nhân có thể từ phương pháp tính toán ước lượng có thể có sai số trong

số liệu ta lấy từ mẫu máy bay

Hình 1-10: Vị trí trọng tâm được tìm trong Solidworks

Vị trí trọng tâm có tọa độ X= 88 cm

Y= -0.17 cm Z= -4.05 cm

1.4.2.2 So sánh trọng tâm của thiết kế đưa ra với trọng tâm mô hình:

Hình 1-11:Dữ liệu thiết kế của máy bay B-25 Mitchell

Nhận xét:

Ta có thể thấy giữa tỉ lệ của máy bay mô hình và máy bay thực là gần giống nhau qua tính toán ước lượng và số liệu đo được Và trọng tâm của máy bay nằm ở khoảng 33%

dây cung cánh so với cạnh trước so với 0.55 của máy bay mô hình

1.4.3 Ước tính lực cản toàn thể của mô hình máy bay khảo sát từ các thông số hình

học, thông số khí động:

Để ước tính được lực cản toàn thể của máy bay ta thực hiện theo trình tự các mục sau

1.4.3.1 Ước lượng hệ số hiệu suất sải cánh “e” – Oswald Factor

Để xác định được lực cản cảm ứng của một cánh hữu hạn ta cần phải có thông số hệ số hiệu chỉnh sải cánh “e” theo công thức

1 1

e



= + Tra đồ thị  theo tỉ lệ bình diện cánh AR

0.67

AR Taper ratio

Hình 1-12: Giản đồ xác định hệ số hiệu suất cánh e

Dựa và đồ thị áp dụng công thức nội suy tuyến tính giữ taper ratio

1.4.3.2 Tổng quan về lý thuyết công thức xác định hệ lực cản cho cả máy bay Tương tự như công thức xác định lực cản của cánh, chúng ta có thể ước tính lực cản của máy bay thông qua biểu thức

- Mô hình máy bay khảo sát xem xét bay với vận tốc thấp V = 25 m s / và độ cao

200

h = m Tại các thông số khí động cơ bản

Đại lượng Thông số

5 1.789 10  − kg ms /

Bảng 1-13: Các thông số khí động được khảo sát

Bước tiếp theo tính diện tích ướt các bộ phận của máy bay và ước tính lực cản toàn bộ của máy bay khảo sát

1.4.3.3 Ước lượng các diện tích cấu hình của máy bay:

Để xác định được công thức Drag Polar cũng như là lực cản toàn thể của máy bay khảo sát ta cần xác định các diện tích cấu hình của máy bay

- Diện tích ước đuôi đứng: S vw = 2 S v = 0.16 m 2

Bảng 1-14: Bảng diện tích các bộ phận của máy bay khảo sát

1.4.4 Xác định hệ số lực cản trên từng bộ phận của máy bay khảo sát 1.4.4.1 Cánh máy bay của mô hình B-25 (Wing)

Bước 1: Hệ số ma sát bề mặt hỗn loạn của cánh c f

Hệ số này là một hàm theo số Mach và số Reynolds Xác định số Reynolds đang khảo sát cho máy bay

Vậy có khả năng lớp biên của cánh đã chuyển sang trạng thái rối

Xác định số Mach đang khảo sát cho máy bay

200

25

0.1 1.4 286 286.86

Bảng 1-15: Đồ thị mối quan hệ hệ số ma sát bề mặt theo số Re và số M - Nguồn: Aircraft Design - sách Jam Roskam

Từ đó suy ra:

0.0051

f

c = Trong trường hợp cơ bản này ta có thể bỏ qua số Mach áp dụng công thức c f = f (Re)

cho trường hợp dòng rối:

Bước 2: Tính Form Factor của cánh

Máy bay B-25 có biên dạng cánh là NACA 23017 Ta thực hiện xác định các thông số

để áp dụng tính toán hệ số lực cho cánh ở số Renoylds = 500000

- Dựa vào tính chất của biên dạng cánh NACA 23017 ta có tỉ số giữa độ dày trung bình và độ dày dây cung cánh trung bình

0.17

t

c =

Sử dụng phần mềm XFLR5 xác định được vị trí có độ dày lớn nhất trên dây cung cánh

Hình 1-14: Kết quả xác định thông số của NACA 23017 trên XFLR5

0.3064

m

x c

1.52 1.42 0.0051 0.0144

D = C  V S = V = N

1.4.4.2 Thân máy bay của mô hình B-25 (Fuselage)

Bước 1: Hệ số ma sát bề mặt hỗn loạn của thân c f

Xác định số Reynolds đang khảo sát cho thân

6 5

Vậy lớp biên của thân đã chuyển sang trạng thái rối hoàn toàn

Áp dụng công thức mối liên hệ giữa hệ số bề mặt hỗn loạn và Re c f = f (Re) ở trường hợp dòng rối

Bước 2: Tính Form Factor của thân

Ta có tỉ lệ FR – Fuselage fitness ratio

1.97 7.3 0.27

f

f

l FR d

1.4.4.3 Phần đuôi ngang của mô hình B-25 (Horizontal tail)

Bước 1: Hệ số ma sát bề mặt hỗn loạn của đuôi ngang c f

Xác định số Reynolds đang khảo sát cho đuôi ngang

Áp dụng công thức mối liên hệ giữa hệ số bề mặt hỗn loạn và Re c f = f (Re) ở trường hợp dòng chảy tầng

( ) 0.5 0.5

Bước 2: Tính Form Factor của thân

Máy bay B-25, đo các kích thước bằng AutoCAD cho đuôi ngang ta có

D = C  V S =  − V = N

1.4.4.4 Phần đuôi đứng của mô hình B-25 (Vertical tail)

Bước 1: Hệ số ma sát bề mặt hỗn loạn của đuôi đứng c f

Xác định số Reynolds đang khảo sát cho đuôi đứng

Vậy lớp biên phía sau đuôi đứng rất có thể là dòng chảy tầng

Áp dụng công thức mối liên hệ giữa hệ số bề mặt hỗn loạn và Re c f = f (Re) ở trường hợp dòng chảy tầng

( ) 0.5 0.5

Bước 2: Tính Form Factor của thân

Máy bay B-25, đo các kích thước bằng AutoCAD cho đuôi ngang ta có

D = C  V S =  − V = N

1.4.4.5 Phần động cơ của mô hình B-25 Tham khảo nội dung ước tính lực cản động cơ phản lực từ sách Aircraft Design – Jam Roskam Lực cản của động cơ được ước lượng gần đúng thông qua công thức

( 1 2 )

2 0.036 n n

Hình 1-15: Các thông số ước lượng hệ số lực cản hình dạng của động cơ

- Các thông số C n , D n là các thông số kích thước của động cơ như sau:

• C n vị trí động cơ so với sải cánh C n C r 1 2(1 ) y , ( y 37 cm )

D = C  V S =  − V = N

1.4.5 Tổng hợp hệ số lực cản của từng bộ phận và tính Drag Polar cho mô hình máy

bay B-25

Ước tính Drag Polar cho mẫu máy bay – hiệu suất khí động

- Tổng các hệ số lực cản hình dạng của từng bộ phận trên máy bay

- Xác định hiệu quả khí động của mô hình B-25

• Xem xét hệ số lực nâng của mô hình máy bay B-25 ở trạng thái bay bằng

Ta có:

0.342 1.2071 25 0.76

L

w

mg C

D = C = 

Ước lượng lực cản toàn thể cho mô hình máy bay

Lực cản toàn thể của máy bay bay ở độ cao 200 m với vận tốc 25 m/s

Khảo sát đồ thị hiệu suất lực cản ở các chế độ lực nâng khác nhau

- Ta có công thức xác định lực nâng phụ thuộc vào sự thay đổi góc tấn 