Báo cáo cuối kỳ môn phân tích kết cấu máy bay _ Bách Khoa_thiết kế hộp cánh máy bay

ĐẠI HỌC QUỐC GIA TP. HỒ CHÍ MINH
TRƯỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA
KHOA KỸ THUẬT GIAO THÔNG
BỘ MÔN KỸ THUẬT HÀNG KHƠNG
-------o0o-------

BÁO CÁO TIỂU LUẬN CUỐI KỲ
MƠN PHÂN TÍCH KẾT CẤU MÁY BAY
Đề tài

THIẾT KẾ HỘP CÁNH MÁY BAY CASA NC212
SVTH:

Nguyễn Hồng Dung

MSSV:

1910929

GVHD: PGS.TS Lý Hùng Anh

TP. HỒ CHÍ MINH, tháng 12 năm 2021



Lời cam kết - Commitment
Em cam kết:
-

Đây là báo cáo do em thực hiện.

-

Các số liệu, kết quả nêu trong báo cáo là trung thực.

-

Các đoạn trích dẫn và số liệu kết quả sử dụng để so sánh trong báo cáo
này đều được dẫn nguồn và có độ chính xác cao nhất trong phạm vi
hiểu biết của em.

– iii –


– iv –


Lời cảm ơn - Acknowledgements
Em xin cảm ơn thầy Lý Hùng Anh, Giảng viên mơn Phân tích kết cấu máy
bay – Đại học Bách khoa Tp. Hồ Chí Minh.

Tên sinh viên
Nguyễn Hoàng Dung

–v–


– vi –


Tóm tắt báo cáo

Đề tài của bài báo cáo này dựa theo u cầu của bộ mơn Phân Tích Kết Cấu
Máy Bay để nghiên cứu và mô phỏng hộp cánh máy bay (wing box) bằng
phần mềm đồ họa (AutoCad, Catia,..). Trong bài báo cáo này, qui trình thiết
kế một hộp cánh dựa theo các qui tắc tính tốn và thiết kế đã được hướng dẫn
trước. Các số liệu tính tốn địi hỏi phải chính xác và trung thực, do đó các số
liệu của bài báo cáo này đã được góp ý từ giảng viên bộ môn trước khi em
chọn đưa ra kết quả và thiết kế cuối cùng vào bài báo cáo hoàn thiện này.

– vii –


Mục lục
Lời cam kết - Commitment............................................................................................. iii
Lời cảm ơn - Acknowledgements.....................................................................................v
Tóm tắt báo cáo.............................................................................................................. vii
Mục lục..........................................................................................................................viii
Danh muc hình ảnh - List of Figures................................................................................ x
Danh mục bảng biểu - List of Tables............................................................................ xiii

................................................................................................................ 1
Giới thiệu đề tài - Introduction......................................................................................... 1
1.1 Background – Lý do chọn đề tài...............................................................1
1.2 Objectives – Mục tiêu của báo cáo...........................................................1
1.3 Missions – Phương pháp tiếp cận.............................................................1

................................................................................................................ 2
Cơ sở lý thuyết - Literature Review................................................................................. 2
2.1 Xác định phân bố tải trên cánh máy bay.................................................. 3
2.1.1
2.1.2

2.1.3

Phân bố lực nâng trên cánh..............................................................................................3
Phân bố lực cắt trên cánh................................................................................................. 5
Phân bố Moment uốn....................................................................................................... 6

2.2

Thiết kế hộp cánh máy bay.......................................................................6

2.2.1
2.2.2
2.2.3

Sizing Spar Webs ( Front Spar Web and Rear Spar Web).............................................. 7
Skin panel........................................................................................................................ 9
Ribs web........................................................................................................................ 13

.............................................................................................................. 17
Quy trình tính tốn thiết kế và kết quả - Design Process and Results............................ 17
3.1 Các thông số và dữ liệu ban đầu.............................................................18
3.2 Thiết lập qui trình và tính tốn bằng cơng cụ Excel...............................19
3.3 Kết quả và đồ thị.....................................................................................21
3.3.1
3.3.2
3.3.3
3.3.4

Bending moment và Shear force....................................................................................21
Trường hợp thay đổi số stringer.................................................................................... 21

Trường hợp thay đổi khoảng cách giữa các rib............................................................. 27
Sự thay đổi tổng khối lượng khi thay đổi số stringer và khoảng cách L....................... 31

3.4

Nhận xét kết quả và đồ thị......................................................................32

.............................................................................................................. 34
Thiết kế mơ phỏng – Designers simulate....................................................................... 34
4.1 Hình vẽ 2D bằng AutoCad..................................................................... 34
4.2 Hình vẽ 3D............................................................................................. 36
4.2.1
4.2.2

Hình vẽ 3D bằng AutoCad.............................................................................................36
Vẽ 3D bằng Catia V5.....................................................................................................38

Tài liệu tham khảo – References.................................................................................... 42
Appendix.........................................................................................................................43

– viii –


– ix –


Danh muc hình ảnh - List of Figures
Hình 2- 1 - 1 bên cánh máy bay CASA NC212..................................................5
Hình 2- 2 - Cấu tạo cơ bản của hộp cánh máy bay............................................. 6
Hình 3- 1- Sơ đồ trình tự tính trong Excel........................................................ 20

Hình 3- 2 - Biểu đồ phân bố moment uốn dọc theo sải cánh............................21
Hình 3- 3 - Biểu đồ phân bố lực cắt dọc theo sải cánh..................................... 21
Hình 3- 4 - Bảng kết quả khối lượng các thành phần khi thay đổi số stringer, L
= 0,4m................................................................................................................ 22
Hình 3- 5 - Đồ thị biểu diễn sự thay khối lượng của các thành phần theo số
stringer,.............................................................................................................. 22
Hình 3- 6 - Bảng kết quả khối lượng các thành phần khi thay đổi số stringer, L
= 0,37m.............................................................................................................. 23
Hình 3- 7 - Đồ thị biểu diễn sự thay khối lượng của các thành phần theo số
stringer,.............................................................................................................. 23
Hình 3- 8 - Bảng kết quả khối lượng các thành phần khi thay đổi số stringer, L
= 0,35m.............................................................................................................. 24
Hình 3- 9 - Đồ thị biểu diễn sự thay khối lượng của các thành phần theo số
stringer,.............................................................................................................. 24
Hình 3- 10 - Bảng kết quả khối lượng các thành phần khi thay đổi số stringer,
L = 0,32m.......................................................................................................... 25
Hình 3- 11 - Đồ thị biểu diễn sự thay khối lượng của các thành phần theo số
stringer,.............................................................................................................. 25
Hình 3- 12 - Bảng kết quả khối lượng các thành phần khi thay đổi số stringer,
L = 0,3m............................................................................................................ 26

–x–


Hình 3- 13 - Đồ thị biểu diễn sự thay khối lượng của các thành phần theo số
stringer,.............................................................................................................. 26
Hình 3- 14 - Bảng kết quả khối lượng của các thành phần khi thay đổi khoảng
cách giữa các rib, số stringer = 9.......................................................................27
Hình 3- 15 - Đồ thị biểu diễn sự thay khối lượng của các thành phần khi thay
đổi khoảng cách giữa các rib, số stringer = 9................................................... 27

Hình 3- 16 - Bảng kết quả khối lượng của các thành phần khi thay đổi khoảng
cách giữa các rib, số stringer = 7.......................................................................28
Hình 3- 17 - Đồ thị biểu diễn sự thay khối lượng của các thành phần khi thay
đổi khoảng cách giữa các rib, số stringer = 7................................................... 28
Hình 3- 18 - Bảng kết quả khối lượng của các thành phần khi thay đổi khoảng
cách giữa các rib, số stringer = 6.......................................................................29
Hình 3- 19 - Đồ thị biểu diễn sự thay khối lượng của các thành phần khi thay
đổi khoảng cách giữa các rib, số stringer = 6................................................... 29
Hình 3- 20 - Bảng kết quả khối lượng của các thành phần khi thay đổi khoảng
cách giữa các rib, số stringer = 5.......................................................................30
Hình 3- 21 - Đồ thị biểu diễn sự thay khối lượng của các thành phần khi thay
đổi khoảng cách giữa các rib, số stringer = 5................................................... 30
Hình 3- 22 - Bảng kết quả tổng khối lượng theo số stringer và khoảng cách
giữa các rib........................................................................................................ 31
Hình 3- 23 - Đồ thị sự biến thiên của khối lượng phụ thuộc sự thay đổi khoảng
cách giữa các rib................................................................................................ 31
Hình 3- 24 - Đồ thị sự biến thiên của khối lượng phụ thuộc vào sự thay đổi số
stringer............................................................................................................... 32
Hình 4- 1 - Hình vẽ 2D của trường hợp L = 0,35............................................. 34
Hình 4- 2 - Hình vẽ 2D của trường hợp số stringer = 5....................................35

– xi –


Hình 4- 3 - Bề dày của rear spar và upper skin của trường hợp L =0,35m, số
stringer = 5.........................................................................................................35
Hình 4- 4 - Bề dày rear spar và upper skin của trường hợp L = 0,3m, số
stringer = 5.........................................................................................................36
Hình 4- 5 - Hình vẽ 3D trường hợp L = 0,35m, so sánh độ dài của stringer khi
số stringer giảm dần.......................................................................................... 36

Hình 4- 6 – Hình vẽ 3D 2 trường hợp L = 0,3m và L = 0,35m với số stringer =
5......................................................................................................................... 37
Hình 4- 7 - Hình vẽ 3D trường hợp L = 0,35m và L = 0,3m............................37
Hình 4- 8 - Tổng quan các hình 3D...................................................................38
Hình 4- 9 - Hình vẽ 3D khung cánh máy bay chưa có upper skin và lower skin,
............................................................................................................................38
Hình 4- 10 - Hình vẽ 3D hộp cánh máy bay, mặt cắt tại gốc cánh...................39
Hình 4- 11 - Hình vẽ 3D hộp cánh máy bay, mặt cắt tại gốc cánh...................39
Hình 4- 12 - Hình vẽ 3D hộp cánh máy bay, mặt cắt tại mũi cánh,................. 40
Hình 4- 13 - Hình vẽ 3D khung cánh máy bay chưa có upper skin và lower
skin,....................................................................................................................40
Hình 4- 14 - Hình vẽ 3D hộp cánh máy bay, mặt cắt tại gốc cánh,..................41
Hình 4- 15 - Hình vẽ 3D hộp cánh máy bay, mặt cắt tại gốc cánh...................41

– xii –


Danh mục bảng biểu - List of Tables

Bảng 3.1 - Thông số máy bay CASA NC212...................................................18
Bảng 3.2 - Vật liệu sử dụng và tính chất...........................................................19
Bảng 3.3 - Các trường hợp tính.........................................................................20

– xiii –


– xiv –


GIỚI THIỆU ĐỀ TÀI - INTRODUCTION

Giới thiệu đề tài - Introduction
1.1 Background – Lý do chọn đề tài
Để hiểu rõ hơn về kết cấu của cánh máy bay và vận dụng được các kiến thức đã
học từ mơn Phân Tích Kết Cấu Máy Bay thì em chọn đề tài thiết kế hộp cánh
máy bay CASA NC212 để em có thể tìm hiểu, tính tốn và tự thiết kế hộp cánh
máy bay, từ đó có thể rút ra nhiều phương pháp tính tốn và thơng thạo các phần
mềm vẽ đồ họa sau khi học môn này.

1.2 Objectives – Mục tiêu của báo cáo
• Thiết kế Hộp Cánh Casa NC212
• Mục tiêu mô phỏng thiết kế hộp cánh máy bay:
- Hiểu các tiêu chuẩn thiết kế kết cấu.
- Có thể xác định chức năng cấu trúc.
- Lựa chọn bố cục phù hợp.
- Chọn vật liệu và quy trình phù hợp.
- Có thể định kích thước và phân tích cấu hình.
- Vẽ mơ hình bằng các phần mềm vẽ đồ họa.

1.3 Missions – Phương pháp tiếp cận
-

Nghiên cứu và tóm tắt các quy tắc thiết kế. Dựa trên các quy tắc, xây
dựng một cơng cụ Excel để tính tốn tự động và đơn giản hóa q trình
tối ưu hóa các tham số và từ các sơ liệu đó tiến hành vẽ mơ phỏng trên
các phần mềm như AutoCad, Catia,..

Nguyễn Hoàng Dung

1

CƠ SỞ LÝ THUYẾT - LITERATURE REVIEW

Cơ sở lý thuyết - Literature Review
Chương 2 gồm có 2 phần:
-

Phần 2.1 Xác định phân bố tải trên cánh máy bay CASA NC212;

-

Phần 2.2 Thiết kế và tính tốn khối lượng của một cánh máy bay dựa theo
các thông số của máy bay CASA NC212 và NACA 653-218.

Nguyễn Hoàng Dung

2


CƠ SỞ LÝ THUYẾT - LITERATURE REVIEW

2.1 Xác định phân bố tải trên cánh máy bay
Bao gồm tính phân bố lực nâng, phân bố lực cắt (Shear Force) và phân bố
moment uốn (Bending Moment). Dựa theo thông số máy bay, điều kiện bay và
phân bố khối lượng ban đầu tính được phân bố lực khí động trên cánh, kết hợp
hệ số tải và hệ số an toàn sẽ xác định được phân bố tải thiết kế trên cánh.

2.1.1 Phân bố lực nâng trên cánh
Hệ số lực nâng trên mỗi phần:

1 
4S
 2y 
c planfrom cl  c planfrom 
1  
2
b
 b 


2






2

1
4S
 2 y  
c planfrom 
1  
2
b
 b  
Cl  cl .CL  Cl  
 CL
c planfrom

Với
cplanform: chord length of section (m)
cl : lift coefficient on section in case lift coefficient is 1.0
y : position of section from central line (m)
S : wing area (m2 )
b : wing span (m)

Mà
L  Wcr 

1
V 2CL S
2

Vậy CL  0, 4
Suy ra

Nguyễn Hoàng Dung

3


CƠ SỞ LÝ THUYẾT - LITERATURE REVIEW
1 
160
 2y 
c planfrom 
1  
2

3,14 19
 19 
Cl  
c planfrom

2






 0, 4

Từ vị trí giữa cánh tại y = 3,503 m, c = 2,5 m ra tới mũi cánh thì độ lớn dây cung
cánh nhỏ dần (hình thang vng), độ lớn dây cung cánh tại y = 9,5m là c =
1,25m
Ta có phương trình mối liên hệ giữa y và c là: c = ay + b



2,5 3,503 a  b
1,25 9,5 a  b

 a  1250
5997
  b 3,230156745


Từ phương trình c = ay + b và các giá trị a, b đã biết ta dễ dàng tính được c tại y

tương ứng

ci  a. yi  b
Phân bố lực nâng trên mỗi phần:

1
Li  . .V 2 .Si .CL
2
Với

c c 
Si  ( yi 1  yi )  i i 1 
 2 

Nguyễn Hoàng Dung

4


CƠ SỞ LÝ THUYẾT - LITERATURE REVIEW

Hình 2- 1 - 1 bên cánh máy bay CASA NC212

2.1.2 Phân bố lực cắt trên cánh

SFi  SFi 1  Li

Nguyễn Hoàng Dung

5

CƠ SỞ LÝ THUYẾT - LITERATURE REVIEW

2.1.3 Phân bố Moment uốn

.
BM i  BM i 1  ( SFi 1  SFi ).

y
2

2.2 Thiết kế hộp cánh máy bay
Các thông số hình học cho hộp cánh dựa theo biên dạng cánh NACA 653-218
Chiều cao hộp cánh h = 14,4% dây cung cánh
Chiều rộng hộp cánh w = 40% dây cung cánh

Hình 2- 2 - Cấu tạo cơ bản của hộp cánh máy bay

Hộp cánh được cấu tạo chủ yếu từ: Rear spar, front spar, upper skin panel, lower
skin panel và ribs web.

Nguyễn Hoàng Dung

6


CƠ SỞ LÝ THUYẾT - LITERATURE REVIEW

2.2.1 Sizing Spar Webs ( Front Spar Web and Rear Spar Web)

2.2.1.1 Initial sizing
Torque due to aerodyamic force
T AC 

1
 V 2 cc mac  0,15 cL ( Nm )
2

cmac  0, 025
Torque due to shear force
TSF  0 ,1 5 c S F ( N m )

Shear flow due to torque
QT 

T
( N / m)
2A

Với T = TAC + TSF
Shear flow in webs due to shear force QV 

V
( N / m)
2h

Với V là vertical shear force
V  1, 5  2,5  SF

The net shear flow in the web

x
QW  QV  2 QT ( N / m)
w
Với x = 0,15c
(-) for rear spar web thickness and (+) for front spar web thickness
The web thickness

tw 

Qw
(m)
fs

Với fs là Shear strengh = 331 (Mpa)

Nguyễn Hoàng Dung

7


CƠ SỞ LÝ THUYẾT - LITERATURE REVIEW

2.2.1.2 Checking
Checking buckling due to shear.
Spar webs shall be sized by using shear criteria :
 all
 1.0
s

Với
s 

QT
t

Trong đó
 s là applied shear stress
 all là allowable shear stress, là giá trị nhỏ nhất của Skin shear local buckling

stress và allowable shear stress of the material.
2.2.1.3 Actual sizing
Diện tích của Spar web:
S  y  h

Khối lượng của Spar web:
m  V    S  tw  

Với
 spar  2810 kg / m3

Nguyễn Hoàng Dung

8


CƠ SỞ LÝ THUYẾT - LITERATURE REVIEW

2.2.2 Skin panel
2.2.2.1 Initial sizing upper skin and lower skin

Effective direct loads:
P

M
*1,5* 2,5
h

Với M là Bending Moment đã tính ở phần 1
Allowable stress:
1

 P 2
f b  AF B 

 wL 

Trong đó
L: the local rib or frame spacing
w: the width of the box perpendicular to the bending axis
P: the effective loads
A : a function of the material

FB: dependant upon the form of construction
Thickness (skin and stringer)

t

M
hwf b

Thickness (skin)

t skin  0, 65  t

Nguyễn Hoàng Dung

9


CƠ SỞ LÝ THUYẾT - LITERATURE REVIEW

tw
tskin

 2, 25 &

bw
 0, 65
b

Effective area (stringer + skin)

1 

Aeff  t  w  tw  bw  t   a
2 

Trong đó
b là khoảng cách giữa các stringers

bw là chiều cao stringer
tw là chiều rộng của stringer
t là bề dày của skin panel
a là số stringer
2.2.2.2 Checking upper skin and lower skin
a) Upper skin
Using compression and shear interaction criteria

 comp  s 2

 1.0
 cr  cr 2
σcomp : applied compression stress
τs : applied shear stress
σcr : critical compression stress (property of material)
τcr : critical shear stress (property of material)
Applied compression stress

Nguyễn Hoàng Dung

10


CƠ SỞ LÝ THUYẾT - LITERATURE REVIEW

 comp 

P
Aeff

P : the effective end load
Aeff : effective area (area of skin and stiffeners)
Applied shear stress
s 

tq
te (initial )

tq : shear flow due to torsion moment (from sizing spar webs)
te(initiale ) : initial skin thickness (from initial sizing)
Checking local buckling of skin and crippling stringer due to compression
Ứng suất nén đàn hồi trung bình khi local buckling vừa xảy ra:
2

1

t
fbe  KE    fb   fbe  fc  (c2 fb ) 2
b
fbe : average elastic compressive stress in panel at which local buckling first
occurs
K : buckling stress coefficent
fb : average compressive stress in panel at which local buckling first occurs
η : plasticity reduction factor defined by
fc : crippling stress
c2 : 0.2% compressive proof stress of strut material
b) Lower skin
Using tension and shear interaction criteria for lower skin sizing

Nguyễn Hoàng Dung

11