Đang tải... (xem toàn văn)
MỤC LỤC MỤC LỤC .......................................................................................................................... iii DANH MỤC HÌNH ẢNH...................................................................................................ix DANH MỤC BẢNG BIỂU................................................................................................xv CHƯƠNG 1. KHẢO SÁT MÁY BAY MÔ HÌNH.....................................................17 1.1. Mục đích thí nghiệm. .....................................................................................17 1.2. Tiến hành thí nghiệm. ....................................................................................17 1.3. Kết quả đo đạc và xử lý kết quả.....................................................................19 1.3.1. Các thông số từ quá trình đo đạc.............................................................19 1.3.2. Mô hình 3D từ phần mềm Solidworks và bản vẽ hình chiếu..................21 1.4. Ước lượng trọng lượng cất cánh của mô hình bay khảo sát. Từ đó, đưa ra bảng khối lượng của từng bộ phận của mô hình bay được ước lượng................................27 1.5. Xác định vị trí trọng tâm thiết kế của mẫu máy bay mô hình........................28 1.6. Ước tính các đặc tính khí động. .....................................................................29 1.6.1. Ước tính lực cản toàn thể của mô hình máy bay khảo sát.......................29 1.6.2. Xác định công suất động cơ và chọn động cơ cho mẫu máy bay thiết kế. Áp dụng cho mẫu máy bay đang khảo sát lực cản khi bay bằng ở vận tốc 20 ms là bao nhiêu? Công suất động cơ đã chọn phù hợp chưa? .........................................40 1.7. Ước tính đặc tính ổn định dọc và ổn định hướnglăn.....................................44 1.7.1. Cơ sở lý thuyết. .......................................................................................44 1.7.2. Xử lý tính toán và kết quả. ......................................................................49 CHƯƠNG 2. THÍ NGHIỆM KÉO GIẤY. ..................................................................53
ĐẠI HỌC QUỐC GIA THÀNH PHỐ HỒ CHÍ MINH TRƯỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA THÀNH PHỐ HỒ CHÍ MINH KHOA KỸ THUẬT GIAO THÔNG BỘ MÔN KỸ THUẬT HÀNG KHÔNG BÁO CÁO TỔNG THÍ NGHIỆM HÀNG KHÔNG GVHD: Đặng Trung Duẩn Lớp A01 – Nhóm: Sinh viên: Nguyễn Hải Thanh – 1710284 Nguyễn Hữu Trọng – 1713679 Nguyễn Thành Tài – 1713024 Đàm Linh Phong – 1712603 Nguyễn Nhật Quang – 1712786 Ngày 30 tháng 12 năm 2020 MỤC LỤC MỤC LỤC iii DANH MỤC HÌNH ẢNH ix DANH MỤC BẢNG BIỂU xv CHƯƠNG KHẢO SÁT MÁY BAY MÔ HÌNH 17 1.1 Mục đích thí nghiệm 17 1.2 Tiến hành thí nghiệm 17 1.3 Kết đo đạc và xử lý kết 19 1.3.1 Các thông số từ quá trình đo đạc 19 1.3.2 Mơ hình 3D từ phần mềm Solidworks và vẽ hình chiếu 21 1.4 Ước lượng trọng lượng cất cánh mô hình bay khảo sát Từ đó, đưa bảng khới lượng từng phận mô hình bay ước lượng 27 1.5 Xác định vị trí trọng tâm thiết kế mẫu máy bay mơ hình 28 1.6 Ước tính các đặc tính khí động 29 1.6.1 Ước tính lực cản tồn thể mơ hình máy bay khảo sát 29 1.6.2 Xác định công suất động và chọn động cho mẫu máy bay thiết kế Áp dụng cho mẫu máy bay khảo sát lực cản bay vận tốc 20 m/s bao nhiêu? Công suất động chọn phù hợp chưa? 40 1.7 Ước tính đặc tính ổn định dọc và ổn định hướng/lăn 44 1.7.1 Cơ sở lý thuyết 44 1.7.2 Xử lý tính toán và kết 49 CHƯƠNG THÍ NGHIỆM KÉO GIẤY 53 iii 2.1 Thí nghiệm ảnh hưởng tập trung ứng suất đến quá trình rạn nứt giấy 53 2.1.1 Mục đích thí nghiệm 53 2.1.2 Cơ sở lý thuyết 53 2.1.3 Mẫu thí nghiệm 54 2.1.4 Dụng cụ thí nghiệm 56 2.1.5 Tiến hành thí nghiệm 56 2.1.1 Số liệu thí nghiệm 57 2.1.2 Nhận xét kết và giải thích 60 2.2 Thí nghiệm khảo sát ảnh hưởng góc nghiêng lên lực phá hủy 70 2.2.1 Mục đích thí nghiệm 70 2.2.2 Cơ sơ lý thuyết 70 2.2.3 Mẫu thí nghiệm 72 2.2.4 Dụng cụ thí nghiệm 74 2.2.5 Tiến hành thí nghiệm 75 2.2.6 Số liệu thí nghiệm 75 2.2.7 Nhận xét và giải thích 78 CHƯƠNG THÍ NGHIỆM VỀ THIẾT BỊ ĐO LƯỜNG QUÁN TÍNH (IMU) TRÊN BÀN XOAY TRỤC 85 3.1 Mục đích và yêu cầu thí nghiệm 85 3.1.1 Mục đích thí nghiệm 85 3.1.2 Yêu cầu thí nghiệm 85 3.2 Thiết bị thí nghiệm 85 3.3 Nguyên lý hoạt động thiết bị đo lường quán tính IMU 87 iv 3.3.1 Mô tả thiết bị đo lường quán tính IMU 87 3.3.2 Nguyên lỹ hoạt động từng loại cảm biến 87 3.4 Lưu đồ giải thuật Kalma Filter 90 3.4.1 Giới thiệu lọc Kalman 90 3.4.2 Các qui tắc kĩ thuật GNC 90 3.4.3 Các ứng dụng GNC 91 3.4.4 Các vấn đề liên ngành GNC 92 3.4.5 Cơ lọc Kalman 93 3.4.6 Thuật toán học Kalman 94 3.4.7 Thuật toán lọc Kalman mở rộng 95 3.5 Kết thí nghiệm và ước lượng góc 96 3.5.1 Chuyển động Pitch 96 3.5.2 Chuyển động Roll 98 3.5.3 Chuyển động Yaw 100 3.5.4 Pitch, Roll, Yaw kết hợp 101 CHƯƠNG Khảo sát lực và moment khí động cánh 2D và 3D 105 4.1 Mục đích và yêu cầu thí nghiệm 105 4.2 Cơ sở lý thuyết 105 4.2.1 Cánh 2D 105 4.2.2 Cánh 3D 109 4.3 Mô tả thiết bị 113 4.3.1 Ống khí động 113 4.3.2 Cân khí động 114 v 4.3.3 4.4 Bảng điều khiển tần số 116 Mẫu đo và kết thí nghiệm 116 4.4.1 Mẫu 116 4.4.2 Mẫu 119 4.4.3 Mẫu 122 4.5 Xử lý số liệu và nhận xét kết 125 4.5.1 Cơ sở tính toán 125 4.5.2 Xử lý tính toán 127 4.5.3 Kết và nhận xét 133 4.5.4 Ảnh hưởng Aspect Ratio đến hêệ số lực cản cảm ứng 139 CHƯƠNG Khảo sát Động phản lực 142 5.1 Mục đích và yêu cầu thí nghiệm 142 5.1.1 Mục đích thí nghiệm 142 5.1.2 Yêu cầu thí nghiệm 142 5.2 Cơ sở lý thuyết 142 5.2.1 Công nén 144 5.2.2 Công tua bin 145 5.2.3 Suất tiêu hao nhiên liệu (SFC) 145 5.2.4 Tỉ sớ khơng khí nhiên liệu 146 5.2.5 Vận tốc động C6 146 5.2.6 Sớ Mach cửa thốt, M6 146 5.2.7 Kích thước động tua bin khí 147 5.3 Mô tả thiết bị thí nghiệm 147 vi 5.3.1 Các thành phần dụng cụ 147 5.3.2 Hệ thống bơm nhiên liệu 148 5.3.3 Hệ thớng xả khí 149 5.3.4 PST TEMS - Hệ thống quản lý động 151 5.4 Xử lý số liệu và nhận xét kết 152 5.4.1 Cơng thức dùng tính tốn 152 5.4.2 Kết xử lý số liệu nhận xét 156 PHỤ LỤC 161 TÀI LIỆU THAM KHẢO 163 vii viii DANH MỤC HÌNH ẢNH Hình 1.1 Thông số mô hình giao 17 Hình 1.2 Mô hình máy bay ném bom North American B – 25 Mitchell 18 Hình 1.3 Ghi chép thông số đo đạc 19 Hình 1.4 Ghi chép thông số đo đạc 20 Hình 1.5 Tập hợp điểm NACA 23017 22 Hình 1.6 Tập hợp điểm NACA 4409 23 Hình 1.7 Biên dạng NACA 23017 từ Solidworks 23 Hình 1.8 Biên dạng NACA 23017 từ Solidworks 23 Hình 1.9 Hồn thành mơ hình 3D máy bay B-25 Mitchell 24 Hình 1.10 Bản vẽ kỹ thuật máy bay B-25 Mitchell 25 Hình 1.11 Bản vẽ kỹ thuật máy bay B-25 Mitchell nhóm 25 Hình 1.12 Hình chiếu đứng mơ hình máy bay B-25 Mitchell 26 Hình 1.13 Hình chiếu mơ hình máy bay B-25 Mitchell 26 Hình 1.14 Hình chiếu cạnh mơ hình máy bay B-25 Mitchell 27 Hình 1.15 Bảng dữ liệu máy bay thực tế B-25 Mitchell 29 Hình 1.16 : Liên hệ giữa hệ số lực cản bề mặt cf số Reynold 31 Hình 1.17 Thân mẫu máy bay khảo sát 32 Hình 1.18 Cánh máy bay khảo sát 33 Hình 1.19 Thông số NACA 23017 qua phần mềm XFLR5 34 Hình 1.20 Đuôi ngang máy bay khảo sát 35 Hình 1.21 Đuôi đứng máy bay khảo sát 36 Hình 1.22 Động máy bay khảo sát 38 ix Hình 1.23 Notional model scale 1:8 B25 Bomber total drag polar and L/D 39 Hình 1.24 Đồ thị liên hệ giữa CL góc alpha 39 Hình 1.25 Mô hình động lượng Froude 40 Hình 1.26 Động AT5220-A KV220 42 Hình 2.1 Hệ số tập trung ứng suất Ktn đối với phẳng chịu kéo với vết cắt hình chữ U cạnh 54 Hình 2.2 Mẫu 55 Hình 2.3 Mẫu 55 Hình 2.4 Mẫu 56 Hình 2.5 Mẫu 56 Hình 2.6 Mẫu 1: Vết cắt hình chữ U 60 Hình 2.7 Mẫu 1: Vết cắt hình chữ U bị phá hủy 61 Hình 2.8 Đồ thị kết lực phá hủy mẫu 1: Vết cắt chữ U 62 Hình 2.9 Mẫu 2: Vết cắt hình chữ V 63 Hình 2.10 Mẫu 2: Vết cắt hình chữ V bị phá hủy 63 Hình 2.11 Đồ thị kết lực phá hủy mẫu 2: Vết cắt chữ V 64 Hình 2.12 Mẫu 3: Vết cắt hình chữ V góc 300 65 Hình 2.13 Mẫu 3: Vết cắt hình chữ V góc 300 bị phá hủy 65 Hình 2.14 Đồ thị kết lực phá hủy mẫu 3: Vết cắt chữ V góc 300 66 Hình 2.15 Mẫu 4: Vết cắt hình chữ V góc 1500 67 Hình 2.16 Mẫu 4: Vết cắt hình chữ V góc 1500 bị phá hủy 67 Hình 2.17 Đồ thị kết lực phá hủy mẫu 4: Vết cắt chữ V góc 1500 68 Hình 2.18 Biểu đồ ứng suất lớn theo lực kéo 70 x Gas Canister/Solenoid Valve & New Gas cartridge Filling the canister Hình 5.7 Bơm và đặt bình khí vào máy bay b Bình khí đốt mở rộng Bình khí mở rộng dùng để thay thế bình khí đặt Sự dụng van tay hình Hình 5.8 Bình khí mở rộng c Van chiều Van chiều có đầu vào từ phái mũi tên Dùng để nạp khí vào bình Hình 5.9 Van chiều d Đầu nối ngắt khẩn Cho phép kết nối ngắt kết nới dễ dàng Có thể sử dụng cho nhiên liệu/dầu hịa hoặc khí Hình 5.10 Đầu nới ngắt khẩn 150 5.3.4 PST TEMS - Hệ thống quản lý động PST TEMS điều khiển tuabin điện tử phức tạp vận hành đơn giản Nó kết hợp mã hóa với mạch điện viết riêng cho J800R PST TEMS sẽ kiểm soát cho J800R hoạt động mức tối ưu a Cấu tạo PST TEMS Hệ thống PST TEMS bao gồm thiết bị: GDT (màn hình hiển thị nới đất) – Thiết bị đầu ći cầm tay cho lập trình, vận hành giám sát TEMS TEMS- đơn vị điều khiển động cơ, dùng để thu thập dữ liệu từ cảm biến kết nới xử lí chúng cách tối ưu các lệnh thực hiện Bơm nhiên liệu- cung cấp áp suất nhiên liệu đến động theo dẫn TEMS Van gas solenoid (SMC) –tự động bật tắt việc bơm ga theo TEMS śt q trình chuỗi khởi động tự động Bình chứa khí đốt Van ngắt nhiên liệu- tắt động tay cắt đường cung cấp nhiên liệu đến động bơm nhiên liệu EGT thăm dò- cảm biến nhiệt độ loại K Cảm biến hiệu ứng tốc độ Hall- đặt nắp động phía trước để lấy thông tin Pin- nguồn chính để TEMS hệ thống điện khởi động, 7,2V 6cell, 1700-1900 mAh Không bắt buộc có van điện từ nhiên liệu b Các đặc tính PST TEMS TEMS thiết kế để theo dõi thông sớ khác J800R Có khả tự khởi động hoàn toàn kết hợp với khởi động điện và van điện từ nhiên liệu/khí đớt Các thơng số giám sát động chạy là: Tớc độ quay (RPM), Nhiệt độ khí thải (EGT), điện áp pin, điện áp bơm và hiệu lực tín hiệu vơ tún Thời gian an tồn để tắt động có thể thiết lập 1, 1,5 hoặc giây 151 5.4 Xử lý số liệu và nhận xét kết quả 5.4.1 Cơng thức dùng tính tốn Hình 5.11 Sơ đờ vị trí các điểm lấy sớ liệu Công máy nén: Công máy nén: 𝑊𝑐 = 𝑚𝐶𝑝𝑎 (𝑇2 − 𝑇1 ) Hay 𝑊𝑐 = 𝑚𝐶𝑝𝑎 (𝑇02 − 𝑇01 ) Trong đó: 𝑚 = 𝑚𝑎𝑖𝑟 𝐶𝑝𝑎 = 1.005 𝑇01 𝑘𝐽 𝐾𝑔𝐾 𝐶12 = 𝑇1 + 2𝐶𝑝𝑎 152 𝑇02 = 𝑇2 + 𝐶22 2𝐶𝑝𝑎 𝐶1 = 𝑚 𝜌1 𝐴1 𝜌1 = 𝑃1 𝑅𝑇1 𝐶2 = 𝑚 𝜌2 𝐴2 𝑅 = 0.287 𝑘𝐽/𝑘𝑔𝐾 Công turbine: Công turbine: 𝑊𝑡 = 𝑚𝐶𝑝𝑔 (𝑇4 − 𝑇5 ) Hay 𝑊𝑡 = 𝑚𝐶𝑝𝑔 (𝑇04 − 𝑇05 ) Trong đó: 𝑚 = 𝑚𝑎𝑖𝑟 + 𝑚𝑓𝑢𝑒𝑙 𝐶𝑝𝑔 = 1.147 𝑘𝐽/𝑘𝑔𝐾 𝑚𝑓𝑢𝑒𝑙 𝑚3 𝑘𝑔 = 𝑓𝑢𝑒𝑙 𝑣𝑜𝑙𝑢𝑚𝑒 𝑓𝑙𝑜𝑤 𝑟𝑎𝑡𝑒 𝑖𝑛 × 0.8 × 1000 𝑠 𝑚 𝑇04 𝐶42 = 𝑇4 + 2𝐶𝑝𝑎 𝑇05 𝐶52 = 𝑇5 + 2𝐶𝑝𝑎 𝐶5 = 𝑚 𝜌5 𝐴5 153 𝜌5 = 𝑃5 𝑅𝑇5 𝑅 = 0.287 𝑘𝐽 𝑘𝑔𝐾 Mức tiêu hao nhiên liệu đặc trưng (Specific fuel consumption: s.f.c) Mức tiêu hao nhiên liệu đặc trưng động cơ: 𝑚𝑓𝑢𝑒𝑙 𝐹𝑡ℎ𝑟𝑢𝑠𝑡 𝑠 𝑓 𝑐 = Tỷ lệ khơng khí nhiên liệu: 𝑓= 𝑚𝑎𝑖𝑟 𝑚𝑓𝑢𝑒𝑙 Vận tớc dịng khí khỏi động 𝐶6 Giả sử khơng có hiện tượng nghẽn xảy ớng xả động cơ, vận tớc dịng khí khỏi động có thể suy từ: 𝐹𝑡ℎ𝑟𝑢𝑠𝑡 = 𝑚𝐶6 ⇒ 𝐶6 = 𝑚 𝐴6 𝜌6 Trong đó: 𝜌6 = 𝑃6 𝑅𝑇6 𝑃6 = 101325 𝑃𝑎 𝐶62 𝑇6 = 𝑇06 − 2𝐶𝑝𝑎 𝑇06 = 𝑇05 Sớ Mach dịng khí khỏi động cơ, 𝑀6 𝑀6 = 𝐶6 /(𝛾𝑅𝑇6 )0.5 154 Trong đó: 𝑇6 = 𝑇06 − 𝐶62 2𝐶𝑝𝑎 𝑇06 = 𝑇05 Kích thước hình học động Bảng 5.2 Kích thước hình học động Compressor inlet O.D 42.4 mm Compressor inlet I.D 16.6 mm Impeller tip diameter (compressor) 60.0 mm Impeller tip axial width (compressor) 5.0 mm Diffuser outlet O.D (compressor) 88.8 mm Diffuser outlet I.D (compressor) 80.0 mm Turbine inlet O.D 60.0 mm Turbine inlet I.D 40.6 mm Turbine outlet O.D 60.4 mm Turnine outlet I.D 39.7 mm Jet nozzle exit diameter 49.4 mm Jet noxxle center cone diameter at exit plane 22.2 mm 155 5.4.2 Kết quả xử lý số liệu nhận xét Đồ thị thể hiện sự tương quan giữa tốc độ quay của động và nhiệt độ tại các điểm 160000 1200 140000 120000 800 100000 80000 600 60000 400 40000 Nhiệt độ (oC) Tốc độ quay của động (rpm) 1000 Speed (RPM) Temp T1 (C) Temp T2 (C) Temp T3 (C) Temp T4 (C) Temp T5 (C) 200 20000 0 20 40 60 80 100 Sớ mẫu Hình 5.12 Đờ thị thể hiện tương quan giữa tốc độ quay động và nhiệt độ tại các điểm Nhận xét: Theo lý thút, tớc độ vịng quay động tỷ lệ thuận với nhiệt độ tại các điểm tức tốc độ quay càng tăng thì nhiệt độ tăng theo, đồ thị lại cho thấy nhiệt độ sau turbine ống xả giảm rồi tăng trở lại Sự sai lệch giữa lý thuyết và thực nghiệm có thể dụng cụ mơi trường làm thí nghiệm ảnh hưởng 156 160000 150000 140000 130000 120000 110000 100000 90000 80000 70000 60000 50000 40000 30000 20000 10000 1.8 1.6 1.4 1.2 0.8 0.6 Áp suất (bar) Tốc độ quay động (RPM) Sự tương quan giữa tớc độ vịng quay động và áp suất tại các điểm 0.4 0.2 -0.2 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 110 Số mẫu Speed (RPM) Pressure P1 (Bar) Pressure P2(Bar) Pressure P3(Bar) Pressure P4(Bar) Pressure P5(Bar) Hình 5.13 Sự tương quan giữa tớc độ vịng quay động và áp suất tại các điểm Nhận xét: Khi tốc độ vịng quay động tăng cao áp suất trước máy nén biến động không nhiều, đó áp suất tại các điểm lại động có xu hướng tăng lên 157 160000 35 140000 30 120000 25 100000 20 80000 15 60000 10 Công (kW) Tốc độ quay của dộng (rpm) Đồ thị thể hiện sự tương quan giữa tốc độ quay của động và công sinh tại các điểm Speed (rpm) Wt (kW) Wc (kW) Wt by T 40000 20000 0 Wc by T -5 20 40 60 80 100 Sớ mẫu Hình 5.14 Đờ thị thể hiện tương quan giữa tốc độ quay động và công sinh tại các điểm Nhận xét: Khi tớc độ vịng quay động tăng cơng sinh máy nén turbine tăng theo Công sinh tính theo nhiệt độ điểm dừng lớn công đo thực nghiệm 158 160000 150000 140000 130000 120000 110000 100000 90000 80000 70000 60000 50000 40000 30000 20000 10000 0.19 0.18 0.17 0.16 0.15 0.14 0.13 0.12 0.11 0.10 0.09 0.08 0.07 0.06 0.05 0.04 0.03 0.02 0.01 0.00 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 Air flow rate (kg/s), s.f.c (kg/hN) m (kg) Tốc độ vòng quay động (RPM) Sự tương quan giữa tớc độ vịng quay động với tớc độ nhiên liệu, sfc và m tại các điểm 110 Số mẫu Speed (RPM) Air Flow Rate (kg/s) s.f.c (kg/hN) m=m(air)+m(fuel) Hình 5.15 Sự tương quan giữa tớc độ vịng quay động với tốc độ nhiên liệu, sfc m tại các điểm Lưu ý: Trong đồ thị trên, nhóm lấy giá trị s.f.c thực chia xuống 100 lần để dễ quan sát Nhận xét: Khi tốc độ vịng quay động càng tăng thì tớc độ dịng chảy khí tởng khới lượng nhiên liệu tăng Trong đó, sức tiêu hao nhiên liệu đặc trưng lại có xu hướng giảm mạnh theo cơng thức tính, suất tiêu hao nhiên liệu tỷ lệ nghịch với lực đẩy động 159 160000 150000 140000 130000 120000 110000 100000 90000 80000 70000 60000 50000 40000 30000 20000 10000 360 340 320 300 280 260 240 220 200 180 160 140 120 100 80 60 40 20 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 110 Số mẫu Speed (RPM) Fuel Flow Rate (mL/Min) F(N) A/F C6 (m/s) Fuel Flow Rate (kg/s), Force (N), A/F C6 (m/s) Tớc độ vịng quay động (RPM) Sự tương quan giữa tớc độ vịng quay động với tốc độ nhiên liệu, lực đẩy, A/F và vận tớc dịng khí khỏi động tại các điểm Hình 5.16 Sự tương quan giữa tớc độ vịng quay động với tớc độ nhiên liệu, lực đẩy, A/F vận tớc dịng khí khỏi động tại các điểm Nhận xét: Khi tớc độ vịng quay động tăng vận tớc dịng khí khỏi động cơ, tớc độ nhiên liệu lực đẩy sinh tăng dần 160 PHỤ LỤC Code MATLAB %longtitude g=9.81;theta0=0;S=0.9022;cbar=0.347;b=2.6;U0=25;klr=1.2256; m=8.5; Q=0.5*klr*U0^2; Ixx=5;Iyy=2;Izz=3; lt=1.0562;St=0.2164; CLat=3.8776;%rad^-1 ARw=b^2/S; eta=1;VH=lt*St/(S*cbar); Cmq=-2*eta*CLat*VH*lt/cbar; CDu=0;CLu=0;Mu=0; CD0=0.039;CL0=0.116; CDa=0.076;CLa=4.9197;CL=0.1471; xac=0.7397; xcg=0.6921; de_da=2*CLa/(pi*ARw); Xu=-(CDu+2*CD0)*Q*S/(m*U0); Zu=-(CLu+2*CL0)*Q*S/(m*U0); Zw=-(CLa+CD0)*Q*S/(m*U0); Za=U0*Zw; Zq=0;Xq=0;Xwd=0;Zwd=0; Cma=CLa*((xcg/cbar)-(xac/cbar))-eta*VH*CLat*(1-de_da); Cmad=-2*eta*CLat*VH*(lt/cbar)*de_da; Mw=Cma*(Q*S*cbar)/(U0*Iyy); Ma=U0*Mw; Mq=Cmq*(cbar/(2*U0))*Q*S*cbar/Iyy; Xw=-(CDa-CL0)*Q*S/(m*U0); Zad=0; Mwd=Cmad*(cbar/(2*U0))*Q*S*cbar/(U0*Iyy); A=[Xu/m Xw/m -g*cos(theta0);[Zu Zw Zq+m*U0 -m*g*sin(theta0)]/(m-Zwd); [Mu+Zu*Mwd/(m-Zwd) Mw+Zw*Mwd/(m-Zwd) Mq+(Zq+m*U0)*Mwd/(m-Zwd) -m*g*sin(theta0)*Mwd/(m-Zwd)]/Iyy; [ 0 0]] [V,ev]=eig(A) ev=diag(ev) D=V %directional Sv=0.0738;%m^2 CLav=2.6327; 161 lv=lt; % dsig_db=0.724+3.06*(Sv/S)/2+0.009*ARw; CYb=-(Sv/S)*CLav*(0.724+3.06*(Sv/S)/2+0.009*ARw); CYp=0; CYr=-2*(lv/b)*(-eta*(Sv/S)*CLav); Clb=0; Clp=-CLa*2/12;zv=0.074; Clr=(CL/4)-2*(lv/b)*(zv/b)*(-eta*(Sv/S)*CLav); Vv=lv*Sv/(S*cbar); Cnb=Vv*CLav*(0.724+3.06*(Sv/S)/2+0.009*ARw); Cnp=-CL/8; Cnr=-2*eta*Vv*(lv/b)*CLav; % Yv=Q*S*CYb/m; Yp=0; Yr=Q*S*b*CYr/(2*U0*m); Lv=Q*S*b*Clb/Ixx; Lp=Q*S*b^2*Clp; Lr=Q*S*b^2*Clr/(2*Ixx*U0); Nv=Q*S*b*Cnb/Izz; Np=Q*S*b^2*Cnp/(2*Ixx*U0); Nr=Q*S*b^2*Cnr/(2*Ixx*U0); Ixz=0; A=[Yv/U0 Yp/U0 -(1-Yr/U0) g*cos(theta0)/U0; Lv Lp Lr 0; Nv Np Nr 0; 0] [V,ev]=eig(A) ev=diag(ev) D=V 162 TÀI LIỆU THAM KHẢO [1] “North American B-25 Mitchell,” Wikipedia, 18 Tháng 09 2020 [Trực tuyến] Available: https://en.wikipedia.org/wiki/North_American_B-25_Mitchell [Đã truy cập 19 Tháng 10 2020] [2] D R C Nelson, Flight Stability and Automatic Control 2nd Edition, The McGrawHill Companies, Inc , 1998 [3] C J Hansen, “Design Analysis of The North American B-25 Mitchell,” North American Aviation, Inc., [Trực tuyến] Available: http://legendsintheirowntime.com/LiTOT/B25/B25_Av_4503_DA.html [Đã truy cập 15 Tháng 10 2020] [4] "THÍ NGHIỆM KHẢO SÁT ẢNH HƯỞNG CỦA GÓC NGHIÊNG α LÊN LỰC PHÁ HỦY," Bộ môn Kỹ thuật Hàng Không, Đại học Bách Khoa Thành phớ Hờ Chí Minh [5] "THÍ NGHIỆM VỀ ẢNH HƯỞNG CỦA SỰ TẬP TRUNG ỨNG SUẤT ĐẾN QUÁ TRÌNH RẠN NỨT CỦA GIẤY.," Bộ môn Kỹ thuật Hàng Không, Đại học Bách Khoa Thành phố Hồ Chí Minh [6] “BÀI THÍ NGHIỆM VỀ THIẾT BỊ ĐO LƯỜNG QUÁN TÍNH (IMU) TRÊN BÀN XOAY TRỤC.,” Bộ môn Kỹ thuật Hàng Không, Đại học Bách Khoa TP Hồ Chí Minh [7] N Hân, “Bộ lọc Kalman mở rộng.” [8] P V Hoang, “Đôi điều IMU (Inertial Measurement Unit) - Cảm biến góc quay + cảm biến gia tớc.,” 09 Tháng 2016 [Trực tuyến] Available: http://arduino.vn/bai163 viet/960-doi-dieu-ve-imu-inertial-measurement-unit [Đã truy cập 19 Tháng 11 2020] [9] H Đ Thịnh, “Introduction to navigation with Kalman filter.,” 2019 [10] Wikipedia, “Guidance, navigation, and control,” 10 Tháng 06 2020 [Trực tuyến] Available: https://en.wikipedia.org/wiki/Guidance,_navigation,_and_control [Đã truy cập 20 Tháng 11 2020] [11] Bowerbasser, “Lý thuyết và cách đọc dữ liệu cảm biến IMU.,” 03 Tháng 11 2018 [Trực tuyến] Available: https://thongrobot.wordpress.com/2018/11/03/ly-thuyet-vacach-doc-du-lieu-cam-bien-imu/ [Đã truy cập 19 Tháng 11 2020] [12] “Tài liệu thí nghiệm kỹ thuật hàng không 3,” Bộ môn Kỹ thuật Hàng không, Khoa Kỹ thuật Giao thông, Đại học Bách khoa TPHCM [13] J D Anderson, Fundamentals of Aerodynamics, 5th edition, McGraw-Hill Education, 2010 [14] W Phillips, “Chapter 1- Overview of Aerodynamics.,” Aerodynamics of Flights [15] P J TEAM, "Hướng dẫn Sử dụng ĐỘNG CƠ TURBOJET J800R thu nhỏ," 01 01 2007 164